INGENIOS LUNARES Y PLANETARIOS.                  Capítulo 6º      Subcap. 15



<> PROGRAMAS DE VUELOS LUNARES Y PLANETARIOS. (PARTE1)


Índice de este Apartado:


<> PROGRAMAS DE VUELOS LUNARES Y PLANETARIOS.


1958

<> PROGRAMA PIONEER. USA.

> PIONEER 0.

> PIONEER 1.

> PIONEER 2.

> PIONEER 3.

> PIONEER 4.

> ATLAS-ABLE 4

> PIONEER 5.

> ATLAS-ABLE 5

> ATLAS-ABLE 5-B

> PIONEER 6.

> PIONEER 7.

> PIONEER 8.

> PIONEER 9.

> PIONEER 10 y 11. PRELIMINARES DEL GRAND TOUR.

> PIONEER 10.

> PIONEER 11.


1959

<> PROGRAMA LUNA. URSS.

> LUNIK 1.

> LUNIK 2.

> LUNIK 3.

> LUNIK 4.

> LUNA 5.

> LUNA 6.

> LUNA 7.

> LUNA 8.

> LUNA 9.

> LUNA 10.

> LUNA 11.

> LUNA 12.

> LUNA 13.

> LUNA 14.

> LUNA 15.

> LUNA 16.

> LUNA 17.

= LUNOKHOD 1.

> LUNA 18.

> LUNA 19.

> LUNA 20.

> LUNA 21.

= LUNOKHOD 2.

> LUNA 22.

> LUNA 23.

> LUNA 24.


1961

<> PROGRAMA VENERA. URSS.

> VENERA 1.

> VENERA 2.

> VENERA 3.

> VENERA 4.

> VENERA 5.

> VENERA 6.

> VENERA 7.

> VENERA 8.

> VENERA 9.

> VENERA 10.

> VENERA 11.

> VENERA 12.

> VENERA 13.

> VENERA 14.

> VENERA 15.

> VENERA 16.

<> PROGRAMA RANGER. USA.

> RANGER 1.

> RANGER 2.

> RANGER 3.

> RANGER 4.

> RANGER 5.

> RANGER 6.

> RANGER 7.

> RANGER 8.

> RANGER 9.


1962

<> PROGRAMA MARINER. USA.

> MARINER 1.

> MARINER 2.

> MARINER 3.

> MARINER 4.

> MARINER 5.

> MARINER 6.

> MARINER 7.

> MARINER 8.

> MARINER 9.

> MARINER 10.

<> PROGRAMA MARS. URSS.

> MARS 1.

> MARS 2.

> MARS 3.

> MARS 4.

> MARS 5.

> MARS 6.

> MARS 7.


1964

<> PROGRAMA ZOND. URSS.

> ZOND 1.

> ZOND 2.

> ZOND 3.

> ZOND 4.

> ZOND 5.

> ZOND 6.

> ZOND 7.

> ZOND 8.


1966

<> PROGRAMA SURVEYOR. USA.

> SURVEYOR 1.

> SURVEYOR 2.

> SURVEYOR 3.

> SURVEYOR 4.

> SURVEYOR 5.

> SURVEYOR 6.

> SURVEYOR 7.

<> PROGRAMA LUNAR ORBITER. USA.

> LUNAR ORBITER 1.

> LUNAR ORBITER 2.

> LUNAR ORBITER 3.

> LUNAR ORBITER 4.

> LUNAR ORBITER 5.


1974

<> PROGRAMA HELIOS. USA ALEMANIA FEDERAL.

> HELIOS A.

> HELIOS B.


1975

<> PROGRAMA VIKING. USA.

> VIKING 1.

> VIKING 2.


1977

<> PROGRAMA VOYAGER. USA

> EL PROYECTO GRAN TOUR.

> EL PROGRAMA VOYAGER.

> VOYAGER 2
    > VOYAGER 1


1978

<> PROGRAMA PIONEER-VENUS. USA.

> PIONEER VENUS 1

> PIONEER VENUS 2


1984

<> PROGRAMA VEGA. URSS

> VEGA 1

> VEGA 2


1985

<> SONDAS SAKIGAKE Y SUISEI. JAPÓN

> SAKIGAKE.

> SUISEI

<> SONDA GIOTTO. ESA-EUROPA


1988

<> PROGRAMA FOBOS. URSS

> FOBOS 1

> FOBOS 2


1989

<> SONDA MAGELLAN. USA

<> PROGRAMA GALILEO. USA


1990

<> SONDA HITEN. JAPÓN

<> SONDA ULYSSES. ESA-EUROPA / USA


1992

<> SONDA MARS OBSERVER. USA


1994

<> PROGRAMA CLEMENTINE. USA

> CLEMENTINE 2


1995

<> SONDA SOHO. ESA-EUROPA / USA (*)


1996

<> SONDA NEAR. USA

<> SONDA MARS GLOBAL SURVEYOR. USA

<> SONDA MARS 96. RUSIA.

(*) Misiones que continúan al redactar estas líneas.


Continuación cronológica de sondas lunares y planetarias    =====>  IR A LA PARTE 2:



Otras misiones no catalogadas.




<> PROGRAMAS DE VUELOS LUNARES Y PLANETARIOS.

    Se relacionan los programas de vuelos a la Luna y los planetas de cualquier país y los de órbita solar para el estudio de nuestra estrella, cometas, asteroides, o el espacio interplanetario, por orden cronológico o de aparición, según el primer lanzamiento, momento del comienzo real del programa, con destino lunar, planetario, etc. Alguno de los programas es múltiple, con sondas una vez a un planeta y otra vez a otro, e incluso con alguna misma misión que visitó sucesivamente varios planetas. Finalmente se referencia un apéndice con otras misiones no incluidas en programas específicos de investigación lunar o planetaria; programas de satélites terrestres por lo general que ocasionalmente destinaron alguno o varios de sus ingenios hacia la Luna o los planetas inmediatos (Venus o Marte).

<> PROGRAMA PIONEER.   USA.

    El Pioneer es el primer programa de sondas interplanetarias que se comienza a ejecutar en la Historia Astronáutica. Fue creado por los Estados Unidos, primero para el estudio de la Luna, y luego del espacio interplanetario y los planetas exteriores.
    En el programa Pioneer, que se traduce por Pionero, se distinguen claramente tres fases de su dilatada existencia. En una primera etapa se pretendía ensayar el disparo hacia la Luna y tratar de efectuar las primeras investigaciones acerca de ella. Estos ensayos fueron un fracaso y ningún aparato logró su objetivo. Los planes de la primera parte del proyecto Pioneer habían sido anunciados el 27 de marzo de 1958. En el programa participarían los 3 ejércitos USA. La USAF lanzaba 3 Pioneers (Pioneer 1 y 2, y el Able 4) por medio de la División de Proyectiles Balísticos (AFBMD), de Los Ángeles, California; la US Army efectuaba 2 disparos a través de su ABMA, Agencia de Misiles de Huntsville, Alabama; y la US Navy colaboraba en la construcción de aparatos científicos de investigación. Las sondas Pioneer 3 y 4 serían construidas por el JPL en dependencia del Ejército y lanzadas con el cohete Juno. La intervención de la NASA se produce desde octubre de 1958 como mero órgano gestor y delegando en el estamento militar el resto de funciones. De los 5 primeros disparos solo el último consiguió un éxito relativo al lograr situarse en órbita solar. Los otros 4 no lograron escapar del campo de gravedad de la Tierra.
    Luego, con la NASA, el programa pasó totalmente a manos de ésta, quien dio un nuevo giro al proyecto. Las naves Pioneer tenían ahora como misión la investigación del espacio interplanetario. Esta segunda parte fue aprobada el 6 de noviembre de 1962 y se planificaron 4 vuelos, a los que se añadiría luego otro. Fue entonces cuando los Pioneers comenzaron el aporte de datos realmente importante, desde sus posiciones en órbitas solares entre Marte y Venus, en principio solo entre la Tierra y Venus. El programa de investigaciones lunares sería pues otro y no ya el Pioneer. Los nuevos ingenios, a partir del sexto, llevan ya sus células solares sobre la superficie de la sonda, a la vez que desaparecen los paneles, y su peso es de unos 60 Kg. Además el sistema de estabilización se perfeccionó con giroscopios de modo sofisticado.
    La tercera fase del programa, aprobada en 1969 y desarrollada también por la NASA por medio del JPL de Pasadena al igual que la fase anterior, pretende efectuar investigaciones principalmente de los planetas gigantes de nuestro sistema solar, colaborando ahora con el ARC, también californiano. Esta última parte del programa declina con el lanzamiento del Pioneer G (11) en 1973, con cuya misión concluirá.
    Puesto que las características morfológicas e investigadoras de cada Pioneer fueron diferentes para cada cual, ya que las misiones también eran distintas, se deja la señalización de las mismas para cada misión. Del mismo modo, los vuelos también han sido diferentes. Asimismo, los cohetes empleados para el disparo de los Pioneers han sido varios, Thor Able, Juno II, Atlas Able, Atlas Centaur y Thor Delta.
    La primera parte del programa se desarrolla entre 1958 y 1960, la segunda entre 1965 y 1969, y la tercera comenzó en 1972.
    De las características concretas de la tercera fase del programa se trata más adelante, después de los vuelos restantes, y con antelación a las misiones de los ingenios lanzados dentro de dicha tercera parte del programa Pioneer.
     En 1978 se lanzaron dos Pioneer más, llamados Pioneer Venus 1 y 2, o también Pioneer 12 y 13, con destino al planeta Venus, en diferentes misiones. Se tratan, por su diferenciación en diversos aspectos, como programa aparte o independiente (véase PROGRAMA PIONEER VENUS).

    > PIONEER 0.             17 AGOSTO 1958

    El primer Pioneer fue lanzado en Cabo Cañaveral el 17 de agosto de 1958 por medio de un cohete Thor Able I, como proyecto de la USAF. El Pioneer fue denominado también ABLE 1 y LUNAR PROBE (Cápsula lunar) y tenía un peso de 37,8 Kg y llevaba, además de baterías y sistema de comunicaciones, un magnetómetro, un termómetro, un micrófono (presuntamente para identificar impactos de micrometeoritos), un detector de la densidad de la radiación y una cámara de TV IR que debía detectar la Luna en el acercamiento. Tenía forma cilíndrica por un lado y doble cónica por el otro, y medía 72 cm de diámetro y 45 cm de altura, sin contar la medida de las toberas; la proa llevaba un motor de frenado TX-8 de propulsante sólido de 13.300 newtons para intentar, al llegar a la Luna, situarse en una órbita sobre ella (de 65.000 Km). En la base se unía a la última fase del cohete, o cuarta, que disponía de 8 verniers de propulsante sólido dispuestos en forma anular, denominado Injection Block, y que suponían 1.930 Newton de empuje. Construido en secreto por la Marina, se achacó su elaboración a la empresa Space Technology Laboratories. Se dijo que la sonda iba esterilizada por si impactaba en la Luna. El lanzamiento tenía una ventana de 20 min.

17 AGOSTO 1958
12 h 18 min. GMT. Es lanzado el Pioneer 0 en la rampa 17A de Florida. A los 77 segundos de elevarse, hallándose a 15.300 m de altura, la primera fase del cohete portador Thor, el 127, falló estrepitosamente, por fallo de la bomba del LOX y la rotura de un tanque, provocando un estallido, cayendo la sonda a continuación al océano Atlántico a los 2 min 3 seg de partir. De este modo finalizaba el primer intento de alcanzar la Luna y cuyo costo ascendió entonces a 10 millones de dólares.
    La prueba constituyó a la vez el proyecto Mona de la USAF, primero de sondas lunares, que se continuó con 5 disparos más, 3 de ellos de Thor Able y 2 de Juno II, pero que al final fue un proyecto integrado en el programa Pioneer.

    > PIONEER 1.                 11 OCTUBRE 1958

    Se pretendía en esta misión situar en órbita lunar un ingenio que desde su posición rotatoria en nuestro gran satélite fotografiara la superficie del mismo con una especie de cámara fotográfica, bastante tosca, construida con un espejo y células fotoeléctricas, que enviaría imágenes junto a otra cámara de TV. Este Pioneer, también llamado Able 1, llevaba además magnetómetro y detector de rayos cósmicos. En total, la carga útil pesaba solo 17 Kg. El peso total del ingenio, situado sobre la fase tercera del cohete Thor Able de propulsante sólido encargado de impulsarlo, ascendía a 38,28 Kg. Su estabilización se realizaba por rotación a una velocidad de 1,8 vueltas por segundo
    El Pioneer 1 constaba de dos partes, una sección de propulsores de 20 Kg de peso para correcciones de trayectoria y una carga de aparatos y sistemas de 17,08 Kg envueltos en una cápsula plástica de 890 gramos de peso. La forma del ingenio era cilíndrica, de 1,5 m de longitud y 74, 2 cm de diámetro.

11 OCTUBRE 1958.
08 h 42 m. GMT. Es lanzado en la LC-17A de Cabo Cañaveral el cohete Thor Able I de 3 fases y 26,85 m de altura portador del Pioneer 1. El disparo corre a cargo de la USAF y el US Army para la NASA que así desarrolla su primer vuelo espacial. El vuelo evoluciona al principio normalmente. Tras agotarse la primera fase y separarse los 2 min 40 seg de vuelo, sobre los 50 Km de altura, entró en acción la segunda, dotada de 8 boosters. Tal segunda fase funciona durante 2 min y también es separada. El resto de la astronave comienza a girar, a razón de 2 vueltas por seg, tras un encendido de motores menores y con fines de estabilización, y una vez separados las conchas de protección aerodinámica de la carga útil. La fase tercera funciona durante 8 seg. Pero la velocidad final del cohete es menor de la necesaria e impide que la nave adquiera la velocidad de escape para alcanzar la Luna.
    En definitiva, el Pioneer 1 alcanza una velocidad de solo 37.526,4 Km/h, en vez de los 38.454,4 precisos para conseguir el objetivo; aunque luego, con 8 boosters de la fase final, se añadieron 160 Km/h más, ello no fue suficiente. La máxima altura, o distancia de la Tierra, que se logró fue de 113.854 Km, con una inclinación de 31,7º respecto al Ecuador; su número COSPAR es 1958 Eta-1. Un fallo, debido al frío espacial, hace que las baterías fallen y no haya el necesario nuevo encendido del motor. La menor velocidad alcanzada se debía a un prematuro apagado de la segunda etapa por fallo en el proceso de sus datos. También la tercera registró problemas de estabilidad.

13 OCTUBRE 1958.
03 h 59 m. Justo al final del día número dos de vuelo, el Pioneer 1, tras regresar fracasado en su trayectoria y habiendo conseguido tan solo el citado apogeo, se precipita, después de un vuelo de 43 h 17 m, en la alta atmósfera, desintegrándose en poco tiempo sobre el Océano Pacífico, a 3.000 Km de las costas sudamericanas.

    A pesar de todo, en su corto vuelo, el Pioneer 1 realizó investigaciones sobre la extensión de los cinturones de radiación Van Allen, midiendo el campo magnético, y estudió la frecuencia meteorítica detectada a su paso por el espacio.

    > PIONEER 2.           8 NOVIEMBRE 1958

    El Pioneer 2 fue lanzado el 8 de noviembre de 1958, a las 7 h 30 m, GMT, en la rampa del LC-37 Cabo Cañaveral por la USAF, y es su última prueba del proyecto Mona. Su peso era de 39,5 Kg, de ellos 15,2 de instrumental científico, y el cohete encargado de impulsarlo era un Thor Able 1. Fue construido por la empresa TRW, entonces Laboratorios de Tecnología Espacial. También fue llamado Able 3 y sus características fueron las mismas de las anteriores sondas; llevaba no obstante un modelo renovado de escáner de imágenes y una nueva batería.
    Esta misión fue un nuevo fracaso cuando la tercera etapa del cohete impulsor no acertó a encenderse; el cohete había sido modificado, siendo dotado de 2 retropropulsores para la mejor separación de la fase segunda. Así, al no alcanzar la velocidad de escape, el ingenio volvió a caer hacia la Tierra para desintegrarse en la alta atmósfera sobre el Atlántico; en su paso por el espacio, no obstante, se obtuvieron datos sobre radiación del entorno. El apogeo fue de 1.520 Km y el vuelo solo duró 42 minutos.
    La misión de alcanzar la Luna por vez primera quedaba pues una vez más para otro Pioneer.

    > PIONEER 3.      6 DICIEMBRE 1958

    La misión Pioneer 3, en un nuevo intento de alcanzar nuestro gran satélite natural, se ultima el 6 de diciembre de 1958 en que es lanzado en la rampa 5 de Cabo Cañaveral, a las 05 h 44 m 52 seg GMT, esta vez el cohete Juno II. Colabora esta vez en la misión el JPL de California con el Ejército USA. El peso del Pioneer es de 5,87 Kg y mide 51 cm de altura y 23 cm de diámetro máximo, en forma de cono de fibra de vidrio, ofreciendo su exterior unas rayas alternativamente blancas y negras como primitivo sistema de regulación térmica. Lleva como instrumental científico un sensor fotoeléctrico y dos contadores Geiger-Muller para la radiación. Las baterías solo tenían autonomía para 75 horas. Su número COSPAR es 1958 Theta 1.
    Pero nuevamente una serie de circunstancias hace fracasar al cohete y dar al traste con el cuarto Pioneer. El motor de la primera fase se paró 3,7 seg antes de lo debido, lográndose después solo 37.770 Km/h en vez de los 39.178 necesarios esta vez. La velocidad de escape no es pues alcanzada y el ingenio, luego de alcanzar una altura de 101.727 Km, se proyectó como un meteorito en la alta atmósfera al cabo de las 36 horas y 6 minutos de vuelo (día 7 de diciembre) sobre el África Ecuatorial francesa. Además, la inclinación de la trayectoria fue 1º menor de lo proyectado, cifra que al final se incrementó hasta los 3º a gran altura.
    En su corto viaje, el Pioneer 3 transmitió datos relativos a rayos cósmicos y radiaciones. Gracias a las transmisiones telemétricas del Pioneer 3 se descubrió el segundo cinturón de radiación de la magnetosfera. Uno de sus objetivos habría sido obtener imágenes de la cara oculta lunar.

    > PIONEER 4.                3 MARZO 1959

    Nuevamente en la misión Pioneer 4, preparada por el Ejército USA y el JPL, se pretende alcanzar la Luna, pasando esta vez a 32.187 Km de la misma. El cohete impulsor es otra vez un Juno II, de 4 etapas y 53,6 Tm de peso. El ingenio Pioneer 4 era un cono con una pequeña base cilíndrica. Disponía de 2 contadores Geiger del tamaño de un cigarrillo, una primitiva cámara de TV en sistema fotoeléctrico y un radiotransmisor de 150 vatios con capacidad para emitir por espacio de un recorrido de 80 millones de Km y el cual transmitía en los 19,997 MHz, 14,992 m de longitud de onda, y 183,6 MHz, 1,5612 m. En el exterior, el ingenio contaba con 4.800 células solares distribuidas en pequeños paneles; además disponía de pilas de mercurio para suministro eléctrico hasta 90 horas. Iba semichapado en oro con el fin de facilitar la difusión de radioseñales. Su peso era de 5,87 Kg y medía 22,8 cm de diámetro máximo y 50,8 cm de altura, en forma cónica como se dice. De una estructura construida en de fibra de vidrio, tenía en el exterior unas bandas blancas como sistema regulador térmico pasivo.

3 MARZO 1959. 
17 h 10 m 56 s. GMT. Es lanzado en Cabo Cañaveral el Juno II impulsor del Pioneer 4. Las dos primeras fases del Juno iban girando en el lanzamiento para su control a 700 revoluciones por minuto. Al separarse la fase primera, ya atravesadas las capas atmosféricas más densas, la rotación es disminuida a las 9,5 revoluciones al minuto. Esta reducción se lleva a cabo mediante la extensión de unos cables con pesos de 7 gramos en sus extremos. El lanzamiento resulta eficaz y el ingenio alcanza la velocidad de escape, pero la actuación de la segunda fase se prolonga 1 seg más de lo debido y la trayectoria no resulta la exactamente esperada. Encontrándose a 116.500 Km de altura, la velocidad es de 2.910 m/seg. Su número COSPAR es 1959-4A.

4 MARZO 1959.
     A 334.000 Km, la velocidad es de 2.100 m/seg pero excede sobre la precisa en 550 m/seg por la razón antes señalada.
17 h 25 m A esta hora aproximadamente, el Pioneer 4, 41 h 14 m después del despegue, pasa a la distancia mínima de 59.680 Km de la Luna, su objetivo, cuando está a 385.000 Km de la Tierra. El fallo en el acercamiento fue debido a una desviación inicial de 3.
    De cualquier modo, el Pioneer 4 se convirtió en el segundo ingenio terrestre y primero USA que consigue acercarse, aun mediando la citada considerable distancia, a la Luna.
    Después de sobrepasar el campo de gravedad lunar el Pioneer quedó atrapado en el campo del Sol, es decir, se convirtió en un minúsculo planeta artificial, siendo el segundo tras el Lunik 1 URSS.

6 MARZO 1959. 
    En la segunda mitad de este día, a las 82 horas de vuelo, el transmisor telemétrico del Pioneer cesaba de emitir datos. Por entonces la distancia alcanzada desde la Tierra por el Pioneer se cifró en al menos unos 655.000 Km. Mientras funcionó el ingenio envió importantes datos sobre rayos cósmicos, entre otras cosas.

8 OCTUBRE 1959
    El Pioneer 4 llega al afelio de su órbita a las 20 h, hora de Florida.
    Desde entonces pues, el Pioneer 4 gira, ¿quién sabe en que estado?, en un órbita solar próxima a la Tierra pero en sentido contrario a ésta. Su año, o tiempo en que da una vuelta alrededor del Sol, es de 397 días terrestres. El afelio de la órbita es de 169.750.000 Km y el perihelio es de unos 146.720.000 Km; el semieje mayor es de 158,1 millones de Km y la distancia mínima a la trayectoria del planeta Marte es de, poco más o menos, 43 millones de Km. El plano de la órbita en que gira tiene 1,30º de inclinación.

    > ATLAS-ABLE 4                 26 NOVIEMBRE 1959. 

    También llamado Able-4 y Pioneer P-3, tenía un peso de 168,7 Kg tenía por misión entrar en órbita lunar de 4.500 Km de apolunio por 2.500 Km de perilunio para el estudio de la Luna y el espacio.

24 SEPTIEMBRE 1959.
    Explota en una prueba estática en la rampa 12 de Cabo Cañaveral un cohete Atlas-Able 4 que debía haber impulsado un Pioneer P1 –que no iba aun sobre la proa, por lo que se salvó- a una órbita lunar. La rampa quedó tan deteriorada que se tardó 5 meses en su reconstrucción. Fue el primer Atlas sobre el que se había dispuesto una fase suplementaria.
    El peso del ingenio Pioneer era de 176 Kg, tenía forma esférica de 1 m de diámetro, construido en aluminio, y dotado de 4 paneles solares (los primeros en un satélite) con aproximadamente mil por panel; también lleva pilas de níquel-cadmio. Disponía de sensores de radiación e ionización, un contador Geiger, un espectrómetro, magnetómetros y otros aparatos.

26 NOVIEMBRE 1959. 
07 h 26 m, GMT. Es lanzado en la LC-14 de Cabo Cañaveral el ingenio de 168 Kg de peso llamado ATLAS ABLE II, o ABLE 4, por medio de un cohete de igual nombre. Pero la prueba es un fracaso al fallar estrepitosamente el cohete sin entrar en órbita. El fallo se registró a los 45 segundos de vuelo al desprenderse la carcasa de la carga útil, cayendo también la última etapa, que explota, como también lo hará luego el propio Atlas; sus restos fueron recogidos y analizados, decidiéndose luego cambiar la forma y características de la carcasa de proa. La experiencia debía de haber formado parte, al igual que otros 2 Atlas Able posteriores, del programa investigador del espacio interplanetario que venía a ser ya el Pioneer, con entrada en órbita lunar.

    > PIONEER 5.       11 MARZO 1960

11 MARZO 1960.     
    La prueba anterior es repetida ahora con otro destino pero esta vez con éxito, no sin antes, el 15 de febrero, acumular otro fracaso con una explosión en un ensayo estático. El cohete impulsor es un nuevo Thor Able IV de 27 m de altura, de 3 fases, 48 Tm de peso y 79,5 Tm de empuje. El lanzamiento efectuado a las 13 h GMT en la rampa 17A de Cabo Cañaveral se efectúa ahora con exactitud y las fases funcionan normalmente, lográndose la velocidad de escape.
    El ingenio Pioneer 5, también llamado Able 6 y P-2, tenía forma de una esfera con cuatro aspas, con envergadura de 1,4 m, que eran en realidad 4 paneles solares con 4.800 células en total, gracias a los cuales la nave se abastecía de energía eléctrica y con ayuda de 28 baterías recargables de níquel cadmio. El peso era de 42,84 Kg y el diámetro de la esfera era de 66 cm. Para transmitir contaba con 2 emisoras, una de 150 vatios que funcionó hasta recorrer casi 100 millones de Km y otra de 5 vatios que solo lo hizo hasta los 15 primeros millones de Km. Transmitían en los 378 megaciclos, 0,794 m de longitud de onda, y 960,05 MHz, 0,31227 m. La antena estaba construida en fibra de vidrio envuelta en laminillas de oro. Construido por la Space Technology Laboratories para el Centro Goddard con un diseño basado en el satélite Explorer 6; los aparatos científicos son realizados por el citado centro.
    La misión del nuevo Pioneer ya no es la de alcanzar la Luna sino la de situarse en órbita alrededor del Sol, entre la Tierra y Venus, para llevar a cabo desde allí investigaciones del espacio interplanetario, el Sol, etc. La órbita del ingenio se localiza entre la de nuestro planeta y la de Venus, tal como estaba previsto, en los parámetros siguientes: 120.550.000 Km de perihelio, 148.500.000 Km de afelio, 312 días terrestres de período orbital o duración de su año, y un plano de la trayectoria idéntico al de la Tierra, con una inclinación orbital de 3,35; el semieje de la órbita es de 134 millones de Km. Su órbita pasa a 10 millones de Km de la de Venus.
    El 3 de mayo siguiente el ingenio ya estaba a 11,265 millones de Km de la Tierra, convertido ya en un minúsculo planeta artificial, y seguirá en comunicación con la Tierra hasta los 36,2 millones de Km de distancia, lo cual es entonces un nuevo récord. Esto ocurre el 26 de JUNIO siguiente en que capta sus señales el Observatorio británico de Jodrell Bank durante 6 min. Con ello, el Pioneer 5 se convirtió en el primer ingenio que enviaba datos sobre el espacio comprendido entre la Tierra y Venus. La interrupción de señales, ocasionada luego de cubrir la distancia antes citada, se produjo pues al cabo de 107 días, el 26 de junio siguiente.
    Los aparatos de que disponía (magnetómetro, contador Geiger, 2 detectores de rayos cósmicos, contador de micrometeoritos, etc.) le permitieron enviar datos acerca de campo magnético interplanetario, rayos cósmicos, frecuencia meteorítica, intensidad del viento solar y densidad del gas ambiental interplanetario. Particularmente delimitó el campo magnético terrestre en los 64.373 Km, el doble más de lo esperado, captó un campo magnético interplanetario causado por ente desconocido por entonces, etc. Su número COSPAR es 1960 Alpha 1.

    > ATLAS-ABLE 5        25 SEPTIEMBRE 1960

    También llamado Able 5, Atlas Able V-A y Pioneer P-30, fue un ingenio de 175,5 Kg de peso con misión de tomar datos del entorno espacial que atravesaba entre la Tierra y la Luna, entre los 3.218 y 4.827 Km de altitud. Para ello llevaba un detector de plasma y un espectrómetro. Lanzado a las 15 h 13 min GMT en Cabo Cañaveral, falló la segunda fase del cohete lanzador Atlas Able por problemas con el sistema de bombeo del oxidante y el ingenio no se satelizó. La fase 3 tampoco actuó y la carga cayó quemándose sobre la alta atmósfera.

    > ATLAS-ABLE 5-B        15 DICIEMBRE 1960

    Nuevo intento de lanzamiento en la rampa 12 de Cabo Cañaveral con un Atlas Able a las 9 h 11 m, GMT, el 15 de diciembre de 1960, de un Pioneer, de 175 Kg de peso, llamado también Pioneer Z y P-31, con un Atlas Able que también supone otro fracaso al estallar el mismo al encenderse antes de tiempo la fase Able, a los 1 m 8 seg de partir, a unos 12 Km de altura. El destino incumplido de la sonda es de nuevo la órbita lunar y la investigación del espacio entre la Tierra y la Luna.

    > PIONEER 6.           16 DICIEMBRE 1965

    Comenzada luego una nueva etapa del programa Pioneer, orientada ahora hacia el estudio del espacio interplanetario, las nuevas naves Pioneer son modelos muy perfeccionados, piénsese que ya estamos además cinco años después del anterior intento, y están especialmente adaptados a la particular misión. No obstante, después de la prueba del Pioneer 5, o Pioneer A, en marzo de 1960, se intentó llevar a cabo una nueva experiencia en el programa pero no para estudiar el espacio desde una órbita solar sino desde una órbita lunar, estudiando también el suelo selenita desde tal posición.

16 DICIEMBRE 1965
    Por fin, tras los citados 5 años de pausa, el programa es reanudado y el 16 de diciembre de 1965 es lanzado con éxito a las 07 h 31 m GMT en Cape Kennedy el Pioneer 6, de 63,5 Kg de peso y forma de tambor de 89 cm de alto por 94 cm de diámetro; llevaba además un mástil de 1,32 m de largo con 2 antenas y otros 3 de 1,62 m, uno con un magnetómetro y los otros con pequeños motores de orientación y estabilización. El cohete impulsor es un TAID. El destino es una órbita solar y se esperaba que el ingenio transmitiera durante 6 meses, pero el mismo transmitirá sin embargo durante décadas; la velocidad de transmisión es a razón de 16 bits/seg. También disponía de 10.368 células solares con las que se aportaban 80 vatios. Fue construido por la TRW y constó de 56.000 piezas, siendo 6 los aparatos científicos. Su número COSPAR es 1965-105A.
    El vuelo se desarrolla con normalidad y el ingenio, gracias a la última fase del cohete portador, alcanza la velocidad necesaria y escapa del campo de gravedad de nuestro planeta para quedar luego atrapado, tal y como estaba previsto, en una órbita solar situada entre la Tierra y el planeta Venus, de 311 días terrestres de período y 0,985 UA de afelio y 0,814 UA de perihelio. Desde tal posición, el Pioneer 6 envió importante información relativa a radiaciones, etc, del espacio interplanetario. También efectúa estudios sobre el Sol, de quien por otra parte obtenía por medio de paneles solares la energía eléctrica suficiente para alimentar a los aparatos de a bordo; los paneles iban sobre la propia superficie.
    En 1969, cuatro años después, el Pioneer 6 aun seguía transmitiendo sin novedad y en especial se le prestó atención en los vuelos Apollo para evaluar la intensidad del viento solar. En 1980, a los 15 años de vuelo, seguía haciéndolo con lo que se convertía en el ingenio espacial que más tiempo había permanecido en un vuelo a gran distancia funcionando. Para entonces había recorrido más de 15.000 millones de kilómetros y retransmitido 4.000 millones de unidades de información relativa a la Tierra, y sobre todo del Sol, dando datos sobre su corona y su lado no visible desde la Tierra en relación a la posición de la sonda; también envía datos sobre la cola de un cometa.
    En 1981 la expectativa con la Pioneer 6 es que podría seguir enviando datos durante otra década más. Pero tal expectativa se vería sobrepasada porque aun en 1995, a los 30 años de su lanzamiento, enviaba señal desde unos 50.000.000 Km; para entonces había dado 35 vueltas al Sol recorriendo unos 28.800 millones de Km. Dado el tiempo transcurrido, todo un récord, el interés por este ingenio era especial. Sin embargo, por igual motivo, los paneles solares estaban bastante deteriorados y aportaban poca energía, que se destinaba solo a 2 de los aparatos científicos, el detector de plasma y el de rayos cósmicos. Los contactos con este ingenio se venían realizando hasta entonces cada 6 meses.
    En octubre de 1997 se logro establecer contacto con la sonda y se observó que aun funcionaban 2 de sus instrumentos científicos. Se hizo otro intento de conexión con la sonda el 8 de diciembre de 2000 para conmemorar el 35 aniversario de la misma, siendo entonces el ingenio operativo americano más antiguo en el espacio.

    > PIONEER 7.        17 AGOSTO 1966

    El Pioneer 7, también llamado Pioneer B y AIMP-D, fue lanzado a las 15 h 20 m GMT en Cabo Kennedy el 17 de agosto de 1966 por medio de un impulsor tipo Thor Delta TAID.
    El Pioneer 7 debía efectuar 6 experimentos de índole diversa, sobre radiaciones, micrometeoritos y otros, desde una órbita solar en que se iba a situar, siguiendo en comunicación con el centro de control del JPL hasta los 300 millones de Km recorridos en tal órbita.
    El ingenio que también efectuó investigaciones solares se mueve desde entonces como un minúsculo planeta artificial, entre las trayectorias de los planetas Tierra y Marte, en una órbita de 1,125 UA de afelio, 1,01 UA de perihelio, 402,95 días terrestres de período y una inclinación del plano orbital de 0,1º. Su número COSPAR es 1966-075A.
    Para suministrar energía eléctrica a sus aparatos, el Pioneer disponía de un sistema de paneles solares. El peso del ingenio ascendía a 64 Kg y también fue construido por la TRW.
    El 25 de septiembre del mismo año del lanzamiento, a 5,25 millones de Km de la Tierra, cruzó la cola del campo magnético de nuestro planeta dando testimonio de la prolongación del mismo en aquellas distancias. En 1977 volvería a captar tal cola magnética terrestre a unos 19 millones de Km de distancia de nosotros.
    En agosto de 1972, a unos 312 millones de Km de la Tierra, la sonda dejó de emitir por falta de energía eléctrica, pero más tarde el sistema se recuperó y pudo volver a hacer funcionar al Pioneer.
    El 20 de marzo de 1986 se cruzó a 12.300.000 Km del cometa Halley y obtuvo datos de la incidencia del viento solar en la cola cometaria.
    En 1995 tuvo lugar el último contacto con la Pioneer 7, que no volvió a ser seguida.

    > PIONEER 8.      13 DICIEMBRE 1967

    Por medio de un cohete impulsor Thor Delta TAID, el 13 de diciembre de 1967 a las 14 h 08 m GMT fue lanzado en Cape Kennedy el Pioneer 8, o Pioneer C, con la misión de situarse en una órbita solar, desde donde realizaría importantes investigaciones. El impulsor llevaba también al satélite denominado TTS-1. El número COSPAR del Pioneer 8 es 1967-123A.
    Una de las principales misiones del Pioneer 8, que pesaba 66 Kg, es la de estudiar la extensión del campo magnético terrestre en el lado opuesto al Sol, es decir, en su parte más extensa. Pero además se le utilizó para experimentar con el recién creado sistema de comunicaciones o red Apolo, al lanzarse con él un satélite terrestre.
    El Pioneer 8 también efectúa además estudios sobre otro tipo de radiaciones e investigaciones polares. En total el número de experimentos fue de 7.
    La órbita que sigue el Pioneer 8, que obtenía energía eléctrica por medio de paneles solares, se encuentra a una distancia de la Tierra de 5,6 millones de Km, entre las órbitas de la Tierra y Marte, con 0,99 UA de perihelio y 1,087 de afelio y 386,6 días de período.
    En agosto de 1996 aun le funcionaba un detector de campos eléctricos, pero no el resto de aparatos.

    > PIONEER 9.        8 NOVIEMBRE 1968

    En Cape Kennedy fue lanzado a las 09 h 46,5 m GMT el 8 de noviembre de 1968 un nuevo Pioneer, también llamado Pioneer D, y el que llevaría el número 9, décimo en realidad, por medio de un cohete Delta DSV 3 E que también llevaba un ingenio TETR-2. Fue situado en órbita solar de 0,99 UA de afelio, 0,756 UA de perihelio y 297,65 días de período, y desde ella realizó importantes investigaciones solares y sobre radiaciones entre la Tierra y Venus. En total se realizarían 8 experimentos.
    Se alimentaba de energía eléctrica que obtenía con sus paneles solares. Su peso era en Tierra de 70 Kg, en cuanto a la carga útil de aparatos. Su número COSPAR es 1968-100A.
    El 3 de marzo de 1987 se dio como perdido luego que el 18 de mayo de 1983 dejara de emitir y desde entonces se intentara enlazar con el mismo.

    El 27 de AGOSTO de 1969  a las 21 h 59 m GMT se intentó lanzar el llamado PIONEER E en Cabo Cañaveral, de 67 Kg de peso, pero al lanzador Delta L le falla el sistema hidráulico al partir y hubo de ser destruido. Era de las características y objetivos de los cuatro anteriores Pioneer.

    Después de este último Pioneer, se efectúan ya los lanzamientos de los ingenios destinados a explorar los planetas gigantes exteriores. Estos nuevos ingenios se catalogan en una numeración que continúa la primera fase del programa, a la vez que se les da el número real continuado al Pioneer 9; es decir, al Pioneer 10 también se le denomina Pioneer F, en la correspondencia de la F al número 6. Esta tercera parte que comienza con el Pioneer 10 recibe ya un nombre concreto y posee otras características muy definidas respecto a las anteriores fases del programa.

    > PIONEER 10 y 11. PRELIMINARES DEL GRAND TOUR.

    Los Pioneer 10 y 11 forman la tercera generación Pioneer y son de por sí el programa APP, prueba planetaria de avance, ensayo previo del llamado Grand Tour o "gran jira", o viaje o excursión para el estudio de los planetas exteriores a excepción de Marte, esto es, desde Júpiter, incluido, hacia más allá.
    Los dos primeros se desarrollan entre 1972 y 1975, tras ser iniciados en 1969, bajo control del ARC encargado de estudias y el proyecto Pioneer‑Júpiter. En realidad, se aprovechan las ventanas de lanzamiento a Júpiter, que son cada 13 meses, entre el 26 de febrero y 26 de marzo de 1972, y entre 30 de marzo y 1 de mayo de 1973. La dirección del programa está a cargo de Charles Hall de tal centro ARC y el costo previsto inicial de los dos vuelos asciende a unos 200 millones de dólares de aquélla época; más tarde se presupuesta entre los 360 y 375 millones.
    El Grand Tour estaba previsto desarrollarlo, en cuanto a los lanzamientos, entre 1977 y 1979 pero ya los estudios efectivos habían comenzado como se dice en 1969 y se pretendía estudiar Júpiter, Saturno, Urano, Neptuno y Plutón, con naves automáticas que debían viajar impulsadas de un planeta a otro con ayuda de los fuertes campos de gravedad de los mismos y en consideración a la excepcional posición de tales, de alienación que solo se repite cada 176-179 años; y de aquí el gran interés del proyecto pues de no ejecutarse entre la época de 1977 a 1982 hay que esperar casi dos siglos más para realizar semejante intento de vuelos económicos.
    Prevista la colaboración con la NASA de 32 empresas USA, además de 5 francesas y también de Suecia, la entonces RFA, y Gran Bretaña, se fijó en principio el costo del proyecto en 900 millones de dólares. Este elevado costo en aquél momento hizo que en febrero de 1972 no fuera concedido el crédito para el programa por parte gubernamental. Y es entonces cuando se propuso el vuelo de un solo tipo de nave para estudiar los mismos planetas, menos Plutón, con lanzamientos en 1977 con un cohete Titán Centaur 3. Este proyecto inicial comprendía 2 disparos, el primero para septiembre de 1977 que estudiaría en marzo de 1981 a Júpiter, en febrero de 1985 a Urano, y en febrero de 1988 a Neptuno, y un segundo lanzamiento en noviembre de 1979 cuyo ingenio pasaría por Júpiter en enero de 1979, por Saturno en agosto de 1980 y por Plutón en diciembre de 1985.
    Otro proyecto reducido con una sola nave de unos 750 Kg de peso técnicamente muy completa y capaz de resistir el largo vuelo de 10 años sin merma de funcionamiento vital, planeaba un vuelo a iniciar en septiembre de 1977 con ascenso a Júpiter en enero de 1979, a Saturno en septiembre de 1980, a Urano en febrero de 1984 y a Neptuno en noviembre de 1986, pasando respectivamente a unos 192.000 Km de Júpiter, a 16.000 de Urano y a 24.000 de Neptuno. Este proyecto era más barato pero también menos interesante.
    Pero en cualquier caso las sondas no serían del tipo Pioneer y no obstante se llevara o no a buen término el desarrollo del Grand Tour, el Pioneer 10 y 11 surcaban ya la inmensidad espacial, por vez primera más allá de Marte.

    > PIONEER 10.             3 MARZO 1972

    El Pioneer 10, llamado Pioneer F antes del lanzamiento, es una misión destinada a convertirse en la realización de una serie de récords tales como ser el primer ingenio que va más allá de Marte y por tanto el primero en visitar el espacio más profundo conocido supuestamente y otro por conocer, y será además la primera nave terrestre que abandona el sistema solar; asimismo será la primera en utilizar la aceleración gravitatoria de un planeta como ayuda impulsora. Sin embargo el gran objetivo de la misión, cuyo costo operacional ascendió a más de 50 millones de dólares, unos 3.400 millones de pesetas del momento, es Júpiter, el mayor planeta del sistema y poseedor de una familia de más de una docena de satélites, y de una masa atmosférica dentro de la cual, desde Tierra, no se distinguen objetos menores de 500 Km.
    El Pioneer 10 fue construido por la TRW y estaba a cargo su control en el centro Ames de California con la red DSN; también aportó su colaboración la Universidad de Arizona en Tucson con sus ordenadores. Tenía un peso total de 259 Kg de los que unos 30 representaban la carga útil de aparatos científicos y 27 Kg de peso de los propulsantes. La astronave, construida principalmente en aluminio, poseía en un extremo un cuerpo hexagonal de 35,5 cm de medida y 71 cm en cada una de las caras. Su altura es de 2,9 m (entre la antena de ganancia media y la base de fijación al adaptador al lanzador. Por un lado iba pues tal adaptador para la unión a la tercera fase del cohete impulsor y por el otro llevaba las antenas y en el centro casi todo el equipo instrumental con un diámetro máximo de 2,2 m. Con todo se formaba un área de 1,4 m^2. A continuación de tal equipo iba la antena parabólica de alta ganancia de 2,74 m de diámetro, y 46 cm de profundidad, con un cono sobre un trípode que también contiene antena de comunicaciones; una antena de pequeña ganancia medía 76 cm de largo. Completan el aspecto de la nave 3 brazos que sobresalen formando entre si ángulo de 120 dos de los cuales miden 3 m de largo; el tercer brazo, de 6,6 m de longitud, porta en su extremo un magnetómetro. La altura total del ingenio era de 2,9 m.
    El sistema de energía eléctrica se hacía posible con 4 RTG, generadores termoeléctricos de radioisótopos, SNAP-19, de bióxido de plutonio 238, siendo el Pioneer 10 el primer ingenio que los lleva. Los 4 RTG iban en 2 pares en el extremo más alejado de 2 de los 3 brazos, de hasta 2,75 m, del centro de la nave, al objeto de reducir el peligro de radiaciones neutrónicas que hubieran podido afectar a otros aparatos. El sistema suministraba al lanzamiento 155 vatios pero al llegar a Júpiter se reducían a 140 y a los 5 años era de 100 vatios; esta última cifra marca las necesidades reales del ingenio de las que 26 vatios eran consumidos por los aparatos científicos. En los vuelos, cuyo discurrir va más allá de Marte, dada la distancia al Sol no se hace posible el empleo de paneles colectores de energía solar ya que de llevarlos se precisaría un prohibitivo tamaño en razón a la disminución de la radiación solar progresivamente por la distancia.
    El sistema propulsor, independiente del propio del cohete portador AC, poseía 3 motores de hidracina con 6 toberas en total, de empuje fijo o variable entre 0,7 y 0,2 Kg cada uno, pudiendo con ello cambiar la velocidad en 720 Km/h. Los 3 motores se situaron en los bordes de la antena parabólica, uno con las 2 toberas en un sentido y otro con las suyas en el opuesto, en tanto que el restante servía para control de posición, variando la situación del propio eje de rotación. En total, sumados podían girar hasta 1200 grados. El sistema de estabilización se realiza por rotación.
    Las comunicaciones eran sostenidas a través de 3 antenas con 2 radiorreceptores de banda S de 2.110 MHz, uno de reserva que en caso de avería hubiera actuado de modo automático, y 2 emisoras para transmitir de 8 vatios cada una tan solo, de 2.292 MHz. La antena mayor, parabólica y con malla hexagonal, de gran ganancia, de 38 decibelios, con haz de convergencia hacia Tierra de 3,3º con lo que no se perdía gran energía de la irradiada, permitía aumentar unas 2.000 veces la potencia del transmisor y aun así de esos 8 vatios solo llegaban a Tierra una trillonésima de vatio que era no obstante suficiente. La antena de media ganancia era de 12 decibelios y 32º de convergencia. El sistema es más de resaltar, dada su gran sensibilidad y su mayor fiabilidad, que en otras ocasiones en que la distancia era mucho menor. El codificador podía transmitir 1.024 unidades de información por segundo desde Júpiter y era capaz de almacenar hasta 49.152 de tales unidades para enviar luego entre 16 y 2.044 por seg. En el compartimento de instrumentos científicos la temperatura debía ser mantenida entre los -23ºC y los 38ºC.
    El equipo de investigación constaba de 11 aparatos, muchos de los cuales permanecieron inactivos durante casi 2 años que duró el vuelo antes de llegar a Júpiter. Todos ellos, como los de los sistemas de a bordo, se alimentaban de la energía de los 4 RTG. Los aparatos eran los siguientes: un magnetómetro de vapor de helio para medir campos magnéticos ambientales y del planeta Júpiter que iba en el extremo de los 3 brazos del 6,57 m de longitud; un analizador de plasma para medir la energía y densidad del viento solar básicamente; un contador de partículas de alta energía, para detectar rayos cósmicos; un contador Geiger telescópico para medir las radiaciones jovianas que fue diseñado por el Dr. J. van Allen de la Universidad de Iowa; otro aparato analítico para las radiaciones antes citadas; un detector de investigación de señales de radio que emite Júpiter; un aparato para estudiar los asteroides, detectando masas de más de 10^(‑6) gramos; un detector de meteoritos para localizar partículas de masa entre 10^(‑9) y 10^(‑12) gramos que se dispuso constituido en 216 células o ampollas llenas de gas y cuya ruptura por el impacto meteorítico era detectada; un fotómetro UV para estudiar la atmósfera de Júpiter; un radiómetro IR para investigar las radiaciones energéticas jovianas; un fotopolarímetro, especie de aparato fotográfico, para, al sobrevolar Júpiter, obtener durante 20 horas imágenes del mismo. La capacidad para tomar las fotografías en tal aproximación permitía un giro de derecha a izquierda de 151º y de arriba a abajo de 15º.
    Con todos estos aparatos se planearon y realizaron 13 experimentos diferentes sobre las cuestiones siguientes:
VIENTO SOLAR. Estudio del ARC con el analizador de plasma para establecer un mapa de densidad de energía del viento solar y su choque con el campo magnético joviano.
CAMPOS MAGNÉTICOS. Investigación del JPL con el magnetómetro del viento solar y campos magnéticos interplanetarios y de Júpiter.
PARTÍCULAS CARGADAS DE JÚPITER. Investigación de la Universidad de Iowa con los 2 contadores telescópicos.
RAYOS CÓSMICOS. Estudio del GSFC con 3 detectores telescópicos, CRT, sobre distribución de protones, electrones y núcleos ligeros.
CAMPO MAGNÉTICO JOVIANO. Determinaciones de la Universidad californiana de San Diego con el contador Cerenkov y otros detectores.
FOTOMETRÍA UV. Investigaciones de la Universidad de California del Sur sobre las proporciones de hidrógeno y helio en la alta atmósfera joviana.
ESTRUCTURA TÉRMICA. Determinaciones del CIT con el radiómetro IR sobre el flujo de energía térmica joviana, en 2 bandas.
ASTEROIDES. Indagaciones de la General Electric con 3 detectores telescópicos Ritche y Cretein sobre la distribución de asteroides y materia interplanetaria.
METEORITOS. Estudio del Centro Langley con un detector sobre afluencia de meteoritos.
FOTOPOLARIMETRO DE IMÁGENES, o IPP. Estudios de la Universidad de Arizona y el Centro Ames con la obtención de imágenes, de 192 Km como máximo de resolución y en dos colores, de Júpiter; las posibilidades comprenden también a los satélites de Júpiter, asteroides y luz zodiacal.
OCULTACIÓN EN BANDA S. Investigación del JPL sobre las ondas recibidas que atravesaran la atmósfera de Júpiter cuando el Pioneer sobrevuela zonas no vistas desde la Tierra; o sea, al ocultarse emitiendo señales de radio a nuestro planeta.
MECÁNICA CELESTE. Indagaciones del JPL para, con todo, averiguar la masa exacta de Júpiter y sus satélites, etc.
    Las posibilidades de que el Pioneer 10 llegara a Júpiter se cifraron en un principio en un 90 % y su funcionamiento máximo se estipuló hasta un recorrido de 2.400 millones de Km, entre Saturno y Urano.
    Previsto lanzar inicialmente el 27 de febrero, sufrió la operación 3 aplazamientos debido a fuertes vientos sobre Cabo Kennedy. El cohete impulsor es el AC‑27, de 3 fases, o sea con una más de lo que habitualmente tenía el cohete, puesto que en esta ocasión la velocidad necesaria era mayor a la normalmente alcanzada por un Centaur sobre la del Atlas a su vez. El cohete AC, de 40,3 m de altura, sería pues el más potente de todos los AC. La agregada tercera fase, con un motor TE‑M 364‑4 de propulsante sólido, conseguía, sobre una velocidad de 10,26 Km/seg lograda por el Centaur, algo más de 13,91 Km/seg. El lanzamiento es de ascensión directa, o sea, sin pasar por una órbita terrestre de espera.

3 MARZO 1972
02 h 49 m. Hora española; 20 h 49 m hora local del día anterior 2 de marzo. Es lanzado el AC, portador del Pioneer 10, en el complejo 36 A de Cabo Kennedy.
02 h 54 m. A los 4 min de vuelo estaba agotada la primera fase y fue a continuación desprendida.
02 h 57 m 30 s. A los 7 m 30 seg de vuelo, se separa el Atlas del resto, ya pasada la atmósfera, y es desprendido el cono de protección, de 3 metros.
03 h 03 m.  La tercera fase actúa a una orden, y girando sobre el eje de longitud a razón de 60 revoluciones por minuto, tras un encendido de motores de posición durante 44 segundos. Al concluir la total actuación del impulsor se alcanza la velocidad precisa de 51.682 Km/h lo cual constituye un récord para cohetes, naturalmente nunca lograda por máquina alguna hasta entonces. Así quedaba el Pioneer 10 en una trayectoria de mil millones de Km de larga en la que iba a recorrer el sistema solar hasta Júpiter y luego el resto hasta salir del citado sistema, en un arco de 160º hasta el planeta joviano. El número COSPAR de la sonda es 1972-012A.
03 h 06 m. A los 16 min del lanzamiento, la tercera fase se separa de la carga útil que es el Pioneer 10. Luego, se comprueba el funcionamiento de los aparatos de a bordo. Lo primero a verificar son los RTG.
03 h 22 m. A los 32 min de vuelo se reduce la rotación a 21 revoluciones por min y se despliegan 2 brazos por efecto centrífugo. Luego, se desplegó el restante brazo, del magnetómetro. Después, la velocidad de rotación queda reducida a 5 vueltas por seg para evitar el recalentamiento de la nave por el Sol en esta primera fase del vuelo. También se disponía ahora la orientación de la nave con la antena mirando a Tierra y guía de apoyo fotoeléctrico por el Sol y la estrella Canopus.
03 h 33 m.  A los 43 min de viaje son activados los otros 10 aparatos.
    A las 3 horas de vuelo, la antena parabólica es orientada hacia la Tierra para permanecer ya en lo sucesivo en tal posición automáticamente.
    A las 11 horas del lanzamiento, gracias a la gran velocidad que se le imprimió, cruza la órbita de la Luna, lo que es la primera vez que ocurre en tan poco tiempo de partida desde la Tierra.

 6 MARZO 1972 
    A las 2 h GMT, el Pioneer 10 se encuentra ya a 2,4 millones de Km de la Tierra, alejándose a una velocidad de 33.000 Km/h.

 7 MARZO 1972 
    Se efectúa la primera corrección de trayectoria con un incremento de la velocidad de unos 13,3 m/seg. En la primera semana, el ingenio Pioneer 10 recorre al rededor de los 800.000 Km por día.

23 MARZO 1972 
    Ejecútase la segunda corrección que al igual que la tercera, llevada a cabo un día después, permitiría a la trayectoria pasar a menos de 135.000 Km de Júpiter y poder así también estudiar Io, uno de los satélites de Júpiter.

25 MAYO 1972 
    El Pioneer 10 sobrepasa la órbita de Marte, tras 12 semanas u 83 días de vuelo. Es entonces, cuando se ha de transformar en la primera nave espacial que penetra en esta inexplorada e ignota zona.

15 JULIO 1972 
    A los 134 días de vuelo, el ingenio penetra en la zona de los asteroides en la que ha de permanecer durante 7 meses, exactamente unos 215 días. La zona en la que giran alrededor de 50.000 asteroides, la mayoría de los cuales son de 6 0 7 cientos Km, tiene unos 280 millones de Km de ancho y 80 de espesor. Desde luego, el paso por tal zona es peligroso por las mayores posibilidades de colisionar con alguno de esos pedruscos espaciales. Y aquí tiene lugar una primera importante investigación que ha de establecer sobre todo las posibilidades de atravesar tal cinturón de modo indemne.

 2 AGOSTO    1972 
    El Pioneer 10 pasa a 8,9 millones de Km del asteroide Palomar Leyden de un Km de diámetro.

 1 SETIEMBRE 1972 
    El ingenio completa un recorrido de 320 millones de Km.

 1 NOVIEMBRE 1972 
    Cruza el centro de la zona de asteroides.

15 FEBRERO   1973 
    El ingenio Pioneer 10 sale del cinturón de asteroides con éxito. Tal zona entre Marte y Júpiter acaba pues de ser cruzada por vez primera. Era muy temida hasta entonces pero ahora se demostraba que no constituía mayor peligro. Por entonces, además se completa la investigación sobre la afluencia de polvo y meteoritos en tal región celeste que resulta ser menor a lo esperado, todo lo contrario a lo que ocurrió en la zona anterior al cinturón donde la afluencia superó lo esperado.

    Al año de vuelo, es decir, el 3 de marzo de 1973, el Pioneer 10 había registrado 123 impactos de meteoritos, de ellos 70 en la zona de asteroides.

 5 ABRIL 1973 
    Es lanzado el Pioneer 11, émulo del Pioneer 10 y con igual destino que éste que está entonces a 250 millones de Km ya de Júpiter.

 7 AGOSTO 1973 
    El Pioneer 10 se encuentra a 90.123.400 Km de Júpiter y a unos 531.084.600 Km de la Tierra. Se efectúa entonces un segundo reajuste de dirección del sensor solar y señales de radio, justo en el momento en que la Tierra en su girar ocultaba parte del Sol, o sea, en una alineación de ambos con la nave. El sensor se desvía formando un ángulo de 1,5º del Sol y 1º de la Tierra. Con ello se evitó el problema de captación de los sensores en tal alineación del Sol, la Tierra y la nave.

 4 NOVIEMBRE 1973 
    Comienza la activación de todos los aparatos de la nave.

 5 NOVIEMBRE 1973 
    Toma y envía las primeras fotografías de Júpiter en las que éste aparece aun como un punto lejano.

 6 NOVIEMBRE 1973 
    A 32 millones de Km de Júpiter se presentan algunas alteraciones en instrumentos de la nave. Se trataba del detector de meteoritos que se veía afectado por radiaciones que reducían su sensibilidad. Además, el aparato fotopolarímetro actuaba en falso.

8 NOVIEMBRE 1973
    El Pioneer 10 cruza la trayectoria orbital de Hades, el más exterior de los satélites jovianos.

14 NOVIEMBRE 1973 
    Cuando aun tardaría 19 días en acercase a Júpiter, el Pioneer 10 comienza a aumentar su velocidad de 35.000 Km/h al penetrar en el ya sensible campo de gravedad joviano. Este efecto acelerador concluirá después de sobrevolar una distancia mínima saliendo luego el ingenio proyectado a fabulosa velocidad. Envía, también por entonces, las primeras fotografías en color del planeta gigante que son de gran calidad y más interesantes desde luego que las anteriormente conseguidas.

22 NOVIEMBRE 1973 
    Se registra un aumento de las radiaciones. Está entonces el ingenio a 11 millones de Km de Júpiter.

26 NOVIEMBRE 1973 
    A 7,72 millones de Km de Júpiter, penetra en el frente de choque del viento solar con la magnetosfera del planeta, teniendo el mismo 21 millones de Km de anchura. Al penetrar en el campo, las registradoras de radiación acusan una intensidad que pasa a ser de 0,5 a 1,5 gammas y se observa la disminución de velocidad del viento solar que baja de 1,5 millones de Km/h a 0,75. La temperatura aumenta en 100 unidades. Algunos instrumentos se saturan pero, salvo algunas imágenes, todo funciona bien.

29 NOVIEMBRE 1973 
    Continúan los registros como en días precedentes sobre tal campo. Luego, el Pioneer 10 cruza las órbitas de Ganímedes, Europa, Calixto e Io.

30 NOVIEMBRE 1973 
    Es activado el fotómetro UV para determinar las cantidades de helio e hidrógeno en la atmósfera superior de Júpiter.

 1 DICIEMBRE 1973 
    El Pioneer 10 se encuentra a 3,8 millones de Km de Júpiter y comienza a cruzar los cinturones de radiación magnetosféricos. Entonces se teme que no pueda enviar los datos obtenidos ya que las radiaciones son superiores a las esperadas y se tiene miedo a que estropeen algunos aparatos, al quemarlos.

 2 DICIEMBRE 1973 
    La velocidad al acercarse aumenta progresivamente a la vez que se curva la trayectoria por el mismo efecto. Al sobrevolar luego el gran planeta, el ingenio acabará variando un poco la ruta con una velocidad de salida que es superior a la de liberación del sistema solar, o sea, más de 20 Km/seg desde allí.

 3 DICIEMBRE 1973 
    Cuando faltan 6 horas para la máxima aproximación, empieza a cruzar el cinturón radiactivo más intenso que surcará por espacio de casi 5 horas.
También en aquellos momentos, comienza a actuar el radiómetro IR para medir temperaturas.

 4 DICIEMBRE 1973 
02 h 25 m 05 s GMT, o sea, 21 h 25 m del día 3, hora local del centro de control. El Pioneer 10 pasa a una distancia mínima de Júpiter de unos 129.600 Km, completando un recorrido de 990 millones de Km en 640,826 días, o sea 21 meses, de duración. Por entonces, la Tierra está a 810 millones de Km en línea recta. El Pioneer 10 que había pues recorrido diariamente un promedio de 1,5 millones de Km, sobrevuela esa mínima distancia sobre la atmósfera de la región ecuatorial joviana.
    Seguidamente, el ingenio se ocultó tras Io y más tarde lo hace tras Júpiter, interrumpiéndose entonces las señales por espacio de 65 min. Ya en aquellos instantes de la aproximación, por aceleración del campo gravitatorio de Júpiter, el Pioneer 10 adquiere una velocidad jamás alcanzada por ingenio humano, de unos 130.000 Km/h, dejándolo en una renovada trayectoria de salida del sistema solar en dirección perdida hacia las estrellas. De lo contrario, el Pioneer 10 hubiera quedado inmerso en el sistema, convertido en un minúsculo planeta artificial. Esta es la primera vez que se acelera una nave aprovechando a conciencia un campo de gravedad.
    En las 100 horas de mayor proximidad al gran planeta, el ingenio toma 80 fotografías en 2 colores del mismo y sus satélites, 10 de ellas de muy cerca. Ellas constituyen las primeras fotografías espaciales de Júpiter, obtenidas con ángulos insuperables a las tomadas desde Tierra e infinitamente más perfectas. En las mismas se aprecian nítidamente las turbulencias atmosféricas, las bandas y la gran mancha que lo caracteriza y que es, ella sola, mayor que la misma Tierra. Sobre la naturaleza de la mancha nada se averigua pero sí que hay más menores. Las fotografías recibidas fueron rectificadas por computadoras de la Universidad de Arizona. Sobre los datos retransmitidos se descubre que la alta atmósfera joviana tiene un 70 % de hidrógeno, confirmándose la existencia de helio, y que posee una capa inversora con gas caliente sobre gas frío. La temperatura media sobre las nubes resulta ser de unos 140ºK aproximadamente. También resultó que el lado iluminado no irradia más energía que el oscuro y sí más en el ecuador que en los polos. Ya con anterioridad era sabido que se desprendía de más energía de la que recibía, sobre unas 2,5 veces la recibida, lo cual es entonces un relativo misterio.
    Sobre la magnetosfera se averigua que los polos magnéticos están a 15º de los del eje de rotación y están invertidos respecto al terrestre; el Sur es el Norte. El campo joviano, supuesto en principio en sus cinturones hasta casi un millón de veces mayor que el terrestre, fue sondeado por los correspondientes aparatos que registraron mil millones de electrones por cm^2, 10.000 veces el terrestre y por tanto muy menor al previsto. La intensidad es no obstante 7,5 veces superior a la de nuestra magnetosfera.
    Sobre los satélites jovianos se esclarece que los más cercanos al planeta son más densos que el resto. Io, según parece, tiene una tenue atmósfera, poco densa de alrededor de 100 Km de altura, y magnetosfera; la temperatura en su superficie es de ‑163ºC. Del satélite joviano Ganímedes tiene temperaturas en su superficie del orden de los 150ºC bajo cero. Las señales transmitidas, entre ellas 300 observaciones de Júpiter, tardaban, dada la distancia entre el gran planeta y la Tierra, 45 minutos en llegar a nosotros. Y viceversa desde la Tierra a la nave las órdenes tardaban otro tanto por lo cual las instrucciones eran impartidas con la debida antelación para su precisa ejecución en el momento deseado. En todo el viaje transmitió miles de millones de unidades de información de todo tipo; la cifra es de unos 20 mil millones. Parte de esta información, en el crucial momento de acercarse a Júpiter, quedó inutilizada en parte por estropearse, por efecto de las radiaciones, un protector del detector de meteoritos y el fotómetro UV.

12 DICIEMBRE 1973  
    La sonda Pioneer sale del campo magnético del mayor de nuestros planetas, estableciendo que tal se extiende hasta 700 millones de Km y va incluso más allá de la órbita del planeta Saturno.

 7 ENERO 1974  
    El ingenio sobrepasa los 1.000 millones de Km de recorrido. En su paso, tal recorrido, va marcando un sucesivo récord. Además, en este mes queda fuera de servicio el radiómetro IR.

10 FEBRERO 1974  
    Tres años después del lanzamiento en la Tierra, el Pioneer pasa por la órbita del planeta Saturno, a 1.609 millones de Km de la Tierra. Aunque se creía que a partir de aquí iba a viajar incomunicado, aunque siguiera transmitiendo durante 2 o 3 años al menos, el ingenio seguirá en activo.

    En NOVIEMBRE de 1975 falla un magnetómetro, quedando fuera de servicio.

MARZO 1976  
    El Pioneer 10 cruza la cola magnética del campo joviano que se extiende, en detección del ingenio, hasta 690 millones de Km de la órbita del planeta.

JULIO 1979  
    Cruza la órbita de Urano, a 2.400 millones de Km de la Tierra, y ésta es teóricamente la distancia tope de seguimiento efectivo de la sonda, aunque sigue transmitiendo y los avances habidos en estos años y los siguientes en materia de radiocomunicaciones facilitará el seguimiento de la sonda.

    En OCTUBRE de 1980 quedó fuera de servicio, por inactividad del sensor de bajas temperaturas, el detector de meteoritos.

25 ABRIL 1983.
    El Pioneer 10 cruza la órbita del planeta Plutón (de trayectoria elíptica que toca en su perihelio con de la de Neptuno). Para entonces ha recorrido unos 5.000 millones de Km. Su señal tarda 4 horas 20 min en llegar a la Tierra.

13 JUNIO 1983.
    A las 14 h, el Pioneer 10 está a 4.800.000.000 Km de la Tierra, yendo a 55.000 Km/h, y cruza la órbita de Neptuno.

    En MAYO de 1986 queda fuera de servicio el sensor solar.

 1 ENERO 1987  
    El Pioneer 10, 15 años después de su partida terrestre atraviesa a mayor distancia la órbita de Plutón, el más exterior de los planetas, a 6.500 millones de Km de nosotros.
    Entonces, el Pioneer 10, con velocidad de 46.000 Km/h, sale ya del sistema solar, siendo el primer ingenio que lo hace.

OCTUBRE 1988
    Sobre el Pioneer 10, que entonces está a unos 6.750 millones de Km de la Tierra, se fija una de las esperanzas para el descubrimiento del llamando planeta número diez, más allá de la trayectoria de Plutón.

3 MARZO 1992
    Justo a los 20 años de vuelo, aun funcionan 8 de los instrumentos de la sonda que sigue transmitiendo datos. Puede parecer sorprendente que aun a la distancia tan enorme, el Pioneer 10 transmitía con una señal de 8 vatios, de la que solo llegaban a la Tierra, a las 3 grandes antenas de la red de espacio profundo de la NASA, 4.200 millonésimas de billonésima de vatio. La distancia a la Tierra es tales momentos de aproximadamente 8.000 millones de Km.

8 DICIEMBRE 1992
    La sonda, entonces a una distancia de 8.300 millones Km, sufre una perturbación gravitatoria que la desvía muy ligeramente de su trayectoria. Este hecho fue identificado posteriormente, en 1999, y de ello se dedujo que la Pioneer 10 había pasado cerca de algún gran asteroide dentro del llamado Cinturón de Kuiper.

13 JUNIO 1993
    Pioneer 10, 10 años después de cruzar la órbita de Neptuno, está a más de 8.800 millones de Km de la Tierra y sigue enviando información del medio que atraviesa. Dada la distancia, sus señales tardan en llegar entonces más de 8 horas. La nave, concebida para una vida útil de dos años, lleva pues más de 20 años activa y sigue transmitiendo datos a nuestro planeta. Entonces aun funcionan 5 de los instrumentos del ingenio y se cree que aun puede seguir activo durante otros 5 años.

    El total de información enviada por la Pioneer 10 se cifra hasta entonces en 170.000 millones de bits. La investigación posible en sus circunstancias de lejanía se circunscribe a la detección de la radiación solar en la zona atravesada, que contrariamente a lo creído se extiende más allá de Plutón. Pero también se estudia con la sonda la posibilidad de hallar un cuerpo planetario y la de captar ondas gravitatorias. Los cálculos gravitatorios son realizados en base a las variaciones de la longitud de onda con que la sonda emite, de parámetro fijo conocido pero alterada por aquellos efectos.

    En OCTUBRE de 1993 quedaba fuera de servicio el fotopolarímetro de imágenes IPP, y en NOVIEMBRE siguiente el detector de radiaciones, TRD. En SEPTIEMBRE de 1995 quedaba también anulado el analizador de plasma, PA. En todos los casos, las razones son la falta de energía a bordo. A partir de ENERO de 1996, otros aparatos quedan también limitados.
    El 31 de MARZO de 1997, al cabo de 25 años de viaje sideral, se daba por finalizada su misión, cuando estaba yendo hacia el límite del Sistema Solar a una distancia de nuestra estrella, el Sol, de 9.900 millones de Km. Por entonces transmitían datos solo un tubo Geiger, GTT, y un fotómetro UV, pero se consideró que los datos que transmitía ya no eran útiles si se consideraba el costo de mantenimiento de los equipos de seguimiento terrestre. Sin embargo, se siguió a su escucha, en un principio hasta el 20 de NOVIEMBRE de tal año de 1997, aunque luego, en el verano de 1998, estando a 10.610 millones de Km, aun se entabló contacto para que mantuviera su antena orientada hacia la Tierra; para tal operación, como sea que el presupuesto había sido agotado, se hubo de obtener un permiso especial.
    Posteriormente, en 1998, las emisiones de radio llegadas de la sonda permitieron detectar una muy pequeña aceleración en la misma para la que no se halló explicación, especulando que podría tratarse de alguna fuga de algún fluido de a bordo; sin embargo, el mismo efecto no aclarado les ocurrió por entonces a las sondas Pioneer 11, Galileo y Ulises.
    En 2000 aun se recibían señales del Pioneer 10, y el 11 de febrero se le envió una orden para reorientarse y permitir que la antena siguiera enfocada hacia la Tierra. Como sea que su generador apenas producía ya electricidad se le ordenó que tuviera apagado 1,5 h el transmisor para permitir la recarga y así dejar efectuar la maniobra. Su velocidad era entonces 12,24 Km/seg respecto al Sol. La distancia a la Tierra es tal momento de 11.070.000.000 Km.
    Por entonces, el número de enlaces era de 1 o 2 al mes. En septiembre siguiente la sonda estaba a 11.380.000.000 Km de la Tierra y al límite de la recepción de señales por parte de su antena. A partir de enero de 2001 las comunicaciones empezaron a fallar, pero 3 meses más tarde aun se recibe señal.
    El 28 de abril de 2001, después de 8 meses sin noticia, se recibe aun señal de la sonda, a través de la antena DSN de Madrid desde una distancia de 11.748 millones Km. Entonces se dirige desde nuestra posición hacia la constelación de Tauro. La señal recibida es de poco más de la milmillonésima parte de una billonésima de vatio. La esperaza de funcionamiento, sobrepasada ya ampliamente, apuntaba ya un claro declive. Sin embargo, tan débil señal suponía un interesante experimento de comunicaciones extremas.
El 1 de marzo de 2002 se le envió una señal a la que contestó 22 h 06 min después y fue captada por la estación DSN de Madrid. Por entonces el tubo Geiger aun seguía funcionando.
    El 22 de enero de 2003, cuando la sonda estaba a 12.240 millones de Km de nuestro planeta, se recibe la muy débil y última señal del Pioneer 10; un intento posterior, el 7 de febrero, de nuevo contacto ya fracasó. Así finalizaba (a los efectos del control terrestre) un vuelo espacial de 30 años.
    Aun con posterioridad, se discutió un efecto detectado tanto en la Pioneer 10 como Pioneer 11 por el que la velocidad de las mismas se veía ligeramente frenada en su alejamiento del Sol, dando como resultado que estaba la primera unos 400.000 Km más cerca de lo que debía. La anomalía fue achacada en parte en 2007 a las emisiones IR de los generadores de radioisótopos  y posteriormente, en 2012, se aclaró que era debido al efecto de frenado de todas las emisiones electromagnéticas que salían en el sentido de la marcha de la sonda y que por su diseño la afectaban de forma muy leve pero persistente, efecto retropropulsor como el de un cohete fotónico.

    Por si acaso en su caminar hacia las estrellas, dentro de miles, o millones, de años, cuando a lo peor ya no exista nuestra civilización, se topara con seres inteligentes de otros mundos se le dotó de un mapa o guía que nos identificará, caso de hallarlo, aunque supondrá un jeroglífico para el presunto extraterrestre. Se trata de una placa diseñada por Carl Sagan, de la Universidad de Cornell, y Frank Drake, construida en aluminio y con una cubierta áurea para evitar la erosión.
    La placa es de 228,6 mm por 152,4 mm y 12 mm de espesor. En ella aparece una pareja de seres humanos, hombre y mujer, desnudos. El hombre aparece saludando amistosamente con su brazo derecho doblado en alto y la mano, a la altura de la cabeza, abierta en señal de saludo. Ambos sobre un fondo del esquema de la nave, en escala, para que el posible ser inteligente que lo viera advirtiera nuestras proporciones físicas. A un lado de la pareja, a la derecha de la placa, está el número 8 escrito en binario. A la derecha de las 2 personas aparecen 14 púlsares, en líneas de frecuencias codificadas, que convergen hacia un punto de donde sale una larga línea horizontal que indica nuestro sistema solar. En la parte superior se señala un mapa del sistema nuestro con sus planetas, indicando la ruta del Pioneer 10 desde la Tierra y pasando por Júpiter. Arriba a la izquierda se observa también la estructura atómica del hidrógeno, el elemento más extendido en el Universo. Los dibujos los realizó Linda Salzman Sagan. Con todo ello se traza pues una guía donde se puede determinar universalmente el emplazamiento del Sol y los planetas, y la época en que partió el Pioneer 10. Los diseñadores creían que con los referidos símbolos, tras ver fácilmente la placa, seres inteligentes podrían pues averiguar su origen.
    Tras salir del Sistema Solar, el Pioneer 10, que es así se convierte en una de las primeras sondas interestelares de la historia (la primera lanzada, pero fue adelantada luego por una Voyager), pasará dentro de unos 10.500 años a una distancia mínima de 3,8 años-luz de la estrella Barnard. Dentro de unos 300.000 años deberá pasar a 3 años-luz (“tan solo”) de la estrella Ross-248, que está a 10,3 años luz de la Tierra. A los 800.000 años de viaje pasará cerca de Altair e irá con rumbo o dirección a la estrella Alderabán, en la constelación de Taurus, que está a 68 años luz de nosotros, por lo cual tardará en acercarse a ella 2 millones de años, considerada la disminución de velocidad. Pero a tal estrella la sobrepasará y arribará a El Nath dentro de 8 millones de años. Será así todo ello si es que no lo apea de la ruta un impacto de algún posible meteorito cuanto menos, cosa que nunca se sabrá.

    > PIONEER 11.       5 ABRIL 1973

    El segundo Pioneer lanzado hacia Júpiter, también construido por la TRW y llamado Pioneer G antes del disparo, era idéntico al Pioneer 10, salvo en detalles de menor importancia. Pesaba 259 Kg de los que 30 eran de instrumental científico y 27 de propulsante, además de 3 Kg más de instrumental no incluido en el Pioneer 10.
    Los instrumentos eran 13: magnetómetros para medir los campos magnéticos espaciales y de Júpiter y Saturno; analizador de plasma para medir la energía y densidad del viento solar; contador telescópico Geiger para estudiar las partículas cargadas de los cinturones de Júpiter y Saturno; radiómetro IR para estudiar tal radiación entre los 20 y 40 micras en Júpiter y Saturno; detector de partículas cargadas para analizar la composición de las llegadas del Sol y el espacio lejano, así como las capturadas por el campo joviano; detector de rayos cósmicos; detector de la energía de electrones y protones en los campos magnéticos de Júpiter y Saturno; fotopolarímetro para estudiar la luz zodiacal, luz de las estrellas e imágenes; fotopolarímetro UV para estudiar la difusión de la radiación solar UV, atmósferas de los dos repetidos planetas, etc; emisor de radio a utilizar,  además de para las comunicaciones, en experimentos de ocultación, en banda S, para ver la estructura de la ionosfera y atmósfera de los 2 grandes planetas, así como para experimento de mecánica celeste sobre la masa de los mentados planetas y sus satélites; detector de meteoritos por impacto; y detector de meteoritos y asteroides mediante la detección de la radiación solar reflejada en los mismos. También de un costo de unos 50 millones de dólares y con igual destino en misión, el Pioneer 11 disponía en cambio de un magnetómetro más que su predecesor. El sistema eléctrico de RTG era gemelo para suministrar 100 vatios hasta al menos cinco años de vuelo.
    En el vuelo, sus datos se comparaban con los obtenidos en paralelo o sobre el mismo ente por el gemelo Pioneer 10.

 5 ABRIL 1973. 
03 h 11 m. Hora española; 02 h 11 m, GMT; 21 h 11 m, hora local del día anterior. Tal y como estaba previsto, es lanzado al AC‑30 o Atlas Centaur TE-M-364-4, portador del Pioneer 11, en Cabo Kennedy para imitar al Pioneer 10 en su vuelo hacia Júpiter, de casi mil millones de Km. Su número COSPAR es 1973-019A.
    Tras la actuación de la tercera fase del cohete, el ingenio alcanza una velocidad de 51.800 Km/h aproximadamente, para luego separarse de aquélla. Vuela igualmente girando sobre si mismo a razón de 5 revoluciones por min. Como el Pioneer 10, a las 11 horas de vuelo surca la órbita de la Luna. Por aquél entonces, el Pioneer 10 estaba a 250 millones de Km de Júpiter y había seguido distinta ruta, aunque como la del presente iba a confluir en el gran planeta.

19 MARZO 1974. 
    Hallándose a 420 millones de Km de nosotros, se anuncia una corrección, con actuación del motor de 42 min, al objeto de permitir a la trayectoria el acceso luego a Saturno, previsto para el 5 de septiembre de 1979.

20 MARZO 1974. 
    El Pioneer 11 sale del cinturón de asteroides, a 682 millones de Km de la Tierra, poseyendo entonces la velocidad de 50.000 Km/h respecto a la nuestra. En el primer año de vuelo, el Pioneer 11 registra 250 impactos de micrometeoritos, de ellos, casi la mitad en la zona de asteroides.
    El detector de asteroides y meteoritos por detección de la luz solar reflejada funcionará mal y un transmisor estaba averiado.

 7 NOVIEMBRE 1974. 
    Empieza a atravesar las órbitas de los más exteriores satélites de Júpiter.

 8 NOVIEMBRE 1974. 
    Es cruzada la órbita del tercer satélite exterior.

 9 NOVIEMBRE 1974. 
    Empieza a surcar la propia órbita del Júpiter que va a sobrepasar 25 días después.

10 NOVIEMBRE 1974. 
    Sobrepasa la órbita del satélite Adrastea.

21 NOVIEMBRE 1974. 
19 h 03 m. Atraviesa la órbita de Hera y 47 min después la de Demeter.

22 NOVIEMBRE 1974. 
02 h 21 m. Surca la órbita del satélite joviano Hestia. Cuando pasa sobre Calixto, lo hace a 800.000 Km de distancia.

25 NOVIEMBRE 1974. 
    Penetra en el campo magnético de Júpiter. La zona de radiaciones más peligrosa será atravesada en un cuarto de hora, recibiendo dosis aproximadamente iguales a las del Pioneer 10.

26 NOVIEMBRE 1974. 
    Cruza una ola de viento solar a la entrada de los cinturones de radiación del planeta Júpiter.

 2 DICIEMBRE 1974. 
    Al arribar sobre los citados cinturones, recibe impactos por cm^3 de 150 millones de partículas de gran energía que ocasionan falsas detecciones a bordo y la detención de aparatos que luego debían ser pues reactivados desde Tierra.
    Aunque no hubo daños permanentes, si fueron de importancia los datos perdidos por tales radiaciones. El analizador de plasma operó de modo incontrolado y alternativamente más de una docena de veces y el radiómetro IR perdió un 40 % de las emisiones y se redujo en un 37 % la potencia de transmisión a Tierra de señales.

 3 DICIEMBRE 1974. 
    Pasa a una distancia mínima de Júpiter de 41.000 Km, sobre la atmósfera del Polo Sur magnético, o sea, 3 veces más cerca que el Pioneer 10. Para entonces, ya cruzaba los más intensos cinturones de radiación y completaba un recorrido de unos mil millones de Km que cubrió en 638 días, o sea, unos 20 meses.
    Al sobrevolar el Polo Norte de Júpiter obtiene más imágenes que son las primeras de tal región, imposible de observar desde Tierra, pero en total obtuvo más. En las mismas, se aprecian excelentemente las zonas del anaranjado Júpiter con gran detalle. Al final, se obtendrán unas 130 fotografías.
    En general confirmó datos aportados por el Pioneer 10, pero sobre la región magnetosférica pudo incrementar información con la cual se observa ahora un campo más voluminoso, achatado y vehemente, dentro del cual giran en órbita 3 satélites, Io, Europa y Ganímedes, que arrastran parte del mismo. Estos 3 satélites más Calixto y Amaltea son además estudiados con el fotopolarímetro y el fotómetro UV. Se lograrían así las primeras imágenes espaciales de Ganímedes, desde 751.000 Km. Se averigua también, entre otras cosas, que Calixto tiene casquetes polares definidos, con un casquete polar sur helado.
    En la aproximación a Júpiter y a la salida del mismo, atraviesa la órbita de otro satélite, el llamado Amaltea. Por efecto de la gravedad que lo acelera, como le ocurriera al Pioneer 10, sale también despedido a una velocidad del orden de los 170.000 Km/h, que es un nuevo récord de velocidad, jamás alcanzada por ingenio humano.

20 NOVIEMBRE 1975. 
    Hallándose el Pioneer 11 aun a 1.287 millones de Km de Saturno, se intenta realizar la primera observación fotográfica de tal planeta. Tales estudios se iniciarían más intencionadamente en julio de 1976.

18 DICIEMBRE 1975. 
    Se efectúa una corrección de trayectoria, al objeto de procurar dirigir bien la trayectoria al encuentro con Saturno; entonces, por efecto de tal curva está a 490 millones de Km de la Tierra, a 25 minutos‑luz.

    Entre 1977 y 1978, el Pioneer 11 vuelve a cruzar la órbita de Júpiter, a 180º casi al otro lado según le permite la desviada ruta en la aceleración joviana.

 AGOSTO 1979. 
    Unos 57 meses después de visitar a Júpiter, el Pioneer 11 con sus aparatos reactivados se propone cruzar, según lo previsto, al planeta Saturno y sus anillos, a los que, se opinó unos meses antes, que debía de evitar y dejar su estudio directo para las sondas Voyager. No obstante, luego se estimó que sí podía pasar al borde del anillo exterior, a unos 30.000 Km de Saturno, más tarde a solo 25.000 Km, y finalmente se le dejó pasar a menos de 21.000 Km.

23 AGOSTO 1979. 
    A 8 millones de Km de Saturno aun, el Pioneer envía en el acercamiento 10 fotografías de aquel planeta y sus anillos que, junto a 7 de los satélites de este gran planeta, tiene entonces previsto estudiar; en especial, interesa el estudio de Titán, el gran satélite de 5.800 Km de diámetro. Para entonces, el ingenio ha enviado ya más de 50 fotografías de Saturno y sus anillos y ha medido la luz de Titán, Rea y Japeto. El Pioneer 11 viaja ahora a unos 113.000 Km/h y las señales tardan en llegar a Tierra 86 min.

29 AGOSTO 1979.
    A 2.500.000 Km de Saturno, el Pioneer 11 fotografía al planeta, resultando una imagen en la que se distinguen claramente sus anillos.

 1 SEPTIEMBRE 1979.
    Al cabo de justo 77 meses y 3.200 millones de recorrido, el Pioneer 11 llega a Saturno, al que se va estudiar con sus satélites, dispuesto el ingenio a cruzar sus anillos con todo el peligro que ello entraña, haciéndose referencia a un 50 % de posibilidades de colisión. Pero la sonda cruzó los anillos sin novedad siendo el primero en hacerlo, y estudia in situ sus componentes químicos. Todos sus aparatos funcionan bien. La distancia mínima a que cruza es de 21.400 Km sobre la cobertura de amarillentas nubes de Saturno, al cual sobrevolará con un bloqueo de señales de 79 min de duración. Son entonces las 15 h 05 m, GMT. La distancia mínima a los anillos es de unos 3.500 Km.
    Las señales identificadas fueron estudiadas en el centro de Mountain View, en California, y por la Universidad de Arizona, a partir del día 12 siguiente, salvo algunos datos que se identificaron de inmediato. En cuanto al propio Saturno, el ingenio lo ha mostrado con más calor de lo pensado, lo que hace reconsiderar las teorías sobre tal planeta. Su atmósfera tiene una tenue niebla azulada de hidrógeno. El campo magnético resulta enorme y sin embargo en los anillos no fue detectado por el Pioneer 11 porque al parecer tales aros absorben la radiación, lo cual es un caso particular. Los anillos, compuestos de rocas, hielo, en trozos de 1 cm, también han resultado tener hidrógeno y helio. Pero el mayor descubrimiento al respecto ha sido el hallazgo primero de un quinto anillo y luego de otro más, ambos, muy tenues respecto a los otros. De tal modo, se confirmaban, en cuanto al quinto anillo, imágenes tomadas desde la Tierra.
    A 228.000 Km aproximadamente de Saturno, se descubrió una extraña nube, quizá de gas. Otro hallazgo importante fue el onceavo satélite de Saturno que es pronto bautizado provisionalmente como Pioneer Rock, o sea Roca Pioneer o Pionero; esto ocurre el día 6 de SEPTIEMBRE (1979) y se hace en el estudio de las fotografías enviadas.
    Sin embargo, el descubrimiento más esencial es acerca del satélite Titán, quien es estudiado con aparatos en UV y polarización, tomándose 5 fotografías desde unos 350.000 Km, navegando el Pioneer a 40.000 Km/h; en tales imágenes aparece el astro como un punto de luz rojiza y, como otras tomadas, resultan algo menos buenas de lo esperado pero aun así dan una sorprendente idea de tal satélite de Saturno. Con una atmósfera de hidrógeno y helio, y posiblemente de metano y también algo de antimonio y carbono, aparece Titán con una variación de colores y una envoltura de nieblas rojas, tipo aerosol. Tal atmósfera, así vista, se especula entonces, bien pudiera sostener el efecto invernadero y tener cierto calor y alguna forma de vida en su superficie. Así pues, se dio pie a creer que además de una atmósfera nubosa, Titán tenía una estructura y un paisaje similar como ninguno en el sistema solar, a la propia Tierra, pero además con una vista desde su superficie de increíble belleza, dada la proximidad del gran Saturno y sus anillos. En seguida fue, a tal respecto, llamado Titán, la segunda Tierra.
    El día 4 de SEPTIEMBRE de 1979, la Tierra, el Sol y Saturno se hallan alineados, con lo que al formar una línea recta la información transmitida por el Pioneer, entonces cerca del satélite Titán, se pierde por la interposición solar.
    Luego de la visita a Saturno, el Pioneer 11 continuó viaje, señalándose por entonces que cesaría en sus señales de radio en el año 1987, cosa que no ocurrirá.
    En FEBRERO de 1985 comienza a declinar el sistema energético.
    En OCTUBRE de 1988, al igual que con el Pioneer 10, se fija una de las esperanzas para el descubrimiento del llamando planeta número diez, más allá de la trayectoria de Plutón. El Pioneer 11 entonces está a unos 3.900 millones de Km de la Tierra.
    Hacia 1993, según se calculó, el Pioneer 11 sale del sistema solar para dirigirse a las estrellas en un viaje eterno, si no se libra de algún choque con meteorito que se le atraviese.     Como el Pioneer 10, también llevaba una placa‑mensaje, destinada a posibles civilizaciones extraterrestres, de caracteres eran iguales a los de la placa ya referida del Pioneer 10.
    El 30 de SEPTIEMBRE de 1995 las operaciones de telemetría del Pioneer 11 cesaron, debido a la falta de energía. Estaba entonces alejándose a razón de 300 millones de Km/año.
    El 19 de OCTUBRE de 1995 se supo que la NASA dejaba finalmente a su suerte al Pionner 11, entonces a más de 6.750 millones de Km de la Tierra, tras 22 años de seguimiento, siendo solo seguido durante 2 h cada 2 o 4 semanas, estando antes durante 8 h diarias. El transmisor, carente ya de la energía eléctrica precisa, se piensa entonces que iba a dejar de transmitir totalmente en el plazo de 1 año, pero la última señal de recibió en noviembre siguiente.
    La sonda se dirige a un punto del cielo cerca de las constelaciones del Águila y el Escudo y, si no encuentra alguna influencia gravitatoria -cosa que nunca sabremos-, lo más cercano que hallará en su ruta dentro de unos 4.000.000 años será la estrella Lambda de tal constelación del Águila, situada a unos 125 años-luz de nosotros.

<> PROGRAMA LUNA. URSS.

    El programa Lunik, traducido por Luna (Луна), es un programa espacial soviético destinado al estudio de la Luna y el desarrollo de técnicas, mediante el envío de sondas o ingenios automáticos a la misma. Los Lunik son pues los primeros aparatos de la URSS programados para la exploración lunar. Más tarde serían llamados Luna en vez de Lunik, a partir del cuarto de la serie. A lo largo del extenso programa Luna se llevaron a cabo operaciones cosmonáuticas de lo más diverso, cosechando muchos fracasos pero también los más espectaculares éxitos. Sirvió además para paliar el fracaso del programa lunar tripulado soviético.
    Entre los logros del programa figuran conseguir el primer impacto en la Luna, fotografiar por vez primera la faz oculta lunar, efectuar el primer alunizaje suave, recoger muestras de suelo selenita y regresar con ellas a la Tierra, etc.
    El programa Lunik o Luna lo fue todo para los soviéticos en su conquista lunar. Sus ingenios han logrado aportar valiosos datos de orden físico‑químico relativos a nuestro satélite natural y obteniendo numerosas y excelentes fotografías.
    Como es obvio, el programa evolucionó constantemente a los largo de su dilatada vida, tanto en pretensiones como en medios, y lo que primero fue tan solo un intento de llegar a la Luna se convierte después en un extenso y ambicioso plan de exploración selenita.
    Pasados los 10 primeros años, en los que los ingenios tratan de establecer las posibilidades de la exploración lunar, realizando los primeros alunizajes, las primeras satelizaciones lunares, etc, comienza una etapa exploradora claramente definida en la que se ejecutan vuelos orbitales selenitas, vuelos en los que un módulo depositaba en el suelo un automóvil que se desplaza automáticamente, o un complejo laboratorio experimental, e incluso viajes con retorno en los que tras retirar muestras un módulo vuelve a la Tierra. Para los lanzamientos de los ingenios se han utilizado diversos modelos de cohetes soviéticos, incluso se usó el Protón.    
    El desarrollo efectivo del programa se inicia en el año 1959 y finalizaría en 1976, 17 años más tarde, con el número 24 de la serie, aunque se han de considerar otros muchos, no reconocidos como del programa, que se dispararon pero fueron un fracaso, motivo por el cual no se quisieron asimilar a los Luna. Se citan en la referencia a misiones lunares de otros vuelos.

    > LUNIK 1.       2 ENERO 1959

    El primer disparo de un Lunik es efectuado el 2 de enero de 1959 en Baikonur y se llevó a término en feliz operación con un impulsor A-1 (Vostok) de 260 Tm de empuje, luego de 4 meses de retrasos (el último desde el 31 de diciembre anterior por problemas técnicos) en la puesta a punto del lanzador con la configuración adecuada. El 23 de septiembre anterior hubo un intento fallido en el que, a los 1 min 32 seg de vuelo, el cohete se destruyó, y el 12 de octubre siguiente otro con igual fracaso a los 1 min 43 seg de viaje, y aun otro más el 4 de diciembre, con fallo a los 4 min 5 seg.
    El ingenio, cuyo destino era el impacto lunar, construido en aluminio y magnesio, pesaba 1.472 Kg de los que 361,3 constituían la carga útil. En forma de bala, siendo esférica la carga útil, y con un diámetro de 80 cm, bajo presión de 1,3 atmósferas y 20ºC de temperatura, el primer Lunik disponía a bordo de 4 emisoras que transmitían en los 19,993, 19,995, 19,997 y 183,6 MHz y cuyas emisiones eran controladas con un reloj de cuarzo; a estos efectos llevaba además 5 antenas, 4 en la parte superior y la otra con un magnetómetro. La electricidad era suministrada por acumuladores de plata y cinc y pilas de mercurio. Por demás, llevaba 5 instrumentos científicos: detectores de radiación, de campos magnéticos o zonas de ionización y 2 de micrometeoritos. También llevaba una esfera destinada al impacto selenita, en el que hubiera liberado 72 piezas de acero en explosión y las que llevaban los consabidos logotipos soviéticos de la hoz y el martillo y la fecha del disparo.
    Su número COSPAR es 1959 Mu-1.

 2 ENERO 1959.    
16 h 41 m 21 seg. GMT. Es lanzado en la rampa 1 de Baikonur el Lunik 1. Directamente la última etapa del cohete portador, de 1.472 Kg de peso, 5,2 m de longitud y 2,4 m de diámetro, introduce a la sonda en una trayectoria que la saca del campo de gravedad de la Tierra, dirigiéndola hacia la Luna. De tal modo, el Lunik 1 se transformaba en la primera carga útil de escape, siendo la velocidad lograda de 40.248 Km/h.

3 ENERO 1959
    A 113.000 Km de la Tierra la última fase del cohete impulsor de la sonda (Block E), que camino cerca de la misma, soltó una nube de 1 Kg de vapor de sodio para que en la Tierra los astrónomos pudieran advertir la ruta de la sonda visualmente. La fluorescente nube anaranjada fue fotografiada desde la Tierra por los astrónomos que lo observaron en el cielo sobre la vertical del Océano Índico en el poco tiempo que perduró pues los vapores de sodio se extendieron rápidamente; la nube se expandió por espacio de 90 Km aproximadamente y tuvo una magnitud de 6.

 4 ENERO 1959.
02 h 59 m. GMT. A las 34 horas de vuelo, el ingenio no impacta en la Luna pero logra pasar a unos 5.995 Km de la misma, en una distancia mínima al sobrevolar las inmediaciones lunares. El error en el fallido impacto estriba en una equivocación en el ajuste de un detector. Desde este paso, la trayectoria deriva en 35º. Al final, el Lunik 1 había enviado datos referentes al flujo micrometeorítico surgido a su paso así como información sobre temperaturas, campo magnético terrestre y rayos cósmicos, como se esperaba, pero no acusó campo magnético destacable más allá de las inmediaciones de nuestro planeta.

 5 ENERO 1959.     
07 h. GMT. A 597.000 Km de la Tierra, se produce el cese de la transmisión de datos al dejar de funcionar por agotarse las baterías.
    También denominado E1-4, 00112 y MECHTA, que traducimos por "sueño", hizo honor a su nombre y el hecho de alcanzar la Luna siguió de momento siendo eso, un sueño, pero se estaba en el camino...

 7 ENERO 1959.     
    Después de sobrepasar la Luna, el ingenio se inserta en una órbita solar, transformándose de tal modo en el primer minúsculo planeta artificial de nuestra estrella. El Lunik 1 gira desde entonces en una órbita solar de 146,4 millones de Km de perihelio, 197,2 de afelio, con un período de rotación, o año propio, de 450 días terrestres; el semieje mayor de la órbita es de 171,8 millones de Km, la excentricidad de 0,148, la inclinación del plano en el que gira es de solo 1º y la velocidad media de 27,75 Km/seg. La trayectoria que sigue le permite acercarse a la de Marte en 15 millones de Km.

 8 ENERO 1975.     
    En tal fecha, el ingenio completaba su 13 vuelta en torno al Sol. Seis días después pasaría por el mismo punto en que en este 8 de enero se halla la Tierra. Entonces está previsto que para el 31 de diciembre del año 2.027 y el 5 de enero del 2.044 pase a una distancia dos veces menor y para primeros de enero del año 2.113 se hallará definitivamente con la Tierra, si es que antes no lo destroza algún meteorito.

    > LUNIK 2.    12 SEPTIEMBRE 1959

    El segundo Lunik, también llamado E1A-6, fue impulsado en Baikonur hacia la Luna por un cohete Vostok de 3 fases, 250 Tm de peso, una altura de 33 m y un empuje de casi 400 Tm; un intento de lanzamiento, que hubo de ser abortado, se hizo el día 9 anterior. El ingenio Lunik 2, de forma esférica, pesaba 1.510 Kg, de los de 390,2 eran la carga útil. En su exterior disponía de varios diminutos paneles solares que le permitían obtener una pequeña cantidad de energía eléctrica. Llevaba 5 emisoras de las que 3 enviaban datos acerca de la temperatura y presión de a bordo y resultados de mediciones científicas varias; algunos radioaficionadas captarían las señales. Asimismo, disponía de otros aparatos como detectores, etc., todo bajo presión y temperatura terrestres. También llevaba emblemas, uno con la fecha de la misión y otro con la hoz y el martillo soviéticos. El vuelo se desarrolla en fechas coincidentes con la visita del entonces presidente USA Eisenhower a su homónimo el Presidente del Soviet Supremo, entonces Nikita Kruschev.

12 SEPTIEMBRE 1959. 
12 h 58 min. GMT. Es lanzado en Baikonur el Lunik 2 en operación llevada a cabo con normalidad. Antes del lanzamiento directo hacia la Luna, la sonda es satelizada en órbita terrestre desde donde es relanzada más tarde. Su número COSPAR es 1959 Xi-1.

13 SEPTIEMBRE 1959.
    A 150.000 Km, después de separarse la última fase del cohete que lo impulsó, la misma soltó determinada cantidad de sodio que formó una nube o especie de cometa anaranjado que se hizo visible entonces desde la Tierra con un telescopio; se pretendía así determinar a donde se dirigía el ingenio. La nube que logró ser fotografiada apareció como una estrella de la 4 o 5 magnitud, a pesar de medir realmente unos 640 Km de diámetro, sobre Acuario y por espacio de 5 o 6 minutos.
     A 66.000 Km de la Luna, el ingenio entra en el campo de gravedad de la misma con una velocidad 2,3 Km/s. Ya a poca distancia de la Luna, en su rápida trayectoria hacia ésta, el ingenio transmite el primer dato acerca de la Luna logrado por una sonda espacial. Tal informe se refiere a la intensidad del campo magnético lunar que resultó ser del 1 % del terrestre y de entre 100 y 50 gammas.
22 h 02 m 04 seg. GMT. El Lunik 2 hace impacto en la Luna a una velocidad de 11.880 Km/h, luego de un vuelo de 33 horas y 4 min de duración y un recorrido de 381.214 Km; la Luna estaba entonces a 384.411 Km. La penetración tiene lugar con un ángulo de 60º y con 3 min de retraso. De este modo, el Lunik 2 se convierte en el primer ingenio terrestre que arriba al suelo de la Luna, el primero en llegar a un mundo distinto al nuestro. El lugar de la superficie donde cae el Lunik se halla en Palus Putredinus, al Este del Mar de la Serenidad, entre las formaciones conocidas por cráteres Arquímedes y Autolycus, concretamente en las coordenadas 28º 30' de latitud Norte y 1º 30' de longitud Este (según los americanos, 29,1º Norte, 0º de longitud), a unos 250 Km del lugar previsto, en el centro de la cara visible; la precisión se cifró en solo un 0,01 % de error.
    El observatorio británico de Jodrell Bank, atento al curso del vuelo, determinó el instante del impacto.
22 h 32 m. Aproximadamente ½ hora después del impacto del Lunik, la última fase del cohete portador del mismo que le proporcionara el último gran impulso también hace impacto en la Luna, a 3,3 Km/seg de velocidad. Durante el vuelo se pudieron medir constantemente la distancia Tierra‑Luna, coordenadas de vuelo, datos sobre rayos cósmicos, micrometeoritos, etc.; se apuntó que el campo magnético lunar no tenía cinturones de radiación. Dos cápsulas-esferas, rotas y esparcidas en el impacto, estaban formadas por piezas pentagonales que tenían cada una el emblema de la hoz y el martillo comunistas de la Unión de Repúblicas Socialistas Soviéticas. Observatorios de Suecia y Hungría dijeron haber visto la polvareda del impacto.

    > LUNIK 3.     4 OCTUBRE 1959

    El tercer Lunik, también denominado E-2A y MAS‑1, estación interplanetaria automática número 1, y Orbitnik, tenía forma cilíndrica, aunque de fases esféricas, de 1,2 m de diámetro máximo y 1,3 m de longitud, con un peso total de 1.530 Kg de los que 278,5 eran de carga útil; asimismo, de estos últimos, 156,6 pertenecían al peso de los aparatos de medición y generadores de energía. Era parecido al Lunik 2, pero con células solares.
    El ingenio disponía entre otras cosas de 2 cámaras de película de 35 mm y 200 y 500 mm de distancia focal. Cada imagen, revelada automáticamente, era enviada a Tierra por TV sobre 1.000 líneas. Estaba dotado de 6 antenas de varilla, una batería de 3 células solares y acumuladores conectados en paralelo a otros generadores. La presión atmosférica en el ingenio en vuelo sería de 1.000 mm, de la columna de mercurio. Cuando la temperatura pasaba en el interior de los 25ºC entraba en acción un regulador. El sistema estabilizador utilizaba gas a presión. La orientación respecto al Sol y la Luna la mantenía con células fotoeléctricas y es el primero en un ingenio espacial soviético. Salvo cuando realizó las tomas fotográficas, la sonda estuvo en rotación. El vuelo fue dirigido desde un centro de control terrestre por radio. Su número COSPAR es 1959 Theta-1.

4 OCTUBRE 1959.   
00 h 43 m 39 s. GMT. En el día aniversario del lanzamiento del Sputnik 1, es disparado con un cohete Vostok en Baikonur el Lunik 3 con la misión de efectuar un vuelo circunlunar sobre un plano de 65º respecto al ecuador, en cuanto a inclinación. El ascenso es directo, como en los anteriores Lunik, pero será ya el último, pasando los siguientes por una órbita terrestre intermedia, o de aparcamiento, en el viaje.

 6 OCTUBRE 1959.
14 h. GMT. Cuando después de varias decenas de horas de vuelo el Lunik se halla a 7.900 Km de distancia de la Luna, sobre uno de sus costados por el Polo Sur, debido a un escape de gas, comienza a girar irregularmente, pero poco después el sistema de orientación consigue situar el Lunik en posición ideal para que pudiera en su momento fotografiar correctamente nuestro satélite natural.

 7 OCTUBRE 1959.   
    Luego de bordear la parte lunar que se observa a la izquierda desde Tierra, sobrevolando la cara oculta, el Lunik toma durante 40 min 36 imágenes de la citada zona, una vez apartó automáticamente el obturador de protección, y tales fueron realizadas a pequeña y gran escala; pero solo 17 de las imágenes resultarían de una calidad mínima y que comprenden el 70% de la cara oculta. La obtención de las imágenes se produjo sobre las 4 h 30 m, GMT, entre los 65.200 y 68.400 Km de distancia de la Luna. Las fotografías se revelaron, fijaron, lavaron y secaron automáticamente y quedaron dispuestas a enviar luego por TV. Luego de sobrevolar, a 60.000 Km de altura, más de lo previsto, la faz oculta apareció por la margen lunar opuesta a la que lo ocultó y se dirigió hacia nuestro planeta, arrastrado por la trayectoria.

10 OCTUBRE 1959.
    Al asomar en dirección a la Tierra envió las fotografías tomadas con anterioridad, siendo captadas por la estación Eupatoria, en Crimea. Así, el Lunik 3 es no solo el primer ingenio terrestre que fotografía la cara oculta lunar sino también el primero que retorna a las inmediaciones terrestres luego de un vuelo alrededor de la Luna.
    Las repetidas imágenes obtenidas suponen un 70 % de la faz escondida selenita y ciertamente no fueron de gran calidad. Dicha cara aparecía en las fotos muy confusa pero se obtuvo, no obstante, una idea de como resulta ser, pudiendo advertir que difiere aparentemente muy poco del lado siempre visible. Dos regiones de la cara oculta fueron bautizadas entonces con Mar de Moscú y Mar de los Sueños, y otra como Tsiolkovsky. En las fotografías aparecía además uno de los bordes lunares visible desde la Tierra y contiguos a la citada cara lunar.
    Afectada por el campo de gravedad lunar, luego, la órbita en que quedaría atrapado el Lunik 3 tenía una inclinación de 73,8º respecto al ecuador de la Tierra, con un apogeo de 468.300 Km y un perigeo de unos 48.200 Km, siendo el período inicial de 15 días 1 h y 50 min; la velocidad en el apogeo era de 1.400 Km/h. En su primera órbita, alcanza un apogeo de 469.928 Km el día 10 de OCTUBRE y el primer perigeo el día 18 siguiente.
    En NOVIEMBRE se pierde el contacto con el ingenio, aun en órbita.

20 ABRIL 1960.
    Al término de unos 6 meses de permanecer en órbita se perdió cayendo en la alta atmósfera de la Tierra, dando en total finalmente 15 vueltas a la misma. Entre otras cosas, el vuelo del Lunik 3 sirvió para comprobar las posibilidades de retransmisión de imágenes a grandes distancias sin interferencia alguna en el proceso. Además, el ingenio envió información acerca de radiaciones, meteoritos, etc.
    Resta citar que con las imágenes del Lunik 3 se localizaron 252 nuevos accidentes selenográficos, de ellos 150 de la cara oculta que recibieron los nombres de otros tantos personajes destacados de la Historia humana, preferentemente de la propia historia de los soviéticos.

    > LUNIK 4.         2 ABRIL 1963

    El cuarto Lunik falló en su empeño de alcanzar la Luna cuando después de su disparo, el 2 de abril de 1963 a las 08 h 16 m 37 s GMT, pasó a 8.480 Km de la misma el día 6 siguiente. Su misión parece ser que era la del alunizaje. El Lunik 4, modelo de sonda E-6, que pesaba 1.422 Kg, de los que solo 42 eran carga útil realmente, luego de sobrepasar a nuestro gran satélite natural a una distancia mínima de 8.336,2 Km el 6 de abril, quedó atrapado en el campo de gravedad terrestre, convirtiéndose de este modo en otro satélite artificial de una órbita de 89.782 Km de perigeo y 698.500 Km de apogeo. Su número COSPAR es 1963-008A.
    Envió, no obstante, datos diversos, entre otras cosas sobre rayos cósmicos. A partir de este ingenio, en el programa, los siguientes serán ya denominados Luna en vez de Lunik.

    > LUNA 5.     9 MAYO 1965

    El Luna 5, también llamado Lunik 5, modelo E-6 décimo, de un peso de 1.474 Kg y fue lanzado el 9 de mayo de 1965 en dirección a la Luna a las 07 h 50 m, GMT. Tenía la prevista e importante misión de conseguir llevar a la realidad un asentamiento suave en su superficie, lo que de ejecutarse habría constituido el primer alunizaje suave de la Historia. Pero, 3 días más tarde, el 12 de mayo, el quinto Luna fracasa en su empeño al escapársele el control de dirección y estrellarse a continuación en consecuencia en el suelo lunar, a las 82 horas de vuelo. Principalmente, el fallo es debido a un inicio del frenado demasiado tarde en vez de los 64 Km de altura.
    El impacto tiene lugar al Norte del Mar de las Tormentas, en Lansberg, en un lugar delimitado aproximadamente por las coordenadas 31º de latitud Sur y 8º de longitud Oeste. Como directa consecuencia del choque se elevó una nube de polvo de aproximadamente 200 Km de altura que fue observada desde Tierra por el Observatorio de Rodewich, en Alemania. Su número COSPAR es 1965-036A.

    > LUNA 6.    8 JUNIO 1965

    El Luna 6, también denominado E-6-7, fue lanzado a las 07 h 41 m, GMT, del 8 de junio de 1965 con la misma misión que el anterior ingenio, es decir, intentar el alunizaje. Pero el ensayo fracasa nuevamente al perderse el control e impedir así que se fuera siquiera hacia la Luna. La culpa esta vez es de un motor de corrección de trayectoria que no se apaga tras realizar su función el día 9. Su peso era de 1.440 Kg

11 JUNIO 1965. 
    El Luna 6 pasa a 159.612,8 Km de la Luna y entra en una órbita al rededor del Sol, convirtiéndose así en otro pequeño planeta artificial. Su número COSPAR es 1965-044A.

    > LUNA 7.      4 OCTUBRE 1965

    Nuevo intento de alunizaje y nuevo fracaso soviético. El Luna 7, modelo E-6-11, que debía efectuar tal misión parte de la Tierra el 4 de octubre de 1965 a las 07 h 56 m, GMT. Su peso es de 1.504 Kg en total. Al arribar a la Luna, transmite información pero falla en el intento de posarse suavemente en el suelo selenita estrellándose contra éste, luego de perder el control.
    El impacto se produce a 20 m/seg de velocidad, debido en concreto al irregular encendido de los retropropulsores, que se apagan antes de lo debido, en las cercanías del cráter Keppler, en las coordenadas 9º de latitud Norte y 39º de longitud Oeste, aproximadamente, a las 22 h 08 min, GMT, del día 7 de OCTUBRE, a las 86 horas 12 min de vuelo. Su número COSPAR es 1965-077A.

    > LUNA 8.      3 DICIEMBRE 1965

    El Luna 8 o Lunik 8, E-6-12, lanzado el 3 de diciembre de 1965 a las 10 h 46 m, GMT, con la misión que sus anteriores no pudieron llevar a cabo, es decir, el alunizaje, fue el quinto fracaso consecutivo del programa. Su peso de la Luna 8 era de 1.552 Kg. En el lanzamiento se elige una inclinación de 51,8º, menor que la usada en anteriores vuelos, para sumar un poco de velocidad gracias a la rotación terrestre.

 6 DICIEMBRE 1965. 
21 h 50 min 30 seg. GMT. Esta vez falla el altímetro, los retrocohetes actúan tarde y el impacto se produce en el área conocida por Marius, en un lugar delimitado por los 7º 8’ latitud Norte y 63º 12' longitud Oeste, en el Océano de las Tempestades, y a las 83 h de vuelo. Es posible que el ingenio hubiera alunizado con menor velocidad a la supuesta en principio pero la pérdida instantánea del contacto hizo suponer un fuerte alunizaje, pero en definitiva nunca se supo más del Lunik 8. Envió señales solo 2 seg. Su número COSPAR es 1965-099A.

    > LUNA 9.          31 ENERO 1966

    La sonda Luna 9 es el modelo E-6M de unos 2,7 m de altura y su destino debía ser el alunizaje.

31 ENERO 1966.
14 h 41 m 37 s. Hora de Moscú; 11 h 41 m 37 s, GMT. Es disparado el Luna 9 y puesto con un A-2-E (o (8K78M) en una órbita terrestre de 224 Km de apogeo y 173 de perigeo. Desde tal órbita, el ingenio es relanzado e introducido en una trayectoria hacia la Luna por parte de la última fase del cohete portador, que se separa después. Su número COSPAR es 1966-006A.

1 FEBRERO 1966.
22 h 29 m. Hallándose a 100.000 Km de su objetivo, en su marcha hacia él, efectúa una corrección de trayectoria por medio de un breve encendido de motores y se orienta en sentido opuesto, cara a su llegada a la Luna.

2 FEBRERO 1966.   
    A 60.000 Km de la Luna, el ingenio realiza un giro de 90º para quedar apuntando con los retropropulsores hacia el suelo lunar.

 3 FEBRERO 1966.
21 h 44 m 42 s. Luego de reorientarse a una distancia de 8.300 Km de la Luna, cuando el Luna 9 se encuentra a solo 75 Km de la superficie selenita, son encendidos los motores de frenado que actúan 46 segundos, disminuyendo progresivamente la velocidad de llegada del ingenio. Ello se produce a una orden automática emanada a partir del altímetro radar. La velocidad de arribada es de 2.600 m/seg y es la que va a frenarse a solo unos m/seg finales. Una verga de contacto con la superficie toca el suelo lunar y hace saltar del otro extremo del ingenio una cápsula ovalada. La citada cápsula ovalada tiene sus aparatos en una base con lo que pesa más en tal parte, por contrapeso, por lo que al rodar brevemente tiende a estabilizarse como un tentetieso.
21 h 45 m 30 s. La cápsula del Luna 9 se posa suavemente en la superficie de la Luna, al cabo de 79 horas de vuelo, y a una velocidad de solo unos m/seg. De este modo, se produce el PRIMER ALUNIZAJE SUAVE de la Historia. El lugar donde se posa se halla en Cavalerius, Mar de las Tormentas, en el punto que marcan los 64º 22' longitud Oeste y 7º 08' de latitud Norte, al Oeste de los cráteres Reiner y Marius, y al borde de un cráter de unos 15 m de diámetro.
21 h 49 m 40 s. A los 4 min 10 del alunizaje, la cápsula del Luna despliega sus cuatro cubiertas en forma de pétalos y dejaba al descubierto las 4 antenas, la cámara de TV de 1,8 Kg de peso y otros aparatos dispuestos para efectuar diversos registros y mediciones de datos. El ingenio pesaba en Tierra 1.583 Kg, de los que 101 eran los correspondientes al módulo esférico que se posó en el suelo lunar, con sus patas de unos 2 metros de altura. El diámetro del módulo esférico es de 60 cm.

 4 FEBRERO 1966.
04 h 50 m; 01 h 50 m GMT. El Luna 9 comienza a enviar a la Tierra tres fotografías del lugar donde se halla, tomadas con anterioridad; 7 transmisiones totalizaron 8 h 05 min. Estas son las primeras imágenes tomadas y transmitidas desde el suelo lunar. En total, de la tanda, habría de enviar 9 imágenes.
    Posteriormente, el ingenio transmitió por medio de la cámara de TV, que pesaba 1,8 Kg, durante 3 días, más imágenes del sitio donde se halla, hasta un total de 27. Antes de agotarse la batería de la cámara, durante el envío de tales imágenes, el suelo lunar cedió un poco, moviéndose el Luna 9 y permitiendo ligerísimamente cambiar la posición de la cámara con lo que se obtuvo así la primera imagen estéreo lunar.
    En las repetidas fotografías transmitidas a Tierra, en las que aparece el lugar del alunizaje, se muestran detalles de hasta un centímetro. La superficie lunar aparecía entonces muy irregular, plagada de piedras de diversas formas y tamaños. Se distingue en el paisaje hasta un horizonte a unos 1,7 Km. Tales fotografías fueron captadas, además de por los soviéticos, por el Observatorio británico de Jodrell Bank.
    El Luna 9, además envió datos relativos a radiaciones, etc, y demostró que la Luna no estaba cubierta por mares de polvo como hasta entonces se suponía, estableciendo asimismo las posibilidades más amplias del alunizaje.

 6 FEBRERO 1966.   
    El Luna 9 deja de emitir por agotamiento de las baterías.

    > LUNA 10.       31 MARZO 1966

    El Luna 10, también llamado Lunik 10, es un modelo E-6S que fue disparado con un cohete 8K78M el 31 de marzo de 1966 a las 10 h 48 m, GMT, en dirección a la Luna, luego de pasar por una órbita de aparcamiento de 250 Km de altura y 51,9º de inclinación. Su peso era de 245 Kg de carga útil instrumental y 1.597 Kg en total, y medía 3 m de largo. Su número COSPAR es 1966-027A.

1 ABRIL 1966.
    En la mitad de su camino lunar, El Luna 10 realiza una corrección de trayectoria.

 3 ABRIL 1966.
    Al llegar a 800 Km de la Luna, el ingenio fue reorientado en su posición para prepararse adecuadamente en la inserción en órbita lunar.
19 h 44 m. El ingenio Luna 10 entra en órbita lunar, tal y como estaba estipulado, convirtiéndose así en el PRIMER SATÉLITE DE LA LUNA llegado desde la Tierra. Los parámetros orbitales del décimo Luna eran de 350 Km de perilunio, 1.017 Km de apolunio, 2 horas 58 min 5 seg de período de rotación y 71º 54º de inclinación. Al llegar se ha de separar de la parte que contenía el sistema de propulsión. La velocidad de llegada fue de 2,1 Km/seg y tras el frenado del motor quedó en 1,25 Km/seg.
    En su recorrido orbital, el Luna 10 señaló los pocos meteoritos que por allí caían debido al débil campo de gravedad lunar. Realizó además otros registros de datos pero no fotografió en ningún momento la Luna desde su privilegiada posición puesto que no estaba programado para ello. Acusó, a su paso, un campo magnético terrestre de 10 gammas. Las primeras observaciones a tal respecto se efectuaron entre el 3 y el 7 de abril, momento en que la Luna cruzó la cola magnética terrestre. Señaló que la Luna tiene una forma ligeramente ovalada superior a la esperada.
    Los aparatos que llevaba para investigación eran detectores de meteoritos, de rayos gamma, espectrómetro para energías entre 0,3 y 3 MeV, un magnetómetro, contador de rayos X. También llevaba un oscilador que retransmitía codificadamente notas del himno "La Internacional".
    El 30 de MAYO siguiente, tras 56 días de actividad en órbita selenita y 219 transmisiones de datos, así como dar 460 vueltas a nuestro satélite natural, el Luna 10 cesó en las comunicaciones por agotamiento de sus baterías.

    > LUNA 11.        24 AGOSTO 1966

    El decimoprimero Luna fue lanzado en Baikonur a las 08 h 03 m GMT el 24 de agosto de 1966 con un cohete 8K78M en dirección a la Luna. Su peso en Tierra era de 1.616 Kg y se trata de un modelo E-6LF.
    El 28 de agosto, luego de unos días de viaje, el Luna 10 consigue dejarse atrapar por el campo de gravedad de la Luna, situándose en una órbita elíptica de 160 Km de perilunio y 1.200 de apolunio, y 27º de inclinación respecto al Ecuador. Así se convirtió en el segundo satélite artificial de la Luna. Su número COSPAR es 1966-078A.
    Transmitió información complementaria de la suministrada por el anterior Luna relativa a meteoritos, anomalías gravitatorias, radiaciones gamma y equis, etc. Llevaba, para enviar fotografías, un complejo equipo de fototelevisión que trabajaba con 1.100 líneas para cada imagen.
    Desde el inicio del viaje y hasta el 19 de septiembre siguiente, detectó gran actividad solar con flujo de radiación que aumentó vertiginosamente en miles de veces en ocasiones. Realizó 137 transmisiones de radio.
    El 1 de OCTUBRE de 1966, el Luna 10 dejó de transmitir por fallo de las baterías. Había dado 277 vueltas a la Luna.

    > LUNA 12.        22 OCTUBRE 1966

    Emulando los viajes de los dos anteriores Luna, el que hace el número 12, después de su lanzamiento en Tierra el 22 de octubre de 1966 a las 8 h 42 min GMT con un cohete 8K78M, se dirigió a la Luna para satelizarse en ella el día 25 siguiente, en una órbita de 100 por 1.740 Km de perilunio y apolunio respectivamente, con una inclinación de 15º respecto al ecuador lunar; el período orbital fue de 3 h 25 min. El peso del ingenio, un modelo de sonda E-6LF, era de 1.620 Kg en Tierra. Su número COSPAR es 1966-094A. En el camino, el día 23, a las 34,5 h de vuelo, realizó una corrección de trayectoria.
    Esta vez el ingenio, dotado de cámaras de imágenes de 1.100 líneas, transmitió numerosas y excelentes fotografías de la superficie de la Luna, de áreas cuadradas de 30 Km de lado con resolución de 14,9 a 19,8 m, desde la referida órbita elíptica. También envió datos de otro tipo, como radiaciones IR, UV, gamma, etc. Las primeras fotografías fueron recibidas el 29 de OCTUBRE, mostrando un área de 50 Km^2 del Océano de las Lluvias.
    En total, el Luna 12 realizó 302 transmisiones por radio y dio 602 vueltas a la Luna. Cesó en su actividad el 19 de ENERO de 1967, al cabo de 89 días de vuelo.

    > LUNA 13.      21 DICIEMBRE 1966

    El lanzamiento del Luna 13, o Lunik 13, modelo E-6M, se produjo el 21 de diciembre de 1966 a las 10 h 19 m GMT, con un cohete 8K78M, y después de un vuelo sin contratiempos destacados el ingenio, que pesaba unos 1.700 Kg, de ellos 99,8 la cápsula de descenso, llegó a la Luna 3 días después luego de realizar el día 22 una corrección de trayectoria. Su número COSPAR es 1966-116A.

24 DICIEMBRE 1966. 
    A 70 Km de la Luna, tras la debida reorientación al llegar, el Luna 13, constituido en un laboratorio automático que se impulsa por un pequeño cohete de 7 Kg de empuje, enciende los retropropulsores. Seguidamente, 2 min más tarde, el ingenio aluniza con suavidad en zona oscura, tras un viaje de 79,7 horas, hacia las 18 h 01 m, GMT. Es el segundo alunizaje soviético en la Luna. A los 4 min de posarse, la cápsula se abría y transmitía señales por radio. Más tarde se abrirían 4 pétalos y dejarían libres 2 brazos con sondas para estudiar el suelo. El lugar donde se posa se halla cerca de la zona de Cavalerius, en un punto demarcado por los 18,87º latitud Norte y 62º 3’ longitud Oeste, a 400 Km de donde se hallaba el Luna 9, en el Océano de las Tormentas.

25 DICIEMBRE 1966. 
    Después de 3 h 30 min en que el Sol empezó a brillar sobre el paralelo donde estaba el ingenio, éste comenzó a tomar las imágenes del suelo lunar, que por estar el Sol muy bajo en el horizonte dejan ver las típicas largas sombras en el accidentado suelo lunar.
    El laboratorio disponía de dos pequeños brazos, uno para sondear el suelo por contacto y otro de titanio extensible que estudiaba el suelo selenita y media su densidad por difusión de rayos alfa. A este respecto reveló que la densidad era próxima a la unidad. Así pues el Luna 13 es el primero en hacer la comprobación geológica de la superficie lunar. El brazo medía 1,5 m de largo y sondeó hasta 30 cm de profundidad en el suelo selenita.
    El Luna 13, mediante una cámara de TV, también envió excelentes imágenes de aquél paisaje lunar con resolución de hasta 1,5 o 2 mm a 1,5 m de distancia. La cámara pesaba aproximadamente 1,3 Kg que consumía 2,5 vatios. Para obtener cada imagen completa del paisaje que rodeaba al ingenio (los 360º) tardó aproximadamente 100 min en hacer el barrido.
    El número de antenas de que disponía era de 4 tipo de barra y otras 4 que eran en realidad los cuatro pétalos o conchas protectoras que el ingenio desplegó tras el alunizaje para dejar al descubierto los aparatos de investigación entre los que estaba además de la citada cámara de TV, los citados detectores de rayos cósmicos y otras radiaciones y un aparato para detectar selenomotos, o terremotos lunares.

    El día 30 de diciembre de 1966 cesó de emitir.

    > LUNA 14.        7 ABRIL 1968

       En operación realizada con normalidad, el 7 de abril de 1968 a las 10 h 09 m GMT es lanzada la sonda 14 de la serie Luna en dirección a la Luna. Es un modelo E-6LS. Su peso es de 1.700 Kg y su número COSPAR el 1968-027A.

10 ABRIL 1968.
    El Luna 14 logra colocarse en órbita alrededor de nuestro satélite natural con un frenado de su velocidad de 2,2 Km/seg hasta los 1.200 m/seg, siguiendo los parámetros de 160 Km de perilunio y 870 Km de apolunio, siendo la inclinación de 42º respecto al ecuador selenita y el período de 2 h 40 min. Desde dicha órbita el ingenio efectuó infinidad de investigaciones de índole diversa.
    Su misión era la del estudio de la Luna y el espacio próximo a ella, así como la prueba del control de teledirección del propio ingenio a fin de perfeccionar sistemas. Entre otras cosas, el Luna 14 reveló que el campo magnético lunar era de 25 a 40 gammas, inferior en menos del 1 % al de la Tierra.

30 ABRIL 1968.
    El Luna 14 completa la vuelta número 176 a la Luna. Mientras tanto había efectuado ya 97 transmisiones de datos. El Luna 14 constituye el cuarto ingenio en el programa URSS que es puesto en órbita lunar.

    Funcionó hasta inicios de 1969, en que se agotaron sus baterías.

    > LUNA 15.      13 JULIO 1969

13 JULIO 1969.
    Es lanzado el Luna 15 hacia la Luna con la misión de satelizarse en ella primero, alunizar cuatro días después, y más tarde regresar a la Tierra con unos 100 gramos de muestras que debía recoger con un brazo mecánico e introducir en una esfera de 50 cm de diámetro y casi 40 Kg de peso; también llevaba 2 cámaras estereoscópicas. Su peso es de 2.718 Kg, siendo 245 Kg la carga útil de aparatos.
    Al siguiente día realizó una corrección de trayectoria.

16 JULIO 1969.
    En esta fecha, el Luna 15 consigue entrar en órbita selenita elíptica de los siguientes parámetros, 286 por 133 Km, mas tarde, el día 18, cambiados a otra de 220 por 96 y luego a 48,27 Km de perilunio, 176,99 Km de apolunio, con una inclinación de 25º y un período de 2 h 30 min. Su número COSPAR es 1969-058A.

21 JULIO 1969.
16 h 50 m 40 seg. Al Luna 15, después de dar 52 vueltas a la Luna cambiando varias veces apolunio y perilunio, con 85 por 16 Km finales, se le intenta desde Tierra maniobrar para que descendiera desde la órbita al suelo selenita y efectuar el alunizaje. Las primeras fases de la larga operación se efectúan con éxito y durante algún tiempo el ingenio rota disminuyendo velocidad desde los 85 Km de altura. Pero en el descenso los 2 retropropulsores que llevaba fallan al no actuar como era de esperar y el Luna 15 se precipita contra un montañoso suelo lunar a una velocidad de unos 480 Km/h, terminando así su existencia activa. Los soviéticos no reconocieron el fallo sino una alteración gravitatoria sobre la zona (un mascon). El fuerte alunizaje o impacto sucede en el Mar de las Crisis, en un área que se comprende en los 15º de latitud Norte y 66º de longitud Este, aproximadamente. En total, el número de órbitas que el Luna 15 dio a la Luna fue de 52. El número de sesiones de comunicaciones fue de 86.
    El Luna 15 llegó a la Luna en tiempos del desarrollo de la misión USA Apolo 11 que conduce por vez primera al hombre al suelo selenita. Apolo 11 orbitó junto al Luna 15 nuestro satélite natural durante algún tiempo, aunque sin establecer el más mínimo contacto. El impacto del ingenio URSS tuvo lugar a unos 800 Km del sitio del alunizaje de Apolo 11 y la maniobra de descenso se inició a 2 h 4,5 min del despegue del Eagle de Apollo 11.

    > LUNA 16.      12 SEPTIEMBRE 1970.

12 SEPTIEMBRE 1970.
    Es lanzado en Baikonur el Luna 16 con un Proton y situado luego en órbita terrestre desde donde sería impulsado definitivamente hacia la Luna. Su misión es la misma que no pudo realizar su anterior. Su número de objeto en catálogo COSPAR es 1970-072A.
    El ingenio, también llamado E8-5, pesa inicialmente 5,6 Tm, siendo la carga útil de 1.880 Kg, y mide 3,81 m de altura. La distancia entre los pies del trípode de asentamiento es de 3,96 m.

17 SEPTIEMBRE 1970.
    El Luna 16 entra en una órbita elíptica alrededor de la Luna, tras 106 horas de vuelo.

20 SEPTIEMBRE 1970.
    Luego de alterar los parámetros orbitales para situarse en una trayectoria de solo 15 Km de perilunio, desde tal mínima distancia, el Luna inicia el descenso hacia la superficie de la Luna. El motor volvió a actuar en frenado entre los 600 y 20 m de altura; los últimos 20 m funcionan los motores menores. Cuando por fin consigue alunizar suavemente, lo hace al Este del Mar de la Fertilidad, en los 0,41º de latitud Sur y 56,3º longitud Este.
    Tras el alunizaje, el ingenio mediante un brazo desplegado de 90 cm de largo comienza a recoger muestras del suelo selenita; el despliegue se realiza en unos 10 min y la extracción de muestras de suelo le lleva una media hora, siendo dirigidas las operaciones desde la Tierra con una telecámara. Trata primero de recoger polvo lunar, pero el brazo mecánico de 2 m de largo manejado desde Tierra solo consiguió obtener piedras y excavar hasta 30 o 35 cm de profundidad; la medida del contenedor colocado en el extremo, en forma cilíndrica, es de 35 cm y podía hacer extracciones de unos 15 cm. El mecanismo perforador en tal extremo giraba a razón de 50 vueltas por minuto de velocidad. En total recoge unos 95 gramos de muestras lunares que almacena en su parte superior en un segundo contenedor, aunque la cantidad inicialmente recogida es de 170 gramos, perdiéndose pues el resto en el traslado. Además, el ingenio toma fotografías de aquellos parajes.

22 SEPTIEMBRE 1970.
    Finalizada la operación de recogida de muestras, el módulo colocado en la parte superior del ingenio donde se hizo el depósito de las muestras a través de un segundo contenedor, y que estaba dotado de cohetes, es disparado en dirección a la Tierra. Dicho módulo permaneció asentado sobre el resto del ingenio en la superficie selenita 26 h 25 min.
    Tras el despegue de la cápsula recuperable, con velocidad de salida de 2,7 Km/seg, el otro cuerpo del Luna abandonado en la Luna continuó su labor de toma de datos in situ.
    El módulo de descenso del Luna 16, apoyado en sus 4 patas de varios dedos, era la parte que disponía del brazo para retirar muestras y, como es obvio, de la sección de los 2 motores más potentes de todo el ingenio. Algunos tanques para la propulsión, o mejor para la retropropulsión puesto que eran para funcionar en frenado, eran visibles exteriormente pues formaban un collar en el lado superior, en proximidad al módulo de retorno. La sección para el regreso disponía de varios tipos de antenas y era como es natural más pequeña que la de alunizaje. En su parte superior figuraban las enseñas soviéticas de la hoz y el martillo, con una estrella encima.

24 SEPTIEMBRE 1970.
    El módulo de retorno, con su valioso cargamento de muestras lunares llega a la Tierra desprendiéndose 3 h antes de la reentrada en la atmósfera de la sección propulsora que le permitió el regreso. Posteriormente, el resto del módulo de la sonda, que es realidad una esfera con un pequeño cilindro en un lado, descendió suavemente hacia la superficie de nuestro planeta colgado de dos paracaídas. Finalmente se produce el aterrizaje a 80 Km al sureste de Dzezkazgan, a unos 80 Km del lugar previsto, en el Kazakstan, a 2.200 Km de Moscú aproximadamente, a las 08 h 26 min hora moscovita. El módulo, conteniendo las muestras lunares, fue poco después localizado y recuperado; para facilitar su encuentro el ingenio iba dotado de antenas de radio.
    Esta es la primera vez que un ingenio, construido en la Tierra y no tripulado, realiza un vuelo automático a la superficie de la Luna y regresa después a nuestro planeta para ser recuperado.
    Tres diminutos trocitos de las muestras lunares del Luna 16, de menos de un quilate, y que pertenecían a la viuda de S. Korolev, fueron subastados en 1993 por la galería newyorkina de Sotheby’s. Alcanzaron la cifra de 442.500$.

    > LUNA 17.         10 NOVIEMBRE 1970

10 NOVIEMBRE 1970. 
    Es lanzado con un Proton el Luna 17 y puesto unos minutos después en órbita al rededor de la Tierra. Luego es situado en la trayectoria de transferencia a la Luna. Su peso es de 5,6 Tm, de ellas 1.814 Kg de carga útil. Su número COSPAR es 1970-095A.

13 NOVIEMBRE 1970. 
    El Luna 17 entra en órbita lunar elíptica.

16 NOVIEMBRE 1970. 
    Se efectúa una corrección de la velocidad orbital con lo que el ingenio Luna queda situado en una trayectoria elíptica de solo 20 Km de distancia mínima a la Luna.

17 NOVIEMBRE 1970. 
    Al alcanzar el perilunio, en una de las vueltas, el Luna 17 enciende los retropropulsores para frenar la velocidad e iniciar el descenso al suelo selenita. Tras un perfecto funcionamiento de los cohetes de frenado, el Luna consigue alunizar suavemente a las 4 h 57 min en el Mar de las Lluvias, en un lugar situado en aproximadamente los 35º de longitud Oeste y 38º 17’ de latitud Norte.
    Después del alunizaje, el Luna 17 deja caer las paredes de su mitad superior, de forma que el lado de arriba de dicha pared toca el suelo lunar en tanto que el inferior sigue unido al ingenio. De este modo las paredes quedaban formando ángulo agudo con el suelo. Al cabo de esta operación quedaba pues al descubierto la mitad superior del Luna 17 o más exactamente su contenido que no era otra cosa que el LUNOKHOD 1, un vehículo de 8 ruedas destinado a desplazarse por la superficie de la Luna.

            = LUNOKHOD 1

    Tras quedar descubierto, el Lunokhod 1, también llamado 8EL, dirigido desde Tierra, comenzó a deslizarse por las paredes inclinadas hasta tocar con todas sus ruedas el suelo lunar; su nombre significa "caminante" o "explorador" lunar. Este primer automóvil lunar se alimentaba de energía eléctrica que obtenía gracias a un panel solar en forma de plato llano que recargaban unas baterías y que, al llegar la noche lunar, se cerraba para evitar la pérdida de calor interno. En líneas generales, este ingenio tenía la forma de una vagoneta o, si se desea más, el de una batea, con una tapa y un brazo hacia arriba y se desplazaba sobre 8 ruedas dispuestas en 2 líneas paralelas y movidas a pares por 4 motores dobles eléctricos; una novena rueda, más pequeña, iba en la parte de atrás y servía para medir los metros recorridos. Las 8 ruedas estaban especialmente construidas y permitían al ingenio desplazarse sobre cualquier clase de terreno lunar e incluso superar una inclinación del suelo de más de 25º; en las mismas iban dispuestos además indicadores cuya lectura se efectuaba a través de las cámaras de TV. El diámetro de cada rueda era de 51 cm.
    Media este automóvil 2,18 m de largo, 1,35 m de altura, 1,6 m de diámetro, siendo la tapa‑panel solar de 2,15 m de diámetro, y pesaba en Tierra unos 756 Kg. Estaba dotado de 4 cámaras de TV, siendo una de ellas panorámica  y 2 de ayuda en la conducción, sitas dos en el lado anterior, una en el de atrás y la restante en uno de los lados, así como de un brazo articulado de hierro y un laboratorio automático. El control era efectuado desde el centro terrestre de Simferopol, Ucrania, por 5 técnicos (dos grupos que se turnaban, cada uno con un director, un piloto, un especialista del recorrido, un técnico de motores y un operador de radio). La tardanza de segundo y medio de la señal entre la Tierra y la Luna suponía añadir una pequeña habilidad en el manejo de ingenio en movimiento. Las imágenes para ver el camino se convertían sobre las tomas de dos de las cámaras en una pantalla para dar una imagen de 180º.
    El ingenio llevaba en su interior, bajo presión y adecuada temperatura, varios aparatos, como el transmisor y receptor, tubo telescópico de rayos X para radiaciones exteriores, detector de partículas (electrones, protones y  alfa) y otras, todos los cuales habrían de permitir un detallado estudio de los caracteres del suelo selenita y conseguir datos de física espacial sobre radiaciones. Las antenas llevadas eran una direccional helicoidal de medio alcance y otra omnidireccional espiral de bajo alcance.
    El Lunokhod 1, en su parte exterior, poseía un reflector LÁSER integrado por unos catafotos de silicio puro; medía 45 por 20 cm y pesaba 3,5 Kg. Había sido construido por el CNES francés en Bretigny‑sur‑Orge. Mediante este reflector se podía calcular la distancia Tierra‑Luna con gran precisión y también seguir los desplazamientos del vehículo. Entre las ruedas llevaba una caja para el experimento RIFMA, con un espectrómetro para realizar análisis químicos por irradiación de rayos equis y detección de la respuesta, también en forma de radiación ETM, del suelo afectado.
    El primer recorrido del Lunokhod lo efectuó hasta 20 m de distancia del Luna y por tanto del lugar de alunizaje. Posteriormente recorrería 196 m más. En los primeros cinco días se dedicó a la exploración de aquéllos lugares inmediatos al punto de descenso. Después, con la llegada de la noche lunar, hubo de permanecer inactivo.

24 NOVIEMBRE 1970.
    Comienza la larga noche en la Luna, primera de las que ha de pasar en oscuridad el ingenio.

 8 DICIEMBRE 1970.
    Finaliza la citada noche lunar. El Lunokhod es reactivado y continúa sus labores. Desde entonces, el ingenio pasará varias noches más que habrán de interrumpir sus exploraciones.

 3 FEBRERO 1971.
    Al término de un nuevo día lunar se informa que el Lunokhod 1 había atravesado ya más de 80 cráteres en las últimas evoluciones y que funcionaba perfectamente. Entonces había realizado ya unas 200 recogidas de muestras de terreno lunar.
    El número de órdenes transmitidas al ingenio por el centro de control terrestre ascendía ya a unas 3.000 y el recorrido cubierto se cifró por aquél momento en 3,5 Km.

 8 MAYO 1971.
    El Lunokhod 1 reanuda actividades, iniciando su séptimo día lunar. Según se indica, la actividad del ingenio supera ya las más atrevidas pretensiones del proyecto.

4 OCTUBRE 1971.
    Luego de otras varias reanudaciones de actividades, tras otras tantas noches lunares, el Lunokhod 1 deja de funcionar al agotarse el combustible de la pila de isótopos que no pudo ya calentar así los equipos de a bordo, helados tras la noche lunar. Habían pasado entonces, desde su llegada a la Luna, 11 días lunares, o sea 10 meses y 18 días, 6 meses más de lo previsto, de los que casi la mitad, 3 días lunares, estuvo activo.
    Al finalizar su trabajo, el primer automóvil lunar había enviado más de 20.000 fotografías entre las que se encontraban las tomadas de sus propias huellas dejadas por las ruedas en el suelo durante su evolución por el mismo. Es de señalar que obtuvo imágenes de un impacto meteorítico tomadas en el momento preciso. Además, aparte de las citadas, envió unas 200 imágenes panorámicas lunares y realizó unos 500 análisis físicos y 25 químicos. Con todo ello, examinó 80 Km cuadrados e hizo un recorrido por la superficie de la Luna de unos 10.541 m.
    Previsto el agotamiento antes señalado, los técnicos dirigieron desde Tierra el ingenio a una llanura, en situación adecuada, para una vez parado definitivamente se pudiera seguir experimentando con el a reflector LÁSER. Tras perderse la posición del Lunokhod 1, su localización exacta por este medio no pudo ser realizada hasta el 22 de abril de 2010, luego de ser hallado fuera de donde se creía gracias a fotografías de la sonda americana LRO. Está en los 38,32507ºN y 35,0051º de longitud Oeste.

    > LUNA 18.         2 SEPTIEMBRE 1971

 2 SEPTIEMBRE 1971.
    Luego de ser situado en órbita terrestre con un Proton, es disparado desde una órbita el Luna 18 en dirección a la Luna.
    El peso de la sonda es de 5,6 Tm, de cuyo total unos 1.880 Kg son la carga útil de aparatos. La misión era la de posarse suavemente en la Luna, tomar muestras, y volver a nuestro planeta.

 7 SEPTIEMBRE 1971.
00 h 25 min. El Luna 18 entra en órbita elíptica de 1 h 59 min de período y 101 Km de altura alrededor de nuestro satélite natural, donde llegará a dar en total 54 vueltas antes de intentar el alunizaje.

11 SEPTIEMBRE 1971.
    Se intenta maniobrar al ingenio para tratar de dirigirlo al suelo lunar desde aproximadamente 18 Km de perilunio de la órbita, que tenía 100 de apolunio, con la idea de hacerlo alunizar cerca del Mar de la Fertilidad. Pero...
07 h 48 m. GMT. Se interrumpen las comunicaciones entre la Tierra y el ingenio, y el mismo no puede ser controlado y se precipita contra el suelo lunar, teniendo lugar el impacto en la proximidad del Mar de la Abundancia, en los 3º 34’ de latitud Norte y 56º 30’ de longitud Este, en zona montañosa, y fracasando por supuesto la misión.
    Su número COSPAR es 1971-072A.

    > LUNA 19.        28 SEPTIEMBRE 1971

    La Luna 19, sonda del tipo E-8LS, fue lanzada con un Proton el día 28 de septiembre de 1971 y situada en una órbita terrestre desde donde se disparó mediante el uso de la última fase del cohete portador, en dirección a la Luna. Su peso se estimó en 5,6 Tm al partir, de ellas 1,1 Tm de peso en seco; el diámetro de los tanques de propulsante, ácido nítrico e hidracina, era de 88 cm. Su número COSPAR es 1971-082A.

3 OCTUBRE 1971.   
    El Luna 19 se halla satelizado ya en órbita lunar elíptica de 127 Km de perilunio por 135 Km de apolunio, 40º de inclinación y un período orbital de 2 h 11 min. Desde tal posición orbital dio inicio a las investigaciones sobre la Luna y el espacio circunlunar.

6 OCTUBRE 1971
    Se realiza una corrección de la altura orbital que pasa a ser de 127 Km.

26 NOVIEMBRE 1971
    Nueva maniobra y la órbita pasa a ser de 385 Km de apolunio por 77 de perilunio.

29 ENERO   1972.   
    El ingenio ha recorrido ya 1.358 vueltas en torno a la Luna. En ese tiempo, el Luna investiga acerca del campo de gravedad lunar, especialmente en el de la cara visible desde la Tierra que resultó ser mayor que en la faz oculta. El ingenio también estudio la estructura interna lunar, tomó fotografías del suelo selenita e investigó sobre radiaciones y micrometeoritos, enviando datos muy importantes. También realiza observaciones del Sol, entre ellas 10 protuberancias.
    En total, la sonda orbitó la Luna por espacio de un año aproximadamente. Se observó una concentración de plasma a unos 10 Km de altura.
    Sobre el Luna 19 se especuló que estaba destinado al alunizaje pero que falló el intento de descender de la órbita el día previsto 6 de octubre, a lo que hubo de quedar en órbita desde donde de cualquier modo realizó toma de datos; la URSS no aclaró nada al respecto por entonces.
    En octubre de 1972 dejó de transmitir.

    > LUNA 20.       14 FEBRERO 1972

    La URSS deja ver a los 14 años de iniciar el programa Lunik que la investigación lunar con sus ingenios se orienta en tres tipos de vuelos: vuelos orbitales lunares; viajes en los que después de alunizar, parte del ingenio retorna a Tierra con una carga de muestras de suelo selenita, que será la clase de misión del presente Luna 20; y vuelos en los que se deposita un automóvil automático o Lunokhod. En los dos últimos casos de vuelos, el ingenio se integra por dos módulos, uno de los cuales cumplen en ambos casos idéntica misión: llevar al otro módulo al suelo lunar con un suave alunizaje. El otro módulo puede ser una sección provista de motores para el regreso a Tierra portando muestras lunares o bien ser el referido automóvil Lunokhod.
    A partir del módulo de alunizaje del Luna 17 se crea un tipo, para tal maniobra, de sección muy perfeccionada que es probada en esta misión Luna 20. En este caso, el módulo de alunizaje, denominado también sección o módulo unificado, transporta encima a una sección de regreso a Tierra.
    El módulo unificado está formado por: 4 tanques esféricos de propulsante unidos en una estructura que se apoya sobre 4 patas, formadas éstas por 3 barras y un pie circular en cada una; un motor principal situado en el centro de la estructura, entre los tanques antes citados; varios tanques igualmente esféricos pero de menor tamaño, conteniendo gas comprimido para el bombeo del propulsante a la cámara de combustión; varios pequeños motores‑cohete de maniobra con sus pequeños depósitos esféricos de propulsante; un compartimiento de instrumentos, situado encima de todo lo citado con anterioridad, poseedor de equipos electrónicos, emisoras, una antena omnidireccional y demás sistemas y aparatos básicos de un ingenio espacial.
    La sección también cuenta con otros aparatos diversos que se incluyen atendiendo al tipo de misión en particular. En el caso de la misión Luna 20, el ingenio llevaba un brazo mecánico en cuyo extremo existía un taladro para obtener muestras de suelo.
    El módulo de regreso del Luna 20 estaba formado por 2 cilindros, una cápsula y 4 depósitos esféricos de propulsante. Uno de los cilindros, rodeado por 4 tanques de propulsante, es en realidad la sección propulsora del módulo de ascenso, es decir, los motores de la misma que sirven para el despegue de la Luna y la separación del otro módulo, o de alunizaje. La parte es pues la base del módulo de retorno y la parte del mismo que se unía a la sección de alunizaje. Junto a los citados depósitos de propulsante del módulo de ascenso o regreso existían también pequeños motores‑cohete de orientación o estabilización de la fase.
    Encima del motor estaba el otro cilindro, de aproximadamente igual tamaño, que era el compartimiento de instrumentos. Finalmente encima de este último, en la cima del ingenio, según su posición normal posado tras el alunizaje, se encontraba una esfera que es la cápsula recuperable y que contenía las muestras lunares. De la cápsula sobresalía, luego de separarse, al regreso de la sección de instrumentos, dos cilindros unidos paralelamente alrededor de los cuales existían los ganchos que unían la esfera y las cuerdas del paracaídas. La esfera recuperable medía unos 40 cm de diámetro que era aproximadamente el de los cilindros de las bases (no de los 2 anteriores). Su altura se calcula que era igual a la del Luna 16, 3,81 m.
    El taladro del Luna, también en forma cilíndrica, podía ser llevado por el brazo articulado desde el suelo lunar, donde recogía muestras con una barra helicoidal de extracción, hasta la cápsula recuperable del módulo de retorno donde introducía las porciones de tierra lunar. La broca extractora de muestras penetraba en el suelo selenita hasta unos 30 cm.

    El ingenio Luna 20, cuyo peso se cifra al rededor de los 5.600 Kg, fue lanzado con un Proton en dirección a la Luna, el 14 de FEBRERO de 1972 intentando obtener el éxito que no había tenido el Luna 18. Su número COSPAR es 1972-007A.
    Dos días más tarde se hallaba a 260.000 Km, enfilando hacia el punto de encuentro con la Luna, donde se situará en órbita elíptica el día 18 de FEBRERO al cabo de 105 h de vuelo. La órbita es de 65º de inclinación respecto al ecuador lunar y la altura de unos 100 Km.

19 FEBRERO 1972.
    Se efectúa una corrección de la velocidad orbital para reducir el reducir el perilunio a solo 21 Km; el apolunio es de casi 100 Km.

21 FEBRERO 1972.
    El Luna 20 está dispuesto para el descenso al suelo lunar. Y así, a las,
22 h 13 m. Son encendidos los retropropulsores cerca del perilunio. Durante 4 min 27 seg el motor funciona frenando y llevando al ingenio hacia el suelo lunar.
22 h 18 m. A 760 m de altura se apaga el motor, realizando el ingenio una caída libre hasta los 20 m de distancia del suelo lunar en que nuevamente enciende los retropropulsores para continuar el frenado final.
22 h 19 m. Hora moscovita. El Luna 19 se posa suavemente en el lugar demarcado en los 3º 32' latitud Norte y 56º 33' longitud Este. Tal zona se halla al Noroeste del Mar de la Fecundidad, a 120 Km del lugar donde se posara el Luna 16 y a unos 5 Km del lugar de impacto del Luna 18.
    Este alunizaje es el primero realizado automáticamente, con el apoyo del centro de control terrestre, en una zona lunar montañosa. Es también, por consiguiente, la primera vez que se traen automáticamente muestras lunares de tales sitios. Apenas alunizar, el Luna 20 comenzó además a transmitir imágenes por TV del lugar para su estudio.
    Después de alunizar, según el programa previsto, el ingenio desplegó el brazo para comenzar a trabajar en la recogida de muestras, las que serían obtenidas de hasta 34 cm de profundidad, y de las cuales, que son de color gris claro, se dijo que deberían ser de las más antiguas de nuestro satélite natural. En total toma solo 52 gramos de suelo.
   
22 FEBRERO 1972.
19 h 58 m. Unas 21 h 39 min después del alunizaje, tras la recogida de muestras, el módulo de retorno es disparado en dirección a la Tierra.

25 FEBRERO 1972. 
    El módulo llega a la Tierra. Después de la reentrada es separado el compartimiento de instrumentos y motores y la cápsula desciende colgada de un paracaídas.
22 h 12 m.  La cápsula del Luna 20 aterriza suavemente a 40 Km al Noroeste de Dzhezkazgan, en el Kazakstan, a orillas del río Karakin que se hallaba entonces helado, y en plena tormenta de nieve. Esta última circunstancia dificultó notablemente la llegada de equipos de recuperación al citado lugar. La cápsula, posada en un campo con arbustos, en medio de la gran nevada, fue finalmente recuperada por un helicóptero. El vuelo duró en total 11 días 16 horas. El Luna 20 había efectuado el vuelo más perfecto de todos los del programa y sobre todo el más suave de los alunizajes de la URSS hasta entonces.
    Las muestras traídas dentro del cilindro en la cápsula pesaban kilo y medio.

    > LUNA 21.        8 ENERO 1973

 8 ENERO 1973.
09 h 55 m. Es disparado con un cohete Proton, o SL-12/D-1-E, el Luna 21 hacia una órbita terrestre, que será próxima a la prevista, y luego relanzado hacia la Luna. Su número COSPAR es 1973-001A. El peso del Luna 21 era en Tierra de unos 4.850 Kg, de ellos 1.814 Kg de carga de aparatos.

12 ENERO 1973.
    El Luna 21 entra en órbita lunar de unos 90 Km de perilunio, 110 de apolunio, un período de rotación de 1 h 58 m y una inclinación de 60º.

    Posteriormente, los días 13 y 14 siguientes, se efectúan dos correcciones de trayectoria y el ingenio se inyecta en una órbita elíptica de bajo perilunio, de unos 16 Km de altura, desde donde, en su momento, va a iniciar el descenso al suelo selenita. Durante el tiempo de permanencia en órbita lunar, en total 40 órbitas, el Luna transmitió datos relativos a meteoritos, campo de gravedad, etc.

15 ENERO 1973.
    El Luna 21, con un frenado en el perilunio, emprende el descenso hacia el suelo selenita. A los 750 m de altitud enciende los motores de frenado hasta llegar a los 22 m, en que actúan otros secundarios. A 1,5 m de altura hace una caída libre, ya apagados todos los motores.
21 h 35 min. Hora española; las 01 h 35 m, hora de Moscú del día 16. El módulo de descenso del Luna 21, de caracteres idénticos al Luna 20 ya descrito, se posa suavemente en la superficie selenita. El escenario esta vez se halla en el cráter Le Monnier, al Este del Mar de la Tranquilidad, a algo menos de 180 Km del lugar donde el mes anterior se había posado Apolo 17 (Taurus). El lugar está delimitado por las coordenadas siguientes: 20º 9' 3" latitud Norte y 30º 44' 58,3" longitud Este.
    El suave alunizaje tiene efecto a una velocidad de tan solo 2 m/seg, equivalente a un salto de una altura de algo menos de 40 cm. Al posarse el Luna, solo funcionó uno de los 4 amortiguadores debido a la suavidad de la operación.

16 ENERO 1973.
04 h 14 m. Después de desplegarse las paredes de la mitad superior y dejar al descubierto al Lunokhod 2, éste comienza a deslizarse por una de tales paredes inclinadas hasta llegar al suelo lunar con todas sus ruedas. Toma entonces imágenes del resto de la sonda allí posada, tras pararse a unos 4 m.

                = LUNOKHOD 2

    El Lunokhod 2 que tuvo su predecesor en el Lunokhod 1 del Luna 16, es en realidad un modelo perfeccionado de aquél. El segundo automóvil automático es un carrito de 8 ruedas (más otra para contar kilómetros), dispuestas en dos filas iguales y paralelas, en forma de vagoneta llenada con una serie de aparatos e instrumentos de investigación, como un espectrómetro para estudio del suelo lunar, telescopio de rayos X, etc. En su interior la temperatura sostenida era de 20ºC y la presión era de 1,05 atmósferas.
    Las ruedas estaban construidas y concebidas para atravesar cualquier terreno y con elevadas pendientes. Para evitar accidentes en las inclinaciones del suelo, el ingenio contaba con un sistema que permitía calcularlas previamente. El sistema locomotor era más perfecto que el del Lunokhod 1 ya que permitía una mayor maniobrabilidad y el doble de velocidad. EL Lunokhod 2 alcanzaba los 5 Km/h aunque normalmente se desplazaba a menos, dependiendo ello en gran medida del terreno en que se desenvolvía, que era más accidentado que el terreno que recorriera el Lunokhod 1, lo cual complicó un poco esta vez el manejo.
    El peso del automóvil ascendía a 840 Kg, unos 84 Kg más que su predecesor. Medía 7,21 m de longitud, 1,6 m de ancho. Poseía el Lunokhod 2 tres cámaras de TV, una de ellas situada en la parte delantera, otra en la parte de atrás y la restante colocada encima del ingenio; como se puede ver llevaba respecto al primer Lunokhod una cámara más, panorámica, siendo las otras de nuevo diseño. Como novedad también llevaba un astrofotómetro, aparato con el cual se pudo estudiar la luz zodiacal, por primera vez desde tal posición, y su relación con la corona solar. Otros de los aparatos de que disponía servían para efectuar registros y análisis físico‑químicos.
    El funcionamiento del ingenio era eléctrico. Poseía en total 16 motores que movían a cada rueda por pares, es decir dos motores para cada rueda. El movimiento lo realizaban dos ruedas de cada lado en sentido de avance y las cuatro restantes, también dos en cada lado, en sentido de retroceso. Para recargar las baterías, el ingenio usaba el panel solar en forma de plato que desplegó al principio de sus desplazamientos sobre el suelo lunar.
    Contaba asimismo con un reflector LÁSER en forma hexagonal, de construcción francesa, con el que se podía determinar la exacta posición del ingenio, mediante su localización en los desplazamientos.
    El Lunokhod 2 llevaba como es lógico una bandera de la URSS pero además esta vez se incluyó un busto en relieve del político revolucionario ruso V. I. Lenin, así como una placa conmemorativa del 50 aniversario de la creación de la URSS.
    El control del Luna 21 y Lunokhod 2 se efectuaba, como es costumbre desde el centro soviético de comunicaciones cósmicas, por cinco especialistas que dirigían al ingenio móvil por la superficie lunar orientándose gracias a las imágenes servidas por las cámaras de TV del automóvil. El funcionamiento previsto del Lunokhod 2 era de más de un año, durante el cual se esperaba explorar más de 100 Km^2 de terreno de la Luna.

    Después del alunizaje, y luego de desplazarse hasta el suelo lunar, el Lunokhod 2 al ser activado fue comprobado minuciosamente desde Tierra para ver si estaba en las debidas condiciones. A continuación desplegó el panel solar para recargar las baterías y comenzó a transmitir imágenes del lugar y del Luna 21. Así, se pudo advertir que el Luna se había posado al borde de un cráter de considerable tamaño. Al principio, el Lunokhod 2 efectuó un pequeño recorrido de 30 m, y durante unos 30 min, para su comprobación. La duración de la recarga de baterías duró hasta el día 18 siguiente, es decir dos días. En su primera gran singladura recorrió más de 1 Km al borde del cráter Le Monnier, durante unas 2 h y media, pasando entre cráteres y grandes grietas, llegando a efectuar en ocasiones giros de hasta 100º.

18 ENERO 1973.
    En esta fecha el Lunokhod 2 estuvo a punto de chocar con el Luna 21. La colisión se evitó cuando el automóvil lunar se hallaba a 4 m del módulo de alunizaje, rodando en dirección al mismo, al ser maniobrado oportunamente desde Tierra donde los técnicos se apercibieron gracias a las imágenes servidas por la TV del Lunokhod 2.

25 ENERO 1973.
    Ante la llegada de la primera noche lunar, durante la cual el ingenio ha de permanecer inactivo, se deja al mismo en posición de espera. Tan solo se realizan desde Tierra algunos enlaces para comprobar si el frío lunar afectaba algún aparato o sistema.

7 FEBRERO 1973.
    El Sol vuelve a proyectar sus rayos desde el horizonte sobre Le Monnier.

8 FEBRERO 1973.
    A una orden enviada por radio desde la Tierra, el Lunokhod 2 era reactivado y desplegaba de nuevo el panel solar.
    La primera noche lunar no había afectado en absoluto al automóvil que ha de proseguir así sus investigaciones.

9 FEBRERO 1973.
    El ingenio efectúa la exploración durante cerca de 12 horas del cráter donde había aparcado para pasar la noche lunar y el cual tenía casi 14 m de diámetro. En la exploración, realizó varias filmaciones, midió el campo de gravedad y realizó giros en unas 10 docenas de veces.

10 FEBRERO 1973.
    El Lunokhod 2 toma ruta hacia el Sur, en dirección a las montañas Taurus, pero sin salir de la zona de Le Monnier.

22 FEBRERO 1973.
    Vuelve a quedar inactivo al llegar otra noche lunar. En el interior del ingenio, los aparatos disfrutaban, por así decir, de unos reconfortantes 20ºC, cuando el exterior las temperaturas eran de más de ‑110ºC; esa temperatura interior era radiactivamente sostenida con isótopos de plutonio.

10 MARZO 1973.
    Amanece nuevamente en Le Monnier. El Lunokhod 2 es reactivado desde la Tierra para proseguir su actividad en su tercer día lunar.

17‑18 MARZO 1973.
    El automóvil lunar, el día 17 de marzo recorre 2.216 metros y en la jornada siguiente 3.130 m.

20 MARZO 1973.
    Hacia esta fecha se acerca al cráter Le Monnier por su lado Sudeste. En estos desplazamientos, el ingenio y sus aparatos funcionan a la perfección tomando fotografías, efectuando análisis químicos de muestras del suelo que iba recogiendo, estudios físicos, etc. Los análisis químicos eran efectuados por el aparato llamado Rifma.

24 MARZO 1973.
    De nuevo se cierne la oscuridad sobre Le Monnier y el ingenio pasa al estado de hibernación por tercera vez.

 7 ABRIL 1973.
    Nuevamente el día llega a la región lunar donde se halla el Lunokhod 2 que es vuelto a reactivar. El automóvil despliega el panel solar y se dispone para recargar las baterías. A continuación reanuda actividades exploradoras. Dentro del ingenio, los aparatos funcionaban con perfección; entonces se dice que su temperatura interior es de 18ºC y que la presión es de 273 mm Hg.

12 ABRIL 1973.
    Al finalizar esta fecha, el automóvil lunar había recorrido en total 31 Km 60 m. El ingenio continuaba ahora en dirección a la parte Este del cráter Le Monnier para continuar sus investigaciones. En la exploración que durante el cuarto día lunar realiza el ingenio en esta zona oriental de la Luna, llegó hasta 50 cm al borde de un barranco que estudió. Este borde estaba rodeado de piedras de hasta cerca de unos dos metros de diámetro aproximadamente. En el citado lugar, el Lunokhod 2, como vino haciendo regularmente en otros sitios, efectuó estudios de las propiedades físico‑químicas y tomó abundantes fotografías. Luego, el ingenio retornó del barranco por el mismo camino que llegó a él.

22 ABRIL 1973.
    Por cuarta vez para el Lunokhod 2 anochece en aquellos parajes lunares llamados Le Monnier. El total recorrido hasta entonces era de 36,2 Km.

 7 MAYO 1973.
    Amanece por quinta vez para el segundo automóvil lunar automático que después de activado de nuevo inicia su última singladura, pues en este día lunar habría de finalizar sus actividades. Será en la fecha del 3 de JUNIO siguiente.

    El Lunokhod 2 en esos 5 días selenitas recorrió finalmente 37 Km, enviando más de 80.000 telefotografías y 86 imágenes fotográficas panorámicas, unos 700 análisis físico-químicos, así como datos relativos al campo magnético, etc; también se hicieron 4.000 observaciones láser. En resumen, los resultados obtenidos triplicaron a los del ingenio anterior, el Lunokhod 1, y fueron superiores a los previstos en los planes de la misión.

    > LUNA 22.           29 MAYO 1974

29 MAYO 1974.
08 h 57 m. GMT. Es lanzado en Baikonur el Luna 22 en dirección a la Luna al objeto de, según se comunicó, continuar la labor investigadora de su antecesor el Luna 19 en la órbita lunar. El peso del ingenio, segundo y último del tipo E-8LS, es de unos 4.000 Kg. Su número COSPAR es 1974-037A.

30 MAYO 1974.
    Se lleva a cabo una corrección de trayectoria en su ruta hacia la Luna. Hasta su llegada a la órbita lunar se han de establecer hasta un total de 23 contactos por radio desde la Tierra.

 2 JUNIO 1974.
    Tras un oportuno frenado, 5 días después del lanzamiento en Tierra, y sobrevolando la Luna, el Luna 22 es insertado en una órbita selenita de unos 220 Km de altura, con una inclinación de 19º 35' y un período de 2 h 20 min. Los parámetros serán cambiados por otros hasta dejarlo en una órbita de 100 Km de perilunio por 1.286 Km de apolunio, pero llegará a tener un perilunio de solo 25 Km. Desde las citadas posiciones, el Luna 22 toma fotografías y estudia, lo que es su misión principal, la radiación cósmica y los campos magnéticos, la topografía lunar con un altímetro, así como micrometeoritos, el campo de gravedad y la composición química del suelo selenita con un espectrómetro de rayos gamma.

    En OCTUBRE de 1974, a los 5 meses de la misión, se habían establecido más de mil contactos por radio con la sonda y la misma había enviado millones de datos.

    En NOVIEMBRE de 1974 cambió su órbita por una excéntrica de 1.437 Km de apolunio por 171 de perilunio.

2 ABRIL 1975.
    Se informa que continúa en órbita lunar enviando fotografías y datos de gran valor, tras 10 meses de acción.

24 AGOSTO 1975
    La sonda deja su perilunio en solo 30 Km.

2 SEPTIEMBRE 1975.
    Se agota el propulsante de la sonda para maniobras. Su órbita es entonces de 1.286 Km por 100 Km de apolunio y perilunio respectivamente, con una inclinación de 21º.

    Concluyó su actividad en OCTUBRE de 1975.

    > LUNA 23.      28 OCTUBRE 1974

28 OCTUBRE  1974. 
    Es lanzado con un Proton el Luna 23 en dirección a la Luna con la intención de hacerlo alunizar y efectuar una exploración científica del lugar selenita donde descendiera y sus aledaños. Su peso es de 5,6 Tm, de ellas 1.814 Kg de carga de aparatos. Su número COSPAR es 1974-084A.

 2 NOVIEMBRE 1974. 
    Hacia la mitad de la jornada, sobrevolando la Luna ya de cerca, el 23 Luna es obligado a quedar en una órbita selenita, mediante un encendido de motores, cumpliendo con lo previsto en el programa. La órbita que recorre tiene entonces 104 Km de apolunio, 95 Km de perilunio y unos 57 min de período.

    El día 4 y 5 de NOVIEMBRE se efectúan sendas correcciones de trayectoria para preparar a la misma en la situación ideal para un descenso al suelo lunar. La nueva órbita tiene 105 Km de apolunio por 17 de perilunio.

 6 NOVIEMBRE 1974.
05 h 37 m GMT; 8 h 37 min, hora de Moscú. Se produce un brusco alunizaje del Luna 23 en terreno accidentado, al Sur del Mar de las Crisis, donde quedara también tiempo atrás inutilizado el Luna 15. El lugar se halla en los 12º 41º de latitud Norte y 62º 18’ longitud Este.
    A consecuencia del defectuoso alunizaje, varios aparatos y sistemas de a bordo se estropearon y no respondían a las órdenes de actuar. Entre los aparatos fuera de servicio se halla una muy perfeccionada perforadora con la que se preveía estudiar el subsuelo selenita extrayendo muestras hasta de 2,5 m de profundidad, por lo que tales operaciones no se pudieron llegar a realizar.
    No obstante, se aprovechó el funcionamiento de los sistemas que aun respondían ejecutándose un limitado programa improvisado de contactos por espacio de 3 días.

 9 NOVIEMBRE 1974.
    Al cabo de 3 días de intentar superar los daños acaecidos en el vehemente alunizaje, sin lograrlo, se da por concluida la fracasada misión, suspendiéndose las conexiones con el Luna 23.

    > LUNA 24.         9 AGOSTO 1976

 9 AGOSTO 1976.
16 h 04 m Hora española; 14 h 04 m, GMT; 18 h 04 min hora de Moscú. Es lanzado el cohete Proton portador del Luna 24 cuyo peso es de unas 4 Tm. Luego, una última fase con la carga útil, previa colocación en órbita terrestre, se inserta en la trayectoria de transferencia lunar, siguiendo una curva casi igual a la prevista. Se informa que todo funciona perfectamente. El peso de la sonda se calcula en 4,8 Tm. Su número COSPAR es 1976-081A.
    Como siempre, aludiendo al motivo de la nueva experiencia, el Luna 24 se dice que está destinado a la exploración científica de la Luna y del espacio inmediato a ella. El vuelo es del tipo de los anteriores Luna 16 y Luna 20. Por ello, la configuración del 24 Luna es la de dos módulos básicamente: uno de alunizaje y otro de despegue, dotado de una cámara donde se depositarían muestras que un brazo del módulo alunizador recogía del suelo lunar. Aunque más perfecto, era básicamente idéntico pues a los citados Luna precedentes y los que fueron ya descritos; el brazo mecánico era más largo y disponía de un sistema computerizado.

14 AGOSTO 1976.
    El Luna 24 entra en órbita lunar de 115 Km de altura y 120º de inclinación respecto al ecuador lunar. Luego, en los días siguientes, se prepara técnicamente para efectuar un descenso hacia el suelo lunar, debiendo de concluir la operación con un suave alunizaje.

18 AGOSTO 1976.
    El Luna 24 inicia el descenso definitivo hacia nuestro gran satélite natural sin mayores problemas. Desde una órbita de 120 Km por 12 Km de apolunio y perilunio respectivamente.
08 h 36 m Hora española; las 09 h 36 min, hora moscovita. El Luna 24 se posa suavemente en una zona lunar del suroeste del Mar de las Crisis, sobre los 12º 45’ de latitud Norte y 62º 12’ de longitud Este. Así se produce el octavo alunizaje automático del programa y por ende de la URSS. Se posa a unos 2 Km de donde estaba el fracasado Luna 23.
    Luego, el ingenio procede por espacio de casi 24 horas a efectuar tomas de muestras lunares, de hasta 2 m de profundidad, del terreno inmediato donde está posado, al lado de las patas. La operación es efectuada por la perfeccionada perforadora, novedad de la misión. Las muestras, 170,1 gramos, quedan cerradas en un recipiente cilíndrico hermético. Tales muestras revelarían luego material del subsuelo lunar elevado por el antiguo impacto en el lugar de un meteorito sobre la superficie selenita.

19 AGOSTO 1976.
07 h 25 m. Hora española; las 08 h 25 min, hora de Moscú. Repleto de muestras de suelo lunar, despega el módulo de retorno del Luna 24, tras permanecer 22,81 horas en la Luna. Acto seguido el ingenio se dirige hacia la Tierra.

22 AGOSTO 1976.
    Concluye el retorno del Luna 24. Tras penetrar en la atmósfera y ser desprendidos los motores, se despliega un paracaídas para concluir el frenado a los 15 Km de altura.
19 h 55 m. Hora española. Se produce finalmente el aterrizaje. El módulo esférico es recuperado a 200 Km al Sudeste de Surgut, en la parte occidental de Siberia, en la zona prevista. De este modo se repetía por tercera vez la excepcional misión de ida y vuelta, con traída de muestras de suelo selenita, en vuelo automático a la Luna. Las muestras lunares se entregaron a la Academia de Ciencias de la URSS, una vez extraídas de la cámara hermética en que viajaron; posteriormente 6 gramos fueron dados a los americanos en correspondencia a entrega de muestras traídas por ellos en los Apollo. Entre las mismas hay granos de 8 mm de diámetro. El vuelo duró 13 días, 2 horas y 51 min.

    Con esta sonda, el programa se llegaría a dar por cerrado. Ninguna otra sonda enviaría ya la URSS a la Luna. Gracias al programa, entre otras cosas los soviéticos dispusieron de muestras de suelo lunar del Mar de las Crisis, del Mar de la Fecundidad y de la zona entre ambos, traídas por las sondas Luna 16, Luna 20 y Luna 24. En total sumaron 323 gramos. Algunas de tales muestras, que fueron entregadas al Instituto de Geoquímica y Química Analítica Verwadsky, fueron tomadas hasta de 2 m de profundidad.

<> PROGRAMA VENERA. URSS.

    El Venera (Венера) es el programa soviético para la exploración del planeta Venus mediante el envío de sondas automáticas al mismo o sus alrededores. El programa Venera, traducido por Venus, es el primero que se empieza a desarrollar para la conquista del citado planeta.
    Los ingenios Venera, que también fueron al principio llamados Venusik en la prensa, son las primeras sondas automáticas en obtener un mayor número de datos acerca de dicho planeta. Entre los logros de estos aparatos figura el primer lanzamiento hacia Venus, el primer impacto en el citado astro, el primer helenizaje, etc.
    Los vuelos se desarrollan del modo siguiente: un potente cohete sitúan con la última fase al ingenio en una trayectoria de transferencia hacia Venus luego de pasar por una órbita alrededor de la Tierra.
    En líneas generales, la mayoría de los ingenios Venera estaban formados por una estructura central rodeada por paneles de células solares, una gran antena parabólica y varias antenas secundarias. La estructura central se integraba por una sección de motores, otra de aparatos y sistemas de vuelo y una esfera o módulo conteniendo los aparatos de investigación, incluso para el descenso controlado al planeta. En cuanto a la investigación, en algunos casos se utilizará desde la posición orbital sistemas de radar y otros para obtener datos de la atmósfera, campo magnético y cartografía del suelo de Venus.
    El módulo de descenso al penetrar en la atmósfera de Venus comenzaba a transmitir datos relativos a temperaturas, presión, composición gaseosa, campo de gravedad, etc.; la composición atmosférica y su distribución también es detectada desde módulos orbitales. Las técnicas usadas en la superficie son al principio manométricas y electrolíticas, pero con el Venera 9 se usa la espectrometría de masas y más tarde la cromatografía. Para el estudio directo del suelo, realizado a partir del Venera 8, se usará el análisis por fluorescencia de rayos equis (Venera 13). También se transmiten fotografías panorámicas del suelo inmediato a los lugares de aterrizaje.
    El programa da comienzo en 1961 aunque solo empezarán a ser efectivos a partir de la cuarta sonda. Los 2 primeros ingenios Venera pasaron a varios miles de Km de Venus pero los siguientes ya obtuvieron éxitos de importancia.  Los primeros modelos fueron también llamados  Object 2MV y Sputnik 19 y siguientes; fueron construidos en el Centro OKB-1 de S. Korolev pero al fallar en su misión no fueron reconocidos en este programa.

    > VENERA 1.               12 FEBRERO 1961

    El ingenio Venera 1, denominado también MAS‑II y Venusik 1, o sea estación interplanetaria segunda, e inicialmente Tyazheliy Sputnik 5, pesaba 643,6 Kg, y medía 1,8 m de largo y 90 cm de diámetro; el peso satelizado de toda la carga fue en total de 6.424 Kg. Disponía de 2 paneles solares que servían para recargar las baterías y tenía asimismo trasmisor y otros aparatos como magnetómetros, etc., para la investigación. Además, llevaba una antena parabólica de 2,4 m de diámetro que debía desplegarse al llegar a Venus, y 3 antenas menores, una de ellas de 1,8 m. También lleva un medallón conmemorativo.
    El cohete impulsor es un SL-6/A-2-E con una cuarta fase Zond.

12 FEBRERO 1961
    El Venera 1 fue lanzado a una órbita terrestre a las 02 h 09 min, GMT, sirviendo desde aquí como plataforma de disparo el Sputnik 8, e insertado entonces en una trayectoria de transferencia que le enviaría al encuentro con el planeta Venus. De este modo, el ingenio Venera 1 se convirtió en la primera nave espacial programada para viajar al citado astro, aunque hubo un intento previo pero sin intención de que llegar a caer en Venus, según dijeron los propios soviéticos, quizá para ocultar el fracaso. La órbita desde la que redespegó era casi circular, de 229 por 282 Km, 89,6 min de período y 65º de inclinación. También es la primera sonda que es relanzada desde un satélite. Su número COSPAR es 1961-Gamma-1.
    Hacia mediodía, el ingenio se hallaba ya a 126.300 Km de la Tierra sobre la vertical de un punto terrestre que delimitan los 86º 40' longitud Este y 6º 4' latitud Norte. Entonces, la trayectoria hasta Venus es de 277 millones de Km.

17 FEBRERO 1961.
    A unos 2 millones de Km de recorrido midió en el lugar donde estaba la intensidad del viento solar, acusando 10^9 iones por cm^3 y por segundo. Sería la última comunicación de datos de investigación de la sonda.

22 FEBRERO 1961
    Cuando el ingenio se halla a 23.000.000 Km de nuestro planeta se pierde el contacto por radio.

27 FEBRERO 1961.
    Al cabo de 15 días de viaje, el Venera 1 se avería definitivamente dejando de emitir señales. Las emisiones de radio se efectuaban en una frecuencia de 922,8 megaciclos. Al momento de la pérdida de señal, el número de kilómetros recorridos ascendía a 7,5 millones y estaba a 36 millones de Km del planeta destino.

20 MAYO 1961.
    El ingenio pasaba a 100.000 Km aproximadamente del planeta Venus y es tal la distancia mínima a que lo hace; la previsión era que pasara a 50.000 Km.
    Posteriormente, el ingenio, que estaba atrapado en órbita solar, continúa viaje en tal trayectoria de 106 millones de Km de perihelio y 149,5 millones de Km de afelio. Tal órbita solar la recorrerá la sonda desde entonces cada 288 días terrestres. El plano orbital es de 0,58º. La velocidad orbital del ingenio llegará a ser de 103.950 Km/h.

    Los objetivos de la misión eran ensayar el disparo a Venus, estudiar las comunicaciones por radio a grandes distancias, medir con exactitud la Unidad Astronómica (UA) o distancia media de la Tierra al Sol, y en general estudiar el espacio interplanetario atravesado en el vuelo por la sonda.

    > VENERA 2.          12 NOVIEMBRE 1965

    El segundo ingenio del programa Venera fue lanzado a las 05 h 02 m, GMT, el 12 de NOVIEMBRE de 1965 en dirección al planeta Venus pero situado en órbita alrededor del Sol. Se utiliza como plataforma espacial un Tyazheliy Sputnik.
    El 22 de FEBRERO de 1966, el Venera 2 cesaba sus emisiones por radio, estando ya en las inmediaciones del planeta Venus. Una avería en el sistema eléctrico impedirá además la toma de datos. En total se hicieron 26 enlaces de comunicaciones.
    El 27 de FEBRERO siguiente el ingenio conseguía pasar a 23.993 Km de dicho planeta, para continuar luego en órbita solar de 179 millones de Km de afelio y 107 millones de Km de perihelio.
   El Venera 2 pesaba 963 Kg en Tierra, o sea bastante más que su anterior. Su número COSPAR es 1965-091A y también es denominado como 3MV-4-4. La nueva sonda consta de dos módulos, uno con los sistemas básicos de navegación, con motores y demás, y el otro con los aparatos científicos, midiendo en total 3,4 m de altura y 1 m de diámetro aproximadamente; pero sobresalían dos paneles solares de 1 m² y una antena parabólica de 2,4 m de diámetro, de modo que la envergadura alcanzaba los 4 m.

    > VENERA 3.        16 NOVIEMBRE 1965

       Con nueva misión hacia Venus se proyectó el Venera 3 con un peso de 959,5 Kg, siendo relanzado desde un Tyazheliy Sputnik. El modelo de sonda es el mismo de la Venera 2, una 3MV-3, pero llevando ahora además un pequeño módulo de descenso semiesférico conteniendo paracaídas e instrumental científico en una esfera luego referida.

16 NOVIEMBRE 1965
04 h 19 m. GMT. El Venera 3 es lanzado cuatro días después del Venera 2. También fue inyectado en trayectoria de transferencia hacia Venus de 105 días de duración. Durante el viaje recarga sus baterías gracias a los paneles solares. El número COSPAR de la sonda es 1965-092A.

26 DICIEMBRE 1965.
18 h 04 m. El Venera 3, que está a 12,9 millones de Km de la Tierra, efectúa una corrección de trayectoria de 19,68 m/seg de variación.

 1 MARZO 1966.
    Al llegar a Venus, del cuerpo principal que pasa rozando la alta atmósfera del planeta, se desprende una esfera o módulo de 90 cm de diámetro y 383 Kg de peso. Esta cápsula será hecha descender hacia el suelo de Venus y se intenta que lo haga suavemente con paracaídas. Pero la operación no resulta como se esperaba y la cápsula, a los 32 Km de altura, en la bajada, dañada probablemente por la atmósfera, deja de transmitir.
09 h 56 m 26 s. Hora de Moscú. El Venera 3 se estrella contra el suelo venusiano. De todas formas, el suceso marca un hito en la historia astronáutica pues es el primer impacto en Venus y también el primer contacto de una máquina terrestre con un planeta.
    El módulo esférico con sus aparatos para mediciones y registros había enmudecido ya al penetrar en la inhóspita atmósfera del planeta; también llevaba el escudo de la URSS en una medalla con el dibujo al dorso del Sol y los cuatro primeros planetas. El contacto con la sonda se perdió luego de 62 enlaces de telecomunicaciones.

    > VENERA 4.                12 JUNIO 1967

    El Venera 4 pesaba en total 1.106 Kg, de los que 383 correspondían al peso del módulo de descenso hacia Venus que era una esfera de 90 cm de diámetro. El ingenio, además de los sistemas normales de navegación (sistema de navegación con la oportuna electrónica, motores de orientación y detector de Sol y estrella para fijar la posición; comunicaciones con transmisores y antena omnidireccional y otra de gran potencia; regulador de temperatura; sistema energético con baterías y paneles solares), disponía de una serie de aparatos de investigación.
    El lanzamiento de la sonda se llevó a cabo el 12 de JUNIO de 1967, utilizando como plataforma un Tyazheliy Sputnik, para realizar un vuelo con normalidad hacia el planeta citado, también llamado la Estrella de la Mañana. El número COSPAR de esta sonda es 1967-058A.
    A 12.000.000 Km de Venus se realiza una corrección de trayectoria.

18 OCTUBRE 1967.
    El Venera 4 llega a Venus luego de recorrer 350 millones de Km en 128 días y cuando la Tierra se halla a 78 millones de Km; en tal recorrido se establecen 114 conexiones con la sonda.
07 h 34 m. Hora de Moscú. El ingenio automático penetra en la alta atmósfera venusiana con un ángulo de llegada de 65º aproximadamente y sobre la zona nocturna. Poco después, el módulo esférico de descenso, dotado de aparatos de registro y 2 transmisores de datos, se separa del resto del ingenio que describiendo una trayectoria diferente se estrellaría poco después en el suelo del planeta. Los aparatos de registro eran 2 termómetros, un barómetro, un altímetro, un analizador de la densidad atmosférica, 11 analizadores de gas.
    Un breve lapso de tiempo después de la escisión, el módulo de descenso despliega un paracaídas de material incombustible (al menos capaz de soportar 450ºC) y 50 m^2 de superficie. La operación se efectúa a 24,96 Km de altura sobre la superficie venusiana y la velocidad de penetración habría bajado ya a 300 m/seg desde los 10.700 m/seg de la llegada.
    Debido a la densa envoltura gaseosa que envuelve a Venus, el módulo tarda unos 90 min en recorrer los anteriormente citados 25 Km. A consecuencia de esa tardanza en llegar al suelo y las inhóspitas condiciones de la atmósfera que posiblemente dañaran a los aparatos, las baterías de la esfera se agotaron antes de lo previsto, dejando repentinamente de emitir el transmisor de señales que se cree quedó sin energía e imposibilitándolo por tanto para emitir antes de haberse posado en la superficie sólida.
    De todas maneras, es de suponer que el Venera 4 se haya posado suavemente en la superficie de Venus, logrando así el primer helenizaje o "aterrizaje" suave en Venus en zona nocturna. La velocidad final sería de 3 m/seg
    La transmisión de datos al llegar y durante el descenso duró 94 min. Tales datos se refieren a: la temperatura que alcanzó un máximo de 280º; la composición gaseosa atmosférica venusiana que, según reveló, estaba formada principalmente por gas carbónico a alta presión, en un 97 %, y que tenía al parecer un porcentaje del 3 % de N2 y del 1,5 % de oxígeno y agua; el campo magnético que resultó inapreciable; asimismo, se pudo averiguar que el planeta está rodeado de una leve corona de hidrógeno. La presión calculada fue de 22 atmósferas. Para el análisis atmosférico llevaba dos cámaras, una con un absorbente químico que hacia el efecto de un bombeo.

    > VENERA 5.              5 ENERO 1969

    El Venera 5 tenía un peso de 1.130,9 Kg de los que aproximadamente 405 Kg pertenecían al peso de la cápsula o módulo de descenso al suelo del planeta destino y el cual estaba dotado de paracaídas de 15 m^2 de superficie, tres veces más pequeños que los de sus anteriores con el fin de evitar que el descenso por la atmósfera venusiana fuese demasiado lento y por consiguiente que las baterías no fuesen expuestas al agotamiento prematuro y asimismo otros aparatos no sufrieran daño por una más larga exposición a las extremas condiciones del lugar.
    El ingenio fue lanzado el 5 de ENERO de 1969 y realizó el vuelo a Venus acompañado, aunque a gran distancia, por el Venera 6, lanzado pocos días después. Su número COSPAR es 1969-001A. Ambos recorrerían hasta llegar a Venus 254 millones de Km. La velocidad de llegada a este planeta fue de 38.600 Km/h y se le frenó hasta quedar en solo 804 Km/h. La distancia entonces de la Tierra a Venus es de 67,5 millones de Km.

16 MAYO 1969. 
    El Venera 5 llega al planeta Venus efectuando una penetración en su alta atmósfera con un ángulo de aproximadamente unos 65º. A 7.000 Km de distancia del suelo venusiano, el módulo de descenso se desprende del resto de la sonda que describe otra trayectoria y se estrellaría en la superficie del planeta. Entonces la cápsula disminuye su velocidad a unos 755 Km/h. El frenado de la propia densa atmósfera se completó después con los paracaídas abiertos al poco de la separación.
    Ya a 36 Km de altura, el módulo comienza a transmitir datos acerca del medio que lo envolvía. A los 53 min de penetrar en la atmósfera, cuando el módulo se encuentra a unos 25 Km de altura sobre el suelo de Venus, según informó el altímetro del módulo, se interrumpen las comunicaciones; el transmisor del ingenio cesa de emitir. Unos 3 o 4 min después de tal cese el Venera 5 debió posarse en la superficie de Venus, en zona nocturna.
    Se estimó que el lugar donde descendió registraba una temperatura de unos 530ºC y una presión de 60 atmósferas, Estas condiciones fueron muy posiblemente la causa de que el Venera 5 dejara de emitir. No obstante, mientras todo funcionó normalmente se transmitieron datos de gran valor científico acerca del citado planeta. La sonda fijó la composición atmosférica entre un 93 a un 97 % de anhídrido carbónico, de un 2 a un 5 % de nitrógeno, ozono y gases nobles, y un 0,4 % de oxígeno y vapor de agua.

    > VENERA 6.          10 ENERO 1969

    El Venera 6 pesaba 1.130 Kg, de los que 405 pertenecen a la cápsula de descenso, y fue lanzado el 10 de ENERO de 1969 en dirección a un punto de encuentro con el planeta Venus para continuar la investigación sobre el mismo junto a otro ingenio Venera disparado unos días antes con igual misión.
    El vuelo hacia Venus se desarrolla sin novedad. Su número COSPAR es 1969-002A.

17 MAYO 1969. 
    El Venera 6, luego de un vuelo de 127 días, llega al planeta Venus, sobre su zona nocturna. Un día antes lo había hecho el Venera 5. El recorrido completado tanto por el Venera 6 como el Venera 5 ascendía a 254 millones de Km. Entonces el ingenio realiza las maniobras precisas para intentar el suave descenso al suelo venusiano. Primero, a 25.000 Km de distancia aun del suelo de Venus, se separa el módulo de descenso del resto que se estrellaría poco después siguiendo diferente trayectoria a la de éste.
    Seguidamente, la cápsula abrió los paracaídas para continuar el frenado ya iniciado desde la penetración en la envoltura gaseosa de Venus. Para evitar un descenso tan lento como el del Venera 4, los paracaídas eran de menor tamaño, 15 m^2, como los del Venera 5.
    La transmisión de datos codificados, relativos al planeta, principalmente de su atmósfera, comenzó cuando la cápsula cargada de aparatos se hallaba a unos 38 Km de altura.
    A los 51 min de penetrar en la atmósfera el transmisor deja repentinamente de funcionar, cesando pues las emisiones de datos.
    Se hallaba entonces el módulo a 24 Km de altura aproximadamente, si bien el altímetro parece ser que indicaba una altura de 11 Km; la discordancia se debe, según se explicó, a que la zona sondeada por dicho aparato era de carácter muy irregular, posiblemente montañosa. Algunos minutos después de la interrupción de señales el módulo del Venera 6 aterrizaba en el suelo de Venus, a unos 30 Km aproximadamente del lugar donde también se posara el Venera 5 en el día anterior e igualmente en zona venusiana nocturna.

    Entre los datos transferidos por el Venera 6 se cita: la confirmación de que la atmósfera del planeta se compone de un 93 a un 97 % de anhídrido carbónico; un 0,4 % de oxígeno; un 0,6 % de agua; y de un 2 a un 5 % de nitrógeno y gases inertes.
    En el descenso del módulo y mientras funcionaron los aparatos, la temperatura fue pasando de los 25 a los 320ºC y las presiones de 0,5 a 27 atmósferas. En el lugar donde se posó el módulo se calculó que la temperatura ascendía a unos 400ºC y la presión a 140 atmósferas. Estos datos fueron deducidos pues de los facilitados, pero no enviados directamente por el ingenio.

    > VENERA 7.               17 AGOSTO 1970

    El Venera 7 pesaba 1,18 Tm, de los que 510 Kg eran el peso del módulo de descenso, y fue lanzado el 17 de AGOSTO de 1970 hacia el planeta Venus desde una plataforma Sputnik situado en órbita sobre nuestro planeta. El número COSPAR de la sonda es 1970-060A.

12 DICIEMBRE 1970.
    Encontrándose a 1,3 millones de Km de Venus, el Venera 7 puso en total acción los paneles solares. Durante todo el viaje hasta Venus, se efectuarán un total de 2 correcciones de trayectoria.

15 DICIEMBRE 1970.
    Luego de haber recorrido unos 320 millones de Km en 120 días de vuelo, el Venera 7 arriba a Venus.
07 h 58 m 38 s. Hora de Moscú. El Venera 7 entra en contacto con la atmósfera superior del planeta. La velocidad de llegada es de unos 11,5 Km/seg. Entonces ya estaba el módulo de descenso separado del resto del ingenio que describió otra trayectoria. A unos 60 Km de altura fueron desplegados los paracaídas de material incombustible y de unos 10 m^2 de superficie. La presión era entonces de 0,7 atmósferas en el exterior de la esfera mientras que la temperatura en el interior era de 18ºC. El módulo estaba construido para soportar 530ºC de temperatura y unas 180 atmósferas de presión.
08 h 34 m 10 s. Hora de Moscú; 05 h 34 m 10 s GMT. El módulo se posa en la superficie venusiana, en los 5º de latitud Sur y 351º de longitud Este. La velocidad, de cerca de 200 m/seg, unos 700 Km/h, poseída al desplegarse los paracaídas, quedó rebajada lo suficiente como para permitir el suave descenso en los últimos metros con unos 17 m/seg. Este aterrizaje se produce 36 min después del primer contacto con la atmósfera de Venus quien entonces se encontraba a 60,6 millones de Km de la Tierra. La zona sondeada del planeta es entonces la nocturna.
    Tras quedar depositado en la superficie sólida de Venus, casi seguro que de lado tras rebotar en el primer contacto, el módulo continuó la transmisión de datos que iniciara durante el descenso por la atmósfera, a unos 50 Km de altura. Transmitirá desde allí durante 23 min, al cabo de los cuales, como en anteriores ocasiones, cesó repentinamente de emitir. Pero de todas formas es la primera vez que se transmiten datos desde el suelo venusiano y en general desde un planeta. La repentina interrupción, como sucediera también en anteriores ocasiones a los Venera, parece ser que se debió a las inhóspitas condiciones del planeta, si bien con toda exactitud no se supo la verdadera causa del fenómeno.
    Los primeros datos transmitidos desde el suelo de Venus por el Venera 7 son referentes solo a la temperatura ambiental que resultó ser de 470ºC. La avería del sistema electrónico del ingenio impidió el envío de datos de otro tipo.

    > VENERA 8.           27 MARZO 1972

    El Venera 8 pesaba 1,18 Tm en total, de las que 495 Kg pertenecían al peso de la esfera de 90 cm de diámetro que era el módulo de descenso suave a Venus. Existían a bordo aparatos más perfectos que los de los Venera anteriores, así como otros que eran novedad; entre otras cosas llevaba una segunda antena onmidireccional. Además de los aparatos científicos, el ingenio llevaba en las paredes un banderín con el escudo de la URSS y un bajorrelieve representando el busto del político soviético V. I. Lenin. Desde el punto de vista de la investigación venusiana es de destacar que esta vez la sonda realizaría por vez primera un análisis atmosférico del planeta citado por medio de la técnica de espectrometría de masas.

27 MARZO 1972.
04 h 15 m GMT. Es lanzado en Baikonur el Venera 8. Unos minutos más tarde se situaba en órbita terrestre. Otra nave gemela lanzada 4 días más tarde fracasa y se queda en órbita terrestre elíptica (renombrada Cosmos 482).
05 h 42 m Es encendida la última fase del cohete para situar al Venera 8 en una trayectoria de transferencia al encuentro con Venus. El encendido dura 4 min 3 seg y la velocidad que se alcanza al término del mismo es de 11,5 Km/seg.
    A las 9 h, el ingenio se encuentra ya a 65.000 Km de la Tierra sobre un punto de ésta que delimitan los 0º 33' latitud Norte y 78º 25' longitud Este, es decir, sobre la vertical del Océano Indico, a 1.000 Km al Sur de Cabo Comorin en el extremo inferior de la India. Su número COSPAR es 1972-021A.
    Durante el viaje, controlado desde el Centro de Comunicaciones Cósmicas a Larga Distancia de la URSS, el ingenio realizó estudios, por medio de sus aparatos, del Sol y zonas del espacio que atravesaba, en especial de la concentración de hidrógeno neutro y las corrientes de plasma solar.
    El 6 de ABRIL se efectúa la primera corrección de trayectoria. La curva de ésta resulta ser perfecta a partir de entonces y se decide no realizar una segunda corrección prevista al considerarla innecesaria.
    El contacto por radio se establecía en la frecuencia de 928,4 MHz y en total, durante el viaje, el número de contactos por este medio será de 86.
    Al alcanzar en vuelo los 55 millones de Km de distancia de la Tierra, comienza a mantener casi constante esa longitud, dadas las trayectorias de ambos.

22 JULIO 1972.
    El Venera 8 llega a Venus luego de recorrer 312 millones de Km que cubrió en 117 días.
07 h 40 m. GMT. La astronave se divide. El módulo de aterrizaje se separa del resto que, describiendo otra trayectoria, se estrellaría luego en el suelo de Venus.
08 h 35 m. Con una velocidad de llegada 11,6 Km/seg, o sea 41.696 Km/h, el Venera 8 frenaría hasta 900 Km/h con la entrada en las capas densas atmosféricas con 30º de inclinación en un frenado aerodinámico. La temperatura en el interior de la cápsula era entonces de 0ºC.
08 h 38 m. Es desplegado el paracaídas de 2,5 m de diámetro cuando está la cápsula a 60 Km de altura. Entra en acción en ese momento el sistema de refrigeración; para conseguir que el ingenio transmitiera más tiempo que los anteriores Venera se había previsto esta vez permitir, mediante un sistema adecuado, enfriar el interior de la nave hasta el límite en que podían funcionar sus aparatos. Así se pretendía lograr de este modo que el calentamiento del módulo por cesión de calor de la atmósfera venusiana se retardara y permitiera funcionar más tiempo los sistemas.
08 h 52 m. Comienza una emisión de 6 min, en los que el ingenio envía datos relativos a temperatura, presión, luminosidad atmosférica, velocidad del viento de Venus y velocidad de descenso de la máquina. Por encima de los 48 Km de altura la velocidad de los vientos era de 100 m/seg, y por debajo de los 10 Km de altura, esa velocidad era de 1 m/seg. La dirección de los vientos es el de rotación del planeta.
09 h 29 m. GMT. El módulo se posa con relativa suavidad en el suelo de Venus. Despliega entonces una antena y comienza a enviar de nuevo datos codificados. El lugar de descenso está situado en la cara iluminada del planeta y es la primera vez que una sonda se posa en dicho lado, que es el más desconocido. El aterrizaje se produjo en Navka Planitia, a 2.896 Km del lugar donde se posara el Venera 7.
    Para asegurar las emisiones, el módulo llevaba una antena dispuesta sobre él y otra que fue alejada a determinada distancia. Por la primera antena el ingenio transmitió datos acerca de temperatura, presión y la luminosidad solar en el suelo de Venus, y por la segunda antena envió datos del suelo venusiano.
    Los datos enviados se referían a: temperatura, que resultó máxima en los 465ºC; presión, que fue de 93 atmósferas; luminosidad solar, o cantidad de radiaciones que atraviesan la atmósfera y llegan al suelo, dato éste sobre el cual se informa por vez primera y que resultó ser de baja cuantía, siendo pues una superficie de ambiente oscuro, si bien el Sol estaba aun muy bajo; composición de la superficie de Venus, en la que se encuentra un 4 % de potasio y pequeñas cantidades de uranio y torio; densidad, que resulta ser de 1,4 gramos por cm^3 y por lo cual también es el Venera 8 el primero en enviar datos acerca de la naturaleza del suelo de Venus; composición atmosférica, que confirma o precisa datos anteriores, dando un 97 % de CO2 y un 2 % de nitrógeno; y la dirección y velocidad de los vientos de Venus, antes citados en diversas alturas. El estudio del suelo por espectrometría gamma señala la composición del mismo.
10 h 19 m. Justo a los 50 min de aterrizar y comenzar a transmitir desde el suelo de Venus dejó de funcionar.
    Durante el descenso había emitido por espacio de 77 min por lo que en total desde su llegada a Venus, el Venera 8 estuvo transmitiendo 127 min, o sea 2 h 7 min.

    > VENERA 9.                    8 JUNIO 1975

    El vuelo del Venera 9, junto al del Venera 10, se realiza en 1975 para la exploración de Venus, según informa la agencia URSS, la TASS, con un nuevo tipo de ingenio espacial concebido como es obvio exclusivamente para la exploración de tal planeta. Su envergadura era de 6,7 m con los paneles solares desplegados y el peso de 4.936 Kg, de los 660 son de la cápsula de aterrizaje y 3.376 Kg del ingenio para orbitar Venus. Dados los cambios introducidos en la configuración, se concibe a la Venera 9 y siguientes como la segunda generación de sondas.
    El nuevo tipo, mantenido con algunas variantes sobre las anteriores, es el que se utilizará en los siguientes vuelos. Consta principalmente, como se deja ver, de dos partes, un orbitador y una cápsula de aterrizaje. Este último iba en un contenedor esférico que se sujetaba con unos tirantes metálicos al resto de la sonda y llevaba paracaídas, instrumental científico y de navegación (sistema de comunicaciones con el resto del ingenio, disipador térmico, etc.) y una estructura con una base circular para amortiguar en el aterrizaje. Por vez primera en el programa, la sonda ha de utilizar la técnica de investigación por nefelometría para el estudio atmosférico, sistema que se basa en la emisión de un haz luminoso sobre los gases atmosféricos y medir la luz difusa resultante.
    Para la toma de imágenes llevaba un telefotómetro que iba protegido por una pieza que se eyectaba en su momento. El aparato que lleva fundamentalmente una lente, un espejo oscilante, un diafragma, un detector de luz, sistema lector de video y emisor de señal, viajaba aislado para que las altas temperaturas venusianas no le afectaran. El modo de tomar imágenes del sistema se realiza a una altura de unos 90 cm y con un ángulo de unos 50º en barrido sobre el plano horizontal del módulo, resultando al final con ayuda de unos espejos un campo total de casi 180º de lado a lado y de 40º en altura de frente.
    Por su parte, el resto del ingenio, el orbitador venusiano, disponía de una estructura sobre cuyos lados salían un par de paneles solares y una antena parabólica. En la base, opuesta a donde iba la cápsula esférica de aterrizaje, y en la zona central o cuerpo principal llevaba el instrumental y los sistemas de navegación, incluidos los depósitos y motores para control de posición y correcciones de trayectoria.

 8 JUNIO 1975.
    Es lanzado con el cohete denominado D1-E el Venera 9 y colocado en una órbita de espera alrededor de la Tierra desde donde es relanzado definitivamente en dirección a Venus. Durante el trayecto que ha de ser de 350 millones de Km, con 136 días para cubrirlos, el ingenio aprovecha ese tiempo en llegar a Venus con el estudio de los caracteres físicos del espacio interplanetario, concretamente de las interacciones de campos magnéticos del sistema solar, de radiaciones UV y del viento solar. Su número COSPAR es 1975-050A.

20 OCTUBRE 1975.
    A dos días de arribar a Venus, cuando aun está a 300.000 Km del mentado planeta, el Venera 9 se divide por dos: un módulo para orbitar Venus y un módulo de descenso y aterrizaje.

22 OCTUBRE 1975.
    El Venera 9 llega a Venus. El módulo orbital se introduce en una órbita elíptica de giro sobre Venus, tras una actuación de los retrocohetes. Los parámetros orbitales son: 112.000 Km de distancia máxima, 1.300 Km de distancia mínima, 34º 10’ de inclinación ecuatorial, y 48 h 23 m de período. Así, el Venera 9 se convirtió en el primer satélite artificial de Venus.
    Por su parte el módulo de descenso, que llega con velocidad de 10.700 Km/h, recibe un primer frenado aerodinámico por parte de la atmósfera venusiana que le hace disminuir tal velocidad a solo 900 Km/h. Cuando ello ocurre, el Venera 10 que se acerca también a Venus está de éste a unos 872.000 Km aun.
    El módulo del Venera 9, tras el frenado aerodinámico, a la arribada, sobre 64 Km de altitud, se desprende del casquete esférico, que constituían el escudo protector, al despliegue de 2 pequeños paracaídas. Al momento se abre un paracaídas que es seguido de los tres principales y el casco inferior de protección es desprendido, faltando entonces 20 min para el aterrizaje. A los 50 Km de altura los 3 paracaídas se desprenden también. El frenado final lo absorbe un anillo toroidal metálico que actuará pues de amortiguador.
05 h 13 m. GMT. Se produce el aterrizaje a una velocidad de unos 25 a 30 Km/h, lo cual se considera un aterrizaje suave para el caso. La operación tiene lugar en la llamada Región Beta, 30º Norte y 293º de longitud Oeste, entonces en zona diurna, a 2.200 Km del lugar donde se posaría el Venera 10.
    A partir de entonces, por espacio de 53 min transmitirá la imagen del suelo venusiano y otros datos científicos a la nave orbital que a su vez los enviaba a la Tierra. Tales datos eran referidos a la atmósfera y terreno del planeta; la presión resulta ser de 90 atmósferas y la temperatura del suelo de 460ºC. La densidad apuntada por el densitómetro señala 2,8 g/cm^3.
    A los 15 min del aterrizaje se activaron las cámaras de TV y la primera imagen es enviada a la Tierra la que será para la Historia la primera y extraordinaria imagen de la superficie de Venus. El paisaje mostrado de una zona de terreno, bajo 160º de ángulo y 100 m de profundidad, con un horizonte hasta unos 250 m, dejaba ver un lugar lleno de piedras de unos 40 cm que según se afirmó por las deducciones sacadas se trataba de piedras jóvenes pues no se hallaban nada desgastadas pese a las condiciones de fácil erosión del planeta. Esto que resulta sorprendente se unió en el asombro al hecho de que la atmósfera allí, todo lo contrario a lo esperado, apareció notablemente nítida. La otra mitad de terreno adyacente, en el resto del ángulo que rodeaba la sonda no podía ser fotografiado. Los astrónomos esperaban, al contrario de lo visto por la sonda, un paisaje de arenas, muy erosionado, oscuro, geológicamente inactivo.
    El módulo transmitió en total hasta 2 h después del aterrizaje, si bien de interés solo fueron los referidos 53 min. Entonces enmudeció posiblemente en razón a las altas presiones y la elevada temperatura de medio.

    El módulo orbital, en tanto, desde su posición, también envió fotografías de la atmósfera venusiana obtenidas en banda UV, y utiliza espectrómetros, radiómetros, fotopolarímetros, etc. Los primeros informes los transmite el 21 de NOVIEMBRE de 1975.
    Las emisiones del citado módulo orbital, junto al del Venera 10, cesarían hacia mediado el año 1976.

    > VENERA 10.              14 JUNIO 1975

    El Venera 10, gemelo del Venera 9, viajó también en 1975 conjuntamente con aquél hacia Venus en un doble vuelo de similares caracteres; lleva los mismos sistemas y aparatos ya citados en el Venera 9. Su peso es de 97 Kg más que la Venera 9.

14 JUNIO 1975.
    Seis días después de partir el Venera 9, es lanzado en número 10 de la serie con un cohete Proton. Tras ser colocado previamente en una órbita terrestre de espera fue a continuación proyectado hacia Venus, recorriendo un espacio de 350 millones de Km que además aprovecha para estudiar con sus aparatos. El número COSPAR de la sonda es 1975-054A.

23 OCTUBRE 1975.
    Al cabo de 4,4 meses de vuelo espacial, llega a las cercanías del planeta Venus. Con la antelación oportuna a la definitiva arribada es desprendido el módulo de descenso del resto.

25 OCTUBRE 1975.
    El módulo orbital se transforma en el segundo satélite artificial de Venus al situarse en órbita elíptica tres días después de que hiciera lo propio el Venera 9. La curva orbital trazada tiene 1.620 por 113.900 Km de distancias mínima y máxima, con una inclinación ecuatorial de 29º 30 y un período de 49 h 23 min. Casi a la vez, la cápsula de descenso, como lo hiciera el Venera 9, penetró en la atmósfera venusiana, desprendió el escudo protector, desplegó paracaídas, etc.
    El módulo que, repetimos, era gemelo al del Venera 9, tenía en la base un anillo amortiguador y justo encima de él 4 focos para iluminar las inmediaciones, como medida previsora de los técnicos. Por arriba de la esfera de instrumentos o cuerpo principal del módulo llevaba una antena reflectora circular sobre la que se alojaba el compartimiento de paracaídas.
    En el descenso, el módulo soportó temperaturas de 2.000ºC y una presión sobre la proa en la bajada de hasta 300 Tm.
05 h 17 m. GMT. El aterrizaje del mismo tuvo lugar en terreno ligeramente montañoso o accidentado de la Región Beta y a una distancia del Venera 9, que se posara 3 días antes, de unos 2.200 Km, en los 15º Norte y 295º de longitud Oeste, en período diurno.
    El módulo de descenso hizo asimismo lo propio, transmitiendo por espacio de 65 min desde el suelo datos acerca de éste y una fotografía, que junto a la del Venera 9 son las primeras desde la superficie del planeta, y junto a los datos aportados por el Venera 9 se constituye un importante dossier de la investigación más destacada y sensacional de ese siempre misterioso planeta que también es llamado la Estrella de la Mañana. El tiempo de transmisión del módulo del Venera 10 es entonces el más prolongado efectuado en Venus en la historia astronáutica. El ingenio indicó una presión de 3,3 atmósferas y 158ºC a 42 Km de altura, 37 atmósferas y 363ºC a 15 Km de altitud, y 92 atmósferas y 465ºC de temperatura en el suelo venusiano; la velocidad del viento en el suelo era de 3,5 m/seg. La imagen única fue el resultado del funcionamiento durante 1 min de la cámara, que se quemó de inmediato debido a las condiciones del planeta.

    También el Venera 10 retransmite desde la órbita fotografías de banda UV de las nubes de Venus. Los primeros datos los envía el 21 de NOVIEMBRE de 1975 y cesaría en sus emisiones a mediados de 1976. Entre los datos transmitidos por los Venera 9 y 10 están algunos por los que se estableció que la atmósfera venusiana es sorprendentemente más caliente en la zona oscura que en la iluminada, se cree que como resultado de las rápidas corrientes.

    > VENERA 11.                9 SEPTIEMBRE 1978

    Constituido por dos módulos, uno para orbitar Venus y otro para aterrizar, la 11 Venera fue lanzada en dirección al citado planeta para su investigación el día 9 de SEPTIEMBRE de 1978. Su peso es aproximadamente de 4.940 kilogramos. Su número COSPAR es 1978-084A. Incorpora en el programa, como nuevo sistema de investigación, la cromatografía de gases para el estudio de la espesa y corrosiva atmósfera de Venus, además de otros aparatos, como una cámara de TV y un detector de rayos para la atmósfera venusiana. Algunos de los aparatos son franceses, cuya colaboración se enmarca dentro de un programa científico que comprende diversos campos. También lleva, como es natural, una serie de sistemas de navegación, comunicaciones, etc. La cápsula de descenso, que lleva la imagen de Lenin y el emblema de la Unión Soviética, disponía de un taladro para emplear en el suelo del planeta, instrumental de análisis de las muestras, y mejores cámaras que las anteriores para fotografías. Además, viaja acompañada con la diferencia de unos días por la sonda gemela Venera 12, siguiendo con el modo tradicional de los técnicos soviéticos de enviar los ingenios a pares hacia los planetas.

25 DICIEMBRE 1978.
    A dos días de la llegada del ingenio a Venus, desprende la cápsula destinada a descender al suelo del planeta.

27 DICIEMBRE 1978.
    El Venera 11 llega a Venus tras un viaje de 3,5 meses (107 días). La altura mínima de la órbita en que entrará es de 34.000 Km. La Venera 12 estaba ya en órbita entonces al haber llegado antes. Por su parte, después de aproximadamente 1 h de caída por la atmósfera, la cápsula de descenso llega a la superficie de Venus simultáneamente, siendo frenada con un paracaídas tras llegar a una velocidad de unos 40.000 Km/h. La Venera 12 había llegado primero. Ambas están una de otra a 800 Km en zona diurna, en la región Phoebe. La cubierta de las cámaras en color que llevaba no se desprendió y el taladro no funcionó.
    El módulo de aterrizaje envía información durante 95 min a la nave principal en órbita y ésta a la Tierra. En ese tiempo, junto a la Venera 12, detecta rayos y truenos (hasta 25 por segundo) en la atmósfera venusiana, signo de la actividad eléctrica de la misma. Encuentra también trazas de gases nobles, principalmente de kriptón, en cantidades similares a las que hay en la Tierra. La temperatura y presión detectadas asciende respectivamente a 466ºC y 88 atmósferas.

    > VENERA 12.              14 SEPTIEMBRE 1978
                 
    Idéntico al Venera 11, también con un peso de 4.940 Kg, el número 12 fue lanzado 4 días después de aquél, igualmente en dirección a Venus, aunque llegará primero por las circunstancias de la trayectoria. Su construcción es paralela a la citada número 11 y prácticamente una réplica de la misma. Su número COSPAR es 1978-086A.

21 DICIEMBRE 1978.
    Venera 12 lleva a Venus 4 días antes que su compañero de viaje y al término de 98 días de vuelo. Proyectada la cápsula de descenso hacia la superficie de Venus, tras una separación anterior, la operación se realiza de modo que con la cápsula réplica del Venera 11 a 800 Km de distancia, en la región Phoebe, siendo una maniobra única y la primera vez que se realiza. Durante 1 h aproximadamente cruza la atmósfera de Venus hasta llegar al suelo.
    El módulo de aterrizaje envió información durante 110 min y en general repite lo realizado por el Venera 11, a cuyos datos se remite. Detectó una temperatura en Venus de 482ºC y una presión de 90 atmósferas; junto a la sonda anterior identificó en la atmósfera isótopos argón 40 y argón 56 en proporciones 200 veces a las habidas en nuestro planeta. Como en el caso anterior, la cubierta de las cámaras en color no se desprendió y el taladro que llevaba no funcionó.

    > VENERA 13.              30 OCTUBRE 1981

    Con un peso de unas 4,5 Tm, el Venera 13 fue enviado hacia Venus en repetición de los vuelos anteriores, esto es, estando compuesto por un ingenio para sobrevolar el planeta y otro para descender y obtener datos de la atmósfera y el suelo.
    El módulo de descenso pesaba unos 750 Kg, 1.600 Kg con el escudo. Portador de casi 3 decenas de aparatos científicos, con una concepción idéntica a la de los Veneras 9 y 10, tenía sin embargo algunas mejoras como la de los dos telefotómetros llevados que ahora permitían obtener fotografías en todo el campo visual, de 360º, al rededor de la sonda posada en el suelo venusiano, en diferencia al modelo anterior que solo lo hacia en la mitad. El brillo y la resolución, de solo 4 mm, también eran mejores y usaba 3 filtros, rojo, azul y verde, para el color y llevaba asimismo un muestrario de colores en el campo visual para ajustar los tonos. También llevaba un taladro especial para obtener muestras de suelo venusiano y analizarlas, en cantidad de solo 1 cm^3. Los análisis se realizan por espectrometría gamma y fluorescencia de rayos equis en un recipiente en el que la presión es de 100 mm de mercurio y 30ºC de temperatura.
    El número de aparatos de la cápsula de descenso es de 14, entre ellos un espectrómetro de masas, mucho más sensible que los de los precedentes Venera 11 y 12; otros aparatos son un cromatógrafo para analizar las moléculas atmosféricas, un espectrómetro óptico para captar la luz solar reflejada por las nubes, hidrómetro, espectrómetro de fluorescencia de rayos equis, el instrumental llamado Groza 2 (tempestad) para captar rayos, un detector de partículas de las nubes con tecnología láser y un sismómetro que es el primero en Venus.

30 OCTUBRE 1981.
06 h 02 min GMT. Es lanzada la 13 sonda Venera con un cohete Proton, iniciando un viaje de algo más de 4 meses hacia el planeta Venus en el que iba a recorrer al rededor de los 300 millones de Km. Su número COSPAR es 1980-106A.

27 FEBRERO 1982
    Ante la inminente llegada a Venus, se separa de la sonda madre la cápsula de descenso.

1 MARZO 1982
    El 13 Venera llega a Venus tras 121 días de vuelo. El cuerpo principal permanecerá en órbita solar tras pasar cerca de Venus a 36.000 Km. Pero la cápsula de descenso se precipita sobre la atmósfera venusiana, llevando un escudo de 2 m de diámetro que se desprenderá luego. El choque con la atmósfera del planeta, a 11,3 Km/seg de velocidad, genera una temperatura de unos 12.000ºC que absorbe del citado escudo durante unos 40 seg. Llegado el momento, a 47 Km de altura, despliega su paracaídas principal arrastrado primero de otro menor y desciende con relativa lentitud hacia el suelo en zona diurna. Ayuda a frenar la caída un disco que sobresale en la parte superior.
    El aterrizaje tiene lugar finalmente con éxito en una ladera al sureste de la región Beta de Venus a casi 1.000 Km de donde hará lo propio el Venera 14. El lugar está a 2 Km de altitud, en los 7º 30’ de latitud Sur y 303º de longitud Este, en la Phoebe Regio. En el trayecto de penetración atmosférica hasta el aterrizaje la sonda tarda 62 min (desde las 05 h 55 min, hora de Moscú) y en el mismo los aparatos toman medidas, hallando entre otras cosas que las nubes se extendía por encima de los 49 Km.
    Al aterrizar, luego de clavar en el suelo un brazo articulado, comprobando la consistencia, y solar los protectores de las cámaras, la cápsula envía la primera fotografía en color desde el suelo de Venus; primero tomó una en blanco y negro y luego pasó la vista por los 3 filtros de color (rojo, azul y verde), realizando en total 8 tomas panorámicas con una resolución de 5 mm a 1,5 m de distancia. Mientras que las sondas anteriores solo podían fotografiar la mitad del paisaje del aterrizaje, la presente Venera y su gemela llevan dos cámaras para tomar la imagen completa del paisaje que rodea del lugar de descenso.
    También realiza un análisis de 1 cm^3 de muestra del suelo, sacado con un taladro hasta de 3 cm de profundidad y 2 cm de anchura a los 32 seg del aterrizaje, dando como resultado reseñable que encuentra un tipo de basalto poco habitual, que en la Tierra hay en alguna zona volcánica italiana. Tal análisis, realizado por fluorescencia de rayos equis, es el primero efectuado en el suelo del planeta. El resultado indica un parecido del suelo venusiano a los basaltos terrestres, y piedras semicubiertas de gránulos o arena. Los análisis de las dos sondas, Venera 13 y 14, indican una composición química del suelo de un 45 % de SiO2, 16 % de Al2O3, y 11 % de MgO, respectivamente óxidos de silicio, aluminio y magnesio; otros componentes captados en menor cantidad K2O, CaO, TiO2, MnO y FeO. En cuanto al aparato para medir relámpagos solo halló pequeñas descargas que no se achacaron a la actividad del planeta.
    En la atmósfera se detecta por primera vez en Venus xenón y neón. La temperatura registrada es de 457ºC y la presión de 89,5 atmósferas. La transmisión dura 127 min pese a que solo se esperaban 32 min de actuación de los aparatos, dadas las infernales condiciones de Venus.

    > VENERA 14.              4 NOVIEMBRE 1981

    Idéntica a la Venera 13, con un peso de unas 4,5 Tm, y con igual misión, la Venera 14 fue lanzada hacia Venus 5 días después de aquélla, siguiendo la tradición soviética de enviar sondas a pares hacia los planetas. Lleva los mismos tipos de aparatos que el anterior ingenio citado, el Venera 13.

4 NOVIEMBRE 1981
05 h 30 min. GMT. Tiene lugar el lanzamiento del Venera 14. Su número COSPAR es 1980-110A.

5 MARZO 1982
    El Venera 14 llega a Venus a los dos días de hacerlo el anterior Venera y repite la operación de suelta de una cápsula mientras el cuerpo principal seguirá en órbita solar. La cápsula de descenso penetra en la atmósfera a partir de las 05 h 53 min, hora de Moscú, y baja durante 63 min sobre una zona del planeta situada al sureste de la llamada región Beta, a 950 Km al suroeste de la del Venera 13 y a 500 m de altitud; el punto está delimitado por los 13º 15’ de latitud Sur y 310º 9’ de longitud Este, en el lado occidental de Navka Planitia.
    Transmite durante menos tiempo que el repetido 13 Venera, solo 57 min. Envía datos diversos y fotografías del lugar de descenso. La temperatura detectada es allí de 465ºC y la presión 93,6 atmósferas. También realiza durante 3 min 20 seg una perforación de hasta 3 cm de profundidad y 2 cm de ancho, y saca 1 cm^3 de muestra de terreno que se analiza. Respecto a la zona de la Venera 13, el suelo parece más entero, con piedras mayores o poco desmenuzadas, o bien más duras. También se mide la actividad sísmica, detectando dos pequeños movimientos sísmicos a unos 3.000 Km, si bien no fueron datos que se pudieran confirmar.

    > VENERA 15.              2 JUNIO 1983

    El Venera 15 tenía un peso de unas 4 Tm y fue enviada hacia Venus junto al Venera 16 en junio de 1983. Dotada de una antena de radar de 8,5 m^2 de superficie, de 6 por 1,4 metros en forma de cilindro parabólico. Su misión es continuar la investigación del planeta, particularmente esta vez cartografiando su superficie, especialmente el hemisferio Norte desde una órbita al rededor del planeta. El sistema es un radar de apertura sintética que opera en una longitud de onda de 8 cm y que mide en cada banda los desniveles de terreno por efecto Doppler, calculando los retornos de las ondas, hasta lograr una detallada imagen en grises del suelo por las alturas o resaltes que tiene. La imagen final se reconstruye por superposición de 8 imágenes parciales que rellenan una banda, siendo leída la señal en 3 bandas de frecuencia. Además del radar citado, se incluyen también otros aparatos como un altímetro y un radiómetro para calcular los desniveles del suelo con resolución de 50 metros y confeccionar un mapa térmico, respectivamente.
    Constaba, al igual que su gemela la 16 Venera, de una serie de sistemas de navegación, entre los que sobresalían a ambos lados los paneles solares, la antena parabólica de transmisión de datos a la Tierra de 2,6 m de diámetro, la citada de radar y otra parabólica de 1 m de diámetro del sistema altimétrico. Esta vez, las dos sondas no llevaban cápsula de descenso. Respecto a los modelos Venera anteriores, los presentes se distinguen por unos paneles solares mayores, mayores reservas de propulsante, sistemas de orientación y comunicaciones mejoradas; este último permitía enviar mayor volumen de información.

    El lanzamiento se produce el 2 de JUNIO de 1983. Su número COSPAR es 1983-053A.

10 OCTUBRE 1983
    El Venera 15 llega a Venus y se sateliza en tal planeta en órbita polar de 65.000 Km de apoastro y casi 1.000 Km de periastro; el período es de 24 h y la inclinación orbital de 62º.
    Obtiene datos sobre el campo magnético del planeta que resulta prácticamente nulo y transmite fotografías de zonas aun no barridas por completo por radar, así como de los polos. Su antena de radar obtiene detalles de la superficie de entre 1,5 y 2 Km, barriendo en poco más de 15 min un área de entre 7 y 8.000 Km de largo y 150 Km de ancho desde los 30º Norte hasta el polo, en tramos de 120 Km por 30 Km aproximadamente y desde la altura del periastro y unos 2.000 Km en su recorrido. El ángulo entre el radar y el eje eléctrico del altímetro es de 10º, lo cual significa que área sondeada por radar se tomaba sobre áreas no verticales a su paso sino adyacentes laterales angularmente con lo que la correlación de datos entre altura y zona sondeada con radar no se produce de modo simultáneo sino por coordinación con los datos tomados posteriormente a los 3 días sobre la misma banda al ocasionarse el desplazamiento. Con el lento movimiento de rotación propia del planeta, a cada pase, en la órbita, la sonda se desplazaba 1,5º, unos 80 Km en los 60º de latitud Norte.
    De tal modo, el ingenio, junto al Venera 16, tomó datos durante 8 meses hasta cubrir una superficie de 125 millones de Km^2, quedando prácticamente cartografiado todo el hemisferio Norte de Venus desde los 30º de latitud. Supone ello completar un mapa al respecto de un 20 % del suelo del planeta.

    > VENERA 16.              7 JUNIO 1983

    La sonda Venera 16 fue enviada hacia Venus junto a la Venera 15 para seguir con las investigaciones del planeta en otra zona del mismo, principalmente mediante la cartografía. Su peso se estima en unas 4 Tm y su configuración es como la descrita para la citada 15 Venera, sin poseer tampoco cápsula de descenso.

7 JUNIO 1983.
    Es lanzado en la URSS el Venera 16 con 4 días de diferencia sobre el anterior Venera. Su número COSPAR es 1983-054A.

14 OCTUBRE 1983
06 h 22 m. GMT. Llega a Venus el Venera 16 y entra en órbita del citado planeta en una órbita parecida a la del Venera 15 y desde cuya posición cartografía por radar la superficie del hemisferio Norte de Venus del modo que se ha citado para el repetido 15 Venera.

<> PROGRAMA RANGER. USA.

    El programa norteamericano Ranger tuvo por misión fundamentalmente la exploración de la Luna, mediante el envío de sondas espaciales a élla que la fotografiarán principalmente. El proyecto apareció en 1960 y fue asignado por la NASA al JPL, laboratorio de propulsión a chorro, situado en Pasadena. Será jefe científico del equipo Ranger el astrónomo Gerard P. Kuiper. Para evitar la contaminación del suelo selenita, por decisión tomada el 8 de marzo de 1960, las cápsulas serían esterilizadas.
    Al principio, se quería llevar a cabo solo 5 ensayos Ranger, entre 1961 y 1962; las cápsulas, que eran de 63,5 cm de diámetro, se contrataron el 27 de abril de 1960 a la empresa Ford Motor. Sin embargo, luego se añadieron al proyecto 4 más para 1963 y se esperaban efectuar hasta un máximo de 20 pruebas, estando supeditado tal número al éxito de los primeros ensayos. Las 2 primeras pruebas son llamadas Blok 1 y las 2 siguientes, programa Blok 2. Les sucederían los Blok 3, 4 y 5. Según lo previsto, los 2 primeros deberían efectuar un vuelo de ensayo e irían dotadas de 8 instrumentos de medición de radiación, campo magnético y emisión solar. Los siguientes viajes de los Ranger, que traducimos por Batidor, serían ya en dirección a la Luna. En estas misiones lunares, el vuelo se desarrollaría del modo siguiente:
    El lanzamiento sería efectuado en Cabo Cañaveral por medio de un cohete Atlas D Agena B. El Atlas D iniciaría el impulso hacia la órbita terrestre del Agena, portador del Ranger, separándose ambos cohetes a los 5 min. Luego, hacia los 43 min de vuelo, el Agena B, al llegar al punto orbital deseado, sería reactivado para aumentar la velocidad a unos 43.000 Km/h e insertarse en una trayectoria hacia la Luna. A continuación, el Ranger se separaría del Agena que encendería los retrocohetes para no seguir al ingenio e interferirlo posiblemente. Después, éste, desplegaría un panel solar y lo orientaría hacia el Sol, y abriría una antena plana para el envío de datos telemétricos, imágenes de TV y recepción de órdenes; la antena sería orientada hacia la Tierra. El Ranger accionaría después un detector de radiaciones gamma que enviaría información cada 8 min. El detector sería desplegado hasta 1,8 m del Ranger.
    Unas 16 h tras el lanzamiento, el Ranger, si todo salía como era de esperar, efectuaría una corrección de velocidad. Posteriormente sería reajustada la posición del panel y la antena. A las 65 h de vuelo, el Ranger se hallaría ya a 9.000 Km de la Luna, aproximadamente, y serían entonces reactivadas las dos cámaras de TV, tras quitarles una pieza protectora, y una antena de radar se desplegaría y comenzaría a funcionar. A 4.300 Km de la Luna, hacia las 68 h de vuelo, comenzaría a tomar imágenes de la Luna. Serían, a partir de entonces, tomadas y enviadas imágenes cada 13 seg, o sea, 1 fotografía cada 13 seg, y más tarde, instantes antes del impacto, a razón de 1 imagen cada 8 seg.
    A 8 seg del impacto, cuando el Ranger se hallara a 25 Km del suelo lunar, se separaría una cápsula llamada “Tonto”, que llevaría aparatos (sismógrafos), y la cual gracias a unos cohetes debía ser frenada de 3.000 m/seg, que sería la velocidad de llegada, hasta cero, a una altura de unos 400 m, desde donde efectuaría una caída libre para hacer impacto a una velocidad prevista de 270 Km/h. Este choque se produciría unos 24 seg después del impacto del resto del Ranger. La cápsula citada pesaba 25 Kg y debía empezar a enviar datos a los 20 min del alunizaje. Los instrumentos científicos iban en una caja de madera que a su vez se alojaba dentro de otro conteniendo aceite que servía para amortiguar el impacto del alunizaje. Los datos a enviar la sonda serían relativos también a temperaturas.
    Con este tipo de misión fueron disparados 3 Rangers que fracasaron totalmente, lo que obligó a interrumpir el desarrollo del programa. En total, cada misión Ranger venía costando 7,5 millones de dólares, siendo el presupuesto total del programa para 10 misiones de 260.
    El 6º Ranger que se hallaba dispuesto para el vuelo en las fechas del fracaso del quinto Ranger, fue desmontado para estudiarlo y tratar de encontrar puntos del mismo que pudieran albergar alguna imperfección, posible motivo de nuevos fallos. Se decidió entonces que una de las causas de los repetidos fracasos podía ser el excesivo calentamiento del ingenio, realizado en las operaciones de esterilización para evitar contaminar la Luna de gérmenes terrestres e impedir complicar más la labor de los científicos exobiólogos con posterioridad. Puesto que los Rangers eran sometidos hasta entonces a 55º se opinó ahora que era demasiado.
    Tras una interrupción de casi año y medio en el programa, el mismo se reanuda pero con ciertas correcciones. Comenzaba el viaje con el disparo del Atlas Agena, de 31 m de altura, y hasta la llegada a la Luna el vuelo se desarrolla por igual salvo al final. Al llegar a la Luna, los nuevos Rangers solo tienen una misión: fotografiar el suelo lunar en el acercamiento hasta instantes antes del impacto que se producirá ahora a, teóricamente, 9.654 Km/h. Este tipo de vuelo lo efectúan 4 Rangers, 3 de ellos con éxito total. El citado trío, el 7, 8 y 9, enviaron en total 17.255 fotografías de 3 zonas lunares, el Mar de las Nubes, Mar de la Tranquilidad y Cráter Alfonso, obtenidas entre alturas de 300 m a 2.000 Km. Las imágenes obtenidas desde más cerca del suelo tenían una resolución de menos de medio metro.
    En total, se llevaron a cabo 9 disparos Ranger, entre 1961 y 1965, de los que solo los 3 últimos pues obtuvieron éxito.
    De haberse realizado el programa previsto, los Rangers del 7 al 10 hubieran sido lanzados entre 1963 y 1964. Su peso hubiera sido de 452 Kg y su misión la misma prevista para los primeros Rangers pero con técnicas más perfectas. Posteriormente, hacia 1965 se hubiera ensayado del 11 al 16 Ranger. Éstos, según se estuvo calculando, hubieran debido intentar el alunizaje suave. Llegaron además a estar en estudio los Rangers del 17 al 20. Pero ya con los 10 primeros el presupuesto que se gastó fue de 260 millones de dólares, sobre valoración de 1964.
    El tipo de Ranger que obtuvo el éxito pesaba 365 Kg de los 110 Kg eran de la carga útil de aparatos, reloj electrónico, estación de telemetría, etc; los primeros Rangers pesaban aproximadamente unos 330 Kg. Su estructura estaba formada por una pieza prisma hexagonal de corta altura, sobre la que se elevaba un tubo de irregular forma; la altura o longitud del Ranger era de 2,7 m y el diámetro del hexágono base era de 1,5 m. En los dos lados opuestos de la pieza hexagonal se unían dos paneles solares rectangulares de 1,5 m de longitud que servían para obtener energía eléctrica con lo que se recargaban las baterías que alimentaban a los aparatos de a bordo. Con los paneles desplegados, la envergadura del Ranger era de 4,57 m. Los 2 paneles pesaban en total 22 Kg; las primeras horas del vuelo las pasaban plegados hacia arriba. Cada panel se unía al resto del Ranger por una bisagra y cables, en uno de los lados pequeños del rectángulo. Antes de entrar en acción los paneles, la alimentación de energía corría de parte de las baterías. La astronave completa, sonda y cohete, pesaban 135 Tm y su altura era de 30 m.   
    En total, los Rangers de la segunda fase del proyecto disponían de 6 cámaras de TV, cuyo diseño fue hecho por la firma RCA. Tenían 4 cámaras más que los primeros ingenios. Dos de las cámaras eran de objetivo gran angular y el resto de objetivo universal. Estas últimas entraban en funcionamiento después de las primeras. Las 2 de gran angular, llamadas F‑A y F‑B, enviaban una imagen con 1.152 líneas de TV que la componían, y tenían respectivamente de objetivo 25 y 75 mm y de campo 25º y 8º 3'. Estas eran las cámaras que daban imágenes de mayor nitidez, si bien eran menos rápidas en las tomas que el resto. Las otras 4 cámaras, P‑1, P‑2, P‑3 y P‑4, formaban una imagen con 300 líneas pero eran más rápidas en cada toma: 2 décimas de segundo sobre los 2,56 seg de las F. Las imágenes, de 1 m de resolución la mejor, eran enviadas a intervalos de 0,4 y 2 segundos. El equipo fotográfico completo suponía un peso de 171 Kg dentro de la carga útil en los últimos modelos.
    Como queda indicado, estas cámaras funcionaban al final del viaje, en los últimos 15 min antes del impacto, tomando imágenes cada vez más cerca del suelo. Las cámaras eran controladas por medio de un reloj electrónico y computadora.

    > RANGER 1.         23 AGOSTO 1961

    El primer Ranger fue lanzado, después de varios aplazamientos, el 23 de agosto de 1961 con un AAB, a las 10 h 02 m, GMT. Tenía el ingenio una base hexagonal, 2 paneles solares y antenas de alta y baja ganancia. Llevaba dos transmisores de 960 MHz, de 0,25 y 3 vatios de consumo. El instrumental científico constaba de un telescopio Lyman Alpha, un magnetómetro de vapor de rubidio, detectores electrostáticos, otros de partículas de media energía, detector de rayos cósmicos, otro de polvo sideral y otros. El experimento a realizar sobre radiación corpuscular solar estaba bajo la responsabilidad de Marcia Neugebauer y Conway W. Snyder, del JPL, y su instrumental pesaba 15 Kg y consumía 2,74 vatios. La citada Marcia y J. Denton tenían a su cargo el experimento llamado de análisis de triple coincidencia de rayos cósmicos que comprendía un instrumental de 4 Kg que consumía 0,5 vatios. El modelo de detector de partículas de media energía pesaba 1,73 Kg y consumía 0,16 vatios y estaba a cargo de J. Denton Allen y Conway Snyder. El detector de rayos cósmicos pesaba 600 gramos y precisaba de 0,01 vatios solo para funcionar; estaba a cargo de H. R. Anderson y W. S. McDonald. El análisis de campos magnéticos tenía por ingeniero y científico a D. E. Jones y M. Gumpel y el instrumental pesaba 2,6 Kg y consumía 4,1 vatios. El detector de rayos equis solares tenía un peso de 5,45 Kg. El estudio sobre el hidrógeno neutro estaba dirigido por T. A. Chubb y R. W. Kreplin del NRL y H. T. Bull y D. D. LaPorte del JPL, y comprendía un instrumental de 6,8 Kg de peso que consumía 1,4 vatios. Los detectores de polvo cósmico pesaban 1,6 Kg y consumían 0,2 vatios, y estaban a cargo de Marcia Neugebauer y E. S. McMillan. Salvo los casos especificados en otro sentido, todos los investigadores citados son del JPL.
    Se pretende en esta primera misión Ranger no primordialmente el llegar a la Luna sino probar el funcionamiento del tipo de sistemas del ingenio y ensayar la red de seguimiento de la NASA, llevando al Ranger 1 a una órbita de un apogeo de 800.000 Km.
    El vuelo fracasó pues la última fase del cohete portador Agena que debía de haber situado al Ranger 1 en órbita falló y la velocidad alcanzada fue insuficiente, quedando finalmente en órbita de 504 Km por 179 Km de apogeo y perigeo respectivamente, con un período de 91 min y una inclinación de 32,9º. Su número COSPAR es 1961-Phi-1.
    Aun así, el ingenio, que pesaba 306,4 Kg, de los que 65,4 eran de instrumental de los experimentos, debía de haber enviado datos relativos a rayos cósmicos en su trayectoria orbital pero tampoco se logró que los transmitiera.
    El 30 de agosto de 1961, se desintegró en la alta atmósfera tras dar 111 órbitas.

    > RANGER 2.        18 NOVIEMBRE 1961

    La misión del Ranger 2 es la misma pretendida para el anterior, es decir, comprobar el ingenio y la red de seguimiento en órbita muy elíptica. El lanzamiento tiene efecto en Cabo Cañaveral el 18 de noviembre de 1961, a las 08 h 09 m, GMT. El cohete Agena no funciona correctamente y deja al Ranger en órbita terrestre muy baja, quedando al final en una de 237 Km por 153 Km de apogeo y perigeo, 33,3º de inclinación, y 88,3 min de período. El Ranger 2 pesaba 306 Kg. Su número COSPAR es 1961-A-Theta-1.
    De todos modos, las pruebas se efectuaron con normalidad, aunque fuera del lugar previsto, durante la corta vida de su órbita puesto que se desintegró en la alta atmósfera el mismo día de su partida. Es la primera sonda lunar que lleva solo células solares como sistema de alimentación energética. La misma llevaba los mismos aparatos y configuración que la Ranger 1.
    El 20 de NOVIEMBRE siguiente se precipitó y perdió sobre la alta atmósfera.

    > RANGER 3.          26 ENERO 1962

    EL Ranger 3, cuyo peso era de 327 Kg, tenía como misión tomar fotografías por TV de la superficie lunar en los últimos 10 min de vuelo, y depositar en ésta un sismógrafo para detectar lunamotos (una cápsula de 61 cm de diámetro y 44 Kg de peso), y cuyo equipo debía al menos de transmitir durante 30 días. La sonda llevaba un retrocohete, un escudo térmico de un plástico plateado y una base hexagonal de 1,5 m de diámetro, de oro y cromo. La cápsula de aterrizaje tenía 27,5 cm de diámetro. Los 2 paneles solares que llevaba tenían 5,2 m con 8.680 células. La capacidad eléctrica inicial es de 1000 vatios y llevaba además 6 pilas de cadmio para hacer operar la cápsula durante el citado mes en la Luna. Las transmisiones utilizaban los 960 MHz y usaban 2 de tales aparatos, uno de 3 vatios. El instrumental que portaba, además del sistema de control de temperatura y orientación, el energético, y el de comunicaciones y telemetría, son: una cámara Vidicon de TV, un sismómetro, un espectrómetro de rayos gamma y un radar altímetro.

26 ENERO 1962.
15 h 30 m. Hora local; 20 h 30 m GMT. Es lanzado el impulsor Atlas Agena B portador del tercer Ranger. El funcionamiento del Atlas D se prolongó más de lo esperado y el Agena B con el Ranger adquirió 90 m/seg de velocidad suplementaria no deseada. Luego, al tocarle el turno de funcionamiento al Agena, éste no puede corregir el fallo y el Ranger emprende el viaje con demasiado impulso y antelación como para no permitirle llegar a la Luna en su momento. La velocidad necesaria era de 39.200 Km/h. Su número COSPAR es 1962-Alpha 1.

28 ENERO 1962.
18 h 30 m. A las 51 h del lanzamiento en Florida, el Ranger 3 llega 14 horas antes que la Luna al lugar previsto, debido al fallo referido y pasa a 36.780 Km de ella, sobre su lado derecho vista desde la Tierra.
    Luego, el ingenio entre en órbita solar convirtiéndose en otro diminuto planeta artificial de 406,4 días terrestres de período y 1,163 UA de afelio, 0,9839 UA de perihelio y 0,39º de inclinación.
    Así con todo, con este Ranger se efectúan igualmente las principales pruebas y se obtuvieron interesantes datos sobre la inesperada intensidad de la radiación gamma en el espacio exterior. Una avería del programador impide, por otra parte, el envío de fotografías.

    > RANGER 4.          23 ABRIL 1962

    Con la misma misión que el Ranger 3, fue lanzado a las 20 h 50 m GMT el 23 de abril de 1962 el Ranger 4; tenía un peso de 328 Kg y caracteres morfológicos y funcionales idénticos a dicho ingenio predecesor. A las 2 horas de su partida en el Atlas Agena B en Cabo Cañaveral se avería el sistema telemétrico y con ello la misión ya se aboca al fracaso al no abrirse los paneles solares ni activarse el sistema de orientación. El fallo tiene origen en un cortocircuito a bordo. Su número COSPAR es 1962 Mu 1.

26 ABRIL 1962.
    A las 63 h 55 m 45 s de vuelo, tras recorrer 384.000 Km, el cuarto Ranger hace impacto en la faz oculta lunar. El ingenio no se estrella en el lado visible pues la trayectoria en combinación con el campo de gravedad de la Luna lo llevó a describir en las cercanías lunares una curva con impacto en el lado no visible desde la Tierra. El lugar donde cayó se halla a unos 15,5º de latitud Sur y 229,3º longitud Este, en el extremo oeste de la faz visible desde Tierra.
    Este es pues el primer impacto lunar USA y también el primer ingenio terrestre en acabar en la cara oculta. No transmite dato alguno por fallo del ordenador del ingenio que controlaba la secuencia del vuelo.

    > RANGER 5.        18 OCTUBRE 1962.

    Como los anteriores Rangers, el que hacía el número cinco registró un nuevo fracaso debido a varios problemas.
    Su misión y caracteres fueron similares a los de sus antecesores; solo tenía 14 Kg más de peso, en total 342,5 Kg.
    El lanzamiento tiene lugar a las 16 h 59 m GMT en Cabo Cañaveral el 18 de octubre de 1962 con un Atlas Agena B. Luego, el Ranger pasó a 724 Km de la Luna y se perdió posteriormente en una órbita solar, transformándose en otro diminuto planeta artificial con período u "año" propio de 366 días terrestres con 1,05 UA de afelio, 0,949 UA de perihelio y 0,3901º de inclinación. Su número COSPAR es 1962-B-Eta-1.
    Había sufrido una avería en los paneles solares de alimentación energética y no envió imágenes, pero si algunos datos sobre radiación gamma hasta 4 horas antes de la pérdida de energía. Su seguimiento fue posible durante solo 8 h 44 min.

    > RANGER 6.        30 ENERO 1964

    En principio, el Ranger 6, de un peso total de 361,8 Kg, iba a ser lanzado en enero de 1963 pero el fracaso colectivo de los anteriores de la serie obligó a aplazar la misión presente ante el temor de un nuevo fallo.
    El Ranger fue entonces desmontado y estudiado. Luego se introdujeron numerosas novedades, tanto en sus aparatos y sistemas como en su misión. A partir de entonces, los Rangers solo deben fotografiar la Luna con 6 cámaras Vidicon de TV en los últimos 10 min de vuelo, antes del impacto. Llevaba además una fuente de alimentación, sistemas de control, de regulación térmica, de control, de orientación y de telemetría. Las transmisiones de TV lo son en 959,52 y 960,05 MHz, para dos canales de 60 vatios, y 960,85 MHz. Los paneles solares tienen 4,5 m por 2,25 m y el número total de células es de 9.792. Lleva además 2 pilas de 26,5 voltios y de 9 horas de autonomía. La antena incrementó la altura total de la carga útil a 3,1 m de diámetro. Es por todo ello el Ranger 6 el primero de una nueva generación de ingenios e inicio de una nueva etapa del programa.

30 ENERO 1964.
15 h 49 m. GMT. Es lanzado el Ranger 6 en Cabo Cañaveral con un Atlas Agena B. Tras pasar por una órbita de aparcamiento, el Agena ha de actuar de nuevo para elevar el apogeo a unos 400.000 Km, con trayectoria de paso sobre la Luna.

 2 FEBRERO 1964.
10 h 23 m. El Ranger 6 hace impacto en la Luna al cabo de 65,5 horas de vuelo. Pero las 6 cámaras del ingenio no envían ninguna imagen en su aproximación, antes del choque, por haberse cerrado las mismas de modo accidental en el lanzamiento, días antes, según se pudo averiguar después. Deberían haber transmitido los últimos 16 min.
    El impacto tiene lugar al Noroeste del Mar de la Tranquilidad, en los 9º latitud Norte, 21º longitud Este, aproximadamente, y se produce a las 63 horas de vuelo y a solo 32 Km del punto previsto. Su número COSPAR es 1964-007A.

    > RANGER 7.       28 JULIO 1964

    La ventana de lanzamiento del 7 Ranger se sitúa sobre el mediodía entre el día 27 de julio y el 1 de agosto, dentro del período calculado para su envío a la Luna. La plataforma de disparo del Atlas Agena, única para este vector, debía quedar libre a partir del primero de agosto para dejar paso a los disparos en el otoño de 2 sondas para enviar a Marte en otra ventana de disparo única. Por eso era importante sacar pronto al Ranger de su rampa y con éxito. Sin embargo, en la primera fecha prevista, la del 27, ha de ser suspendido el lanzamiento por pequeños problemas hasta el día siguiente.
    Este ingenio, de 361,8 Kg de peso, es de una configuración idéntica a la del Ranger anterior.

28 JULIO 1964.
12 h 50 m 08 s. Hora local de Florida; 16 h 50 m GMT. Es lanzado con 8 seg de retraso en Cape Cañaveral el Ranger 7.
12 h 54 m 56 s. Se apaga la primera fase del Atlas. El Ranger 7 adquiere entonces una velocidad de 21.500 Km/h. La altura es de unos 130 Km, sobrevolando el Atlántico en dirección a África.
12 h 55 m 16 s. Es separado el Atlas y el escudo protector del Ranger en el extremo del Agena.
12 h 55 m 59 s. El Agena acaba de encender sus motores para acabar de insertarse en órbita terrestre tras un funcionamiento de 2 m 36 seg.
12 h 58 m 35 s. Se apagan los motores. El Agena B y el Ranger están ya en órbita alrededor de la Tierra. Su número COSPAR es 1964-041A.
13 h 18 m 30 s. Al hallarse en la posición precisa, el Agena vuelve a encender sus motores iniciando así el rumbo a la Luna; la velocidad alcanzada supera ligeramente los 39.397 Km/h. El encendido dura 1 m 29 seg.
    El ingenio se hallaba entonces a una altura de 184,9 Km, sobre Selukwe, en Rodesia, África del Sur.
13 h 22 m 38 s. El Ranger 7 se separa del Agena. Este último enciende unos pequeños cohetes para variar su trayectoria y no seguir al Ranger enfilado hacia la Luna. El Agena caería luego en órbita solar.
13 h 53 m. El Ranger 7 despliega sus 2 paneles solares que alimentaran en lo sucesivo de energía eléctrica a los aparatos por medio de la recarga de sus baterías.
13 h 54 m. Los paneles son orientados hacia el Sol. También se orientará la antena parabólica.
17 h 50 m. La velocidad ha disminuido ya a 20.250 Km/h en razón al frenado constante del campo de gravedad de la Tierra. Se halla por entonces el Ranger 7 a 67.430 Km de la Tierra.

29 JULIO 1964.
06 h. El ingenio efectúa un movimiento de rotación de 86,9º sobre el eje vertical para apartar la antena mayor del chorro del motor antes del encendido previsto de éste para una corrección. Tras tal activación del motor volverá a posicionarse como estaba anteriormente. Además se efectuará una reorientación del ingenio de 5,6º, girando de costado con un chorro de nitrógeno de 24 segundos.
06 h 26 m. Se efectúa una corrección de trayectoria, de 50 seg de actuación del cohete del Ranger, modificando la velocidad del mismo en 107 Km/h, con lo que quedaba la nave en trayectoria de impacto a 3.840 Km hacia el Este lunar. Ahora el ingenio estaba aproximadamente a 230.000 Km de la Luna y a 159.000 de la Tierra, viajando a 6.400 Km/h y prosigue el vuelo sin novedad.

30 JULIO 1964. 
    El Ranger 7 penetra en el campo de gravedad lunar. La velocidad comienza a aumentar por consiguiente.

31 JULIO 1964.
08 h 30 m. Comienzan a efectuarse con el Ranger 7 diversas comprobaciones que se prolongaran por espacio de media hora.
09 h 07 m. Son activadas las 2 cámaras de objetivo gran angular. El Ranger 7 se acerca ahora a la Luna a una velocidad de 9.400 Km/h y está a 3.000 Km de su objetivo.
09 h 08 m 39 s. El Ranger 7 comienza a transmitir imágenes tomadas cada vez más cerca del suelo lunar y son recibidas en Tierra. La caída tiene una incidencia sobre la vertical de 20º y está 2.100 Km del choque.
09 h 10 m 48 s. Se activan las 4 cámaras restantes, de objetivo universal.
09 h 12 m 08 s. Comienzan a enviarse fotografías obtenidas por las 4 cámaras citadas.
09 h 25 m 48,82 s (13 h 25 m 48,82 s, GMT). El Ranger 7 se estrella a solo 9,6 Km del lugar previsto, en el Mar de las  Nubes, cerca del cráter Guericke, en las coordenadas aproximadas 10º30’ de latitud Sur y 20º 36º de longitud Oeste. La velocidad del impacto es de 8.000 Km/h y con solo 3 décimas de segundo de retraso sobre el horario previsto.
    El Ranger 7 envió en los últimos 17 min y hasta el instante antes del impacto un total de 4.316 fotografías que son las primeras obtenidas y enviadas desde cerca del suelo lunar, la última desde 800 m de altura; la siguiente desde 300 m, no dio tiempo a enviarla entera y no tuvo más valor que el de reconocer unos pozos de 90 cm de diámetro y 30 de profundidad, siendo la misma enviada hasta 19 centésimas de segundo del impacto y en la misma se abarcaba un área de 32 por 46 metros. La resolución mejor da detalles de 38 cm y es, según se estima, 2.000 veces mejor que la obtenida desde la Tierra.
    El vuelo del Ranger 7, cuya duración fue de 68 h 35 m 35 seg, supuso no solo el primer éxito del programa sino que era el primer gran éxito en la exploración USA de la Luna. Mandatarios y organizaciones de todo el mundo recibieron las fotografías como cortesía de los americanos. La zona del impacto del Ranger 7 fue renombrada por la Unión Astronómica Internacional como Mare Cognitum en honor a este logro.

    > RANGER 8.       17 FEBRERO 1965

    Tras el éxito del Ranger 7, los ánimos volvieron al programa que había registrado antes 6 fracasos y se procedió con el Ranger 8.

17 FEBRERO 1965. 
17 h 05 m. GMT. Es lanzado en Cabo Kennedy el octavo Ranger por parte de un cohete Atlas Agena B. La misión es la de intentar repetir el éxito de su anterior de serie en otra zona lunar. El peso del nuevo Ranger es de 361,8 Kg. El Atlas después de agotarse se separó y dejó paso al Agena que se satelizó con la sonda. En el momento preciso, el Agena volvió a funcionar en inyectó al Ranger en una trayectoria translunar. La velocidad alcanzada asciende aquí a unos 39.500 Km/h. Luego, el cohete se separó también y el Ranger desplegó sus paneles, los orientó al igual que la antena, y prosigue rumbo con normalidad. A las 17 horas de vuelo se le transmitieron órdenes precisas para la corrección de trayectoria que ejecutaría con un encendido de motores de 59 seg. Su número COSPAR es 1965-010A.

20 FEBRERO 1965. 
    El Ranger llega a las inmediaciones de la Luna. Unos 23,6 min antes del impacto las cámaras de que dispone entran en acción y comienzan a enviar imágenes obtenidas cada vez más cerca del suelo lunar, desde 1.800 Km de distancia.
09 h 57 m 36,8 seg. GMT. El impacto, a 9.656 Km/h, se produce al Suroeste del Mar de la Tranquilidad, cerca de la zona denominada Delambre, a las 64 h 52,6 m de su partida en la Tierra y a solo 22 Km del lugar previsto. Las coordenadas del lugar son aproximadamente 26º longitud Este y 2º latitud Norte.
    El Ranger 8, segundo gran éxito del programa, transmitió durante los últimos 23 min de vuelo 7.137 fotografías en las que aparece el área del impacto, la última captada a 500 m del suelo lunar.

    > RANGER 9.           21 MARZO 1965

21 MARZO 1965.
21 h 37 m. GMT. Es disparado en la rampa 12 de Cabo Cañaveral el Ranger 9. El Agena, luego de ser satelizado por el Atlas y con su propia ayuda, impulsa al Ranger 9 hacia la Luna. Como el anterior Ranger, el presente pesa 361,8 Kg. El vuelo de esta sonda se ejecuta de forma idéntica a las anteriores. Su número COSPAR es 1965-024A.

24 MARZO 1965.
14 h 08 m. GMT. Al cabo de 64,5 horas de viaje, el Ranger 9 hace impacto en el suelo lunar luego de enviar 5.814 fotografías de aquella zona, que fueron retransmitidas en directo por TV comercial americana, obtenidas en los últimos 10 min de vuelo. Las primeras imágenes se obtienen desde 2.092 Km de distancia de la Luna. La resolución de las fotografías más cercanas al suelo muestra detalles de unos 25 cm. El error en el impacto es de solo 6,5 Km. El vuelo duró 65 h 31 min y el lugar del impacto se encuentra situado en el Cráter Alfonso, alrededor de los 12,84º latitud Sur y 2,38º longitud Oeste.
    El Ranger 9 fue el último ingenio del programa Ranger y éste solo tuvo éxito a través de sus 3 últimos ensayos, enviando un total de 17.267 imágenes de 3 zonas lunares localizadas en el lado visible de nuestro gran satélite natural.

<> PROGRAMA MARINER. USA.

    El programa Mariner es el programa norteamericano para la exploración de los planetas Marte, Venus y Mercurio mediante el envío a ellos o sus inmediaciones de sondas o ingenios automáticos. El programa Mariner, que traducimos por Marinero, es además el primer programa USA para la exploración directa planetaria.
    Comenzó el programa, planteado oficialmente el 19 de mayo de 1960, con el desarrollo del llamado proyecto Mariner R (de Ranger), lanzado oficialmente en OCTUBRE de 1961 y que debía constar de dos misiones: la del Mariner R‑A con destino a Venus y la del Mariner R‑B con destino a Marte; luego, ambos Mariner serían, sin embargo, proyectados hacia Venus.
    El peso previsto para los ingenios estaba comprendido entre los 450 y los 570 Kg. El cohete que se necesitaba emplear era un Atlas Centaur aun no puesto a punto. Ya desde AGOSTO de 1961, al hacer los planes del proyecto se venía pensando en un nuevo cohete que montado sobre la primera fase que sería el Atlas debería haber estado listo para la segunda mitad de 1962, en las fechas en que se producía una ventana de lanzamiento a Venus. Al no estar tal vector disponible aún, se optó de momento por utilizar sondas de menos peso y así los primeros Mariner serán la mitad de pesados de lo pensado y de configuración tipo Ranger.
    El centro al cual se asignó la realización, el JPL de California, tras estudiar el caso del cohete impulsor y estructura de la nave espacial posible, opinó que era mejor emplear un cohete Atlas Agena B, menos potente pero igualmente servible y que el Mariner sería una nave idéntica al Ranger 3, con un peso inferior al planeado en principio, de unos 210 Kg, de los cuales 18 serían la carga útil.
    Según lo previsto, tras el lanzamiento en Cape Canaveral, el ingenio se vería colocado en órbita de unos 157 Km de altura. Posteriormente, el peso del ingenio tipo Mariner R se redujo a 203 Kg con lo cual se pudo aumentar la altura de la órbita terrestre a 184 Km. Tanto el Mariner A como el B se debían lanzar dentro de un plazo de 56 días entre JULIO y SEPTIEMBRE de 1962 en el mismo Launch Complex de Florida. La diferencia mínima de tiempo entre los lanzamientos de ambas sondas sería de 21 días. En realidad, el proyecto Mariner A había sido previsto por la NASA para el mes de SEPTIEMBRE de 1961 mas luego junto al Mariner 2 fue asignado al JPL en el que se denominó, como se ha indicado, proyecto Mariner R, y también Venus Probe.
    El Mariner 1 comenzó a montarse el 8 de ENERO de 1962 y su lanzamiento se efectuó el 22 de JULIO de 1962, momento en el cual se puede decir que se inicia el programa Mariner. Pero la prueba fracasó. En cambio, el segundo Mariner disparado un mes después conseguiría un primer éxito para el programa; su costo sería de 18,5 millones de dólares de entonces.
    El Mariner 3 y 4 fueron destinados a Marte, en donde el segundo consiguió datos importantes. Y los siguientes viajaron de nuevo a Venus, otra vez Marte y Mercurio, siendo en el planeta rojo donde destacaron por los logros obtenidos. Como también el Mariner 5, estos dos citados, fueron del llamado modelo C,  más avanzado que el R.
    El lanzamiento de los Mariner tenía lugar en Cabo Cañaveral por medio de los impulsores tipo Atlas Agena B y Atlas Centaur que los colocaban en órbita terrestre desde donde se relanzaban definitivamente, situándolos en la trayectoria de transferencia a un punto de encuentro con el planeta destino. En el viaje, los ingenios, convenientemente orientados en relación a la Tierra, el Sol y una estrella brillante que es Canopus, efectuaban en ocasiones diversas investigaciones del espacio interplanetario. La alimentación de los aparatos y sistemas de las naves se conseguía a través de la recarga de baterías por medio de paneles solares.
    En general, los Mariner consiguieron aportar datos muy importantes acerca de los planetas citados, marcando grandes hitos tales como las primeras fotografías espaciales de Marte, primer satélite artificial marciano, etc. Gracias a estos ingenios se consiguió en definitiva una nueva, y poco sospechada hasta entonces, imagen de, especialmente, Marte y otros planetas.
    El programa se desarrolla entre 1962 y 1975.

    > MARINER 1.             22 JULIO 1962 

    El primer Mariner tenía como objetivo la investigación del planeta Venus. Su peso es de 202,8 Kg. Con una base en forma de prisma cilíndrico con un mástil encima, llevaba, además de los sistemas técnicos de vuelo, los siguientes aparatos científicos: un radiómetro microondas, otro IR, un magnetómetro, analizador electrostático, detectores de rayos cósmicos y de polvo sideral.

20 JULIO 1962.
23 h 33 m. Hora loca. Comienza en Cabo Cañaveral, Florida, la cuenta atrás para el disparo del Atlas Agena portador del primer Mariner.

21 JULIO 1962.
    A T‑176 min para el disparo del MR‑1 se suspende la cuenta atrás.
12 h 37 m. Se reanuda la cuenta atrás, a 165 min del instante previsto para el lanzamiento.
14 h 20 m. A T‑79 min se rompe un fusible en el sistema de seguridad. El incidente es causa para que el intento de lanzamiento se abandone hasta el día siguiente. Queda por tanto suspendida otra vez la cuenta atrás. Dentro de la misma noche del aquél día se reinicia la cuenta atrás que habría de ser definitiva.
23 h 08 m. Se prueba brevemente el sistema de encendido del Atlas. La cuenta atrás se halla entonces a T‑200 min.

22 JULIO 1962.
    A 130 min del punto cero en la cuenta se suspende ésta por espacio de 41 min.
12 h 48 m. Se reanuda la cuenta con T‑130. A T‑60 se interrumpe durante 1 h 58 m nuevamente, pero esta vez según lo previsto.
14 h 38 m. Es reanudada la cuenta atrás. A T‑80 seg se detiene durante 34 min.
16 h 16 m. Se reanuda tal cuenta con T‑5 min.
16 h 21 m 23 s; las 9 h 21 min 23 seg GMT. El cohete Atlas parte de la rampa o Complex número 12 de Cabo Cañaveral. A los pocos momentos, el cohete comienza a desviarse ligeramente hacia la izquierda, según se toma como referencia la trayectoria prevista.
16 h 25 m.  El curso equivocado del Atlas hace que éste reciba órdenes de corrección de ruta pero el sistema de guía no responde y el cohete continúa desviándose aun más.
16 h 26 m 16 s.  A los 293 seg de vuelo y 6 seg antes de la prevista separación del Agena del agotado Atlas, temiendo que la desviación llevara al cohete a caer sobre algún barco del Atlántico, cosa sin embargo muy difícil, el responsable de seguridad transmitió la orden de destrucción de la astronave. Así pues, a 161 Km de recorrido, finalizaba el primer intento norteamericano de alcanzar el planeta Venus.
    El MR‑1 hasta 1 min 04 seg después de la orden de destrucción paradójicamente no dejó de emitir señales. El fallo fue debido a un error en una línea de un programa informático, escrito en FORTRAN; un guión (una coma según otra fuente) estaba mal colocado.

    > MARINER 2.        27 AGOSTO 1962

    Treinta y cinco días después del fracaso del MR‑1, el segundo MR, llegado a Cabo Cañaveral el día 4 de junio, estaba ya en la primera cuenta atrás. Al igual que con el fallido MR‑1, se pretendía esta vez ensayar el disparo a Venus intentando situar al ingenio en una trayectoria que le permitiera pasar entre 12.800 y 64.000 Km de distancia del planeta citado. El MR‑2 debía explorar Venus en el máximo acercamiento a éste durante solo 35 min. Concretamente, el MR‑2 debía pasar a unos 14.400 Km de Venus.
    Puesto que el plazo para poner a punto la misión era corto, de solo 11 meses, no hubo tiempo para hacer un diseño especial de la sonda por lo cual se decidió hacer uso del diseño de los Ranger ya preparados por entonces con vista a la exploración lunar. De este modo, quedaban adelantados los trabajos y el MR‑2 pudo quedar listo para AGOSTO 1962.
    El MR‑2 en su estructura estaba integrado por una pieza hexagonal sobre la que se elevaba un brazo y se apoyaban 2 paneles solares en lados opuestos. El ingenio iba encerrado en la proa del cohete Atlas‑Agena B a la hora de ser lanzado. Medía 1,5 m de diámetro, 2,975 m de altura y pesaba 202,750 Kg, de ellos, 18,1 es el peso de los aparatos científicos y 16,8 Kg el del propulsante; con las antenas y paneles desplegados, que medían 1,5 m, el MR medía 4,95 m de ancho y 3,575 m de altura.
    La estructura del MR, como se indica, estaba formada por una pieza hexagonal de aluminio y magnesio unida a otra central de aluminio que poseía un motor cohete de propulsante líquido para correcciones. Cercando dicha pieza había en cada lado unidas cajas rectangulares, o sea, una en cada lado, habiendo pues un total de 6. Elevándose sobre el centro de la estructura hexagonal había una torre de tubos sobre la que se apoyaban los paneles plegados. En esta torre, en la parte superior, se hallaban los radiómetros, el magnetómetro y la antena no direccional. Además de los aparatos citados disponía en otra parte de un espectrómetro de plasma solar, un contador Geiger-Muller, un detector de polvo cósmico, una antena direccional y un detector de la Tierra, además de los que hemos aun de señalar detenidamente; los radiómetros, dispuestos en igual orientación, eran de infrarrojos y de microondas (frecuencias 13,5 y 19,0 mm) y actuaban en paralelo en sus barridos. Las 6 cajas, dispuestas envolviendo la citada estructura hexagonal contenían: el sistema electrónico de comunicaciones; el sistema de control de posición; un ordenador y coordinador de tiempos; un cargador de baterías y el sistema de control energético; las baterías; el equipo electrónico para los 6 experimentos científicos; y finalmente los equipos electrónicos de mando y un codificador de datos.
    Los experimentos fueron preparados por equipos distintos: magnetómetro, por P. J. Coleman y C. P. Sonett de la NASA, E. J. Smith del JPL y L. David del CALTECH; radiómetro IR, por Carl Sagan de la Universidad de California, y G. Neugebauer y L. D. Kaplan del JPL; radiómetro de microondas, por A.  H. Barret del MIT, A. E. Lilley del Observatorio Harvard College, J. Copeland del Aramy Ordnance Missile Command, y E. Jones del JPL; detector de polvo cósmico, por W. M. Alexander, de la NASA; espectrómetro de plasma solar, por C. W. Snyder y M. Neugebauter del JPL; cámara iónica y Geiger, por H. V. Neher del CALTECH y H. R. Anderson del JPL; y el tubo para medir baja radiación, por James van Allen y L. Frank de la Universidad de Iowa. Como responsable de los experimentos en general figura J. S. Martín.

    La llamada CC&S, computadora y coordinadora central, era la encargada de calcular y controlar con el tiempo las operaciones que debía ejecutar el MR. La nave disponía para obtener la energía suficiente de 2 paneles solares en los que había un par de antenas de comando y una aleta de presión solar en uno de ellos. Las baterías recargables eran de plata‑zinc con 1.000 Wh de capacidad. Los paneles medían cada uno 1,5 m de longitud y 0,75 m de ancho, con una superficie total de 2,27 m^2, y poseían en total unas 9.800 células solares que proporcionaban de 148 a 222 vatios. El total de antenas disponibles en el MR era de 4: una no direccional de tipo cónico, situada en la parte superior de la nave, que se usaba en la primera fase de la misión; otra parabólica de mayor potencia situada debajo de la estructura central que funcionaba orientada hacia la Tierra a partir del despliegue de paneles solares; además existían otras dos antenas de mando en cada panel, como queda indicado, cuya misión era la de recibir órdenes para diversas operaciones. El MR transmitía con solo 3 vatios de potencia y en una longitud de onda de 1,9 y 1,35 cm.
    El cohete para correcciones pesaba 16,783 Kg y poseía un empuje de 22,68 Kg. Solo funcionaba durante 57 seg y a intervalos de solo 2 décimas de segundo. El cohete, situado debajo de la estructura hexagonal, con todo, podía aumentar la velocidad desde 20,08 cm/seg hasta 60 m/seg, en las condiciones del vuelo. Los varios tanques de propulsante de que disponía contenían tetróxido de nitrógeno, hidracina en una cámara de caucho, y nitrógeno comprimido que estaba destinado a presionar a la hidracina y enviarla a la cámara de combustión del motor. El cohete llevaba unas aletas en las toberas que se hubieron de usar para controlar la posición del ingenio, haciendo funcionar los motores cuando los chorros de gas para orientación se hacían insuficientes. Estos chorros de gas comprimido que salían de unos tanques debidamente dispuestos, servían para equilibrar la posición de la nave. El blindaje antitérmico del MR era a base de plástico aluminizado, pintura blanca especial, aluminio muy alisado y láminas de oro.

25 AGOSTO 1962.
    El MR‑2, también señalado como 1962 AR‑1, se halla dispuesto para su ensayo en Florida.
18 h 43 m. Hora local. Se inicia la cuenta atrás para el disparo del Atlas Agena B portador del ingenio.
20 h 39 m. A T‑205 se suspende la cuenta atrás por un bajón de voltaje en las baterías del sistema de destrucción de la nave para el total control del lanzamiento.
22 h 06 m. Queda solucionada la avería.

26 AGOSTO 1962.
18 h 37 m. Se inicia una segunda fase de la cuenta atrás.
21 h 52 m. En T‑100 min se suspende la cuenta por espacio de 40 min para reemplazar una batería del Atlas.

27 AGOSTO 1962
12 h 18 m. Faltan 25 min para el instante previsto del lanzamiento.
12 h 38 m. A falta de 5 min se interrumpe la cuenta atrás para efectuar una segunda revisión que se prolonga en más de media hora por un desacuerdo entre relojes del cohete y los del control.
13 h 53 m 13 s; las 06 h 53 m 13 seg GMT. Es lanzado en el Launch Complex 12 de Cabo Cañaveral el MR‑2 con el cohete Atlas D-179/Agena B-6902.
13 h 58 m. Ya separado el cono protector y el Atlas, el Agena es obligado a girar 15º para ponerlo paralelo al horizonte.
13 h 58 m 53 s. Es encendido el motor del Agena B para situarlo en órbita de 160 Km de altura.
14 h 01 m 12 s. Se apaga el Agena. La velocidad alcanzada es de 28.800 Km/h. Su número COSPAR es 1962-A-Rho 1.
14 h 19 m 19 s. Justo 26 min y 6 seg después de la partida es encendido por vez segunda el Agena, en esta ocasión para insertar al MR en la curva alrededor del Sol de acercamiento a Venus. En este momento la nave se hallaba en órbita a 576 Km de la isla Santa Elena y a 1.450 Km de la Costa de Angola, sobre el Atlántico, a 6.530 Km de Florida. La velocidad alcanzada al agotarse el cohete asciende a 11,312 Km/seg, o sea, 40.672 Km/h.
14 h 21 m. El MR‑2 se separa del Agena. Este último gira 140º y frena para evitar seguir la misma ruta que la sonda e impedir así un posible choque con el mismo.
14 h 37 m. A los 44 min de vuelo son desplegados los paneles solares.
14 h 53 m. Una hora después del lanzamiento son orientados los paneles y la antena direccional en ángulo de 72º entrando en acción el control de posición. En los dos minutos y medio siguientes, el ingenio maniobró para que el eje de longitud apuntara al Sol. La operación es ordenada por el CC&S. La energía solar obtenida fue al principio de 195 vatios, algo más de lo previsto. Luego de unas 6 horas de funcionamiento de los paneles, dicha cantidad de energía se normalizó.

29 AGOSTO 1962.
    A excepción de los 2 radiómetros, fueron activados todos los aparatos científicos de la sonda.

 3 SEPTIEMBRE 1962.
    Es orientada la antena direccional del ingenio hacia la Tierra con ayuda del detector terrestre.

 4 SEPTIEMBRE 1962.
    Se lleva a cabo la primera corrección de ruta. La variación de velocidad es de 111,2 Km/h. La operación se realiza con un encendido del motor de 43 seg, siendo la velocidad de 97.000 Km/h y estando la sonda a 2.387.200 Km.

 5 SEPTIEMBRE 1962.
    A partir de mediodía, según hora de Florida, la nave comienza a llevar a cabo cada 3,3 horas una variación de la posición para sostener la orientación de la antena direccional hacia la Tierra. A lo largo de su desplazamiento orbital solar de acercamiento a Venus, el MR‑2 se desviaba un grado cada hora. Por ello, cuando la desviación hacia cualquier lado se acercaba a lo no deseable, se disparaban chorros de gas comprimido durante dos centésimas de segundo para conseguir que el ingenio se moviera lentamente en la misma razón pero hacia el lado opuesto esta vez.
    Al llegar al otro lado se repetía la operación y entonces el ingenio giraba hacia el lado contrario otra vez. Luego, se volvía a ejecutar la maniobra y así sucesivamente. De este modo, el MR‑2 viajaba con un ligero bamboleo pero la antena quedaba también continuamente orientada hacia la Tierra.

12 SEPTIEMBRE 1962.
    EL MR‑2 se halla ya a 4.286.336 kilómetros de nuestro planeta después de recorrer unos 88,96 millones de kilómetros. En su viaje hacia el planeta Venus, el MR mide la intensidad de los impactos de los meteoritos y mediante el magnetómetro registra la intensidad del campo magnético ambiental.

24 OCTUBRE 1962.
    El ingenio marcha a una velocidad de 10.917 Km/h en relación a la Tierra. Cuando la nave se encuentra marchando a 16.875 Km/h en relación a la Tierra, se halla a 16.048.000 Km de ésta y a unos 34.025.600 Km de Venus.

30 OCTUBRE 1962.
    La sonda sobrepasa la Tierra sobre aproximadamente 18.400.000 Km, cada vez más cerca del Sol.

 6 NOVIEMBRE 1962.
    Con una velocidad de 22.149 Km/hora en relación a nuestro planeta, el MR se encuentra a mitad de distancia entre Tierra y Venus, por entonces de 22.240.000 Km.

15 NOVIEMBRE 1962.
    Debido a un cortocircuito de un cable de las células solares con la estructura de uno de los paneles, éste se estropeó y dejó de actuar.

 9 DICIEMBRE 1962.
    Dejan de recibirse datos relativos a la presión del tanque de propulsante, al ángulo de giro de la antena y a la presión del nitrógeno.

12 DICIEMBRE 1962.
    El MR‑2 está a 54.748.800 Km de la Tierra, volando a 57.264 Km/h en relación a ésta y hacia Venus, del que en aquél momento dista 1.016.840 Km.

13 DICIEMBRE 1962
    En el 109 día de vuelo, el MR‑2 ya se halla en las inmediaciones de Venus, tras recorrer 288 millones de Km; exactamente y en total la máxima aproximación a Venus se produciría el día siguiente a los 109 y medio días de viaje. A la llegada del ingenio al planeta, el CC&S no funcionó como se esperaba y dejó de enviar algunos datos. En esta fecha, el CC&S estaba muy debilitado por lo que se decidió reactivar todos los aparatos desde Tierra ya que el momento de la aproximación a Venus había llegado y el fallo de la computadora no abrigaba la esperanza de un funcionamiento eficaz. La velocidad del MR era en aquéllos momentos, en relación a Venus, de 124.000 Km/h y de 145.000 Km/h en relación al Sol.

14 DICIEMBRE 1962.
19 h 59 m. GMT. Se produce la máxima proximidad entre Venus y el Mariner 2 que pasaba a una distancia mínima de aquél de 34.557 Km. Unas seis horas y media antes de que esto sucediera eran activados los radiómetros para luego realizar 3 barridos, uno sobre la zona oscura del planeta, obro sobre la zona límite entre la oscura y la iluminada y el restante sobre la cara iluminada. El ingenio completaría así entonces 57.935.000 Km de recorrido en los citados 109,5 días. El lado de Venus que el ingenio sobrevuela es el iluminado por el Sol, llegando por detrás y por encima sobre unos 30º.
    En la mañana de este día, en Goldstone, California, comienzan a recibirse los primeros datos espaciales de Venus enviados por el Mariner 2, a 59 millones de Km de la Tierra. De este modo el MR‑2 realiza el primer vuelo en el que un ingenio terrestre se acerca a otro planeta. En los momentos del acercamiento, el MR investiga Venus durante unos 35 min. Sus aparatos sondean una franja de Venus que comprendía parte de la zona iluminada, la oscura y la línea divisoria de ambas. Asimismo se obtienen las primeras fotografías espaciales de Venus. Los radiómetros barren 3 veces el hemisferio venusiano.
    En total el MR‑2 enviará al final unas 90 millones de unidades de información. Entre todos esos datos y en particular entre los referentes directamente a Venus, se reveló que la temperatura de la baja atmósfera era de unos 420ºC y que el espesor de la masa gaseosa era de unos 70 Km. Acerca del campo magnético del planeta, indicó en el resultado de los análisis de datos que no se apreciaba entonces ningún aumento en relación al campo interplanetario.
    Unas 4 h después del acercamiento los radiómetros eran dejados inactivos.

27 DICIEMBRE 1962.
    El Mariner 2 llega al perihelio de su órbita solar de 104.809.496 Km. Su velocidad es entonces de 143.107 Km/h.

 3 ENERO 1963.
14 h GMT. El Mariner R‑2 comienza una emisión de señales de 30 minutos que habrá de ser la última del ingenio pues después ya no respondería a las órdenes dadas. Hallabas entonces a 57,8 millones de Km de nuestro planeta, distancia considerada en línea recta, y a unos 10 más allá del planeta Venus.
    Posteriormente, el MR‑2 que había funcionado pues hasta 20 días más tarde de sobrevolar Venus, cesaba de emitir a una distancia de 86,24 millones de Km de la Tierra, siendo la primera vez que se recibían señales de una nave espacial desde tal distancia. El emisor, de solo 3 vatios, había funcionado inalteradamente durante 130 días.

30 MARZO 1963.
    El ingenio alcanza en su trayectoria por vez primera una máxima distancia de la Tierra de 156.901.758 Km.

18 JUNIO 1963.
    El MR‑2 alcanza el afelio de su órbita solar, de 182.100.928 Km.

27 SEPTIEMBRE 1963.
    El Mariner 2 pasa por primera vez en su órbita solar a una mínima distancia de la Tierra de 41.225.147 Km.

27 DICIEMBRE 1963.
    El ingenio se halla de nuevo a una distancia mínima del Sol de 104,48 millones de Km.
    En 1968, la órbita que seguía el MR‑2 tenía 1,66º de inclinación y un período de 400 días terrestres, que en principio eran 346 días; la modificación fue debida a la influencia del campo de gravedad venusiano que lo afectó en el acercamiento.

    > MARINER 3.            5 NOVIEMBRE 1964

    Luego del éxito del Mariner 2, los norteamericanos intentaron repetir la brillante prueba con el planeta Marte con el ingenio siguiente de la serie. Esta vez también se proyectó un doble vuelo, es decir, se planeó enviar 2 sondas dentro de un breve plazo o ventana de disparo.
    El Mariner 3, que tenía un peso de unos 260,8 Kg y forma octogonal de 1,27 m de diámetro y 46 cm de altura, es la primera de esas dos naves que son a su vez las primeras que los Estados Unidos envía hacia el planeta Marte; ambas eran más o menos iguales de medidas y configuración. El vuelo de los 2 Mariner a Marte se planificó para que los ingenios fueran situados en una órbita solar de paso por las cercanías del citado planeta.
     El ingenio llevaba 6 sensores, detectores del viento solar, de polvo sideral, campos magnéticos, rayos cósmicos, etc. En cuanto a la toma de imágenes lleva un sistema con tubo vidicón que obtenía una fotografía cada 24 seg, pero que tardaba 8 h en retransmitirla a la Tierra, lo que no permitiría luego obtener más de par de docenas en el sobrevuelo de Marte.
    Los 4 paneles solares que llevaba contaban con 28.224 células solares que aportaban 700 vatios a los sistemas y para recargar una batería. Tal aporte energético hubiera quedado reducido en Marte a solo 300 vatios, dada la distancia al Sol.
    El lanzamiento del Mariner 3 se efectúa a las 19 h 22 m GMT del 5 de NOVIEMBRE de 1964 en LC‑13 de Cabo Kennedy para un viaje previsto de 8 meses y un recorrido de más de 520 millones de Km. Cuando varios minutos después del lanzamiento el cohete Atlas Agena D ya había atravesado las densas capas atmosféricas terrestres se intentó quitarle el dispositivo que cubría al Mariner para su paso por la atmósfera para protegerlo de las fricciones aerodinámicas. La orden electrónica para que el caparazón protector se abriera no es cumplida pues al parecer el dispositivo se había agarrotado.
    Así acaba la corta historia del Mariner 3, fracasado por culpa de uno de los más tontos accidentes astronáuticos. Después, el ingenio continuó su inútil singladura como una cámara fotográfica en su estuche cerrado y dejó de transmitir unas 9 horas más tarde. No solo quedaron inutilizados las cámaras y aparatos de "vista" directa al exterior sino también todos los demás desde el momento que los paneles solares no se podían abrir y funcionar para recargar baterías que alimentaban todos los sistemas y aparatos. Desde entonces, el Mariner 3 gira en una órbita solar de 449 días de período, como el objeto astronómico 1964‑073A. Su fallo sirvió para cambiar el caparazón de proa de fibra por metálico en la siguiente misión.

    > MARINER 4.                28 NOVIEMBRE 1964

    Tres semanas más tarde del fracaso del Mariner 3 daba comienzo la misión del Mariner 4. Este ingenio, que era gemelo del anterior, el Mariner 3, tenía la forma de un prisma octagonal con 4 aspas, que eran los paneles solares, pesaba 261,05 Kg, de ellos 27,3 de aparatos científicos, y también se denominó 1964‑077A  (COSPAR); medía con los paneles desplegados 6,88 m de largo y 2,89 de alto, siendo el octógono de 1,27 m por 0,457 m.
    En total, los 4 paneles tenían 28.224 células solares y una superficie de 6,3 m²; la capacidad energética era de 310 vatios en Marte y se contaba además con baterías de plata-zinc. En los extremos de las 4 aspas existía un pequeño panel de presión solar que servía para orientarlas. Los repetidos paneles, tras ser desplegados, giraron con toda la estructura del Mariner hasta quedar orientados al Sol, en operación llevada a cabo con la intervención del detector solar. Un segundo detector de una estrella brillante, que era Canopus, evitó la tendencia a girar que tenía el Mariner mediante la fijación del mismo en la luz‑guía de dicho astro.

28 NOVIEMBRE 1964.
09 h 22 m. Hora de Florida; 14 h 22 m, GMT. Es lanzado en la plataforma número 12 de Cabo Kennedy el cohete Atlas Agena D portador del Mariner 4. El Atlas, agotado, se separa del Agena a los 4 min 15 seg. La sonda se destapa en el cohete a los 19 min 03 seg de vuelo. El Agena, luego de ser situado en órbita terrestre portando al ingenio, fue accionado para que situara definitivamente al Mariner en órbita solar de paso por las cercanías de Marte. Es entonces cuando se alcanza una velocidad de unos 40.000 Km/h, sobre una órbita de 185 Km de altura, tras 40 min de vuelo inercial en ella. A continuación, agotado el Agena, éste se separó del Mariner 4, y posteriormente, desplegó sus 4 paneles solares con los que recargaba las baterías que alimentaban a los aparatos y sistemas del ingenio.

 5 DICIEMBRE 1964.
    Se efectúa una corrección de trayectoria de 0,25º. Los motores cohete son encendidos y actúan durante 20 seg, aumentando la velocidad de la nave en 60 Km/h. De tal modo, el Mariner llegaría sobre un lado de Marte, pues de otro modo se dirigía directamente a ser tomado por la gravedad del planeta y caer sobre el mismo. Anteriormente, el Mariner 4 había girado 39º su armazón central y 156º sus 4 paneles solares.

17 DICIEMBRE 1964.
    El detector de Canopus consigue fijarse en esta estrella por vez primera y luego de 19 días de infructuosos intentos. Ya a las 15 horas de viaje se había intentado la operación pero por error se fijó en otra estrella brillante, que fue Alderabán. Para suplir la equivocación, los técnicos cerraron el ojo e hicieron girar un poco al Mariner. Sin embargo, como se dice, no se consigue nada durante varios días. Cuando finalmente se logra lo que se pretendía, se averigua que el error al parecer se debía a que el ordenador electrónico y la célula fotoeléctrica que debían fijar su atención en Canopus, lo hacían en polvo espacial que giraba cerca del ojo de la célula y que daba lugar a confusión. También fallarían una cámara de ionización y el detector de plasma.

13 FEBRERO   1965.
    En el día 78 de viaje se hizo saltar la tapa de la cámara fotográfica que servía para proteger a ésta del posible polvo espacial. Luego, se hizo funcionar el dispositivo de barrido panorámico de la cámara con el fin de comprobar que no se hallaba bloqueado.
    En los primeros 145 días de vuelo, casi 5 meses, el total de impactos de pequeños meteoritos sobre el Mariner 4 fue de un centenar.

30 ABRIL   1965.
    En el 154 día de vuelo los detectores apropiados indicaron el fin del paso de un bombardeo de polvo cósmico. Entonces, el ingenio está cubriendo áreas del espacio que ningún otro había pasado con solvencia en las comunicaciones, lo que supone de por sí ya un éxito.

13 JULIO 1965.
15 h 30 m. Hora española. El Mariner 4 está a 9 horas de la máxima aproximación. Marcha entonces a una velocidad de 107.000 Km/h. El total de kilómetros recorridos es de más de 500 millones.
15 h 52 m. Se confirma que las cámaras están dispuestas para las tomas fotográficas.

14 JULIO 1965.
    Al llegar al 228 día de viaje el Mariner 4, ya en las cercanías de Marte, comenzó a fotografiar el hemisferio Sur del citado planeta desde una distancia de 16.897 Km. Las fotografías son obtenidas a una velocidad de una imagen cada 48 seg y por espacio de 25 min. Entonces el Mariner 4 se desplazaba a 65.850 Km/h y está a 215 millones de Km de la Tierra. De este modo, el ingenio, en 8,5 h de aproximación, obtuvo 22 imágenes de Marte, tomadas a una distancia media de 11.600 Km y desde 9.846 la más cercana. La distancia mínima entre el Mariner 4 y el planeta rojo fue de 9.485 Km, cuando eran las 00 h 30 m.
    Las 22 fotografías fueron enviadas a Tierra después de que el Mariner 4 sobrepasara Marte por encima del lado no visible desde la Tierra en aquellos momentos. Las imágenes fueron captadas o recogidas a una orden emitida por la antena de la estación de Johannesburg, Sudáfrica, junto a otras informaciones codificadas relativas a Marte. La primera recepción concluye después de 10 horas de tal orden, tras ser iniciado el envío a los 12 min de ser recibida, tiempo que tardaron las ondas en llegar desde la estación terrestre a la sonda.
    Las primeras imágenes recibidas fueron enviadas al entonces Presidente USA Lyndon B. Johnson y al Papa Pablo VI. Del total de imágenes solo 16 eran aprovechables y suponían el 1 % del área de Marte, entre lugares determinados entre los 35º Sur 89º Oeste y los 37º Norte 183º Oeste. Cada fotografía se componía de 240.000 puntos, formando 200 líneas, con una intensidad luminosa de 64 tonos entre blanco y negro, y eran transmitidos a una velocidad de 8,3 por segundo. El tiempo necesario para el envío de una imagen era de 8 h 35 min. La última fotografía sería enviada el día 3 de AGOSTO siguiente.
    Una hora después de tomar la última imagen desapareció ocultado por el planeta Marte para reaparecer 54 min más tarde. Momentos antes y después de la ocultación, las señales emitidas por la nave atravesaron la atmósfera marciana y gracias a ello se pudieron averiguar datos acerca de dicha envoltura gaseosa, a partir de las interferencias o más exactamente de las absorciones de las ondas al atravesarla.
    El Mariner 4 disponía de un transmisor de 10 vatios de energía que alimentaba a los siguientes aparatos científicos que llevaba: un magnetómetro de helio que midió los campos magnéticos ambientales; una sonda de plasma que midió la densidad de las partículas cargadas eléctricamente; un detector de polvo cósmico; una cámara de ionización; un detector de radiaciones atrapadas; un telescopio de rayos cósmicos; y finalmente una cámara de TV con un telescopio de 4,11 cm de abertura con espejos de berilio y 4 filtros de colores, con capacidad todo para conseguir fotografías de un área de 200 por 400 Km por término medio y 16 Km de resolución.
    Gracias al Mariner 4 se descubrió que: la atmósfera marciana se componía de más de un 50 % de anhídrido carbónico y no de nitrógeno como hasta entonces se pensaba; la presión en la citada atmósfera era de 5 a 10 milibares, bastante menos de la esperada o hasta entonces creída de 85 milibares; Marte posee una pequeña ionosfera entre los 100 y 800 Km de altura; según las ondas electromagnéticas emitidas por el ingenio en las transmisiones de datos codificados, el campo magnético de Marte es mayor que el supuesto hasta entonces, pero aun así muy pequeño; la temperatura en el suelo marciano era en aquél momento de ‑30ºC; la altura de la envoltura gaseosa del planeta era de unos 13 Km. El detector de rayos cósmicos falló. En cuanto a micrometeoritos se detectaron 235 en total.
    En las fotografías obtenidas, con una resolución máxima de 3 Km pero de poco contraste, que son las primeras imágenes de Marte desde el espacio, aparecen cráteres y una morfología similar a la de la Luna. Los datos transmitidos por el Mariner 4 son los primeros que se envían desde una distancia de 615 millones de Km de la Tierra por un ingenio espacial y los primeros datos de Marte enviados desde allí por una sonda.
    Al cesar en sus estudios sobre Marte y su entorno, el Mariner 4 completaba un recorrido de 675 millones de Km. Entonces quedaba en una órbita solar de 166,5 millones de Km de perihelio, 235,5 de afelio, 2,54º de inclinación respecto a la eclíptica y 567 días terrestres de período.

01 OCTUBRE 1965
    Se pierde el contacto por radio con el Mariner 4 debido a la pérdida de orientación de la antena, considerada la desfavorable posición de la Tierra.

    Avanzado el año 1967 se volvió a adquirir la señal del Mariner 4, pero en la fecha del 20 de DICIEMBRE siguiente dejó definitivamente de emitir. También se cita como fecha de tal corte final de señal la del 15 de septiembre anterior.

    > MARINER 5.                      14 JUNIO 1967

    Tras la aprobación de la misión por la NASA en diciembre de 1965, nuevamente, ahora en el verano de 1967, los norteamericanos volvieron a iniciar viaje hacia Venus, esta vez con la sonda Mariner 5, de características similares a los Mariner anteriores, en especial al Mariner 4 pero con paneles solares menores y mayor blindaje térmico y un sistema telemétrico diferente.
    También llamado Mariner E, Mariner Venus’67, y que será astronómicamente señalado como 1967‑060A, pesaba 244,9 Kg, 22,4 de los cuales son el peso de los aparatos científicos, y medía 5,48 m de longitud y 2,89 m de alto. El número de células solares que tenía era de 17.640 en dos paneles de 1,12 m por 0,9 m, y con ellas recargaba una batería de plata‑cinc de 15 Kg de peso, proporcionando 550 vatios en Venus. Para las comunicaciones llevaba una antena de alta ganancia parabólica ovoide de 1,17 m de diámetro mayor y 0,53 de menor. La toma de datos registrados se realiza con cadencia de 10,7 kilobits por segundo y su transmisión sincronizada se realiza con un codificador de datos de 8,33 bits por segundo. Los aparatos científicos que llevaba eran una sonda de plasma solar, 3 contadores Geiger‑Muller de niveles entre 45, 95 y 150 KeV para los electrones y 0,64, 2,7 y 3,1 MeV para los protones, un magnetómetro de helio, un detector de radiación espectrómetro de 4 canales para protones y partículas alfa, y un fotómetro UV triple con 3 tubos multiplicadores de diferente frecuencia. La mayoría de los aparatos que llevaba se habían fabricado para el Mariner anterior y eran ahora material sobrante.

14 JUNIO 1967
06 h 01 m. GMT. Es lanzado el Mariner 5 en la LC‑12 de Cape Kennedy por medio del impulsor Atlas SLV-3/Agena D. El Atlas situó en órbita alrededor de la Tierra al Agena conteniendo al Mariner. Luego, esta última fase fue puesta en marcha al objeto de que colocara al ingenio en la trayectoria de paso por las cercanías de Venus. Posteriormente, el Agena se separó del Mariner que pasó a desplegar sus paneles y antenas.

19 JUNIO 1967
    Se realiza una corrección de trayectoria.

12 OCTUBRE 1967
    El Mariner 5 se halla a 10.300 Km de Venus con todos sus aparatos dispuestos para estudiar al planeta. Había para entonces recorrido 320 millones de Km.

19 OCTUBRE 1967
    El Mariner 5 se acerca a Venus luego de 127 días de viaje. A unas 15 h del momento previsto de aproximación, desde la estación australiana de Woomera, es enviado al ordenador de a bordo el programa de investigación para la secuencia de su actuación al llegar.
17 h 35 m. GMT. El ingenio pasa a una distancia mínima de Venus de 3.991 Km, unos 700 Km más de lo fijado en principio. La Tierra se halla entonces a 72,4 millones de Km. Durante las 4 horas de máximo acercamiento los aparatos científicos del Mariner 5 entraron en acción para observar al planeta con toda intensidad pero el período de estudio del mismo se sitúa entre el día 18 anterior y el 23 siguiente. Se realiza asimismo experimento de ocultación, al pasar por delante de su cara oculta (desde la Tierra). Los datos investigados se refieren a la atmósfera venusiana, campo magnético, tanto ionosférico como magnetosférico, todos ellos estimados como de gran interés científico. Las temperaturas en Venus se estiman en consecuencia en los 480ºC, las presiones de 75 a 100 atmósferas, el principal componente atmosférico resulta ser con el 85 % al menos el gas carbónico. El radio ecuatorial se cifra en 6.053 Km con un margen de error de ±4 Km. Esta información fue retransmitida a nuestro planeta una vez que el Mariner sobrepasó Venus sobre el que llegó por su zona oscura.
    Al tiempo de este reconocimiento de Venus, los soviéticos hacen lo propio con la sonda Venera 4 con un día de adelanto sobre el Mariner.
   Luego, el ingenio siguió en su curva orbital alrededor del Sol, como un diminuto planeta artificial más, con una distancia media al astro rey de 87 millones de Km, no sin antes pasar a una distancia mínima récord de solo 60 millones de Km el 4 de enero de 1968, si bien ya en diciembre de 1967 se había dado por concluida la misión.

    > MARINER 6.                  24 FEBRERO 1969

    En 1969, los norteamericanos vuelven a lanzarse a la exploración de Marte con un par de sondas espaciales, los Mariner 6 y 7, también llamados Mariner Mars 69 y clasificado como objeto 1969‑14A el Mariner 6. El coste de ambas misiones fue de 148.000.000 $.
    Su concepción estaba basada en los Mariner 3 y 4, con las correspondientes mejoras, incluyendo aparatos nuevos como espectrómetros IR y UV, para el estudio de la atmósfera marciana, un radiómetro IR para tomar la temperatura del suelo del planeta, y 2 cámaras TV de objetivo universal y gran angular, de gran precisión. La cámara gran angular cubría áreas 12 veces mayores que las del Mariner 4 con resolución parecida, de unos 2 o 3 Km. La cámara restante tomaba fotografías de un décima parte de ángulo de la anterior pero su resolución era de 250 metros.
    Las cámaras transmitían con una cadencia 500 veces superior a la del Mariner 4 y podían funcionar con alternancia. También podían girar sobre la plataforma en que el cuerpo del ingenio las llevaba para obtener tomas hacia distintas regiones sobrevoladas.
    El ingenio estaba dotado además de otros aparatos como el magnetómetro, etc. El peso del Mariner 6 era de 411,8 Kg y, al igual que el Mariner 7, era como se indica mayor y más perfecto que sus predecesores; el peso del instrumental científico era de 59 Kg. Su forma era también octagonal y estaba dotado de 4 paneles de células solares, de las que tenía un total de 17.472, que suministraban 450 vatios cerca de Marte y 850 en nuestro entorno; también llevaba baterías de plata-zinc. Su sistema informático permitía reprogramar en el vuelo la actividad de la sonda. La longitud de este tipo de sonda era de 3,4 m.

24 FEBRERO 1969.
01 h 29 m. GMT. Es lanzado en la plataforma 39 A de Cabo Kennedy el cohete Atlas Centaur portador del Mariner 6; su número COSPAR es 1969-014A. Entonces, Marte estaba a 175 millones de Km. Posteriormente, desde la órbita alrededor de la Tierra en que fuera colocado el Centaur, éste fue vuelto a reencender para que ejecutara su principal labor que era la de situar al Mariner en órbita solar con paso por las cercanías del planeta rojo. A continuación, se separó del ingenio que desplegó paneles y antenas.

29 JULIO   1969.
    A 50 h de la aproximación, la computadora del ingenio activó a los aparatos que empezaron a funcionar correctamente salvo un espectrómetro IR. Dos horas más tarde y durante 20 horas, cuando el Mariner 6 se hallaba a 1.300.000 Km de su destino, toma ya varias imágenes de Marte y vuelve a hacerlo en sucesivas veces, a medida que se iba aproximado a una velocidad de unos 25.000 Km/h. Así conseguirá 33 imágenes, entre 1.240.770 y 725.794 Km de Marte, que fueron recibidas primeramente por la estación terrestre de Goldstone, en California.

30 JULIO 1969.
    La segunda secuencia de toma de fotografías se realiza entre una distancia de 561.000 a 175.000 Km en la aproximación. El Mariner 6 se dispone entonces a sobrevolar Marte durante 30 min.

31 JULIO 1969.
06 h 18 m. El Mariner 6 pasa a una distancia mínima de Marte de 3.431 Km, sobre la zona ecuatorial. En aquel momento, el Mariner completaba un recorrido de 363 millones de Km que cubrió en un viaje de 156 días de duración. La Tierra estaba a 96,5 millones de Km y para entonces hacia ya 7 h que ese habían tomado las últimas fotografías del segundo grupo. Luego, el Mariner 6 pasó por detrás de Marte, visto desde la Tierra, como ya se tenía previsto, al objeto de que las ondas emitidas por el ingenio atravesaran la atmósfera marciana y poder así conseguir averiguar algo acerca de dicha envoltura gaseosa partiendo de las interferencias observadas.
    Por lo demás, todo funcionó como se esperaba pero al poco de pasar sobre Marte cesó de modo imprevisto de transmitir. Cuando se volvió a recibir señal la misma aparecía distorsionada. El problema es de orientación que no deja dirigir correctamente las señales hacia la Tierra. Enviadas órdenes de estabilización el ingenio se estabilizó.
    El primer grupo de fotografías tomadas fue el de las 33 citadas que fueron registradas en una cinta la cual, una vez enviadas a Tierra, fue borrada para obtener una nueva tanda de 17 que, también enviada, fue sucedida por una última de 25 imágenes sobre el área ecuatorial, entre los 10º y los 265º Oeste. Esta tercera y última tanda coincidió con los 18 min de máxima aproximación. En total, por tanto, el número de fotografías enviadas por el Mariner 6 fue de 75 que suponen un 5 % de la superficie del planeta rojo. Las mejores imágenes de la segunda tanda tienen 24 Km de resolución y los de la tercera 275 m. Las repetidas fotografías corresponden a la zona ecuatorial marciana y fueron obtenidas en su mayor parte el día anterior al del máximo acercamiento. Mostraban en general un Marte lleno de cráteres, confirmando la imagen dada por el Mariner 4.
    Además, la sonda envió otros datos gracias a los cuales se averiguó que la presión en Marte era de tan solo 6 o 7 milibares, y que el componente principal de la atmósfera marciana era el CO2, entre otras cosas. En general, confirmó datos aportados por la sonda Mariner 4.

    > MARINER 7.                         27 MARZO 1969

    El segundo Mariner de los proyectados para volar en 1969 hacia Marte fue el que hacía el número 7, y el que era de similares caracteres al anterior. Su peso era de 411,8 Kg, de ellos 63,96 de carga útil de instrumentos científicos.

27 MARZO 1969.
22 h 22 m. GMT. Es lanzado en el LC‑39 B de Cape Kennedy el cohete Atlas Centaur portador del Mariner 7. Un par de horas después, el ingenio estaba ya situado en una trayectoria que le llevaría a una órbita solar con acceso a las inmediaciones de Marte en un determinado momento que el ingenio iba a aprovechar. Entonces Marte estaba a una distancia de la Tierra de 135 millones de Km. Al navegar por el espacio, el Mariner 7 se convierte también en el objeto 1969‑030A, nombre que le corresponde en la nomenclatura astronómica.
    En el viaje tuvo una incidencia con un silencio por parte de la sonda durante un tiempo luego de una pequeña explosión por fallo de una batería, pero luego se estabilizó y logró llegar en sobrevuelo sobre la zona sur marciana.

 2 AGOSTO 1969.
    El Mariner 7 comienza a fotografiar Marte y lo seguirá haciendo durante los días siguientes que preceden a la máxima aproximación.

 5 AGOSTO 1969.
06 h. El Mariner pasa a una distancia mínima del planeta rojo de unos 3.400 Km sobre el polo Sur del mismo. En aquel momento la Tierra estaba a 99,7 millones de Km y el ingenio había completado entonces un recorrido de 315 millones de Km en 130 días.
    Mientras el ingenio sobrevuela Marte, las cámaras del mismo obtienen imágenes del casquete austral así como del Ecuador marciano. Otros aparatos actúan registrando diversos datos de orden físico‑químico. La ocultación dura 20 min, como en el caso del Mariner anterior.
    El número de fotografías transmitidas por la sonda fueron 126 que suponen haber tomado el 8 % del suelo marciano y que pertenecen a las zonas que antes se indicó, siendo 33 las imágenes del Polo Sur marciano. Gracias a tales imágenes y datos enviados se ha podido averiguar que el casquete glaciar de Marte está formado con toda probabilidad por nieve carbónica. En relación a otros estudios, el ingenio confirmó la poco densa atmósfera marciana y los datos aportados anteriormente por otras sondas.
    El éxito del Mariner 7, del que tan solo fallaron las comunicaciones durante 7 horas al llegar al referido planeta, fue superior al del Mariner 6 y junto a éste marcó un gran paso en las investigaciones planetarias y más concretamente de Marte.
    Las imágenes del planeta rojo mostradas por los dos Mariner de 1969 vinieron a especificar las que ya se poseían, enviadas por el Mariner 4, dando a conocer el terreno de Marte como muy parecido al lunar aunque más interesante pues al gran número de cráteres marcianos observados hay que añadir las grietas y pronunciados desniveles de los que la Luna anda más escasa.

    > MARINER 8.               8 MAYO 1971

    En 1971 es reanudado el programa de pruebas Mariner con dos nuevos ensayos, los de los Mariner 8 y 9, o Mariner Mars 71, o Mariner H e I. Los mismos debían según los planes situarse por vez primera en órbita alrededor de Marte después de un viaje de 462 millones de Km que debían cubrir en unos 190 días. El Mariner 8, de un peso de 997,9 Kg, debía ser pues, según lo planeado, el primer satélite artificial de Marte, situándose en órbita de 1.250 Km de distancia mínima al planeta y 17.300 Km de distancia máxima, con una inclinación de 80º respecto al ecuador y un período de rotación de unas 12 horas. Desde tal posición, el ingenio debía fotografiar el 70 % de la superficie del planeta con una cámara que le permitía obtener imágenes de 1 Km de resolución, y el 5 % de dicho suelo marciano con otra cámara cuyas imágenes tenían un poder de resolución de unos 100 m. Tales operaciones debían ser realizadas junto al Mariner 9, según lo previsto. Además, el ingenio debía realizar otros estudios de Marte de orden físico‑químico de su atmósfera y suelo principalmente, resumidos en experimentos de espectrometría UV e IR, radiometría IR, ocultación en banda S y mecánica celeste.
    El lanzamiento del Mariner 8 fue proyectado en un principio para el 5 de mayo de 1971, mas una serie de impedimentos obligaron a un retraso de la operación de varios días. Sus caracteres eran idénticos a los del Mariner 9 y el costo de la astronave se cifra en los 77 millones de dólares. El coste conjunto y total de las dos misiones fue de 137.000.000 $.

 8 MAYO 1971.
    Es lanzado el Mariner 8 en Cabo Kennedy por medio de un impulsor Atlas Centaur. A los 11 min del despegue, tras el desprendimiento del Atlas, el Centaur es accionado. Pero esta fase falla y provocó el fracaso de la misión. La avería se produce en un panel del sistema electrónico de control de la trayectoria del cohete, es decir, en el piloto automático.
    En resumidas cuentas, el Centaur no puede situarse con el Mariner, del que era portador, en la prevista órbita terrestre de aparcamiento y fue a precipitarse en el Océano Atlántico, a 1.500 Km de la costa de Florida y a 480 Km de Puerto Rico.
    Mal comenzaba pues la prueba de los Mariner 71. Pero no habría de ocurrir igual por suerte con el Mariner 9 quien alcanzaría en la exploración de Marte el más destacado éxito de los logrados hasta entonces.

    > MARINER 9.             30 MAYO 1971

    Junto al citado Mariner 8, el noveno, también nombrado con la letra I y Mariner 71, y de número COSPAR 1971‑051A, debía realizar la más completa investigación de las realizadas hasta entonces en el planeta rojo.
    Se planeó el vuelo del Mariner 9 para que éste se situara en órbita marciana de 850 Km de periapsis, 28.600 Km de apoapsis, 50º de inclinación y un período de rotación de 20 h y media, con lo que debería pasar sobre el mismo punto de la superficie marciana cada 5 días y así observar los cambios que se fueran produciendo. El lanzamiento debía efectuarse según se señaló en principio el 15 de mayo y luego el 18. Sin embargo, el fracasó del Mariner 8 obligó a una reestructuración del plan de vuelo. En el nuevo plan, el lanzamiento quedaba aplazado hasta que los técnicos, dentro del plazo de días que permitía el uso de la ventana de disparo, averiguaran la causa del fallo indicado. Se aprovecha el tiempo además para asignar al Mariner 9 alguno de los experimentos previsto en el Mariner 8. Los nuevos parámetros orbitales previstos ahora se fijaron en los que se tenía reservados para el citado ingenio anterior pero con ligeras variaciones; la órbita debía ahora ser de 65º de inclinación y con 50 Km menos de periapsis y 800 menos de apoapsis.
    El Mariner 9 pesaba a su lanzamiento 997,9 Kg y 544 una vez situado en órbita marciana; sin propulsante el peso era de 448 Kg. Tenía una configuración idéntica al Mariner 8 con una base octagonal construida en una aleación de magnesio tratado especialmente en su parte externa, aluminio y fibreglass. La altura total del Mariner 9 es de 2,3 m. La cápsula octogonal estaba provista de instrumentos electrónicos y depósitos de combustible; este compartimiento medía 1,4 m de diagonal y de 45 cm de altura, y servía de soporte a los motores, a las antenas de transmisiones y a los 4 paneles de 1.700 células que servían para transformar la energía solar en eléctrica para la alimentación de los aparatos de la sonda. Una vez en órbita marciana, la energía de que el ingenio disponía era de 500 vatios (en Marte) aunque solo consumiría 400. Los paneles medían 2 m 14 cm de longitud y 90 cm de ancho y poseían en sus extremos un sensor solar. La envergadura total con los paneles desplegados es de 6,9 m. También disponía de baterías de níquel-cadmio.
    En la armadura central, el propulsante iba alojado en 2 tanques con otros tantos depósitos de gas a presión para el bombeo del aquél a la cámara de combustión del motor de maniobra que podía actuar hasta 5 veces. La velocidad posible que podía aportar el sistema propulsor es de 1.700 m/seg. En los extremos de los paneles existían también 2 pequeños propulsores que servían para estabilizar al ingenio. Estos propulsores eran activados a conciencia por el sistema de estabilidad que se orientaba con los 3 ejes del ingenio en relación al Sol y la estrella Canopus. Para captar estos 2 astros disponía de sendos detectores.
    En cuanto a las antenas, el Mariner 9 tenía principalmente 3, una principal parabólica y otras dos de tipo normal. Por su parte el sistema informático para el sostenimiento programado de las operaciones, inicialmente previsto para actuar en Marte durante 90 días, permite la reprogramación continua de las mismas.
    Los aparatos científicos para el estudio de Marte, y también del espacio interplanetario, de que disponía eran: 2 cámaras de TV, una de objetivo gran angular que distinguía objetos de 1.000 m y otra de gran precisión cuyas fotografías mostraban detalles con una resolución de 75 m; un radiómetro IR para medir la temperatura atmosférica; un espectrómetro UV, construido por el Laboratorio de la Universidad de Física Espacial y Atmosférica, para el estudio de la envoltura gaseosa de Marte; y un espectrómetro interferómetro IR para determinar la naturaleza de la superficie marciana.
    El ángulo visual de la cámara gran angular era entre 11º y 14º, y llevaba 8 filtros intercambiables. Con la misma se pretende fotografiar casi todo el planeta. La otra cámara llevaba un ángulo entre 1,1º y 1,4º con un solo filtro amarillo y con la misma solo se ha de tomar un 1 % del suelo marciano. En cada vuelta al planeta, en que tardaba unas 12 h, tomaba 31 fotografías.
    En principio, el Mariner 9 debía de estudiar 6 regiones concretas del planeta rojo, tomando imágenes cada 5 días, investigar sobre los polos de Marte, las erupciones volcánicas y las tormentas de polvo. Asimismo, en principio junto al Mariner 8, debía averiguar la temperatura del suelo marciano (sistema IR), presión y composición atmosférica, por transmisión en banda S al momento de la ocultación y reaparición del ingenio en órbita marciana y mediante rayos IR y UV, así como la temperatura de dicha envoltura gaseosa (sistema IR). También debía estudiar el campo magnético gravitatorio marciano y los satélites Deimos y Phobos, el primero con cierto instrumento y los segundos con las cámaras principalmente.
    Tras el fracaso del Mariner 8 se fijó un nuevo programa de investigación. En cuanto a fotografías, ahora el Mariner 9 debía tomar unas 6.500 imágenes que debían ser un 70 % de la superficie marciana, además del trabajo fotográfico previsto y que ya se ha citado. En cuanto a las demás experiencias mencionadas le quedaban todas en conjunto asignadas.
    En suma, el objetivo más inmediato del Mariner 9 era el de dar a conocer la composición exacta, relativamente, de la atmósfera marciana, la fuerza del campo magnético, la temperatura y características del suelo del planeta, etc., con el fin principal de tratar de averiguar las posibilidades de algún tipo de vida allí. Como objetivos que se conseguirían figuran: ampliar los conocimientos de Marte así como buscar posibles puntos aptos para futuros aterrizajes en Marte y confeccionar un completo mapa del planeta.
    La misión le vendrá a costar a la NASA unos 125 millones de dólares del momento.

30 MAYO 1971. 
    Después de varios aplazamientos, es lanzado en Cabo Kennedy por medio de un Atlas Centaur el Mariner 9. El funcionamiento del cohete se desarrolla con normalidad y media decena de horas después del disparo, el Mariner 9 ya se halla en ruta hacia Marte con sus paneles desplegados y orientados.

 4 JUNIO 1971. 
    Hallándose el ingenio a algo más de 2 millones de Km de nuestro planeta, se ordenó a través de la estación australiana de Woomera una corrección de trayectoria. Tal operación se produce al entrar en acción el motor principal durante 5,3 seg, lo que ocasiona un aumento de velocidad hasta 6.731 m/seg. Entonces se prevé que el ingenio llegue a Marte al cabo de 161 días y 400 millones de Km de recorrido.

    Entre finales de SEPTIEMBRE y principios de OCTUBRE de 1971, el instrumental del Mariner fue activado para comprobar su funcionamiento y verificación. Entonces se tomaron imágenes del lejano Saturno y del propio Marte, aun muy lejos.

    En el último tercio de SEPTIEMBRE, en la zona marciana de Hellespontus, se forma una tormenta atmosférica con vientos que elevan arenilla del suelo hasta 50 Km de altura, llevándola por todo el planeta. Este hecho excepcional daría lugar a que los detalles de la superficie del planeta quedaran ocultos durante las siguientes semanas a la vista tanto de los observatorios terrestres como de las cámaras que el ingenio americano estaba a punto de enfocar en su ruta hacia allí.

10 NOVIEMBRE 1971. 
    A 861.000 Km de Marte aun, son activadas las cámaras de TV y las mismas obtienen las primeras imágenes del mismo entre 860.976 y 571.302 Km de distancia y durante 24 horas a razón de 1 por hora. En las fotografías se capta la tormenta de polvo que impide ver más detalles del suelo marciano. También se observa una zona de polo sur marciano y 4 zonas oscuras sobre la parte norte, en Nix Olympica.

13 NOVIEMBRE 1971. 
    Cuando el ingenio se encuentra en las cercanías del planeta, en el tramo trayectoria final comprendido entre los 17.200 y los 16.000 Km de Marte, toma más imágenes del planeta rojo en las que se sigue apreciando la gran tormenta de polvo que azotaba por entonces el suelo del planeta lo que impide en aquél entonces descubrir detalles de interés. Estas fotografías serían enviadas luego, unas 3 horas más tarde de que el ingenio se situara en órbita marciana.

14 NOVIEMBRE 1971. 
    El Mariner 9 llega a la órbita de Marte luego de un viaje de 167 días y un recorrido de 402 millones de Km; en aquél momento el planeta rojo se halla a 120 millones de Km de la Tierra. A una distancia de 2.740 Km de Marte el Mariner se posicionó para frenar y son encendidos los motores durante 15 m 15,6 seg al objeto de frenar la velocidad que traía de 17.569 Km/h hasta dejarla rebajada a 3.470 Km/h lo que permitía ejercer al campo de gravedad la acción suficiente para captar al ingenio.
01 h 32 m. Hora española; las 00 h 32 m, GMT. El ingenio Mariner 9 se convierte en el primer satélite del planeta Marte construido en la Tierra o también en el primer satélite artificial de un planeta distinto al nuestro, al ser atrapado por el campo gravitatorio de Marte al término de la maniobra de inserción orbital. Tras la satelización, el ingenio se ocultó durante 36 min al pasar detrás de Marte.
    A las 4 vueltas al planeta realiza un encendido de motores de solo 6 seg para ajustar la órbita. La misma tenía los siguientes parámetros: periapsis, o distancia mínima al planeta, 1.389 Km; apoapsis, o altura máxima, 17.816 Km; inclinación 64,5º; y período de rotación orbital 12 h 34 m 1 seg.
    A las 3 horas de inyectarse en la órbita marciana, el ingenio comenzaba a enviar la información acumulada entre los 122 y 235 millones de Km de viaje.

15 NOVIEMBRE 1971. 
    Los parámetros orbitales son reajustados por vez segunda. El apoapsis se reduce en 1.397 Km y el periapsis queda en 1.388 Km; con ello el período de revolución se reduce también a 11 h 58 m 14 seg. Desde tal órbita, el Mariner podía estudiar los dos hemisferios desde una altura media adecuada de casi 9.000 Km.

16 NOVIEMBRE 1971. 
    En esta fecha, después de enviar una última remesa de imágenes, 64 fotografías, aun no se apreciaba nada claro en ellas debido a la tormenta de polvo y arena que aun persistía pero que se observa en declive en el Polo Sur (órbita 64). La repetida tormenta se prolongó por espacio de 2 semanas todavía y tenía un espesor de unos 30 Km. La velocidad del polvo se estimó en unos 90 m/seg, o sea unos 320 Km/h, como mínimo. El 19 de NOVIEMBRE se observó que el polvo estaba ya reposando un poco en un par de lugares.

    En los primeros días dando vueltas a Marte, el Mariner 9 descubrió una "zona caliente" de unos 20 Km^2 de superficie en la región Nix Olympica, en los 135º longitud Oeste, 20º latitud Norte. Dicha zona fue descubierta por medio de rayos IR. Posteriormente el ingenio descubrió lugares similares. Las investigaciones realizadas acerca de las tormentas arrojaron el resultado de que el tamaño de las partículas de polvo era de 5 micrones. Pero entre los datos aun más significativos enviados por la sonda figuran los que indican haber descubierto señales de agua, en forma de vapor, hasta 1.600 Km de altura sobre la superficie marciana.
    Otros estudios efectuados por el Mariner 9 se refieren a presión atmosférica, 4,7 milibares, temperaturas de -87ºC en los polos y 27ºC en el Ecuador, etc, tomados en diversos puntos elegidos de la geografía de Marte.

27 NOVIEMBRE 1971. 
    Es enviada por el Mariner una remesa de imágenes entre las cuales se halla la primera de aceptable calidad del satélite Deimos de Marte, tomada el día antes. La fotografía fue obtenida desde una distancia de dicho astro de unos 7.000 Km y después de que el Mariner girara 180º para situarse en la posición correcta para la toma; la altura orbital era entonces de 10.300 Km. Deimos resultó medir 12 por 13,6 Km.

30 DICIEMBRE 1971. 
    Se efectúa una tercera corrección de la trayectoria orbital mediante el encendido de los motores-cohete para elevar un poco la altura mínima sobre Marte. En consecuencia, a partir de la órbita 94, el periapsis pasa a ser de 1.649,5 Km, 262 Km más, y el tiempo o período orbital aumenta 1 m 14 seg. Tal maniobra tiene por objeto dotar al ingenio de mayor campo de visión y también para facilitar el envío de datos a la Tierra, cada vez más alejada. Las irregularidades del campo de gravedad del planeta habían hecho que los parámetros orbitales se modificaran ligeramente.

2 ENERO 1972.
    A partir de esta fecha, el Mariner 9 inicia el fotografiado sistemático y regular de Marte que ahora se dejaba ver mejor, tras la intensa tormenta de polvo.
    Las imágenes eran registradas a una velocidad de 30 fotografías cada 12 horas; entonces tales registros se denominan MTC/MTVS y son de 700 líneas de 832 píxeles, codificado cada uno en 9 bits con posibilidad de 512 valores, entre 0 y 511, respectivamente de negro a blanco. Luego, a una señal del centro de control de Pasadena, el JPL, la retransmisión comenzaba a una velocidad de una imagen cada 330 seg, o sea 5 m 3 seg, de forma que en menos de 3 horas se recibían en Tierra las imágenes tomadas durante todo el día por el Mariner 9. Una vez procesadas por sistemas informáticos por el IPL, laboratorio de proceso de imágenes, las fotografías del Mariner 9 se denominaron TVRDR y básicamente su depuración se refiere a contraste, distorsiones y efectos de las sombras; ahora las imágenes han pasado a ser de 800 líneas, de 950 píxeles cada una que resultan ser el parámetro modificado. En las imágenes de la cámara de alta resolución los píxeles pasan a ser de 284 por 261 microrradianes a, una vez procesadas en el JPL, 255 por 255 microrradianes.

2 ABRIL 1972. 
    La Tierra y Marte en sus respectivas órbitas se encuentran en una posición que hace imposible el contacto por radio entre el Mariner y en el centro de control de la misión, el JPL de Pasadena, por lo que los técnicos apagaron los aparatos del ingenio para conservar las reservas de energía. El Mariner 9 hasta esta fecha había permanecido 139 días estudiando al planeta rojo ininterrumpidamente, recorriendo 280 órbitas y transmitiendo en total 6.824 fotografías que ya suponían el 70 % de la superficie de Marte. El resto del suelo marciano que aun no había visto el ingenio corresponde al Polo Norte. Quedaban ya por entonces alcanzadas las metas fotográficas previstas así como las de otra índole y aun le quedaba un tiempo destacado de vida al ingenio.

9 MARZO 1972.
    Concluye el programa previsto en principio de toma de fotografías del Mariner 9. En los días posteriores iniciará un período de inactividad.

4 JUNIO 1972.
    A 63 días de la interrupción, el Mariner 9 fue reactivado para que volviera a su trabajo, cosa que haría sin resentirse, empezando de nuevo el día 8 siguiente para fotografiar el hemisferio Norte.

20 JULIO 1972.
    Hacia este día, el Mariner 9 recorre su órbita número 500 alrededor de Marte. El número de fotografías enviadas asciende ya a 7.100.

      En SEPTIEMBRE de 1972 se efectúa con el ingenio, orientado en su recorrido orbital en relación al Sol, una prueba de enlaces al objeto de averiguar si el campo gravitatorio influía en las ondas electromagnéticas empleadas en dicho enlace para la confirmación de las teorías de A. Einstein, el genial cosmólogo.

27 OCTUBRE 1972.
    Finaliza la misión del Mariner 9. Cuando el ingenio recorría su órbita número 686 alrededor de Marte, 349 días después de su llegada al planeta, los técnicos enviaron la orden de desconectar el emisor. La operación hubo de realizarse puesto que se había agotado el gas nitrógeno comprimido que se empleaba hasta entonces para las maniobras de orientación y por ende de situación en la posición favorable para la retransmisión. De este modo, al quedar mudo, se evitaba la posibilidad que el futuro interfiriera con otras sondas.
    En total y finalmente, el Mariner 9 había respondido a unas 38.000 órdenes y enviado 7.329 fotografías que suponen algo más del 87 % de la superficie marciana, recordando que lo previsto era de solo el 70 % como mínimo. Con estas imágenes se pudo realizar el primer mapa detallado de Marte y se comienzan a elegir posibles lugares para posteriores y concretas exploraciones. Además, mediante la comparación de las mismas zonas marcianas con las imágenes obtenidas por el presente y anteriores ingenios, se realizan importantes estudios de la evolución morfológica.
    En concreto, las fotografías del Mariner 9 muestran de Marte los cráteres de gran tamaño, hendiduras, surcos, cañones gigantescos (uno de ellos de 5.000 Km), etc, que se definen como características del planeta y que dan una nueva visión del mismo, un poco distinta del Marte solo de cráteres de las imágenes de los Mariner 4, 6 y 7. El Mariner 9 revela además la existencia de hielo en los polos del planeta, formando con el polvo de las tormentas, varios kilómetros de espesor en los mismos.
    Además el Mariner 9 fotografió Deimos y Phobos y consiguió la primera imagen de nuestro planeta y la Luna juntos desde lejos. Phobos fue captado en 2 ocasiones desde 14.682 y 5.542 Km de distancia y al mismo se le apreciaron medidas de 21 por 26 Km.
    La órbita en que queda entonces el Mariner 9 le ha de permitir permanecer en ella por espacio de más de 50 años, al cabo de los cuales se precipitará hacia la atmósfera marciana. Cabe considerar por supuesto una posible destrucción del ingenio por parte de meteoritos o una adelantada precipitación por acción natural de las condiciones orbitales.

    > MARINER 10.     3 NOVIEMBRE 1973

    La misión del Mariner 10, cuyo costo ascendió a 98 millones de dólares de los que la sonda sola supone 14 millones de dólares, unos 900 millones de pesetas en aquel momento, es la primera programada para ir a Mercurio, el planeta más próximo al Sol. La misión fue decidida en 1968 y el año siguiente se organizó el equipo de científicos con Bruce Murray al frente. Pero aunque Mercurio es su principal objetivo, la sonda también ha de estudiar Venus, obteniendo fotografías y datos diversos, así como el espacio interplanetario y el cometa Kohoutek que por entonces recorría espacio entre el Sol y la Tierra. Sobre el espacio interplanetario, por vez primera también se ha de investigar más allá de la órbita de Venus.
    La posibilidad de estudiar Venus y Mercurio en un solo vuelo era única, dada la posición de ambos y con ayuda del campo gravitatorio de Venus para que una vez aquí la sonda fuera proyectada en una trayectoria cambiada hacia el encuentro con Mercurio. Este es el primer aprovechamiento efectivo de un campo de gravedad planetario (asistencia gravitatoria) para dirigir una nave hacia otro planeta. De otro modo se hubiera necesitado de una energía de proyección mucho mayor y en vez de usar un vector AC sería forzoso el empleo de un Titán‑Centaur, más poderoso pero el doble de caro. Había pues que usar el campo de gravedad venusiano aprovechando la ideal posición con Mercurio. La idea había sido propuesta en 1962 por Michael A. Minovich, entonces estudiante en la Universidad de Los Ángeles pero becario del JPL, al percatarse de la coincidencia de las posiciones cada 10 años de Venus y Mercurio.
    La misión que corre a cargo del JPL con ayuda de la red DSN es también denominada MVM‑73, o sea Mariner Venus Mercurio 1973, y Mariner J.
    La sonda Mariner 10, con un peso de 528 Kg en total al lanzamiento y 502,4 Kg más tarde, de los cuales 77,5 Kg eran correspondientes al peso del instrumental de investigación y 29 Kg el peso de los propulsantes para correcciones, estaba formada por un cuerpo principal con 5 brazos que sobresalían, formando una cruz con el cuarto y quinto brazo en vertical a la misma. Su concepción se basa en los Mariner 6 y 9.
    El cuerpo principal era una estructura octagonal de 18 Kg de peso, 1,39 m de diagonal y 45,7 cm de altura, de magnesio, con 8 departamentos para alojar instrumentos y sistemas. E iban allí: 2 cámaras de TV en una plataforma giratoria; una sobresaliente antena de baja ganancia; 2 espectrómetros UV, en otros tantos departamentos; un radiómetro IR; un detector de plasma, sobresaliente sobre el radiómetro IR; un detector telescópico de partículas cargadas; y el detector fotoeléctrico de la estrella Canopus.
    Saliendo de 2 lados opuestos del cuerpo estaban un par de paneles solares sobre 2 brazos articulados de 2,7 m de longitud y 97 cm de ancho con sensores solares en los extremos, donde también llevaba gas para posición, en control a base de chorros. Verticalmente al plano de los mismos estaba una barra de 6 m con los 2 magnetómetros, uno en el extremo donde también existía un sensor solar. En el lado opuesto estaba la antena parabólica de alta ganancia de 1,37 m de diámetro con malla hexagonal de aluminio. Sobre la vertical del cuerpo, a un lado sobresalía la ya citada antena de baja ganancia, de 7,85 m de longitud. Tal es en realidad una pértiga formada por 2 cilindros concéntricos con dos discos en el extremo.
    De los sistemas del Mariner 10 cabe destacar que el sistema de suministro eléctrico lo formaban los 2 paneles solares cuyas células integraban una superficie de 5,1 m^2 y que suministraban cerca de Mercurio unos 475 vatios, y una batería de níquel‑cadmio para el lanzamiento y cuando no fuera posible la recarga de los paneles. En otras ocasiones, recordemos, los Mariner llevaban 4 paneles pero en la presente ocasión no era necesario ni ideal por la configuración de la sonda. Los paneles al acercarse al Sol el ingenio, dado el intenso calor, se inclinaban hasta formar con el astro rey un ángulo de poco más de 75º y así se mantenía una temperatura de unos 100ºC.
    El sistema de propulsión estaba formado por un motor, sobre el centro y base del cuerpo octagonal, que podía actuar hasta 5 veces y variar la velocidad en 432 Km/h.
    Para el control de posición de los ejes del Mariner 10, éste disponía de 6 chorros posibles, y el doble de motores, de nitrógeno dispuestos a pares en 3 puestos, 2 en los paneles, al pie de la antena parabólica y en el brazo de los 2 magnetómetros.
    La orientación para tal control se basaba en la captación del Sol con los sensores al efecto y de Canopus con el detector a la sazón. 
    La regulación térmica se ejecutaba a base de persianitas graduables y medios aislantes. Además, sobre la parte inferior, lado expuesto al Sol en el vuelo, se dispuso envolviendo a la tobera una tela de reflexión protectora.
    El sistema de comunicaciones se realizaba a través de la antena de alta ganancia, orientable por un motor sobre dos ejes para mejor dirigirla hacia Tierra y que transmitía en banda S y en otra experimental, así como a través de la antena de baja ganancia omnidireccional. Las frecuencias usadas son los 2.295 MHz y los 8.415 MHz para la transmisión, y los 2.113 MHz para la recepción de órdenes.
    Para la dirección de operaciones, la sonda llevaba un ordenador capaz de actuar bajo programas indicados aun en el caso de fallar las comunicaciones directas y no poderse ordenar las operaciones desde Tierra. En este caso, el ordenador ejecutaba el mandato previsto a su debido tiempo.

    Las experiencias a realizar en la misión eran básicamente 7: A) Consecución de imágenes con las cámaras de TV de la Tierra y de la Luna, de Venus y de Mercurio, para entre otras cosas detectar las nubes de Venus y su estructura y la rotación de Mercurio. B) Detección de la radiación térmica, con el radiómetro, del suelo de Mercurio por la noche y de la atmósfera de Venus. C) Determinación de la posible atmósfera de Mercurio y sus componentes, con los 2 espectrómetros UV, y de la alta atmósfera de Venus y también de la distribución de materia de hidrógeno en el espacio interplanetario. D) Estudio de la atmósfera mercúrica y venusiana con técnicas de ocultación y de campos de gravedad de ambos planetas y efectos inherentes. E) Investigación de la interacción del viento solar en Mercurio y Venus, con los magnetómetros, y observación de posibles colas magnéticas en el último, así como el estudio del campo magnético interplanetario. F) Detección del mapa choque del viento solar con Mercurio, con el detector de partículas, y del viento solar en el espacio. G) Investigación de los posibles cinturones de radiación de Mercurio, con detector de partículas, y en general de su campo magnético, del viento solar y del propio Sol.
    Para tales experiencias o estudios disponía pues la sonda Mariner 10 de 2 espectrómetros UV, 2 detectores de partículas cargadas, un radiómetro IR y las 2 cámaras iguales de TV. Tales cámaras de TV, Vidicon, en blanco y negro, medían cada una 91,5 cm de longitud, 36,5 m de diámetro máximo y 21 cm de diámetro normal, y podían emplear hasta 8 filtros diferentes. Tomaban imágenes con gran angular y teleobjetivo, respectivamente en un campo angular de 9 por 10,8º y 0,38 por 0,47º, una apertura de 8,5 y 8,4 y una distancia focal de 62 mm y 1.500 mm. La resolución máxima se calculó en 100 m, pero en realidad se consiguió una de 30 m, aunque la mayoría marcaba una resolución de entre 1 y 2 Km. La velocidad de transmisión, por razón de la rápida trayectoria de la sonda en relación al planeta Mercurio, había de ser de 117 kilobits/seg, dentro de una tecnología no disponible al momento de su concepción por lo que tal factor se hubo de perfeccionar a lo largo de la construcción de la sonda; hasta 3 meses antes del vuelo no fue de hecho puesto a punto. Estaban previstas tomar unas 8.600 imágenes. Cada una, en película de 9,6 por 12,35 mm, tomada en 42 seg, constaba de 700 líneas de 832 puntos cada cual, o sea 582.400 puntos por fotografía, en 254 tonalidades posibles entre blanco y negro. Del total citado de fotografías, unas 5.700 se pensaban tomar de Venus, entre el 5 y el 22 de febrero de 1974, unas 2.740 al menos de Mercurio, entre el 23 de marzo y el 11 de abril, y otra cantidad variable del conjunto Tierra‑Luna en la primera fase del vuelo.
    Las imágenes fueron primeramente procesadas por el JPL por medios informáticos. Formados mosaicos con las mismas por la sección de astrogeología del Geological Survey de Flag Staff, Arizona, pudieron ser compuestas las espectaculares fotografías que resultaron.

 3 NOVIEMBRE 1973. 
05 h 45 m. GMT; la noche del día anterior en Florida. Es lanzado en el complejo 36 B de Cabo Kennedy el Atlas SLV-3D/Centaur D1-A, de 39,6 m de altura y 146,9 Tm de peso portador del Mariner 10 en su proa. La satelización alrededor de la Tierra tiene lugar a 188 Km de altura.
    Después de 26 min fue encendido el Centaur que actuó 2 min 16 seg hasta alcanzar una velocidad de 40.969 Km/h insertando al Mariner en órbita solar. Una hora después de partir, el Mariner 10 se separó del resto del cohete. Su número COSPAR es 1973-085A.

 4 NOVIEMBRE 1973. 
    En este día comienza la toma de fotografías de la Tierra y la Luna para ensayar el sistema de TV y también para lograr imágenes inéditas del conjunto citado a gran distancia. Se captará, entre las excelentes fotografías recibidas, el polo sur lunar y parte de la cara oculta, lo cual también suponía una contribución para completar el mapa selenita. Las imágenes se toman en varias frecuencias y la resolución es de 1 Km. Sobre las mismas, años después, en 1992, tras el correspondiente estudio, se hizo público que se apreciaba que la corteza de la cara oculta era más gruesa que la visible.
    Por entonces también se descubre que dos termostatos eran defectuosos pero ello no afectaba mayormente a la misión pues los demás aparatos funcionaban bien y podían actuar otros calentadores de reserva.

 9 NOVIEMBRE 1973. 
    Se transfiere al ordenador del ingenio el programa a realizar sobre Venus.

11 NOVIEMBRE 1973. 
    Concluye la toma de imágenes del conjunto Tierra‑Luna. Tales imágenes no habían sido afectadas por el fallo del sistema regulador térmico de las cámaras de TV, concebidas para actuar entre los -30ºC y los 10ºC. Otro fallo descubierto en el viaje será el funcionamiento defectuoso giroscópico que hace gastar a la sonda mucho nitrógeno.
    Entonces, para suplir el uso del sistema se decide orientar los paneles solares convenientemente de modo que el viento solar hacía presión adecuada en los mismos y ayudaba de algún modo en el control de posición.

13 NOVIEMBRE 1973. 
    Se lleva a término la primera corrección de trayectoria de la sonda.

18 ENERO 1974. 
    Se ejecuta la segunda modificación de la ruta con otro encendido del motor cohete.

29 ENERO 1974. 
    Son activados todos los aparatos para preparar el encuentro con Venus, a realizar 8 días después. Anteriormente se realizó la observación de Kohoutek, a 104 millones de Km de la nave, con las cámaras de TV y los espectrómetros UV.

 2 FEBRERO 1974. 
    Comienza el examen de Venus. Entonces van 3 meses de viaje, 91 días exactamente, y el recorrido asciende ya a 60 millones de Km, hallándose Venus a solo 45 millones de Km de la Tierra.

 5 FEBRERO 1974. 
    El ingenio llega a las cercanías de Venus y toma ya datos del campo magnético que atraviesa.
17 h 01 m GMT. El Mariner 10 pasa en su trayectoria por el punto más cercano a Venus, sobre una distancia del mismo de 5.785 Km. De las inmediaciones venusianas sale el ingenio con la trayectoria curvada por reducción de la velocidad para dirigirse a Mercurio, en la primera maniobra histórica de tal tipo. Por entonces, además de otros datos, obtiene importantes fotografías del planeta de gran resolución, de menos de 1 Km. Al desparecer detrás de Venus se realiza el experimento de ocultación, utilizando las señales de radio sobre el limbo.

 7 FEBRERO   1974. 
    Es enviado un actualizado programa al ordenador del Mariner 10.

22 FEBRERO 1974. 
    Concluye la toma de fotografías de Venus. En total se consiguen cerca de 6.000, muchas con resolución de 10 Km. Resultan de gran interés, sobre todo las tomadas en banda UV que mostraban las turbulencias de la alta atmósfera venusiana donde los vientos alcanzan velocidades de 360 Km/h en la zona ecuatorial y de 700 Km/h en regiones polares. En general, a raíz de las investigaciones del Mariner 10, se denota en Venus la existencia de 2 capas distintas de nubes, una exterior poco densa y de rápidos movimientos y otra interior más densa, absorbedora de ondas de alta frecuencia. Es la primera vez que se muestra el aspecto del "tiempo" del planeta Venus. Por otra parte, no se registró la presencia de campo magnético. El total de fotografías tomadas de Venus por el ingenio es de 3.712, siendo la mayor resolución de 100 m pero superior en 7.000 veces a las tomadas desde la Tierra.

16 MARZO 1974. 
    Se efectúa una corrección de trayectoria para permitir a la sonda pasar a una distancia mínima de Mercurio inferior a los 10.000 Km a la que normalmente hubiera pasado sin la rectificación de la trayectoria. Tal mínima distancia se prevé a partir de entonces entre los 750 y 1.250 Km.

23 MARZO 1974. 
    Desde una distancia del planeta Mercurio, de aun 5,28 millones de Km, el Mariner 10 empieza a tomar una primera tanda de 216 fotografías, de baja resolución, del citado planeta. Tales imágenes son enviadas a Tierra y captadas en primer término por la estación de Robledo, en Madrid, de la DSN, constituyendo las primeras fotografías tomadas de Mercurio por una nave espacial, como también lo habrían de ser las demás aun por obtener. Estas imágenes primeras, dada la aun considerable distancia al planeta, no mostraban muchos detalles y si una manchas blancas.

28 MARZO 1974. 
    Faltando un escaso día para pasar a una mínima distancia sobre Mercurio, el ingenio comienza a tomar una serie de fotografías de 4 por 12 Km de 200 m de resolución.
    La llegada a Mercurio se produce cuanto éste se encuentra a 150 millones de Km de la Tierra, de donde partiera el Mariner 10 146 días atrás, casi 5 meses, en los que recorrió 416 millones de Km.
    La distancia mínima a Mercurio la alcanzará justo 52 días 3 h y 45 min después de pasar por la distancia mínima a Venus.

29 MARZO 1974. 
20 h 46 m GMT. El Mariner 10 pasa a una distancia mínima de Mercurio de unos 704 Km y sobre la zona nocturna del planeta. Ya entonces el ingenio está penetrando en el espacio próximo al Sol, siendo el primero que lo hace. La toma de imágenes se realiza antes y después de tal máximo acercamiento.

01 ABRIL 1974. 
    Se comunica que se había descubierto un satélite mercúrico, pero posteriormente se desmiente asegurando una confusión con la estrella Cráter 31, de la constelación del Cuervo. Al cabo de 2 días de pasar a la distancia mínima del planeta fueron desactivadas las cámaras de TV al ascender la temperatura de las mismas de 18ºC a 32ºC. Debido a este recalentamiento se adelanta la fecha de esta operación prevista para el 11 de ABRIL.
    Por entonces son enviadas a Tierra unas 2.300 imágenes de Mercurio de las que 555 tenían por objeto captar posibles satélites pero demostrando a tal respecto que hasta unos 7.300 Km no hay en Mercurio satélite alguno detectable de más de 5 Km de diámetro. Más tarde serían enviadas más fotografías hasta totalizar un fotografiado del 45 % de la superficie del planeta. Las imágenes, como se dice, las primeras espaciales del planeta muestran gran parte del mismo que se nos ofrece de un aspecto de superficie blanquecina plagada de cráteres de todos los tamaños y grietas.
    Talmente Mercurio parece copiado de la Luna, pero sin grandes mares que también caracterizan a esta última. Pero no menos importantes son el resto de datos aportados por la sonda, si bien son menos sensacionalistas. Sobre la atmósfera mercúrica se averigua que hay, en efecto, una muy tenue envoltura gaseosa de helio, argón y neón, y también algo de hidrógeno. La existencia de helio por ejemplo indica que probablemente hay en la superficie materiales radiactivos. La temperatura en el suelo mercúrico se confirma que es de más de 350ºC en la parte iluminada y ‑185ºC en la oscura.
    La masa del planeta se encuentra que es elevada con densidad media de 5,45. Se confirma asimismo que Mercurio gira 3 veces sobre si mismo cada 2 revoluciones alrededor del Sol; un día mercúrico son 58 terrestres y un año 88 días terrestres. Sobre el campo magnético, el Mariner delató la existencia de uno en Mercurio de unos 95 a 100 gammas entre 700 y 900 Km de altura; la Tierra lo tiene de 44.000 gammas en el Ecuador por lo que el de Mercurio es 0,22 % del terrestre, siendo el campo interplanetario de solo 6 gammas. La presencia de tal campo se explica principalmente en razón al denso núcleo ferroso.

13 ABRIL 1974. 
    Concluye la fase principal de la misión. El ingenio Mariner 10 continuaría, claro está, en órbita solar.

19 ABRIL 1974. 
    Se produce una avería en uno de los sistemas principales, que deja inutilizados varios de los canales de transmisión. El Mariner poseía 136 de tales canales para enviar la información que recogía a Tierra.

    El 9 y 10 de MAYO  1974 se producen sendas correcciones de ruta que han de facilitar el paso del Mariner nuevamente junto a Mercurio el 21 de SEPTIEMBRE siguiente en que vuelven a coincidir en sus órbitas solares.

4 SEPTIEMBRE 1974
    Se pierde el contacto por enésima vez con Canopus por parte de la nave. Por ello, su estabilización hubo de realizarse a costa de un gasto de gas mayor al previsto.

21 SEPTIEMBRE 1974. 
    El Mariner 10, 176 días después del primer encuentro con Mercurio, coincide en una mínima distancia nuevamente con el mismo, pasando a unos 48.070 Km sobre el lado iluminado del Polo Sur, sobre los 40º de latitud Sur.
    Por entonces, el ingenio obtiene unas 500 nuevas fotografías; pero esta vez no se estudia el campo magnético.

08 MARZO 1975. 
    Ejecútase una corrección de trayectoria mediante un encendido de 3 seg para evitar, en el tercer encuentro con el planeta Mercurio, llegando sobre su Polo Norte, la colisión o caída en el mismo.

16 MARZO 1975. 
    El Mariner 10 pasa por tercera y última vez junto a Mercurio sobre una altura mínima de solo 327 Km, la menor de las 3 pasadas, y lo hace sobre la zona nocturna. Entonces, el ingenio completa su estudio sobre el planeta en cuestión, confirmando entre otras cosas la existencia de un campo magnético en el mismo. El ingenio tomó también entonces 300 nuevas fotografías del planeta.
    Por aquél momento, el Mariner 10, había recorrido ya 1.800 millones de Km, 498 días después del lanzamiento en Tierra.

24 MARZO 1975.
    A solo 8 días de la tercera pasada por Mercurio, el Mariner 10, agotado el nitrógeno para las maniobras de orientación, se pierde para siempre en la órbita solar. Al no tener ya capacidad de maniobra por tal motivo, la allí poderosa radiación solar le quemó por un lado, dejándolo pronto inservible en su órbita solar de 176 días de período, tangencial con Mercurio cada tal tiempo.

<> PROGRAMA MARS.    URSS

    El programa Mars, que traducimos por Marte, de la URSS tenía por objetivo la exploración del planeta Marte mediante el envío a éste de ingenios automáticos.
    Los lanzamientos se efectuaban colocando primeramente el ingenio en órbita alrededor de la Tierra desde donde era luego relanzado definitivamente hacia un punto de encuentro con el planeta rojo. Durante el viaje los ingenios se guiaban por el Sol, la Tierra y una estrella brillante de referencia.
    Los ingenios estaban constituidos básicamente por un compartimiento de instrumentos con los principales aparatos de los sistemas, una sección propulsora así como un módulo cargado de aparatos, en ocasiones para descender a la superficie del planeta o bien para orbitarlo.
    Los datos aportados en todos los casos se referían a composición atmosférica y movimiento de los gases de tal envoltura del planeta, temperatura en distintos niveles, composición y características físicas de la superficie marciana, campo magnético del planeta, etc.
    Los logros de los Mars fueron cuanto menos muy significativos: primer disparo a Marte, primer contacto de una máquina terrestre con el suelo marciano, etc. Sin embargo, parece ser que otros Mars lanzados no lograron el éxito, generalmente por fallos en el lanzamiento o no pasaron de la órbita terrestre, aunque los hechos fueron silenciados e ignorados, dándoseles nombre o referencia distinta para ocultar el fracaso.
    El programa comenzó a desarrollarse con el primer disparo en 1962 y concluye con el 7º en 1973.

    > MARS 1.           1 NOVIEMBRE 1962

    El primer Mars tenía un peso de 893,5 Kg y disponía de un completo equipo de aparatos de investigación en el que se incluía una cámara de TV, un espectrómetro (llamado espectrorreflexómetro) para detectar compuestos orgánicos en el suelo de Marte, un espectrógrafo para investigación del ozono en la atmósfera marciana, contadores de partículas y detectores de radiación, magnetómetro para el estudio del campo afín en Marte, y un pequeño radiotelescopio de investigación de emisiones ETM de 150 y 1.500 m de longitud de onda. Otros aparatos eran los de navegación y también llevaba 3 transmisores, en bandas de 1,6 m, 32, 5 y 8 cm para el envío de datos. El Mars 1 medía 3,3 m de altura, 1,1 m de diámetro y 4 m de envergadura con los paneles abiertos y estructuralmente constaba de dos partes, uno llamado orbital y otro planetario, respectivamente de 2,7 m y 60 cm. Su antena parabólica tenía 1,7 m de diámetro.
    Según parece, el ingenio era el segundo de una serie de 3 sondas marcianas, de las que las 2 restantes fracasaron y no fueron asimiladas al programa Mars. En todo caso, la misión de las sondas era sobrevolar Marte a unos 12.000 Km de distancia a lo sumo.
    El lanzamiento del Mars 1 se efectuó con un cohete Molniya en Baikonur en 1 de NOVIEMBRE de 1962 a las 16 h 14 min 16 seg GMT, con el Sputnik 23 denominación que también se le atribuyó (y 2MV-4), y la sonda fue proyectada desde tal satélite, que hace de plataforma orbital, hacia el planeta Marte para realizar así el primer vuelo a dicho cuerpo celeste, luego de pasar por una órbita terrestre de 158 por 238 Km de perigeo y apogeo respectivamente, y 65º de inclinación. Su número COSPAR es 1962-B-Nu-1.
    A mitad de camino hacia Marte, se hizo una corrección de trayectoria para acercarla a Marte hasta los 7.000 Km de distancia.

21 MARZO 1963.
    A medio camino, cuando el Mars 1 había recorrido 106 millones de Km, tras una corrección de la orientación de la sonda, se pierde contacto por radio con la sonda. Hasta entonces se habían efectuado 61 enlaces de envío de datos. El problema estuvo en la inadecuada orientación del ingenio.

19 JUNIO 1963.
    El ingenio, mudo tras el fallo, pasa a 192.000 Km, o muy poco más, del planeta rojo. De haberse realizado el programa previsto, el Mars 1 hubiera pasado el 20 de junio a menos de 10.000 Km de Marte, o a 7.000 tras una corrección de trayectoria, obteniendo fotografías que hubieran sido las primeras espaciales del planeta.
    Mientras funcionó, el ingenio envió datos relativos a radiaciones y también a micrometeoritos.
    Desde entonces, el Mars 1 gira en órbita solar de 250 millones de Km de máxima distancia al Sol, 148 millones de Km de mínima, una inclinación del plano orbital de 2,68º, y un período o "año" propio de 519.

    > MARS 2.       19 MAYO 1971          
                                                                        //                 > MARS 3.            28 MAYO 1971

    El segundo y tercer Mars efectuaron sus vuelos conjuntamente a partir de mayo de 1971; según parece existió un tercer ingenio, catalogado como Cosmos 419, que debía acompañar a aquellos dos hacia Marte pero fracasó al principio del vuelo y no fue asimilado al programa Mars.
    La sonda Mars 3 constaba de: una sección de instrumentos que llevaba en el exterior aparatos sensores del sistema de orientación y también aparatos científicos; varios tanques del sistema propulsor que se hallaban encima de la anterior sección; un motor cohete situado en el centro del módulo de instrumentos y en su parte inferior, que estaba destinado a correcciones de trayectoria; y un módulo de descenso a Marte colocado por encima de todo lo citado. A ambos lados de la sección de instrumentos y depósitos de propulsante había un par de paneles solares rectangulares y unos radiadores del sistema de control térmico, así como pequeños motores para la orientación del ingenio en el vuelo y un par de antenas para comunicaciones con la cápsula de descenso, otro par de antenas omnidireccionales, una antena parabólica principal y finalmente una antena para el experimento franco‑soviético Stereo‑1; en los extremos de los paneles existían unos magnetómetros. También franco-soviético fue el instrumento Jumeaux para medir el flujo de partículas de baja energía. Los aparatos científicos eran un radiómetro IR, analizador espectral del vapor de agua, fotómetro IR, otro UV y uno más en la banda visible, etc.
    El módulo de descenso, de forma cónica, constaba de: un motor cohete de propulsante sólido que estaba destinado a asegurar la separación del módulo del Mars 3 y dirigirlo correctamente; una antena para comunicaciones con el resto del ingenio, al lado de la cual existía el sistema de mando automático del módulo para dirigirlo tras la escisión que habría de producirse al llegar a Marte; los paracaídas que iban alojados en una especie de anillo que rodeaba al casquete inferior de la esfera de 1,2 m que era el laboratorio automático y por encima del motor antes citado, según la posición normal del módulo en el Mars 3; el laboratorio automático alojado en una cápsula; y finalmente encima de dicha cápsula se hallaba un cono de gran abertura para el frenado aerodinámico y protección de las fricciones con el gas atmosférico que se derivan de la penetración en tal envoltura marciana. En uno de los bordes del cono estaba la antena del altímetro, de radio. Los paracaídas, uno pequeño de estabilidad y otro principal de mayor tamaño, eran extraídos mediante un motor situado en la caja anular de los mismos. El frenado de los mismos se completaría con la acción de retrocohetes de propulsante sólido, a unos 30 m de altura, en la caída.
    El laboratorio contenía, además de los transmisores y ordenador, dispositivos para orientar el módulo después de posarse en el suelo de Marte, en el exterior, así como las antenas, una cámara de TV, diversos instrumentos de investigación y el motor cohete para el frenado final. Naturalmente el diseño del módulo de descenso se efectuó sobre la base de las características atmosféricas marcianas conocidas por entonces. Sus aparatos científicos eran un espectrómetro, un medidor de la velocidad del viento, un analizador de las propiedades físicas y químicas del suelo marciano, un sensor para determinar la presión atmosférica y una cámara de TV. Con los mismos se quería determinar la composición atmosférica, su la presión, temperatura, y velocidad de los vientos, sondear el suelo para determinar su composición química y la solidez del mismo.
    El ingenio Mars 2 era idéntico. La diferencia estaba en algún que otro aparato de investigación, por ejemplo el Stereo que el Mars 2 no disponía y en el módulo de descenso; de este módulo del Mars 2 no se comunicó más detalle que el que era una cápsula con los emblemas soviéticos aunque se cree que era parecido al de la otra nave. Los Mars 2 y 3 pesaban cada uno 4.650 y 4.643 Kg respectivamente, y medían 3,5 m de altura. La cápsula de descenso tenía un peso de 350 Kg. Sus correspondientes números COSPAR son 1971-045A y 1971-049A.

19 MAYO 1971.
19 h 22 m 49 s. Hora de Moscú; 16 h 22 m 49 s GMT. Es lanzado el Mars 2 hacia una órbita terrestre. Luego del funcionamiento de la última fase del cohete portador, ésta se separó del Mars 2, ya en órbita solar de transferencia hacia Marte.

28 MAYO 1971.
18 h 26 m 30 s. Hora moscovita; 15 h 26 min 30 seg GMT. Es lanzado el tercer Mars en Tyuratam. En los primeros 10 días de vuelo conjunto, mediante aparatos que llevaban se estudió la energía de las partículas del viento solar así como su composición, temperatura y velocidad; ésta última resultó ser de 300 a 600 Km/seg. Además, los ingenios investigaron con los magnetómetros el campo magnético interplanetario.

17 JUNIO 1971.
    El Mars 2 efectúa una corrección de trayectoria. La orientación de las dos naves se lleva a cabo con el apoyo de las referencias del Sol y de la estrella Canopus.

20 NOVIEMBRE 1971.
    Se ejecuta la segunda variación de la velocidad en el ingenio.

27 NOVIEMBRE 1971.
    El Mars 2, luego de una tercera corrección, unas horas antes de llegar a la órbita de Marte, desprende una cápsula que llevaba los emblemas de la URSS, la hoz y el martillo, sobre una distancia de 1.500 Km del planeta rojo. La citada cápsula poco después arribaba a la superficie de Marte, siendo así el primer cuerpo terrestre que toca Marte. Tal vez, se especula entonces, dicha cápsula fuera un laboratorio automático similar al del Mars 3 que no funcionó e hizo impacto, o bien se posó suavemente pero sin enviar ningún dato sobre la región Hellas Planitia. Se calcula que pudo caer en los 44,2º de latitud Sur y los 46,8º de longitud Este. El descenso por la atmósfera se haría frenando la caída con un paracaídas primero y al final con un retrocohete. Pero hoy se sabe que el paracaídas no funcionó y se estrelló.

23 h 19 m. El Mars 2 entra en órbita sobre Marte, después de un viaje de 467 millones de Km y 6 meses de duración, en maniobra dirigida por el ordenador del ingenio. La operación se llevó a cabo ordenando el encendido de los retropropulsores para frenar la velocidad y dejar al ingenio atrapado por el campo de gravedad de Marte. Tal inyección tiene lugar en una órbita de los siguientes parámetros: 1.380 Km de periapsis, 24.500 Km de apoapsis, 48º 54' de inclinación respecto al ecuador marciano y un período orbital de 18 horas.
    Tras entrar en tal órbita, el Mars 2 empezó su labor.

 2 DICIEMBRE 1971.
    Se realiza una nueva corrección para reducir los parámetros orbitales del Mars 2. En la misma fecha, el Mars 3 llega a Marte luego de un viaje de otros 467 millones de Km y 188 días de duración.
12 h 14 m. Hora de Moscú. Tras la tercera corrección de trayectoria y a más de 4 h y media del previsto aterrizaje en Marte del módulo de descenso, éste se separa del resto del Mars 3.
12 h 29 m. Es accionado el cohete del módulo para que éste pudiera iniciar el descenso al planeta. El módulo es orientado de modo que el cono queda apuntando hacia la atmósfera marciana.
12 h 44 m. El módulo penetra en la envoltura gaseosa marciana con un ángulo aproximado al previsto. Comienza así el frenado aerodinámico. La velocidad de penetración es de unos 6 Km/seg. Poco después, cuando la velocidad es aun de más de 1 Mach, se despliega el paracaídas y el cono es desprendido quedando entonces desplegadas las antenas del altímetro. Todas las operaciones son dirigidas por el ordenador, y sistemas electrónicos, del ingenio.
    A unos 25 m de altura, según la información del altímetro, entró en acción un pequeño retrocohete para el frenado final. Inmediatamente después los paracaídas se desprendían para que luego no cubrieran al módulo al posarse.
16 h 47 m 30 s. El módulo llega al suelo de Marte. El choque es soportado con unos amortiguadores. El lugar de este histórico primer asentamiento suave en la superficie de Marte de un ingenio terrestre se sitúa en el hemisferio meridional, en Terra Sirenum, cerca de las regiones de Electris y Phaetonis, en un sitio que delimitan los 160,1º longitud Oeste y 44,9º latitud Sur.
16 h 49 m.  El módulo es activado para que comience su trabajo científico.
16 h 50 m 35 s. Comienza dicho módulo a enviar imágenes de TV al resto del Mars 3 que las registra en dos cintas para su posterior envío a la Tierra.
16 h 50 m 55 s. Tras 20 seg de transmisión de señales se interrumpe la comunicación con el módulo debido, tal vez, a las inhóspitas condiciones del lugar que se hallaba azotado entonces por una tormenta de polvo, al igual que gran parte del planeta. En esos 20 seg solo la cámara de TV panorámica envió una imagen que no mostraba absolutamente nada debido a la tormenta de polvo indicada y a la parcial transmisión de la misma, de solo 3 seg. Los aparatos científicos no llegaron a enviar ningún dato. Las pocas señales emitidas por el módulo fueron registradas en cinta magnética por el Mars 3 y luego se retransmitieron a Tierra en el momento oportuno.
    Las comunicaciones se efectuaron así debido a que entre otras cosas el módulo no disponía de emisor y antena suficientemente potentes como para transmitir a Tierra de modo directo, como el resto del Mars 3.
    Esta parte del ingenio, luego de que le módulo se hubiera desprendido, llegando a las cercanías del planeta con ángulo bastante cerrado, giró lentamente sobre su eje y en maniobra dirigida por el propio ordenador del ingenio fueron encendidos los retropropulsores. Al término de la operación, el Mars 3 con su velocidad disminuida quedaba atrapado ya por el campo de gravedad de Marte, en una órbita elíptica de gran apoapsis, 190.000 Km, un periapsis de 1.500 Km, 18º de inclinación y un período de 11 días. Así, el Mars 3, quedó convertido en el tercer satélite artificial de Marte.
    Desde tal posición se dedicará a su labor de investigación. El Mars 3 en órbita marciana continuó también el experimento denominado Stereo, preparado conjuntamente por la URSS y Francia y había sido iniciado en la trayectoria del vuelo hacia Marte. Consistía dicha experiencia en el estudio de la emisión y formación en frecuencias de las ondas de radio emitidas por el Sol.
    Los ingenios Mars 2 y 3 disponían además de los aparatos siguientes para investigaciones desde la órbita:
 ‑ Dos cámaras de TV de diferente distancia focal que funcionaban coordinadas para obtener imágenes panorámicas y detalles de éstas.
 ‑ Un fotómetro para estudiar el albedo, o luminosidad reflejada, en varios lugares de la superficie y atmósfera marciana, en longitudes de onda visibles, de 0,3 a 0,6 micras; tal luminosidad resultó ser irregular.
 ‑ Un aparato que hallaba el contenido de la atmósfera del vapor de agua, determinado por el sistema de estudio del espectro de la línea de absorción de 1,38 micras; la cantidad de vapor hallado fue muy poca.
 ‑ Un fotómetro UV para determinar la densidad de la atmósfera superior y el contenido de átomos de oxígeno, hidrógeno y argón en la atmósfera; a tal respecto, se descubrió oxígeno atómico entre 700 y 1.000 Km de altura, en el cinturón atmosférico superior, e hidrógeno atómico en otra franja comprendida entre los 10.000 y 20.000 Km de altura.
 ‑ Un instrumento para hallar la permeabilidad y densidad de la superficie marciana, la temperatura de las radiaciones de 3,4 cm de longitud de onda de la superficie, y la temperatura del subsuelo hasta 30 o 50 cm de profundidad.
 ‑ Un radiómetro infrarrojo de emisiones de 8 a 40 micras para determinar la temperatura del suelo de Marte en diversas regiones al objeto de obtener un mapa de Marte de datos térmicos; la temperatura resultó ser en algunas zonas diurnas de ‑15ºC, salvo la registrada en algunos excepcionales puntos calientes.
 ‑ Finalmente existía un fotómetro infrarrojo para investigar la cantidad de anhídrido carbónico en la línea de absorción del espectro de 2,06 micras.
    Las cámaras de TV que entraron en acción momentos después de la inserción en órbita de los ingenios, enviaron mecánicamente a Tierra gran cantidad de fotografías que han servido para confeccionar mapas cartográficos de gran importancia. Entre dichas imágenes se incluyen las tomadas por primera vez de fases marcianas no visibles desde la Tierra.
    Otras pruebas consistieron en el estudio de la influencia del viento solar en la atmósfera de Marte y en concreto del campo magnético del planeta. Se investigó asimismo la atmósfera midiendo la absorción de las ondas de radio que la atravesaban en su ruta, entre la antena del ingenio y la Tierra.
    Hacia el 7 de MARZO de 1972 se habían realizado ya más de 230 conexiones por radio con el Mars 2. El Mars 3 dio solo 20 vueltas a Marte y su programa en órbita se prolongó por espacio de 233 días, en tanto que el Mars 2 dio 362 vueltas al planeta rojo a lo largo de 244 días que duraría su misión allí.
    El 21 de JULIO de 1972 se daba finalmente por concluida la misión de las dos sondas Mars.

    > MARS 4.            21 JULIO 1973

    La exploración de Marte por parte soviética con sondas automáticas se efectúa en 1973 en un programa sin precedentes con 4 vuelos conjuntos de los que el Mars 4 es el primero. Según comunicará el director del Instituto Soviético de Investigación espacial, se pretendía llevar a cabo un estudio de Marte con naves en pasada sobre el planeta, en órbita y desde el mismo suelo. Se trataba pues de la más intensa exploración marciana de la Unión Soviética, al menos en sus pretensiones.
    Los 4 vuelos estarían apoyados en las comunicaciones por 4 buques y un satélite de telecomunicación. El peso de la sonda se calcula en unos 4.650 Kg. Cada módulo orbital de las sondas disponía de 14 aparatos entre los que se cuentan 2 cámaras de TV, instrumental espectroscópico, magnetómetro, etc.

21 JULIO 1973.
22 h 30 m 59 seg. Hora de Moscú; las 19 h 30 min 59 seg GMT. Es lanzado con un Proton el Mars 4 en Baikonur hacia una órbita terrestre de aparcamiento desde donde sería reinyectado por la última fase del impulsor en la definitiva trayectoria de transferencia a Marte. Su número COSPAR es 1973-047A. En el recorrido hasta el planeta rojo, la sonda también enviará datos del espacio atravesado. El ingenio, según se dijo, llevaba equipos para detectar organismos vivos posibles de Marte.

30 JULIO   1973.
    Se lleva a cabo la primera corrección de trayectoria.

17 AGOSTO 1973.
    Aproximadamente a las 12 horas, la sonda Mars 4 se halla a 8,6 millones de Km de la Tierra.

10 FEBRERO 1974.
    El Mars 4 llega a las proximidades de Marte tras un viaje de más de 400 millones de Km y 6,5 meses de viaje. Entonces el ingenio intenta situarse en órbita alrededor de Marte, pero falla la operación al parecer por avería de los cohetes que debían frenar la velocidad para que el ingenio fuera atrapado por el campo gravitatorio marciano. Por ello, el Mars 4, tras sobrevolar Marte a 2.200 Km de distancia del mismo, tomando no obstante, eso sí, fotografías y enviándolas a Tierra, continuará ya definitivamente en órbita solar.
    Se logró sin embargo un cierto aprovechamiento del fracasado Mars 4 con el estudio del espacio interplanetario, sobre la física del mismo, enviando datos a tal respecto.
    La raíz del fracaso de la maniobra se achacaría más tarde a fallo de transistores de la sonda.


    > MARS 5.                  25 JULIO 1973

    La Mars 5, de unos 4,65 Tm de peso, era análoga a la Mars 4 y 3 y tenía idéntica misión científica, volando hacia Marte junto a ella y aun con otras dos más en una cuádruple misión. Llevaba, entre otros, un instrumento fotómetro Lyman-Alpha y dispositivos de imágenes.

25 JULIO   1973.
18 h 55 min 48 seg. GMT. Es lanzado el Mars 5 con un Proton. Momentos después se sitúa en una órbita terrestre de aparcamiento de 312 Km de apogeo por 209 Km de perigeo. Desde aquí, una hora más tarde, será finalmente enviada hacia Marte. Su número COSPAR es 1973-049A.

 3 AGOSTO 1973.
    Se efectuó una corrección de trayectoria.

12 FEBRERO 1974.
    Dos días después del fracasado intento de satelización en Marte del Mars 4, el presente ingenio arriba a Marte tras un recorrido de 425 millones de Km en un viaje de 233 días de duración.
18 h 45 m. Hora de Moscú. Tras realizarse el frenado previsto, el Mars 5 es atrapado en órbita marciana de casi 32.586 Km de distancia máxima a la superficie del planeta, 1.750 Km de distancia mínima, 35º de inclinación y 25 h de período para recorrerla. Desde tal posición orbital, el ingenio enviará datos y 70 fotografías. Para estas últimas llevaba 2 cámaras de resolución entre 0,1 y 1 Km que obtuvieron imágenes de una zona de 1.000 Km del hemisferio austral. En tales fotografías aparecen los naturales cráteres, grietas y posibles lechos secos de antiguos ríos, con una gran falla y una excepcional cordillera similar o mayor al Himalaya terrestre. También envió la tradicional información sobre radiaciones, etc, señalando la existencia de algo de vapor de agua en la atmósfera, así como de un 20 % de gas noble, posiblemente argón. Asimismo indicó que el campo magnético marciano es muy bajo, de solo 30 gammas, confirmando datos de los Mars anteriores. El espectrómetro de masas no funcionó bien. Las transmisiones cesaron al cabo de dar la sonda solo 20 vueltas al planeta, obteniendo los datos en la mitad de las mismas. Al parecer, la cápsula con el instrumental se despresurizó levemente, pero lo suficiente para alterar el funcionamiento de modo grave y dejar de funcionar el 28 de febrero.

    > MARS 6.                 5 AGOSTO 1973

    El tercer ingenio del grupo de 4 enviado a Marte en 1973 por la URSS es el Mars 6, también señalada como M-73 N50P, de unas 4,47 Tm de peso, de las que 1,21 Tm son de la subsonda de aterrizaje, para explorar dicho astro y el espacio del entorno. Esta nueva nave, lanzada 2 semanas después de la primera del grupo, según se declara, es diferente a las 2 anteriores y estaba capacitada para un amartizaje. Como aparatos científicos, entre otros, llevaba un fotómetro Lyman-Alpha y un analizador de masas Bennett.

 5 AGOSTO 1973.
17 h 45 min 48 seg. GMT. Es lanzado en Baikonur el Mars 6 con un impulsor Protón y proyectada poco después hacia una órbita de transferencia hacia Marte. Su número COSPAR es 1973-052A.

 7 AGOSTO 1973.
    El Mars 6 se halla a 465.000 Km de la Tierra, más allá de la órbita de la Luna, y en una trayectoria de órbita solar.

13 AGOSTO 1973.
    Se lleva a cabo una corrección de trayectoria. En el vuelo, en la trayectoria de transferencia hacia Marte, se investiga sobre rayos cósmicos, plasma solar y emisiones solares sobre una longitud de onda de 1 m.
    El ingenio disponía de, entre otros, un aparato francés para estudiar las radiaciones solares en un doble experimento a realizar junto a la Mars 7 antes de arribar a Marte; este ensayo fue denominado Gemelos S‑1. Pero luego la Mars 6 sufrió una avería en el sistema telemétrico y solo envió datos el Mars 7.

12 MARZO 1974.
    El Mars 6 llega a Marte y es situado en órbita de 1.500 Km de altura mínima, tras un breve frenado llegando a 5,6 Km/seg de velocidad con ángulo de 11,7º, después de un vuelo de 7 meses de duración y 482 millones de Km de recorrido, justo un mes después de que hiciera otro tanto el Mars anterior.

14 MARZO 1974.
    Desde la órbita marciana, el Mars 6 suelta el módulo de descenso que al ser frenado inicia un descenso hacia Marte. Seguidamente sufre un frenado aerodinámico que amortigua con un escudo y luego, a unos 20 Km de altitud cuando la velocidad de caída aun era de 2.160 Km/h, actuaron los paracaídas que se desprendieron finalmente en el descenso para dar paso a la actuación de unos retrocohetes. En este descenso, el módulo transmitió durante 2,5 min al resto de la nave en órbita, que a su vez los envió a la Tierra, datos relativos a la atmósfera en distintas alturas, pero no fotografías; además, tales datos no fueron identificados porque en el curso del vuelo el sistema informático se averió. Sin embargo, en los instantes precedentes al aterrizaje, a solo un tercio de segundo, se pierde todo contacto sin que se conozcan las causas. Entonces, el módulo del Mars 6 se dirigía a posarse en los 23,90º latitud Sur y 19,42º de longitud Oeste, en el llamado Mar Eritreo. Puesto que entonces no se sabe que es lo que falló, se desconoce si se estrelló a  220 Km/h aunque también es posible que se haya posado suavemente. Pero se puede en definitiva asegurar que el Mars 6 es el segundo ingenio URSS que retransmite desde dentro de Marte, tras el Mars 3. Es módulo, al tocar tierra tendría una masa de 358 Kg.
    Si se hubiera llevado la operación a feliz término se hubieran investigado principalmente los caracteres físicos del terreno marciano.
    Los datos enviados sobre la atmósfera son de gran valor. Indicaron una mayor cantidad de vapor acuoso que el Mariner 9 USA de un par de años atrás.
    El módulo orbital también llevó a cabo por su parte investigaciones sobre el planeta para lo que llevaba los oportunos aparatos; también tenía detectores de rayos cósmicos, de plasma solar, etc. Gracias al magnetómetro de que disponía midió el campo de magnético de Marte, señalándolo como unas 7 veces más intenso que el interplanetario.

    > MARS 7.          9 AGOSTO 1973

    Es el Mars 7 la cuarta y última sonda del grupo que en 1973 la URSS destinó a la investigación marciana. Pesaba unas 4,65 Tm y era idéntica a la Mars 6, estando un módulo de la misma también destinado a posarse en la superficie del planeta rojo.
    El ingenio llevaba, entre los diversos aparatos científicos, el denominado Lyman-Alpha.

 9 AGOSTO 1973.
17 h 00 min 17 seg. GMT. Se produce el lanzamiento con éxito del Mars 7 que es luego insertado en la trayectoria de transferencia a Marte. El impulsor es un cohete Proton SL-12/D-1-E.
    Su número COSPAR es 1973-053A.

16 AGOSTO 1973.
    Al cabo de una semana de viaje de la sonda, tiene lugar la ejecución de una corrección de trayectoria.

17 AGOSTO 1973.
    La sonda Mars 7 está a mediodía a 2.760.000 Km de la Tierra.

 9 MARZO 1974.
    Se produce la entrada en órbita marciana de la Mars 7, luego de un viaje de 212 días. Esta operación, realizada con éxito, no sería sin embargo seguida con fortuna por la maniobra de descenso del módulo para aterrizar, desprendido 4 h antes de la llegada a la órbita del resto.
    En efecto, cuando llegó el momento de actuación de los retrocohetes, éstos por fallo del sistema de guía se dispararon inoportunamente y el módulo en vez de iniciar el descenso pasa a unos 1.287 Km de Marte para perderse luego fuera del campo de gravedad del planeta. El descenso había sido previsto para tener lugar en los 50º de latitud Sur y 28º de longitud Oeste.
    El módulo orbital, junto a los del Mars 6 y 5, siguió su labor investigadora desde su posición en el entorno de Marte y dejó de transmitir el siguiente día 12 de marzo.

    Estas últimas 4 sondas, las Mars 4, 5, 6 y 7, llevaron una electrónica defectuosa, cosa que los técnicos sabían incluso antes de lanzarlas, pero la no disposición de repuestos adecuados en su momento para la sustitución, hizo que fueran enviadas con las misiones a suerte.

<> PROGRAMA ZOND.     URSS

    El programa Zond es el desarrollo del proyecto soviético que tiene diversos objetivos de investigación lunar y planetaria, mediante el envío de ingenios espaciales. Al paso del tiempo se aclaró que era principalmente el programa de ingenios automáticos de exploración lunar cara a un pretendido proyecto para enviar cosmonautas a nuestro satélite natural. Es pues, de alguna manera, un equivalente a los dos programas americanos Surveyor y Lunar Orbiter, pero con modelos de naves que más tarde hubieran debido ir tripuladas. Los Zond, traducido por "sonda", eran lanzados por cohetes Proton y situados primeramente en órbita terrestre, desde donde se relanzaban por medio de la última fase hacia la Luna a la que circundaban. Es decir, los Zond al llegar a la Luna lo hacían sobre el margen izquierdo de ésta, vista desde la Tierra, sobrevolaban la faz oculta y tras aparecer luego por el lado derecho, el Este selenita, regresaban a la Tierra. Estos ingenios realizaron este tipo de vuelo a excepción de la Zond 1 que fue lanzada hacia el planeta Venus, de la Zond 2 que fue enviada a Marte después de pasar por detrás de la Luna, y de la Zond 8 que antes de regresar a Tierra dio varias vueltas a la Luna; los Zond 3 y 4 en vez de regresar a Tierra entraron en órbita solar. Los Zond que regresaban a Tierra fueron recuperados en territorio de la URSS a excepción de la Zond 5 que amerizó.
    Los ingenios Zond, en líneas generales, estaban integrados por una sección propulsora para correcciones de trayectoria, un módulo de instrumentos, una cápsula recuperable (o sea, llevaba dos módulos, uno de servicio y otro de regreso, igual que los primitivos Soyuz, pero sin el módulo orbital), una gran antena en forma de plato y un par de paneles solares gracias a los cuales se alimentaba de energía eléctrica a los aparatos que llevaba. Un centro de control en Tierra servía de apoyo a estas sondas.
    Dentro de la Zond existían cámaras fotográficas, aparatos de registro y un equipo especial para la manutención de las condiciones de vida de los pequeños animales y seres de otro tipo que transportaba. A partir de la 4ª de la serie, por su tamaño, las Zond bien hubieran podido transportar un par de cosmonautas. Hay que destacar además que portaban un modelo de primitivo ordenador llamado Argon 11C u 11S, de 34 Kg de peso que utilizaba para funcionar 5 vatios.
    La misión de estas potentes sondas, aun cuando en su momento no fue muy divulgado, se sabe que obtuvieron muchas fotografías de la Luna, la mayoría del lado no visible desde la Tierra, y que algunos Zond llevaron en su interior tortugas, moscas, cultivos de microbios y semillas vegetales. Estos seres fueron estudiados, tras ser recuperada la cápsula en que viajaron, para observar los efectos de la falta de gravedad, radiaciones, etc.
    A excepción del fracaso parcial de los dos primeros Zond, el resto puede decirse que cumplieron la misión encomendada.
    El programa se desarrolla a partir de 1964 y hasta 1970, con un total de 8 vuelos. Sin embargo, parece ser que el proyecto comprendía 10 vuelos que deberían haber sido seguidos de otros 4 tripulados; el retraso respecto a los americanos en la carrera lunar hizo que finalmente los soviéticos desistieran de la continuación en este programa.

    > ZOND 1.                2 ABRIL 1964

    El primer Zond fue lanzado el 2 de ABRIL de 1964 en dirección al planeta Venus, previo paso por una órbita alrededor de la Tierra. Era un modelo 3MV y su peso fue de unos 890 Kg.
    Al día siguiente, 3 de abril, realizó una corrección de trayectoria.
    Durante el vuelo controlado, mientras funcionó, se efectuaron con el Zond diversas pruebas y se realizaron investigaciones varias. Así por ejemplo, en las inmediaciones terrestres descubrió a una distancia equivalente a 4 radios terrestres que la concentración allí de hidrógeno era de 50 partículas por cm^3.
    El 14 de MAYO de 1964, tras realizarse una corrección de trayectoria, cesó en las comunicaciones, cosa de la que los soviéticos informaron 5 días más tarde.
    El 19 de JULIO de 1964 el Zond 1 pasaba por las inmediaciones del deseado planeta, a 99.779 Km del mismo, cuando ya iba incomunicado. Su número COSPAR es 1964-016D.

    > ZOND 2.             30 NOVIEMBRE 1964

    El Zond 2, segundo modelo 3MV-4A, fue lanzado a las 13 h 12 m GMT, del 30 de NOVIEMBRE de 1964 en dirección a la Luna desde un Sputnik en órbita de 153 Km de perigeo, 219 Km de apogeo y 88,16º de inclinación. Luego de sobrepasar el globo lunar el ingenio transmitió información y fotografías de la cara oculta selenita, registradas durante la aproximación a la misma. Más tarde, el Zond 2 prosiguió viaje hacia el planeta Marte, en una órbita solar.
    El 17 de FEBRERO de 1965, después de recorrer unos 5 millones de kilómetros, la sonda dejaba de emitir; entonces se halla a unos 4,5 millones de Km de la Tierra. Pero el vuelo ya desde el principio supuso un fracaso debido a que los paneles solares que llevaba no se abrieron bien y solo suministraron la mitad de la energía eléctrica prevista, lo que equivalía prácticamente a la inutilización del ingenio.
    El 5 de MAYO, con la sonda a 150.000.000 Km de nuestro planeta, se pierde todo contacto con ella.
    El 6 de AGOSTO siguiente, según se calculó, el ingenio pasaba a 1.497 Km del planeta rojo pero sin transmitir información alguna.
    La Zond 2 es la primera nave espacial con plasma comprobado como propulsor en el espacio, empleado en 6 motores experimentales de orientación. Su peso fue de 890 Kg. Su número COSPAR es 1964-078C.
    Desde entonces gira en una órbita solar de un período de 508 días.

    > ZOND 3.          18 JULIO 1965

18 JULIO 1965.
14 h 38 m. GMT. Es lanzada la tercera Zond, modelo 3MV-4, desde un Tyazheliy Sputnik en dirección a la Luna y con la misión de estudiar la Luna y el espacio interplanetario cercano a Marte desde una órbita solar. Su número COSPAR es 1965-56A.

20 JULIO 1965.
4 h 24 m. A 11.600 Km de la Luna, sobre la faz visible, inició automáticamente la toma de imágenes lunares y lo hará durante 1 h y 6 min, tras ser enviada la orden de activación 27 min antes desde tierra. Mientras sobrevuela la cara oculta de la Luna, entre 11.570 y 9.960 Km de distancia, también obtiene imágenes de ésta, de áreas que no había cubierto nadie aun. Las tomas se hacen con intervalo de 2,25 min.
05 h 32 min. Concluyen las tomas. Las fotografías retransmitidas luego a Tierra fueron 25, que suponen un 25 % del área total lunar y casi toda la cara oculta excepto la parte de los polos; la resolución es de unos 15 a 20 m. El envío de tales imágenes, que son de gran calidad (en 1.100 líneas con 860 puntos por línea), se realizó desde 2,2 millones de Km de distancia y hasta 31,5 millones de Km, en prueba de su sistema de comunicaciones. Luego de hacerlo, junto con la transmisión de datos sobre radiaciones, se perdió el contacto con el Zond 3. El ingenio, que tenía un peso de 960 Kg y que quedó en órbita solar, llevaba un complejo equipo de investigación para medir campos magnéticos, radiaciones IR y UV, rayos cósmicos, meteoritos, etc., además de las cámaras de fotografía y TV que se deducen de lo antes expuesto; la cámara fotográfica llevaba película de 25 mm era de 10,64 cm de distancia focal con diafragma de 1:8 y tiempo de exposición entre 0,01 y 0,03 seg.
    Las imágenes fueron de gran utilidad para establecer una buena idea de las características de la cara oculta selenita, evidenciando entre otras cosas que solo un 10% de la misma estaba formado por mares, frente a un 40% de la faz visible.

    > ZOND 4.           2 MARZO 1968

    La Zond 4 fue lanzada en Baikonur con un cohete Proton 8K82K de 4 fases, el 2 de MARZO de 1968 a las 18 h 30 m, GMT, hacia una órbita terrestre de 221 Km de perigeo por 290 de apogeo, con una inclinación de 51,6º. Su número COSPAR es 1968-013A.
    Esta sonda realizó en los días siguientes un viaje a 300.000 Km de distancia, por el espacio cercano a la Luna de la cual obtuvo datos diversos e imágenes, especialmente de la cara oculta. En el vuelo se efectuaron estudios sobre radiaciones solares, según parece.
    Su peso total fue de 5.140 Kg, en forma cilíndrica de 4,5 m de longitud y un diámetro de 2,2 y 2,72 m; llevaba 2 paneles solares con los que la envergadura era de 9 m.    Aunque no se divulgaron muchos detalles del vuelo, parece ser que se pretendía hacerlo regresar a la Tierra luego de dar la vuelta a la Luna. Más tarde se supo que se utilizó la sonda como repetidos de comunicaciones en una prueba entre 2 parejas de cosmonautas. La reentrada no se hizo en el ángulo adecuado, al fallar el sistema de guía, y la sonda entró a gran velocidad sobre el Oeste de África y sobre los 10 Km de altura sobre el golfo de Guinea se activó el mecanismo de destrucción.
    Tras el derrumbe de la URSS se aclaró que fue la prueba de un modelo de nave circunlunar 7K-L1, parecido al Soyuz, destinado a ser tripulado.

    > ZOND 5.       15 SEPTIEMBRE 1968

15 SEPTIEMBRE 1968.
    Es lanzado el Zond 5, nave 7K de prueba para el proyecto lunar tripulado, para ser colocado primeramente en órbita terrestre, de 219 Km de apogeo, 187 Km de perigeo y 51,3º de inclinación. Su peso fue de 5.375 Kg, 890 de ellos de la sonda propiamente. Unos 67 min después de satelizarse, luego de recorrer tres cuartos de órbita, a los 1 h 07 min de vuelo, fue accionado el motor cohete de la última fase del potente impulsor, un Proton, que lo lanzó y lo sitúa en una trayectoria de transferencia a la Luna. Su número COSPAR es 1968-076A.

17 SEPTIEMBRE 1968.
    A 325.000 Km de la Tierra, ya cerca de la Luna, el Zond 5 efectúa la primera corrección de trayectoria.

18 SEPTIEMBRE 1968.
    El Zond 5 sobrevuela, recorriendo un tramo de trayectoria elíptica, la cara oculta de la Luna; la distancia mínima a que la sobrevuela será de 1.950 Km. Mientras sobrevuela dicha parte selenita, el ingenio obtiene numerosas imágenes de ella. A continuación, el ingenio reaparece a la vista de nuestro planeta y se dirige en trayectoria de retorno hacia ésta, según le permitía su camino de libre retorno.

20 SEPTIEMBRE 1968.
    A 143.000 Km de la Tierra, efectúa la segunda corrección de velocidad del viaje y la única del vuelo de regreso. Más tarde, a 90.000 Km de la Tierra, aun fotografió a ésta, obteniendo una maravillosa imagen al respecto.

21 SEPTIEMBRE 1968.
    El Zond 5 penetra en la atmósfera terrestre a cerca de 40.000 Km/h, soportando la alta temperatura generada en la reentrada. En esta maniobra se produce un rebote aerodinámico que redujo la velocidad a unos 27.360 Km/h. Luego, la cápsula recuperable se separó del tren de aterrizaje y descendió los últimos 7 Km colgada de paracaídas.
16 h 08 min. GMT. Unos 14 min después de entrar en contacto con la alta atmósfera, el módulo de regreso amerizó en el Océano Indico. Fue esta una excepción de las costumbres técnicas soviéticas que se inclinaban por los aterrizajes. El lugar donde se produce el contacto con el agua está delimitado por los 32º 38' de latitud Sur y 65º 33' longitud Este; luego, un buque soviético, a 100 Km, se dirigió al lugar y la rescató al siguiente día. El buque, el Vasili Golovnin, la llevó a Bombay el 3 de octubre y de ahí fue trasladada en un Antonov 12 a Moscú al siguiente día.
    En el módulo recuperado habían viajado tortugas  “testudo horsfieldii”, "mosquitos de la vid", "hierba de la miseria", un cultivo de células y un alga; las tortugas se incluyeron por su bajo consumo de oxígeno y sus casi nulas necesidades de mantenimiento, evitando incluir así dispositivos de alimentación. La cápsula, que además de fotografiar la Luna obtuvo en el regreso imágenes de nuestro planeta, fue felizmente recuperada por una flotilla de buques dispuestos para tal fin.
    El Zond 5 es el primer vehículo espacial que regresa a la Tierra luego de un vuelo circunlunar y sirvió a los soviéticos para probar la técnica al respecto.

    > ZOND 6.        10 NOVIEMBRE 1968

    El Zond 6 fue lanzado con un impulsor Proton el 10 de NOVIEMBRE de 1968 para, previa puesta en órbita terrestre de 185 por 210 Km y relanzamiento desde la misma, efectuar un vuelo circunlunar de ensayo para el proyecto lunar tripulado. Su peso se calculó en unos 5.375 Kg, de ellos unos 890 de aparatos, y llevó al respecto detector de rayos cósmicos, de micrometeoritos, equipo fotográfico, y una carga biológica. Su número COSPAR es 1968-101A. El día 12 siguiente realiza una corrección de trayectoria.
    El 14 de NOVIEMBRE el ingenio sobrevolaba a 2.418 Km de distancia mínima la cara oculta de la Luna. En esos momentos, entre distancias de 3.300 y 11.000 Km de la Luna, obtuvo diversas fotografías del formato 12,70 por 17,78 cm; también registró numerosos datos de otro orden a lo largo del vuelo. Luego, ayudado por la gravedad lunar, regresó en dirección a nuestro planeta.
    En el retorno la cápsula se despresurizó por fallo de una válvula lo que acabaría con la vida de los seres vivos que se hubieran llevado, salvo bacterias o similares. El día 16 realizó una corrección de trayectoria para afinar hacia el lugar de aterrizaje.

17 NOVIEMBRE 1968. 
    Se realiza una corrección de trayectoria final. En la reentrada en la atmósfera terrestre, se cree que la temperatura que alcanza el módulo es de unos 12.000ºC pues realiza una penetración irregular con un rebote atmosférico que lo desplaza a gran distancia del lugar previsto, que se fijó al sudeste Madagascar. Esta maniobra es la primera en su tipo.
12 h 10 m GMT. El módulo de regreso aterriza en la URSS, en el Kazakstan, y es luego recuperada. Así concluía el segundo vuelo de tal tipo.
    En el módulo viajaron varias plantas y algunos animales, y se investigó sobre radiaciones y meteoritos; en el vuelo, el Zond se cruzó con una lluvia meteorítica de Leónidas.

    > ZOND 7.           7 AGOSTO 1969

    El séptimo Zond fue impulsado desde la Tierra el 7 de AGOSTO de 1969 en dirección a la Luna, con la misión de probar sistemas y aparatos a la vez que se obtenían datos e imágenes de la Luna y también para fotografiar la Tierra. El peso de la nave, una 7KL-1, se calcula en unos 5.379 Kg. Su número COSPAR es 1969-067A. Al ser situada en órbita sobre la Tierra, la misma tiene 191 Km de apogeo y 183 de perigeo.
    El 8 de agosto de obtienen imágenes de la Tierra a 70.000 Km de distancia. El día 9 la sonda realiza una corrección de trayectoria. El día 11 siguiente el ingenio circunda la Luna pasando por encima de la cara oculta; pasa a 1.984,6 Km de distancia mínima de la Luna.
    Obtuvo datos de diverso índole y fotografió tanto la Luna, especialmente la faz invisible desde la Tierra, como nuestro planeta, consiguiendo excelentes imágenes en color.
    El 14 de AGOSTO siguiente, el módulo de retorno del Zond 7, de 2,72 Tm de peso, tras desplegar paracaídas a 7,5 Km de altura, aterrizó a una velocidad en territorio de la Unión Soviética, en la zona de Kustanai, y fue felizmente recuperado, estableciendo así el tercer vuelo automático de tal tipo. También en esta ocasión la reentrada pasa por una fase de rebote atmosférico.

    > ZOND 8.         20 OCTUBRE 1970

    El Zond 8 y último de la serie (también es la 14 nave L-1), con un peso estimado en 5.375 Kg, fue lanzado con un Proton el 20 de OCTUBRE de 1970. También fue, previo paso por una órbita terrestre de 223 por 202 Km de apogeo y perigeo, proyectado hacia la Luna. Su número COSPAR es 1970-088A. En el viaje, el día 21, a 64.480 Km de la Tierra obtiene imágenes de la misma.
    En la presente ocasión el ingenio no circundó la Luna sino que entró en órbita lunar el día 24 de OCTUBRE, marcando un apolunio de 1.110,4 Km. Girando varias veces sobre la Luna, el Zond 8 obtuvo importantes datos y excelentes imágenes en color y blanco y negro de la superficie lunar y también de la Tierra desde la órbita selenita. Luego de describir varias órbitas y tras un encendido de propulsores, al momento de sobrevolar la faz oculta, en la última vuelta prevista, el Zond 8 emprendió el regreso a la Tierra.
    El día 27 siguiente, el módulo de retorno caía sobre el Océano Índico, al sudoeste de las islas Chagos. En la maniobra de reentrada falló el sistema de guía y de ahí que no cayera en territorio soviético, generándose además deceleraciones del orden de los 20 ges.
    El Zond 8 efectuó así el vuelo más perfecto de todos los llevados a cabo por este tipo de ingenios soviéticos, siendo el cuarto éxito de los mismos. En los resultados, amplió los datos de los anteriores.

<> PROGRAMA SURVEYOR. USA

    Es el Surveyor el programa norteamericano (NASA, JPL) para la exploración de la Luna mediante el envío a la superficie de ésta, con alunizaje suave, de laboratorios automáticos.
    En principio se pensó en construir 2 modelos de Surveyor, cuyo nombre traducimos por Topógrafo o Sondeador. Uno de los modelos debía se lanzado con un Atlas Centaur y realizaría alunizajes entre 1964 y 1966. El otro modelo, impulsado por cohetes del tipo Atlas Agena, se situaría en órbita lunar, en operaciones a desarrollar entre 1965 y 1968. Ambos modelos pesarían en principio unos 908 Kg.
    Existió además en estudio desde 1961 un Surveyor, el Prospector, destinado a desplazarse por el suelo lunar y el que entraría en acción después de 1967 (inicialmente entre 1965 y 1966) pero luego, en 1963, esta parte del proyecto se desestima por recortes presupuestarios; su peso hubiera sido de 2.227 Kg, hubiera sido lanzado con un Saturn 1 y se debería desplazar hasta 48 Km del lugar de alunizaje. También se separó del programa Surveyor el proyecto para poner en órbita lunar a los ingenios que pasó a constituir el programa llamado Lunar Orbiter.
    Así pues, la misión definitiva de los Surveyor se quedó en realizar solo el alunizaje. El primer vuelo se realiza en 1966 con el retraso de tres años en la ejecución del proyecto por problemas con la fase del cohete Centaur D que harían finalmente bajar el peso inicial de la sonda de 1.124 Kg a 953, siendo la carga útil de aparatos científicos de entre 52 y 156 Kg. Sin la sección principal de frenado, el Surveyor pesaba 283,5 Kg, con margen oscilante entre 275 y 330 Kg, y ello constituía prácticamente la carga útil contados los sistemas no meramente científicos.
    El primer objetivo de los Surveyor era determinar el mejor modo de posarse con suavidad en el suelo selenita, explorar los posibles puntos para el futuro descenso de los Apollo, y recoger datos físico‑químicos acerca del suelo lunar.
    A excepción del último Surveyor, los ingenios viajaron a puntos lunares situados a lo largo de la zona ecuatorial, allí donde se preveía efectuar alunizajes Apollo. El último Surveyor fue enviado a la región del cráter Tycho, zona muy irregular donde es obvio que no se iba a enviar ningún Apollo pero que se ofrecía interesante para su estudio, luego de resultar satisfactorias las investigaciones de las sondas que precedieron a este último de la serie.
    Los lanzamientos se efectuaron en Cabo Kennedy por medio de un impulsor Atlas Centaur. El cohete Atlas satelizaba al Centaur D, portador del Surveyor, y luego el cohete última fase relanzaba a la sonda en trayectoria translunar ya con el cono protector desprendido. Posteriormente, el Centaur se separaba y el Surveyor continuaba solo hacia la Luna en vuelo de unas 66 horas de duración, poco más o menos.
    Según se preveía, a las 20 h de vuelo, si era necesario, se efectuaría una corrección de trayectoria. Para mayor exactitud en la dirección, el ingenio se guiaba por la estrella Canopus. A 1.600 Km de la Luna, entre 30 y 40 min antes del alunizaje, giraría para apuntar con su base a la misma, en una primera maniobra para el descenso. Al llegar a unos 100 Km de la Luna, yendo a 9.815 Km/h, serían encendidos los retrocohetes para reducir la velocidad de llegada hasta 120 m/seg, aproximadamente. Cuando este primer frenado se hubiera consumado se hallaría entonces el ingenio a unos 8 Km de altura y el motor principal retropropulsor ya agotado se separaría, continuando ahora la estabilización 3 Verniers. La velocidad es entonces de 107 m/seg. Entonces los 3 pequeños cohetes de la misma sonda continuarían el frenado hasta una altura de 4 o 5 m, llegando con una velocidad de solo entre 1,5 y 2,5 m/seg. Apagados los 3 motores, el Surveyor recorrería ahora esos metros finales efectuando una caída libre de un segundo de duración. Tal caída equivale en la Tierra a un salto desde 1,25 m. El máximo de velocidad en el alunizaje sería de 4,4 m/seg.
    El objeto de esta maniobra, la razón por la que no se ejecuta el frenado hasta el final, era el de no dañar con el chorro gaseoso del motor la superficie lunar donde se iría a posar con sus 3 patas el ingenio y que más tarde debería estudiar y analizar.
    Después de alunizar, los Surveyor desplegarían un panel solar y una antena de TV que eran orientados hacia el Sol y la Tierra respectivamente.
    El ingenio Surveyor, de compleja configuración, se puede describir como una estructura integrada por varias barras estratégicamente dispuestas que albergaban los aparatos y sistemas y que se apoyaban en 3 patas. Sobre el centro se elevaba una gran barra que sustentaba en lo alto el panel solar y la antena.
    Para antes del alunizaje se contaba además de la referida sección de frenado principal que viajaba unida al Surveyor por debajo de éste y que llevaba 3 pequeños motores de estabilización. Dicho motor, de propulsante sólido, se encontraba justo en el centro de gravedad del Surveyor, en su base. El cohete funcionaba durante unos 40 seg desarrollando un empuje comprendido entre 3,5 y 4,5 Tm y frenaba al Surveyor desde los 9.700 Km/h de llegada hasta los 560 Km/h. Luego, se desprendía.
    Para continuar el frenado, el Surveyor contaba con otros 3 motores Vernier dispuestos en la base alrededor del centro de gravedad del ingenio. También servían para rectificaciones de trayectoria. Cada una de las 3 patas estaba unidad por 2 brazos de aluminio hueco a un mástil principal que se elevaba 2,8 m, siendo la altura total de 3,05 m. El ancho máximo, alcanzado en los pies, era de 4,26 m y la envergadura total ascendía unos 10 m. Cada pie, en forma de plato, poseía amortiguadores hidráulicos y muelles de aluminio para aliviar el choque en el alunizaje.
    En la estructura central se hallaban los tanques de propulsante de los 3 cohetes Vernier, baterías, sistema emisor, etc. La cámara de TV, colocada en un cilindro sobre la mayor parte de los aparatos del Surveyor, enviaba imágenes entre 200 y 600 imágenes, según lo previsto, cada 3,6 seg aproximadamente, con una resolución de 1 mm hasta 4 m de distancia. La cámara podía ser además enfocada al infinito. Los Surveyor llevaban además 11 espejos para disponer la TV de mayor radio de acción. Asimismo, tenían un disco de referencias cromáticas, pues las imágenes eran enviadas en blanco y negro al no disponer entonces de la energía eléctrica suficiente para imágenes en color. Gracias a este sistema de filtros cromáticos se pudo dar idea en la Tierra del color de la superficie lunar.
    En el extremo superior del mástil central se hallaba un panel solar que servía para recargar baterías, a través de las cuales funcionaban los aparatos de a bordo. El panel medía 111 cm por 76 cm de lado y poseía un total de 3.960 células; llevaba también una batería recargable de plata y zinc. Junto al panel estaba la antena principal. Existían además en el Surveyor otras 2 antenas, de carácter secundario, de potencia inferior, en un tercio, a la principal.
    Algunos de los Surveyor disponían asimismo de un analizador del suelo, llamado Diseminador Alfa, que funcionaba por emisión de partículas radiactivas Curium 242. Otros ingenios disponían de brazos articulados para escarbar en el suelo. Estaba previsto incluir en algún Surveyor un taladro de 45 cm para perforar hasta 1,5 metros de profundidad, pero luego se desestima. El brazo que llevara para escarbar abarcaba 112º de área por 90 cm de profundidad horizontal, logrando una extensión máxima de 1,626 m, de la que los primeros 60 cm estaban fuera de alcance; la superficie total a su alcance suponía 2,23 m^2 en forma de tronco de cono desplegado. En altura, el brazo se elevaba hasta 1 m como máximo y la profundidad teórica de 46 cm.
    Con todo, los Surveyor estaban capacitados para analizar el suelo, comprobar su resistencia físicamente, estudiar el campo magnético, los lunamotos, radiaciones, campo de gravedad, meteoritos y atmósfera lunar.
    Al final, en los resultados del programa se demostraron las más amplias posibilidades de los alunizajes; se reveló el 98 % de la naturaleza básica del suelo lunar, etc. Se obtuvieron en total además 87.674 fotografías aproximadamente, transmitidas en 200 y 600 líneas y hasta con solo 1 mm de resolución, es decir que en las mismas se distinguen objetos de hasta solo 1 mm de diámetro. Por otro lado, las sondas respondieron a un total de 600.545 órdenes electrónicas enviadas desde Tierra.
    El primer lanzamiento de un Surveyor se proyectó para mediados de 1964 pero luego el programa se demoró y el Surveyor 1 no se disparó hasta 1966. Anteriormente, se hicieron pruebas, como la de 27 de noviembre de 1963 con el Explorer 18, para probar el cohete lanzador y las tecnologías que se iban a aplicar, y el 11 de diciembre de 1964 y 11 de agosto de 1965 con dos disparos Atlas Centaur D con igual finalidad. El 8 de abril de 1966, además se probó un modelo en órbita terrestre en un lanzamiento con el OAO-1, y el 25 de octubre siguiente otro cuando ya se habían disparado a la Luna las 2 primeras sondas.
    El programa fue desarrollado en lanzamientos entre 1966 y 1968, teniendo sus orígenes en propuesta de 11 de julio de 1960 tras una aprobación general del proyecto lunar con sondas el 5 de mayo anterior. En total se lanzarían 7 ingenios, de los que solo fallaron el 2º y 4º, siendo por demás el programa todo un éxito y el mismo se cerró en JUNIO de 1968.
    En el programa participan destacadamente la empresa constructora de las sondas, la Hughes Aircraft, elegida por su proposición al respecto a principios de 1961, en colaboración con el JPL, con firma de contrato el 1 de marzo; otras empresas participantes de gran importante son la North American, la McDonnel Douglas y la Space Technology, y son subcontratista de la Hughes, la Thiokol Chemical, la National Waterlift, Santa Barbara Research Center y la Ryan Electronics. Es director del proyecto Robert D. Parks. El costo del programa fue de 426.000.000 $.

    > SURVEYOR 1.         30 MAYO 1966

30 MAYO 1966.
14 h 41 m. Es lanzado el Surveyor 1 en Cabo Kennedy por medio de un cohete Atlas Centaur D. El Atlas sateliza al Centaur con el Surveyor. Luego, el Centaur inyecta al ingenio lunar en la trayectoria de transferencia lunar para a continuación separarse. El peso del primer Surveyor es de 994,7 Kg, de los que 292 son de carga útil.

 2 JUNIO 1966.
    Cuando el Surveyor 1 se halla a 1.600 Km de la Luna, inicia las maniobras para el alunizaje. El ingenio efectúa una rotación para orientar hacia la Luna la tobera del retropropulsor. La operación se efectúa mediante un encendido de pequeños cohetes, bajo la dirección del centro de control terrestre. Su número COSPAR es 1966-045A.
    A 83 Km de la superficie selenita y a 2 min 53 seg del alunizaje, entra en acción el cohete de frenado. Éste funciona durante 40 seg y consigue disminuir la velocidad de 9.500 Km/h a 400 Km/h.
    A 7,5 Km del suelo se separó la sección retropropulsora principal que describió una curva diferente a la del Surveyor y la que lleva a la sección a estrellarse en la Luna. A partir de esta escisión, el Surveyor era controlado por un sistema de radar de que disponía y que medía la velocidad horizontal y la vertical. De acuerdo con la información suministrada por el citado sistema, un calculador electrónico ordenaba el encendido de los cohetes convenientes. El frenado restante era pues efectuado por 3 motores Vernier de propulsante líquido.
    A continuación, el Surveyor 1 mantuvo una velocidad horizontal nula y una vertical de unos 5,5 Km/h y estaba a unos 12 m de altura. Manteniendo tal velocidad descendió a continuación hasta los 3,4 m de altura. Fue entonces cuando se apagaron los motores y el Surveyor 1 efectuó una caída libre, equivalente a 8 Km/h.
06 h 17 m. GMT. A las 63 h 36 min del despegue en Florida, se produce el alunizaje suave del Surveyor 1. Se halla el lugar de descenso cerca del cráter Flamsted E, en el Océano de las Tormentas, sobre zona sombría. Las coordenadas de dicho punto son: 2º 40' latitud Sur y 43º 20' longitud Oeste. El Surveyor 1 se posó a 16 Km del centro de una zona de 100 Km de radio en que se preveía realizar el alunizaje. La inclinación de la sonda sobre el suelo es de 3º.
    Luego de asentarse en el suelo lunar, el Surveyor desplegó automáticamente el panel de células solares y lo orientó hacia el Sol. Dicho panel obtenía energía eléctrica para el sismógrafo, un magnetómetro y una sonda de plasma. También desplegó la antena, que orientó hacia nuestro planeta.
    A los 40 min del alunizaje fue recibida en Tierra la primera fotografía enviada que muestra parte del suelo lunar con un primer plano de un pie del ingenio, una antena y otros detalles.
    En el primer día lunar, aparte de otras fotografías que enviaría y que fueron 143 en las primeras 24 horas y 10.338 en total (la mayoría del suelo con ángulo estrecho, muchas con gran angular, unos cientos de la propia sombra de la sonda y su evolución, y otras fotométricas, de la corona solar y medio centenar de estrellas y planetas), transmitió datos acerca del suelo lunar, demostrando entre otras cosas la solidez del suelo selenita. Y al final de esa primera jornada lunar, había obedecido 134.216 órdenes enviadas desde Tierra.

 7 JULIO   1966.
    Tras pasar su primera noche lunar desde el 14 de junio anterior, consiguió ser reactivado para proseguir su labor. La cámara toma entonces 812 fotografías más.

 9 OCTUBRE 1966.
    Después de varios días y noches lunares, cesaba de emitir con regularidad. El Surveyor 1 había permanecido 130 días antes de parar en sus emisiones y de tal tiempo la mitad aproximadamente estuvo activo; el resto lo pasó aletargado en las noches lunares por falta de energía al no llegar los rayos solares.
    En total, el Surveyor 1 envió 11.147 fotografías, algunas de las cuales son obtenidas 3 veces con filtro rojo, verde y azul, lo cual permitió recomponer en Tierra una fotografía cromática del paisaje lunar, primera en su tipo. El objeto más distante visible en las imágenes se calculó que estaba a unos 2 Km.
    El Surveyor 1 es además el primer ingenio norteamericano que consigue un alunizaje suave.

7 ENERO   1967.
    Se reciben las últimas señales del ingenio Surveyor, a los 7 meses de su vuelo y tras 8 días lunares.

    > SURVEYOR 2.             20 SEPTIEMBRE 1966

20 SEPTIEMBRE 1966.
07 h 31 m 59,7 s. Hora local. Es lanzado en Cabo Kennedy el 2º Surveyor por medio de un cohete Atlas Centaur D. El Peso del ingenio es de 999,7 Kg, 292 de carga útil. Luego de ser satelizado el Centaur con la sonda es impulsada ésta hacia la Luna y a continuación se separa de aquella última fase. El disparo se hubo de hacer dentro de una ventana de lanzamiento de solo 30 min de modo accidentado por varios fallos y otras tantas interrupciones de la cuenta. Su número COSPAR es 1966-084A.

23 SEPTIEMBRE 1966.
    El Surveyor 2 se halla ya a poca distancia de la Luna, luego de un vuelo realizado por lo demás con normalidad. Sin embargo, la llegada definitiva no se produce como se esperaba. Una avería en el sistema de mando no permite desenvolverse a éste y el ingenio queda imposibilitado para realizar las pertinentes maniobras de alunizaje. Uno de los 3 retrocohetes es quien falla.
    Consecuentemente, el Surveyor 2 se estrella en la superficie selenita a una velocidad superior a los 9.000 Km/h. El impacto tiene lugar en la región Gambart, al Sureste de Copérnico, en las coordenadas aproximadas, 4º latitud Norte y 11º longitud Oeste. El vuelo había durado 62,8 h.

    > SURVEYOR 3.        17 ABRIL 1967

17 ABRIL 1967.
07 h 05 m. GMT. Se efectúa el lanzamiento el tercer Surveyor en Florida. Su peso era de 1.034 Kg en total y 381 de carga útil de aparatos. Su número COSPAR es 1967-035A.

20 ABRIL 1967.
    Luego de un vuelo rutinario sin mayor relevancia, el Surveyor llega a la Luna a las 65 horas de vuelo. El alunizaje se produce en las proximidades de Lansberg, al Sur de Copérnico, en un punto delimitado por las coordenadas 23,34º longitud Oeste y 2,94º latitud Sur, a unos 600 Km del lugar donde se hallaba el Surveyor 1 y dentro de un cráter de 198 m de diámetro y 15 m de profundidad. Luego, el ingenio da dos saltos. Se eleva 11 m desplazándose horizontalmente durante 24 seg y va a unos 25 m de distancia en el primer salto. En el segundo se eleva 3,3 m y 12 seg más tarde se para a 12 m de distancia. Tras el último salto quedó 14º inclinado sobre el suelo y a 2,7 Km del sitio previsto para el alunizaje.
    Luego de pararse, el ingenio orientó el panel de células solares hacia el astro rey y la antena hacia nuestro planeta y comenzó a trabajar enviando imágenes y efectuando análisis de muestras del suelo selenita.

    El Surveyor 3 estaba equipado, por vez primera para uno de estos ingenios, con una pala móvil, montada sobre un brazo mecánico de aluminio de 1,5 m de longitud que podía girar en un ángulo de 3 m, 112º. En el extremo del brazo se hallaba una pala pequeña de aluminio del tamaño de un puño. Esta palita que el brazo poseía, estaba dotada de una pequeña puerta en el fondo y era de acero y plástico reforzado. El brazo contaba con 4 pequeños motores que actuaban extendiéndolo o haciéndolo contraerse, y moverse de arriba abajo o de derecha a izquierda. La portezuela de la palita también se podía abrir o cerrar.

    El primer responsable del manejo a distancia, desde Pasadena que era el Centro de Control, del Surveyor 3 es el profesor Scott del JPL. El piloto ordenaba por radio los movimientos convenientes para efectuar las operaciones deseadas. El director de dichas maniobras veía como el brazo cumplía sus órdenes a través de una pantalla de TV que recibía las imágenes servidas por la cámara del Surveyor. El repetido brazo sirvió para comprobar la solidez de la superficie selenita del lugar y la operación se realizó ordenando al brazo que presionara el suelo. Asimismo, la paleta logró abrir 4 pequeños surcos, consiguiendo hacer uno de 23 cm de profundo y 60 cm de largo. También depositó muestras junto a un disco de referencia de colores en una pata. A 15,2 cm de profundidad en el suelo lunar, la pala encontró pequeñas piedras bajo el polvo.
    Después de permanecer el Surveyor 3 algún tiempo en el cráter donde alunizara se le intentó accionar los motores cohete para tratar de elevarlo con el fin de que efectuara un salto y cambiar así de lugar para el estudio de otra zona de suelo. Sin embargo, el Surveyor no funcionó como se esperaba y solo dio un pequeño brinco de unos 30 cm.

24 ABRIL 1967
    El Surveyor 3 obtiene imágenes en color de un eclipse de Sol pero las mismas no fueron transmitidas a Tierra por entonces, habiéndose de esperar que la filmación fuera recogida por la tripulación de Apollo 12 que viajaría a aquella zona lunar posteriormente.
    También consigue fotografiar a nuestro planeta en otras ocasiones, y hasta el planeta Venus.

 4 MAYO 1967.
    El ingenio, con la caída de la primera noche lunar, dejó de funcionar. Luego de intentar reactivarlo con la llegada del segundo día lunar el siguiente 23 de mayo, el Surveyor 3 no respondió, concluyendo pues su misión. 
    En total, la sonda envió 6.315 imágenes del suelo lunar y respondió a unas 60.000 órdenes del centro de control terrestre.

    Dos años y siete meses más tarde y a unos 180 m aproximadamente del Surveyor 3 se posaría el módulo de exploración lunar del vuelo tripulado Apollo 12. Los astronautas de esta misión desmontaron varias piezas del Surveyor, entre ellas la cámara de TV y unos cables, que fueron traídos a Tierra. En las mismas hallaron bacterias (streptococcus mitis) que habían sobrevivido al ambiente lunar en el citado tiempo.

    > SURVEYOR 4.               14 JULIO 1967

14 JULIO 1967.
    Es lanzado el Surveyor 4 en operación normalmente llevada a cabo. El peso del ingenio es de 1.040 Kg. El vuelo se desarrolla, al igual que el de sus predecesores, rutinariamente hasta la última fase del mismo. Su número COSPAR es 1967-068A.

17 JULIO 1967.
    Cuando el Surveyor 4 se aproximaba a la Luna, se pierde el contacto por radio debido al parecer a una posible rotura de uno de los cables de transmisión. El Surveyor 4 queda pues así aislado en las comunicaciones y, al no poder recibir las órdenes oportunas que le dirigieran en el alunizaje, se proyecta a gran velocidad contra la Luna.
    A los 2 min y medio de la pérdida de señal por causas no sabidas, y a las 63 h de vuelo, el Surveyor 4 se estrellaba en la superficie selenita, teniendo lugar el impacto cerca de la región de Schroter, en los 0º 26' latitud Norte y 1º 20’ longitud Oeste, aproximadamente.

    > SURVEYOR 5.               8 SEPTIEMBRE 1967

 8 SEPTIEMBRE 1967.
07 h 57 m, GMT. Es lanzado desde la LC‑36 de Cabo Kennedy el Surveyor 5 en dirección a la órbita terrestre primero y a la Luna después. El peso del Surveyor es de 1.065 Kg en total y de tal 303 son de carga útil. El ingenio viajó casi sin novedad hasta la Luna en los días siguientes. Solo ha de fallar una válvula de presión de helio en el ingenio pero que no tuvo mayores consecuencias.

11 SEPTIEMBRE 1967.
    Tras ser frenado primero por la sección principal de la sonda y luego por los 3 Vernier, accionados por separado durante 33 seg, efectúa una caída libre de 4,5 m.
00 h 45 m. GMT. El Surveyor 5 aluniza a las 64 h 48 min. Luego, la sonda orientó el panel y la antena principal hacia el Sol y la Tierra, respectivamente y comenzó su labor de filmación y análisis de la superficie de la Luna.
    El alunizaje se llevó a cabo dentro de un cráter de 10 m de diámetro al Suroeste del Mar de la Tranquilidad, en la zona conocida por Sabine. Las coordenadas que señalan el punto de descenso son: 23,18º de longitud Este y 1,41º latitud Norte. La inclinación de la sonda al posarse, tras 2 saltos, es de 20º. Las transmisiones cesaron en su primera noche lunar, entre el 24 de septiembre y el 15 de octubre de 1967. Continuaron a partir del 18 de octubre y hasta el 1 de noviembre en que llegó la segunda noche lunar.
    Para medir la composición química de la capa superficial que cubre el suelo lunar, se dotó al Surveyor 5 de un aparatito denominado Diseminador Alfa o ASD, también se denominó familiarmente "cofrecito de joyas", que fue construido por el profesor Anthony Turkevich, catedrático de química de la Universidad de Chicago. El Diseminador Alfa era una cajita de 2,25 Kg de peso, de paredes de oro, de 17,1 por 15,8 y por 13,3 cm, que poseía un isótopo radiactivo y un detector de radiaciones con una placa en la parte inferior de 30,5 cm. Para funcionar, el ASD emitía una fuente de partículas radiactivas de Curio 242 en 6 cápsulas que penetraban 0,03 mm en el suelo selenita, en choque con éste. En el citado choque se liberaban otras partículas que en los rebotes eran captadas por los detectores del aparatito. Sobre la base del número y la energía de las partículas recogidas (protones), los científicos calcularon la composición química del suelo selenita sondeado. Este sistema, empleado por vez primera con el Surveyor 5, permitía detectar los elementos nitrógeno, boro, flúor, sodio, magnesio, aluminio, silicio, fósforo, cloro y potasio, que son elementos ligeros. El Diseminador se unía al resto por un cable de nylon en un aparato elevador y un cable de enlace energético y de información.
    Es de destacar, asimismo, que una de las patas del Surveyor 5, dotada de un imán de Almico 5 magnético de 5 por 1,27 por 0,32 cm, atrajo limalla de hierro, surgida del suelo lunar, el que resultó tener menos de un 0,25% de material magnético.
    Los análisis revelaron la similitud entre la composición del suelo lunar y el basalto de nuestro planeta. Tomando como base tales análisis, se determinó que el suelo lunar contenía un 1,85 % de oxígeno, así como silicio y también bastante aluminio y níquel.
    En total, el quinto Surveyor transmitió 19.118 fotografías del lugar donde se posara, la mayoría (18.006) el primer día lunar.
    El 17 de DICIEMBRE de 1967 cesó de emitir, si bien el 1 de noviembre los experimentos habían terminado.
    Su número COSPAR es 1967-084A.

    > SURVEYOR 6.                 7 NOVIEMBRE 1967

    El sexto Surveyor fue disparado por un Atlas Centaur el 7 de noviembre de 1967 en Cape Kennedy a las 07 h 39 m, GMT. El peso del ingenio era de 1.006 Kg de los que la carga útil propiamente eran 299,6 Kg.
    El día 10 siguiente, luego de un viaje casi rutinario, la sonda consiguió apoyarse suavemente con sus 3 patas en la superficie lunar, tras 65,4 h de vuelo, a 6,4 Km del sitio previsto. El alunizaje se lleva a cabo en la región denominada Pallas D, en el lugar que delimitan las coordenadas 0,49º latitud Norte y 140' longitud Oeste. Al posarse, del impacto, dio un salto o rebote que lo hizo desplazarse en torno a los 25 cm.
    Después de posarse, el Surveyor 6 orientó su panel de células solares hacia el Sol y la antena principal hacia la Tierra. A continuación, el ingenio inició su programa de investigaciones lunares bajo la dirección de los técnicos en Tierra. Al igual que el Surveyor 5 disponía de un Diseminador Alfa para el análisis del suelo selenita.
    El 17 de NOVIEMBRE, es decir, 10 días después de iniciar el vuelo y una semana tras el alunizaje, el Surveyor 6 encendió sus verniers durante 2,5 seg y dio un salto de 2,43 m, tras elevarse hasta 4 m, en 6 seg, prosiguiendo 35 min después su labor en el nuevo emplazamiento, incluidas las emisiones de TV. Las huellas dejadas donde se posara por vez primera fueron fotografiadas desde el nuevo lugar. Es esta la primera vez que se efectúa una maniobra de tal tipo en la Luna, convirtiéndose pues el Surveyor 6 en el primer ingenio propulsado en la superficie selenita.
    Precisando datos aportados por sus antecesores, el Surveyor 6 reveló que el porcentaje ferromagnético en la superficie de la Luna era de un 3 %, cifra que parece considerable. Asimismo mostró que el citado suelo es sólido en el lugar y que tan solo se halla cubierto de una capa de polvo que, por cierto, al actuar los cohetes no se elevó en ninguna nube.
    El Surveyor 6 envió a Pasadena también miles de imágenes, del orden de 29.952 en total, de ellas 12.786 hasta el momento de dar el salto.
    El 14 de DICIEMBRE de 1967 cesó de emitir datos útiles.
    Su número COSPAR es 1967-112A.

    > SURVEYOR 7.        7 ENERO 1968

    El Surveyor 7, también llamado Surveyor G, cuyo peso total era de 1.038 Kg y 305,7 Kg la carga útil, algo más que sus anteriores, fue lanzado el 7 de ENERO de 1968 a las 6 h 30 m, GMT, para realizar la última misión del programa Surveyor, en un vuelo de 66,5 h de duración.
    El día 10 de ENERO siguiente, el ingenio llega a las inmediaciones lunares y se dispone para intentar realizar el primer alunizaje en una región montañosa, siendo las posibilidades de llevarlo a buen término, según se estimó entonces, de solo un 40 % aproximadamente.
    La velocidad de arribada del Surveyor es de 9.750 Km/h y después del feliz funcionamiento del cohete principal de frenado y de los 3 retropropulsores Vernier, el ingenio baja tal velocidad hasta posarse con en la Luna, dando un pequeño salto de rebote de 22,8 cm, dando así lugar al quinto alunizaje USA automático y último de tales caracteres por muchos años para los norteamericanos.
    El lugar donde aluniza este último Surveyor se localiza a 29,5 Km al Norte del cráter Tycho, que mide 87 Km de diámetro. Las coordenadas del punto de descenso son los 41º 30' latitud Sur y 11,4º longitud Oeste, a 2,4 Km del lugar previsto.
    Tras alunizar el ingenio orientó el panel solar y la antena principal hacia el Sol y la Tierra, respectivamente, y comenzó a trabajar.
    Como los dos anteriores Surveyors, el presente disponía del Diseminador Alfa para análisis químicos del suelo selenita y un brazo retráctil para escarbar y sondear el terreno y con el que consigue abrir un surco de unos 32 cm; también abrió 7 zanjitas. Comprobó físicamente en 16 ocasiones la resistencia de la superficie lunar en aquel sitio y movió 4 piedras.
    Además de los diversos datos de orden físico‑químico enviados, el Surveyor 7 transmitió un total de 21.274 imágenes de aquel lugar selenita (20.993 en el primer día lunar, y algunas de la corona solar, de las estrellas y planetas, de la Tierra y de su propia sombra). Además se efectuaron con el ingenio 2 ensayos con LÁSER desde Tierra en el mismo enero de 1968 (desde Tucson, Observatorio Kitt Peak, con una potencia de 1 vatio, y desde el Wrightwood, también de Arizona, con 1 vatio).
    El 26 de ENERO de 1968, unas 80 horas después de la puesta de Sol se dieron por terminadas las operaciones.
    El segundo día lunar comenzó el 12 de FEBRERO y duró hasta el día 21, pero el día 20 de FEBRERO de 1968 cesó de emitir.
    Su número COSPAR es 1968-001A.

<> PROGRAMA LUNAR ORBITER. USA

    El Lunar Orbiter es el programa norteamericano para obtener imágenes del globo lunar mediante el envío de ingenios automáticos a una órbita al rededor de la Luna.
    En 1960 se hizo la aprobación del proyecto original, pero la NASA concretó el programa en MARZO de 1963 con la participación del centro Langley. En tal año se estudian los proyectos de 5 empresas para la construcción de las sondas.
     Los Lunar Orbiter fueron contratados casi en paralelo a la aprobación del proyecto en DICIEMBRE de 1963 a la empresa Boeing bajo el control del Centro Langley de Virginia, comenzando prácticamente el programa en MARZO de 1964 con el inicio del diseño de los ingenios.
    Como se dice se pretendía fotografiar la Luna con vistas a obtener mapas de gran detalle, de escala 1 a 250.000, tanto en interés geológico como topográfico. Así no solo se tendría mayor conocimiento de nuestro satélite natural sino que se obtendrían datos básicos que harían posible luego la realización del programa Apollo para el definitivo asalto humano a la Luna.
    Los Lunar Orbiter, Orbitador Lunar, fueron lanzados en Cabo Kennedy por cohetes Atlas Agena D. El Agena portador de la sonda era colocado en órbita terrestre y desde aquí era reactivado para situar a su carga útil en trayectoria de transferencia a la Luna. Una vez ejecutada tal maniobra, el Agena se separaba del ingenio y continuaba una ruta diferente a la de éste.
    Luego, el Lunar Orbiter realizaba un viaje de unos 3 días hasta la Luna donde se satelizaba con trayectoria elíptica de un apolunio de unos 2.000 Km aproximadamente y 100 o 200 Km de perilunio, con períodos de 3 horas y pico. La estabilización se realizó con 8 chorros posibles de N y mediante 8 sensores solares y uno estelar con referencia en Canopus.
    La órbita era posteriormente cambiada por otra casi circular de unos 50 Km de altura.
    Los sistemas del Lunar Orbiter se alimentaban energéticamente a través de 4 paneles solares, con 10.856 células, dispuestos como las aspas de un molino, y con baterías de cadmio‑níquel que suministraban 335 vatios que consumían los aparatos. En total, el peso del ingenio ascendía entre 380 a 390 Kg, de los que unos 60 Kg correspondían al peso del sistema fotográfico, de 2 objetivos de gran precisión de que disponía. La envergadura con los paneles desplegados era de 3,65 m, la altura de 1,68 m, el ancho de 1,52 m y la forma ligeramente cónica.
    La mayoría de las fotografías transmitidas fueron obtenidas desde la órbita circular de baja altura aludida pero también se sacaron algunas desde la trayectoria elíptica de mayores parámetros. Por la resolución de las imágenes se distinguen objetos de hasta 1 m en el mejor de los casos. Cada Lunar Orbiter obtenía unas 200 a 400 fotografías en unas dos docenas de días. Las imágenes correspondían no solo a la cara visible sino también por supuesto al lado oculto lunar, pero las fotografías de esta faz escondida a nosotros solo eran retransmitidas cuando el ingenio sobrevolaba el lado que se ve desde la Tierra; es obvio que así debía de ser puesto que las emisiones desde la cara oculta no llegan Tierra. En total el número de imágenes enviadas en el desarrollo del programa es de 1.399.
    Por una lado, las cámaras del ingenio tomaban imágenes de superficies de 200 Km aproximadamente de lado, con un poder de resolución de 10 m, en las que así pues se distinguen puntos distantes 10 m entre sí. Por otro lado, de 80 y 610 mm de distancia focal, los objetivos más potentes y de mayor resolución, obtenían simultáneamente imágenes de áreas de 15 por 65 Km, con 8 m de resolución, y 4 por 16 Km con resolución de 1 m; obturaba a 1/25, 1/50 y 1/100 seg con película de 70 mm (y 65 m de longitud). Con todo, las fotografías obtenidas por los Lunar Orbiter suponen un 99 % del suelo lunar o, de otro modo, equivalen a unos 22.450.000 Km^2 de superficie selenita. El sistema fotográfico fue puesto a punto por la compañía Eastman Kodak y las imágenes eran reveladas y fijadas automáticamente por un laboratorio de la sonda en papel Kodak SO-243 (de 5,5 por 21,9 cm) para luego ser leídas electrónicamente en bandas de 0,005 mm de diámetro con barrido de 625 líneas, y transmitidas a la Tierra por un sistema de señal de video que mandaba en cada envío 17.000 líneas.
    Gracias a dichas fotografías se confeccionaron como se decía detallados mapas que sirvieron entre otras cosas para reducir a 8 las 40 zonas que con anterioridad se estimaban aptas para alunizajes de los futuros Apollo tripulados, sin mencionar el interés geológico, o mejor selenológico, y cartográfico.
    Como misiones secundarias, los Lunar Orbiter obtuvieron, gracias a otros aparatos de que disponían, importantes datos relativos a campos de gravedad y magnético lunares, meteoritos que afluían por la zona, etc. Estos aparatos eran entre otros un transmisor, 20 detectores de meteoritos y 2 dosímetros de centelleo para radiaciones, blindados en aluminio y con cesio iodado cristalizado en el interior.
    Tomando como base los datos recibidos, se averiguó que el campo de inducción magnética de la Luna tenía valores comprendidos entre 17 y 36 gammas, mientras que en el espacio el valor es de entre 2 y 20 gammas y en la Tierra asciende a unas 46.000 gammas. Otro importante descubrimiento de los Lunar Orbiter fue el de los MASCONs en diversas regiones lunares; un MASCON es una concentración de masa que en razón a la ley de atracción de masas ejerce su influencia en la trayectoria orbital de un ingenio o, en realidad, de una masa cualquiera. También fue medida la distancia Luna‑Tierra con solo un error de menos de 16 m.
    Luego de finalizar su labor, los Lunar Orbiter eran proyectados contra el suelo lunar mediante un frenado de la velocidad orbital. En total, estos ingenios cubrirían en el programa 6.034 órbitas lunares. A diferencia de los programas espaciales precedentes, el Lunar Orbiter fue un éxito completo, ninguno de los ingenios lanzados fracasó. Fueron lanzados 5 sondas entre 1966 y 1967 aunque en el proyecto se habían calculado un total de 15 ensayos hasta 1970, de los que los 10 últimos fueron anulados.

    > LUNAR ORBITER 1.              10 AGOSTO 1966

    También llamado Lunar Orbiter A, registró un peso de 385,60 Kg. Para las comunicaciones utilizaba la banda S y llevaba 2 antenas, una omnidireccional y otra direccional.

10 AGOSTO 1966.
13 h 26 m. Hora local de Cabo Kennedy; 19 h 26 min, GMT. Es lanzado el primer Lunar Orbiter, que será catalogado internacionalmente como objeto 1966‑73A. Fue impulsado por un cohete Atlas hasta una órbita terrestre primero desde donde se dirigió de modo definitivo a la Luna impulsado por un Agena D que luego se separaría.

11 AGOSTO 1966
    A las 8 h realiza la primera corrección de trayectoria.

13 AGOSTO 1966
    A las 70 h de vuelo, efectúa la segunda corrección de trayectoria en su ruta hacia nuestro satélite natural.

14 AGOSTO 1966.
15 h 23 m. GMT. Tras 4 días de vuelo entra en órbita lunar elíptica de unos 1.850 Km aproximadamente de apolunio y 192 de perilunio, con un período de 3 h 37 min 30 seg y una inclinación de 12,2º. La operación se lleva a cabo con un frenado de retropropulsores que deja la velocidad de llegada en 750 m/seg.
    Desde tal posición el ingenio realiza su labor fotográfica del suelo lunar entre el 18 y 19 de agosto.

21 AGOSTO 1966.
    Tras dos correcciones posteriores de la órbita, el Lunar Orbiter 1 queda situado en una trayectoria prácticamente circular de 57 Km de altura sobre el suelo selenita. Es la primera vez que un ingenio terrestre modifica su órbita en la Luna.

23 AGOSTO 1966.
    A unos días de la prevista conclusión de sus labores, envía la primer fotografía de la Tierra tomada desde las cercanías lunares en este mismo día y en la misma aparecía tanto nuestro planeta, al fondo, sobre el negro del espacio como si fuera una media Luna, como ésta en un primer plano. La imagen fue recibida primeramente en la estación de Robledo de Chavela.

25 AGOSTO 1966.
    La órbita circular del ingenio es reducida a 48 Km de altura.

29 AGOSTO 1966.
    Finaliza su misión. Falló una de las cámaras que supuso el único fallo de todo el programa. El ingenio al final había enviado un total de 217 fotografías desde la órbita lunar.

    Las imágenes que envía el Lunar Orbiter del suelo lunar fueron obtenidas por las cámaras, de gran precisión con objetivo de gran angular, en varias series sobre 9 regiones lunares entre el Mar de la Tranquilidad y el Océano de las Tempestades y más tarde entre el Mar de los Vapores y el cráter Ptolomeo, así como de la cara oculta. Todas las imágenes referidas suponían un área de más de 5,18 millones de Km^2, de ellos parte de la cara oculta y 41.440 Km^2 de lugares seleccionados para los Apollo y 360.000 Km^2 de otras zonas. Se consiguieron resoluciones de 250 m desde 1.500 Km de altura y de 8 Km desde 46 Km en órbita circular.
    Otros datos que suministró fueron sobre radiaciones que detectó entre 0,5 y 1 milirads a la hora, salvo el día 28 de AGOSTO y 2 de SEPTIEMBRE que subió a 7 y 70 debido a sendas erupciones solares.

29 OCTUBRE 1966.
    El ingenio Lunar Orbiter 1 es proyectado fuera de la órbita, yendo a caer a las 13 h 29 m GMT a 6.700 Km/hora en un lugar de la Luna, sobre la cara oculta, en los 160,71º longitud Este y 6,35º latitud Norte aproximadamente. Así se pretendía limpiar la órbita para sucesivas pruebas y evitar posibles interferencias en las comunicaciones.

    > LUNAR ORBITER 2.             6 NOVIEMBRE 1966

    El Lunar Orbiter 2, o Lunar Orbiter B, fue impulsado el 6 de NOVIEMBRE de 1966 desde Cape Kennedy hasta una órbita terrestre por un Atlas a las 23 h 21 m, GMT. Luego, el Agena lo insertó en la trayectoria de transferencia a la Luna. El viaje, en el que recibe un pequeño impacto de un micrometeorito, duraría cuatro días al cabo de los cuales, el día 10 a las 22 h 58 m GMT, entra el órbita lunar elíptica de 1.860 Km por 50 Km de apolunio y perilunio respectivamente, con 3 horas y 28 min de período orbital. Su número COSPAR es 1966-100A.
    Posteriormente modifica los parámetros citados que quedan en 196 Km de apolunio y 45 de perilunio, primero, y de 42 Km de altura en órbita circular después; la inclinación respecto al ecuador selenita era de 11,8º. Desde esta posición habrá de obtener excelentes fotografías de la superficie lunar entre el 18 y el 25 de NOVIEMBRE. La primera imagen se recibió en la estación de Robledo de Chavela.
    El 23 de NOVIEMBRE, el ingenio obtuvo unas estupendas imágenes del cráter Copérnico que maravillaron al mundo; las fotografías fueron obtenidas en órbita de 45,5 Km de altura y desde unos 240 Km al Sur del citado cráter, cuando eran las 3 h 5 m GMT.
    También fotografió con gran detalle, en el noveno día de su estancia en la órbita lunar, el lugar donde 3 años más tarde se posaría el primer LEM de los Apollo. Tomó en total fotografías de 13 posibles lugares de alunizaje y de otras 17 zonas secundarias. Asimismo, envió una fotografía en la que se pudo apreciar por primera vez una serie de domos que su supuso que estaban formados por la aparición de materia volcánica lunar y otra, tomada desde la posición de 43 Km de altura en órbita, en la que aparece la Tierra al fondo. En total el Lunar Orbiter 2 envió 211 imágenes que suponen casi 4 millones de Km^2 de superficie lunar. Al final realizó 280 maniobras y respondió a 2.870 órdenes.
    El 7 de DICIEMBRE de 1966, cesó el envío de las fotografías y el día 8 siguiente cambió de órbita. El Lunar Orbiter 2, que pesaba 385,6 Kg y figurará catalogado como el objeto internacional 1966‑100A, solo tuvo como deficiencia un fallo en el transmisor que impidió el envío de algunas de las fotografías que tomó.
    El 11 de OCTUBRE de 1967 cayó, enviado sobre la cara oculta lunar a las 7 h 17 m GMT, en el Mar Smyt II, entre los 2,96º de latitud Norte, casi sobre el ecuador lunar, y 119,13º de longitud Este.

    > LUNAR ORBITER 3.               4 FEBRERO 1967

4 FEBRERO 1967.
20 h 17 m; las 01 h 17 m GMT del día siguiente. Es lanzado el Lunar Orbiter 3, o Lunar Orbiter C, en Cabo Kennedy por medio de un cohete Atlas Agena. El ingenio pesa 385,6 Kg, de ellos aproximadamente 60 correspondían al peso de las cámaras de gran precisión con las que iba a obtener excelentes fotografías entre el 15 y el 23 de FEBRERO y que serían transmitidas a nuestro planeta en diversas tandas a partir del 2 de marzo.
    El Lunar Orbiter 3 fue catalogado, a su llegada al espacio, como el objeto internacional 1967‑008A.
    Tres días después del lanzamiento, a las 22 h 08 m GMT del día 8, era satelizado en la Luna, en una órbita elíptica de gran apolunio, de 1.844 Km, y 46,2 Km de perilunio. Posteriormente, los referidos parámetros serían modificados hasta reducirlos y dejar al ingenio Lunar Orbiter girar a unos 50 Km constantes de la superficie selenita; el período orbital es de 218,6 min y la inclinación de 21º respecto al ecuador de la Luna.
    En total envió 182 imágenes, de 211 tomadas, que supusieron un total visto de 647.500 Km^2 de la cara oculta lunar y 1.554.000 de la faz visible; casi la cuarta parte de las imágenes tomadas no se pudieron enviar correctamente por fallo del sistema decodificador. Una de las fotografías capta el 14 DE MARZO como un punto brillante al Surveyor 1 posado en el Mar de las Tormentas. También tomó imágenes de 10 lugares posibles para el descenso de los Surveyor y Apollo, como sus anteriores, y midió las radiaciones cerca de la Luna, flujo de micrometeoritos y campo de gravedad lunar. Además se usó al Lunar Orbiter 3 para poner a prueba la red de seguimiento MSFN Apollo.

    El 9 de OCTUBRE de 1967, finalizada su misión en la órbita lunar, el Lunar Orbiter 3 fue proyectado fuera de tal trayectoria mediante un encendido de cohetes, yendo hacia el suelo lunar a las 10 h 27 m GMT donde se estrella en los 14,32º de latitud Norte y entre los 92,7º de longitud Oeste, en la cara oculta selenita..

    > LUNAR ORBITER 4.                4 MAYO 1967

    El penúltimo Lunar Orbiter, también llamado Lunar Orbiter D, se lanzó el 4 de MAYO de 1967 a las 22 h 25 m GMT, y fue colocado como los predecesores en una órbita elíptica lunar unos días después (el día 8 a las 15 h 17 m GMT). Una órbita inicial de 6.350 Km de apolunio, 2.705 de perilunio y 721 min de período, fue sucedida de otra de 160,9 Km de apolunio por 16 Km de perilunio. Posteriormente, esta órbita fue convertida en una circular de baja altura y una inclinación bastante acusada, de 85,5º respecto al ecuador lunar, lo cual permitió al ingenio fotografiar las regiones polares de la Luna.
    El Lunar Orbiter 4, cuyo peso era de 385,6 Kg y que constituyó el objeto internacional 1967‑041A, consiguió enviar en total 163 imágenes, captando hasta un 60 % del suelo lunar, con sus cámaras de gran precisión; el área tomado de la cara visible supuso el 99 %.
    El 26 de MAYO dejó de tomar fotografías, luego de empezar el día 11 anterior, y el 1 de JUNIO transmitió la última.
    El 17 de JULIO siguiente se perdió contacto con el ingenio y se cree que el día 6 de OCTUBRE de 1967, hacia las 06 h 30 m GMT, se estrelló contra la Luna en lugar no preciso entre los 22 y 30º Oeste.
    Junto al siguiente ingenio de la serie, el Lunar Orbiter 5, supuso el mayor éxito del programa.

    > LUNAR ORBITER 5.               1 AGOSTO 1967.

    El Lunar Orbiter 5, también señalado como el objeto internacional 1967‑075A, de 385,6 Kg de peso, fue lanzado en Florida el día 1 de AGOSTO de 1967 a las 22 h 23 m GMT con un cohete Atlas Agena que le llevará hasta la Luna.
    Cuatro días más tarde, el día 5, a las 16 h 49 m GMT, el ingenio era satelizado en una órbita lunar elíptica de 6.029 Km de apolunio, 195 Km de perilunio, 510 min de período y 85º de inclinación, o sea casi polar. Posteriormente los parámetros son corregidos con encendidos de motores y la órbita pasa a ser sucesivamente de 6.066 Km por 100 Km, y de 4.990 por 99 Km. Se estabilizaba con referencia en la estrella Canopus y el Sol. Realiza la toma de fotografías entre el 6 el 18 de agosto y retransmite datos el 27 siguiente.
    Dada la pronunciada inclinación de la órbita sobre el ecuador lunar, resulta que el ingenio sobrevuela los polos y obtiene así excelentes fotografías de estas zonas. Obtendrá también datos sobre radiaciones, meteoritos y los MASCONs.

    El 8 de AGOSTO obtiene imágenes de la Tierra desde su privilegiada posición. En total el número de fotografías tomadas es de 426. Fotografió de nuevo 5 posibles lugares de alunizajes Apollo, 36 sitios de supuesto interés especial científico y partes de la cara oculta que completaban un 95 % de toda el área selenita observada por todos los Lunar Orbiter. También el propio ingenio fue fotografiado pero desde la Tierra con un telescopio de 61 pulgadas de la Universidad de Arizona, captándosele en 52 imágenes como una estrella de menos de la 12 magnitud; previamente, el ingenio había sido orientado intencionadamente para que reflejara favorablemente la luz solar y ser así fácilmente captado.

31 ENERO 1968.
    Luego de concluir su misión en la órbita lunar, el último de los Lunar Orbiter fue precipitado contra el suelo lunar hacia un lugar que se localiza al norte del cráter Grimaldi, en los 2,79º de latitud Sur, y 83,04º de longitud Oeste. El impacto tiene lugar a las 7 h 58 m GMT.

<> PROGRAMA HELIOS. USA‑ALEMANIA FEDERAL.

    Programa germano‑americano de investigación solar mediante sondas colocadas en órbita alrededor del Sol, en el espacio más próximo posible al astro rey. El número de pruebas sería de dos.
    En efecto, los Helios se programaron para acercarse al Sol un poco más allá de la órbita media de Mercurio, más que cualquier otro ingenio, en un vuelo de año y medio de duración en el cual recorrerían 3 vueltas alrededor del Sol.

El factor de aproximación al Sol fijó uno de los inconvenientes de la misión, en el temor a que las sondas resultaran dañadas por el calor. Para salvar en cierta medida tal problema de tal cercanía al Sol, el modelo de sonda llevaba espejos que reflejaban el 90% de la luz solar y giraba sobre sí a razón de 1 vuelta por segundo.
    El ingenio tipo Helios, que toma nombre del dios del Sol en la mitología griega, tenía por misión la investigación relativa a radiaciones solares de todo tipo y al espacio interplanetario. En un principio también se había concebido para estudiar Venus y Mercurio, cosa que luego no resultaría pues en el mismo tiempo casi una sonda americana, el Mariner 10, lo hacía más propiamente.
    Los Helios fueron construidos en la, entonces, Alemania Federal, RFA, por la MBB de Ottobrunn, bajo la dirección de la Sociedad de Investigaciones Espaciales que las diseñara en colaboración. Su forma era la de un cilindro más ancho que alto.
    El programa contó con el asesoramiento técnico USA de la NASA y hubieron además de colaborar italianos y australianos, siendo originalmente un proyecto de la NASA y del Ministerio Federal Alemán de Educación y Ciencia.
    La red de apoyo fue facilitada por los americanos pero con aportación alemana. Colaboró, entre otras estaciones, el radiotelescopio alemán de Effelssberg, cuyo diámetro, en su antena parabólica, era de 100 m.
    Los lanzamientos, efectuados en Cabo Kennedy, se llevaron a término con los impulsores del tipo Titán‑Centaur 3E, provistos de la correspondiente fase supletoria que contenía como carga útil a las sondas.
    El primer ingenio, el Helios A, de cuyo programa fue director H. Porsche, se planeó lanzarlo a fines de 1974 en que se inicia pues la realización efectiva del proyecto. El segundo y último Helios fue ensayado en 1976 y con el mismo concluyó el programa de pruebas, aunque prosiguió por años la investigación con los mismos. Diez años más tarde, las sondas seguían funcionando y transmitiendo.

    > HELIOS A.             10 DICIEMBRE 1974

    La sonda Helios A es la primera enviada a recorrer el espacio más cercano al Sol nunca hollado hasta entonces. Su peso era de 370 Kg y estaba dotada de antena de tipo direccional y cuatro equipos de sondeo.
     Además de los típicos sistemas de comunicaciones, regulación térmica, etc., el Helios A disponía de un conjunto de instrumentos, detectores y analizadores para estudiar el viento solar, la radiación cósmica, solar y galáctica, así como los caracteres físicos del espacio interplanetario, personalizado en el polvo espacial principalmente; especialmente se medirían las erupciones solares y el viento solar.
    En total, el programa científico constaba de 11 experimentos en 3 grupos. Del total de los mismos, 7 fueron realizados por los alemanes.
    La sonda estaba prevista lanzarla en principio el 18 de SEPTIEMBRE de 1974 pero luego sería retrasada tal fecha hasta diciembre.

10 DICIEMBRE 1974.
    Es lanzado el cohete Titán 3E Centaur TE-M-364-4, portador del Helios A en Florida. El impulsor poseía una tercera fase adicional en razón de las necesidades de frenado de la velocidad en relación a la Tierra para que el ingenio cayera hacia el interior del sistema, lo suficiente para la prevista aproximación al Sol. El Helios A pues fue luego situado en una órbita solar de un afelio de 147,2 millones de Km y una distancia mínima al Sol de 46,2 millones de Km, y un período de 190 días. Tal órbita se planeó para que el ingenio la recorriera 3 veces en 1,5 años, actuando en su misión investigadora mientras tanto. Su número COSPAR es 1974-097A.

15 MARZO 1975.
    El Helios A, 95 días después de su partida en Tierra, pasa por el perihelio de 46,29 millones de Km (del Sol). Entonces su velocidad es de 237.600 Km/h, récord nunca conseguido por ingenio terrestre, superior incluso a la lograda por los Pioneer 10 y 11 que fueron acelerados, unos de ellos, hasta más de 100.000 Km/h por el campo gravitatorio de Júpiter. Al pasar por esa mínima distancia, el ingenio soporta bien una temperatura de unos 360ºC, 10 veces más que lo que soportaba en las cercanías de la órbita de la Tierra.
    Los datos por entonces obtenidos indican que el viento solar está integrado por partículas de baja energía que son proyectadas por el Sol a una velocidad de 850 Km/seg, más de lo que se creía para la baja actividad solar que por entonces al Sol acompañaba o caracterizaba. Por su parte, la temperatura calculada para las cercanías solares, del plasma, era en cambio superior a lo previsto.

17 JUNIO 1975.
    A 189 días de su partida, el Helios A, sobre su apohelio, completa la primera órbita y cruza a la vez el punto de alineación con la Tierra y el Sol, con éste por medio, a 300 millones de Km de distancia de la Tierra, o sea 2 veces la distancia media de la Tierra al Sol.

20 SEPTIEMBRE 1975.
    El Helios A vuelve a pasar, por vez segunda, por el perihelio.

23 DICIEMBRE 1975.
    La sonda cruza el apohelio, siendo la segunda ocasión que lo hace, y completa pues 2 órbitas solares.

27 MARZO 1976.
    El ingenio alcanza nuevamente el perihelio.

30 JUNIO 1976.
    El Helios A completa la 3ª vuelta alrededor del Sol, 567 días después de su partida en Tierra, o de otro modo 1,55 años, dando por concluida su misión pero quedando inerte para siempre en tal órbita solar. No obstante, pudo seguir activo hasta 1977.

    > HELIOS B.                   15 ENERO 1976

    El Helios B, segundo y último ingenio de la corta serie, previsto lanzar en principio en 1975 y luego postergada la operación hasta principios de 1976, era poco más o menos igual que el Helios A y estaba como es obvio igualmente destinado a la investigación solar y del espacio desde una órbita heliocéntrica de mínimo perihelio. Su peso fue de 376 Kg.

15 ENERO 1976.
    Es lanzado en Cabo Cañaveral el Helios B e insertado en una curva orbital alrededor del astro rey. El lanzador en un Titan 3 Centaur. Su número COSPAR es 1976-003A.

17 ABRIL 1976.
    El ingenio alcanza por vez primera el perihelio, sobre una distancia de 43 millones de Km del Sol, acercándose pues en 3 millones de Km más que el Helios A. Es tal, la distancia más cercana al Sol lograda por ingenio humano alguno.

    En JULIO, 3 meses después, el ingenio alcanza la altura de la órbita de la Tierra, completando su primera órbita solar, con un apohelio de unos 150 millones de Km.
    Al igual que el Helios A, realiza estudios sobre viento solar y sus peculiaridades, etc. Gracias a los dos ingenios, se averigua que en las cercanías solares hay gran cantidad de isótopo ligero de helio y se midió una nube de electrones de tenue energía y una corriente dirigida de electrones rápidos cuyo origen se sospecho que fuera procedente de ciertas partes de la superficie solar. Asimismo se captaron emisiones de radio del Sol y se estudiaron los caracteres del polvo interplanetario.
    Por otra parte, este ingenio alcanzó la velocidad de los 238.000 Km/hora, récord para un ingenio espacial.

<> PROGRAMA VIKING. USA.

    El programa Viking es el programa USA para la investigación de Marte en el segundo lustro de los años 1970 mediante el envío a su órbita y superficie de completos ingenios automáticos.
    Los vuelos a ejecutar son 2 y se realizan entre 1975 y 1976, aunque las misiones siguen más allá de estos años, sobre todo en cuanto al análisis de datos.
    El programa Viking, o Vikingo, en denominación con la que se recuerda a la población nórdica que se cree posible hubiera sido la primera europea en llegar a América, tiene como motivo principal de su realización determinar la existencia o no de vida en Marte, aunque bajo ningún concepto, sin embargo, se establecen sus investigaciones como determinantes, concediendo un margen de posibilidades en el caso de no hallar nada, considerando que tal vez el ingenio fuera incapaz de detectarla o bien que en la zona registrada no la hubiera y sí en otras.
    En segundo término, o mejor se diría en paralelo, se buscaba completar los estudios cartográficos y de la atmósfera de Marte, así como en interés histórico efectuar el primer amartizaje USA y a ser posible, que no lo sería, en el momento culminante de las fiestas con motivo del bicentenario de la independencia de los Estados Unidos, en la histórica fecha del 4 de julio de 1976.
    Sobre las investigaciones de los Viking y especialmente sobre la base de la existencia de vida en Marte se podría determinar el origen y evolución de la vida, los procesos de caracterización de la misma en la Tierra e incluso la formación del sistema solar.
    El proyecto ya venía siendo acariciado firmemente, con su concepción, desde 1968, siendo en 1969 adjudicado el contrato a la Martin Marietta de Denver, Colorado, por el cual ésta realizaría 2 ingenios, cuyo costo entonces se fijó en solo 280 millones de dólares, y que se preveía estarían dispuestos hacia 1973. La idea del proyecto no obstante se remonta a 1964, partiendo de una reunión científica en una universidad californiana. La idea original era de una sonda tan grande que exigía un lanzamiento con el Saturno 5 por lo que se descartó dando paso al Viking, de objetivos redefinidos.
    El costo del proyecto ascendería luego a casi 1.000 millones de dólares, unos 60.000 millones de Ptas. del momento, y en los trabajos colaboran entre técnicos, científicos y administrativos más de 10.000 personas y posiblemente en total hasta unos 12.000. De los científicos, 67 serían los encargados de controlar 13 experimentos de los ingenios, realizados con 11 instrumentos científicos.
    Puesto que cada ingenio constaba de 2 módulos, uno para orbitar Marte y otro para descender y posarse en el suelo marciano, y los que tenían un tamaño y peso superior que otras sondas anteriores, hubo de emplearse para el lanzamiento el potente cohete Titán‑Centaur 3 en cuya proa fueron alojados. Los Viking eran prácticamente gemelos por lo cual la descripción es general y válida para los 2 ingenios. Cada ingenio en total media 5,3 m de altura, 3 m de ancho y 9,7 m con los paneles solares desplegados, y pesaba unas 3,52 Tm, constando de dos módulos: el Orbiter para situarse en órbita marciana y el Lander para amartizar, que era el encargado de determinar si había vida; este último módulo tuvo un costo de 115 millones de dólares.
    Al lanzamiento, cada ingenio, iba protegido por un casco o cono de 2,7 Tm de peso, de una altura de 6 pisos y 5 m de diámetro, lo que era un poco más ancho al resto del diámetro del Centaur y que daba así a la astronave una forma especial; fabricado en Sunnyvale, California, por la Lockheed Missiles and Space Co., estaba construido en una aleación de hierro, aluminio y magnesio y soldadas las diferentes piezas por un método especial.

    El Orbiter, o VO-1 y 2, pesaba 2,36 Tm, medía 10 m de envergadura, 3 m de alto y estaba destinado, tras insertarse en órbita marciana, a estudiar el planeta desde tal posición durante al menos 120 días. Además de los naturales sistemas de propulsión que pesaban 1.422 Kg, posición, comunicaciones, que incluía una antena parabólica otra de baja ganancia, alimentación eléctrica, a base de 4 paneles de células solares, etc, iba en su parte inferior amoldado un departamento conteniendo al Lander. Los paneles, de 9,88 m de longitud, tenían una superficie total de 15 m^2 y proporcionaban 500 vatios, disponiendo con ellos de 2 baterías recargables. El sistema de comunicaciones utiliza las frecuencias siguientes: 380 MHz, UHF; 2.295 MHz, banda S; y 8.415 MHz, en banda X. En cuanto a instrumental científico, el Orbiter, u Orbitador, llevaba: Dos cámaras de TV de alta resolución, un espectrómetro IR y un radiómetro IR; se resumen en las iniciales, VIS, IRTM y MAWD. El peso de los aparatos es de 72 Kg. El MAWD servía para detectar agua, o mejor dicho, vapor en la atmósfera, en tanto que con el tercer aparato, radiómetro o IRTM, se averiguaría la temperatura del suelo marciano para confeccionar los mapas correspondientes. Este último utilizaba 28 canales del IR y constaba de 4 telescopios cada uno con filtros y 7 detectores en diferentes longitudes de onda para medir 4 bandas entre 6,1 y 8,3, entre 8,3 y 9,3, entre 9,8 y 12,5 y entre 17,7 y 24 micras. También recogían la radiación solar reflejada entre las 0,3 y 3 micras. Cada detector tenía un campo de 3º, equivalente a un círculo de 8 Km del suelo desde 1.500 Km de altura. Por su parte, el MAWD o espectrómetro IR, trabajaba en 5 longitudes de onda al rededor de la de 1,38 micras de absorción del vapor de agua. Media la radiación solar que pasaba por la atmósfera marciana para determinar la cantidad de tal vapor de agua, el nivel de altura y la presión, y disponía de un pequeño telescopio con el que enfocaba la radiación que luego pasaba a 5 detectores tras su difracción en 12.000 líneas por cm. El campo observado por este medio era de 0,12º por 0,92º, siendo un área resultante sobre el suelo marciano de 3 por 24 Km desde una altura de 1.500 Km. Para tomar las áreas adyacentes, hasta 15 de ellas, se usaba un espejo que giraba delante del telescopio, con lo que barría con una anchura total de 45 Km y cada 4,5 seg.
    Con las 2 cámaras, o VIS, se programó la obtención de imágenes de la superficie marciana para confeccionar mapas y también para fotografiar movimientos atmosféricos y nubes de polvo, etc. Las cámaras, con objetivo tipo telescopio Cassegrain de 475 mm, y tubo Vidicon, llevaban un disco con una división de 6 sectores o filtros; tales son rojo, verde, azul, violeta, otro azul y UV cercano. Su campo era de 1,5º por 1,7º. Las imágenes tomadas en el periapsis, previsto para ser de entre 1.000 y 1.500 Km, la resolución se fija en al rededor de los 20 y 25 m respectivamente, superior a la del Mariner 9, con una toma de un área casi cuadrada de 41 por 46 Km de lado. Las cámaras actuaban alternativamente cada 8,96 seg de cadencia media y obtienen cada imagen por barrido de 1.056 líneas, de 1.182 píxeles o puntos cada una, codificados en 7 bytes; con ello, cada imagen supone 8,74 MB. Transmitidas codificamente a la Tierra a razón de 8 KB/seg y recibidas por el JPL, una cada 20 min, su oficina JPL las procesó hasta convertirlas en otra de igual número de líneas pero de 1.204 píxeles de 8 bytes. Los píxeles fueron convertidos, se eliminaron los parásitos de la señal en la transmisión, deformaciones, etc. El color también era recompuesto en tierra, por procesamiento de las 3 tomas con los filtros de los colores fundamentales (rojo, verde y azul).

    El Lander, o Aterrizador o VL-1 y 2, viajaba, como se indica, adosado al Orbiter y cerrado herméticamente dentro de dos piezas o conchas unidas de 1.200 Kg de peso, como una almeja o mejillón que fueran circulares. Este módulo, cuya envergadura es equiparable a la de un automóvil utilitario, medía 3 m de largo y 2,13 de alto, 3,10 contada la antena; con sus 3 pies se determina una circunferencia de 2,79 m. Pesaba en total 1.067,37 Kg de los que 576,37 correspondían al peso sin contar los propulsantes y de los que a su vez 91 Kg aproximadamente eran el peso del instrumental científico de mayor consideración; el peso de los propulsantes era de 491 Kg. Las mencionadas conchas en que se alojaba constituían un escudo para la penetración en la atmósfera marciana en la que había de soportar la fricción. A tal efecto si disponía en las mismas piezas de una protección antitérmica a base de corcho pulverizado.
    Para evitar una contaminación de gérmenes terrestres en Marte, que pudieran luego dar equivocada imagen de éste a los científicos, el Lander viajó completamente esterilizado pues fue sometido antes de partir bajo un sistema calentador para elevar la temperatura hasta 115ºC, en una atmósfera de nitrógeno durante 40 horas.
    El Lander se alimentaba eléctricamente de energía atómica para lo que disponía de 2 RTG SNAP‑19 de plutonio 238 de 35 vatios, así como de 4 baterías de níquel-cadmio de 70 vatios a utilizar como suplemento en determinados momentos que requerían más energía. Su aspecto general se mostraba como una plataforma irregular, queriendo ser rectangular, de 1,09 por 0,56 metros, plagada de piezas y aparatos encima, y que se apoyaba sobre 3 patas; cada pata era un trípode que se asentaba en un plato o pie y llevaba amortiguador telescópico. En dicho pie llevaba sensores térmicos. Sobre los costados, entre cada par de patas, se colocaron 3 motores en grupos. En total había 18 motores con 3 toberas cada uno, por lo que se encontraban en cada grupo 18 toberas y era pues el total de estas de 54. En 2 lados había dos tanques esféricos con propulsante. Los motores de frenado desarrollaban un empuje variable entre 4,5 y 272 Kg. Para orientarse además poseía 8 motores.
    Movido por motores eléctricos, sobre uno de los costados, a un lado y por encima de uno de los grupos de motores, disponía el Lander de un brazo mecánico extensible de 3,05 m de longitud que tenía en el extremo una pinza o cuchara para recoger muestras de terreno marciano y depositarlas en un laboratorio automático que llevaba; en su parte superior tenía una tapa con un tamiz de 2 mm. El brazo podía girar 180º sobre su eje y barría sobre el suelo marciano más de 180º, pero solo podía recoger muestras en 120º entre los 0,91 y 3,05 metros de su longitud, siendo pues de 8,9 m^2 la superficie teórica sobre la que podía tomar muestras. Para desmenuzar si fuera necesario las mismas, disponía de una trituradora y su motor. El cabezal llevaba además, en la parte inferior del cazo, imanes para atraer partículas de hierro, si las hubiera, que podían ser vistas por la cámara de TV enfocada adecuadamente, así como un sensor térmico y un cepillo; uno de los 2 imanes del cazo estaba forrado de metal para disminuir su fuerza hasta una 12 parte de la del otro y así establecer posibles diferencias en la evaluación de las muestras de terreno que se pudieran adherir. La extensión del brazo permitía tomar muestras lejos del suelo inmediato que probablemente quedara afectada por los chorros de gas en el amartizaje. En el extremo de partida o nacimiento del brazo, sobre el Lander, existía un espejo de referencia (en la nave había otro) o de contraste para las cámaras. Por detrás y a ambos lados del brazo, sobre el mismo lado del Lander, éste llevaba 2 cámaras de TV, con un campo de visión de 360ºC. Con estos aparatos, además de conseguir numerosas imágenes de las inmediaciones del lugar de descenso, se podía determinar la distancia de los objetos captados al fotografiarlos simultáneamente por las dos cámaras, con un resultado de sensación de relieve. Gracias también a las cámaras se observó el punto donde se tomaban las muestras de terreno, de 5 cm de profundidad como máximo, en cantidad de unos 5 cm^3 por término medio. Pero, en cambio, no era posible mediante tales imágenes controlar la recogida de muestras como se hiciera con los Surveyor en la Luna porque la distancia Tierra‑Marte era entonces de unos 20 min/luz lo cual determina una falta de sincronización de 40 min; es decir, una imagen recibida correspondía a lo ocurrido 20 min atrás y una orden transmitida llegaba 20 min después. Por ello, las operaciones de toma de muestras, etc, eran guiadas por un programa introducido previamente en ordenador. Ordenadores, el ingenio llevaba en realidad 2 idénticos, cada uno con capacidad para 18.000 palabras de almacenaje, con 24 unidades cada palabra, sobre 2 cintas magnéticas enlazadas. Tal memoria era cada 6 días rectificada si procedía. Llamado GCSC, el sistema disponía de una unidad de adquisición y proceso de datos DAPU, una memoria de almacenaje y una grabadora. La DAPU enviaba los datos a la grabadora o a la memoria. La parte fundamental de las cámaras es un disco miniaturizado del tamaño de una moneda con 11 micro amplificadores, 12 diodos sensibles a la luz y agrupados en el centro y un dispositivo de control que envolvía al disco; 4 de los diodos se utilizaron para los tonos grises en alta resolución (blanco y negro), 1 para imágenes de radio amplio, 1 para toma directa del Sol, 3 para el IR y 3 para rojo, azul y verde. Cada imagen en color se formaba por 750 líneas con barridos múltiples por línea según los diodos prefijados, tardando en cada una de las tomas pues casi unos 10 min; por ello, un movimiento rápido de un objeto delante del objetivo no es captado. También aquí las imágenes son recompuestas en la Tierra. Para servir de punto de referencia y calibración de las cámaras, también lleva, dentro del campo visual de las mismas que comprende parte del propio ingenio, unos cuadrados de colores y rayas negras; junto a uno de tales cuadros van igualmente miniaturizadas las firmas de unas 10.000 personas que participaron en la misión, desde el diseño hasta el lanzamiento y control posterior.
    Justo detrás de ambas cámaras, en línea opuesta al brazo, llevaba una rejilla para retener las partículas que el viento pudiera arrastrar. La misma estaba casi en medio de la parte superior de la sonda, donde el brazo mecánico, tras replegarse después de recoger muestras de terreno de 0,25 cm^3, depositaba éstas para pruebas biológicas sobre un tamiz con agujeros de 1 mm. Había además otras 2 rejillas para pruebas químicas de composición del suelo.
    Debajo de la rejilla un embudo conducía las porciones de suelo hacia 3 laboratorios biológicos automáticos. El embudo tenía inmediatamente debajo un depósito de 28 decímetros cúbicos donde la tierra era ya examinada por los 3 laboratorios, o VLBI, instrumento biológico del Lander del Viking. Este sistema tenía 14,5 Km de conductos eléctricos y 300.000 transistores y constaba en total de unas 40.000 piezas. Su costo fue de 63 millones de dólares, su tamaño volumétrico era de unos 28,3 cm^3 y su peso 16 Kg. Los 3 citados laboratorios tenían por objetivo realizar 3 experiencias: sobre metabolismos, fotosíntesis y respiración. Tal terna es la clave de las misiones: la investigación de la vida marciana posible.
    Uno de los 3 experimentos consistía en detectar seres orgánicos mediante la contaminación de terreno marciano con compuestos orgánicos que contenían sustancias sin marcar (nutrientes por un lado y He, Kr y CO2 por otro) y dejándolo cultivar durante 11 días. Caso de haber seres orgánicos con cierto metabolismo la materia orgánica hubiera sido transformada por aquellos en gases carbónicos detectables (gaz exchange experiment); se usan detectores de H, N y O moleculares, CH4 (metano), Kr y CO2.
    La segunda prueba tenía por objeto tratar de localizar gases orgánicos de posibles seres que se alimentaran de un plasma nutritivo (agua con aminoácidos, lactatos y formiatos) que fue extendido sobre un trozo de terreno aislado con su propio nódulo atmosférico. Detectando en la atmósfera el gas carbono 14, con que estaban marcados los nutrientes, podía delatar la presencia de los supuestos seres que habrían asimilado aquellos y liberado gases; prueba LR, labeled release. La incubación también duraba aquí 11 días.
    El otro experimento, de fotosíntesis, consistía en averiguar si existían o no allí seres vegetales de alguna especie mediante el sometimiento de otro trozo de suelo a anhídrido carbónico radiactivo, siendo luego tal expuesto bajo una lámpara solar sin UV durante 5 días. De haber vetegales el citado gas sería absorbido en la fotosíntesis. El gas podía ser luego liberado al ser recalentado el material a 650ºC, siendo separados, tras introducir He, el CO y el CO2 por un filtro. Luego, el detector radiactivo de carbono 14 lo debía acusar; prueba pyrolitic release. Una parte de la muestra de terreno marciano se sometía a 160ºC durante 3 h para su esterilización antes de la incubación y calentamiento pirolítico, para ser comparada en las medidas radiactivas con el resto y poder así establecer una garantía de solvencia en el proceso; es decir, si los resultados eran los mismos significaba que no había vegetales y si daba un índice inferior de carbono 14 en el terreno esterilizado era que el otro había tenido proceso de fotosíntesis vegetal.
    Con tales sistemas no solo era posible detectar la vida sino también saber si la hubo en algún tiempo al haber dejado abundante residuo orgánico (captable). Tal laboratorio fue construido por la TRN y Litton Industries en California.
    Estaba previsto para el caso de que no fuera detectada vida al primer intento que el brazo se extendiera nuevamente y girara unos grados de ángulo para volver a tomar más muestras y repetir la operación. Si en el segundo intento la respuesta fuera también negativa, las maniobras se podían repetir en una tercera oportunidad.
    En otras partes del Lander, además de una antena parabólica de alta ganancia y orientable, de 75 cm de diámetro, se disponía de 3 sismómetros de frecuencias de detección entre 1 y 4 hertzios, y un brazo extensible con sensores meteorológicos para estudiar la atmósfera del planeta rojo. Se cuenta un anemómetro con un termopar medía la velocidad y dirección del viento, a base de dos sensores dispuestos a 90º uno de otro, y tres termopares la temperatura. El sistema anemométrico del termopar tenía hilos muy finos envueltos en platino y óxido de aluminio para protegerlos de la erosión eólica. El sistema eléctrico calentaba el hilo sensor, circulando por el platino, mientras el viento marciano lo enfriaba, estableciendo en tal diferencia la componente del viento perpendicular al sensor y por combinación de 3 valores de temperatura, su velocidad; sin embargo, el sistema tiene un margen de error de 180º en la dirección del viento pues se detectaba la misma pero no el sentido por lo que se dotó en el equipo un último sensor calentado y dotado de 4 termopares, cada uno a 90º de otro, para averiguar de que lado llegaba el viento al estar pues más frío. Los datos meteorológicos se tomaban 12 veces al día.
    Asimismo, contaba con otra antena UHF para la comunicación local con el Orbiter, un espectrómetro IR y otro de masas enlazado a un cromatógrafo de gases para el estudio de la atmósfera, radar y altímetro. Las comunicaciones podían ser canalizadas a través del Orbiter pero también podía emitir directamente a la Tierra. Los aparatos usados en el estudio de la ionosfera y atmósfera marcianas en el descenso hasta el amartizaje se resumen en las siglas RPA, UAMS y LASE. El primero estaba destinado al estudio de la distribución de electrones del viento solar y de la ionosfera, temperatura de los mismos en esta capa de la alta atmósfera, y la composición, temperatura y concentración de los iones positivos en igual sitio; se estudia igualmente la incidencia del viento solar sobre la alta atmósfera marciana. El UAMS estudia los gases existentes en la atmósfera marciana, la composición molecular igual o menor a una masa atómica de 50 de los gases eléctricamente neutros, y la existencia de isótopos. Por último, el LASE estudiaba la temperatura, densidad y presión de la atmósfera desde una altura de 90 Km hasta el suelo.
    De un modo general, cada Viking realizaba 15 investigaciones, en órbita y desde el suelo. De ellas, 4 eran de carácter biológico. Una relativo a los componentes de la atmósfera y del suelo, con un espectrómetro de masas GCMS. Otra conducente a la determinación de la presión, temperatura, humedad y velocidad del viento. La detección de la actividad sísmica era otro motivo. Finalmente se estudian las propiedades magnéticas del suelo. Además, indirectamente se ejecutan estudios físicos mecánicos de gravitación, etc. De todas las experiencias, 10 se efectúan tras el aterrizaje y 3 en el descenso atmosférico (los antes citados). Los tests con el espectrómetro de masas se repetían con 4 tomas de muestras y con el XRFS sistema de fluorescencia con rayos X hasta 5 veces. Con estos dos sistemas se investigaba el suelo mediante el análisis químico orgánico (espectrómetro de masas) y de moléculas inorgánicas, con examen de fluorescencia de rayos X, con masa superior a 20.
    El Lander 1 tenía teóricamente 58 días de capacidad autónoma de actividad y el segundo 62 días. La vida teórica de cada Viking Lander se fijó en 90 días pero la mayoría de sus aparatos tenían un año de vida, lo cual además de permitir una comparación de repetidos resultados en una prolongación prevista autorizaba reanudar experiencias en una segunda fase llamada Misión Vikingo Extendida, tras una interrupción insalvable. Tal interrupción se efectuaría previstamente el 8 de NOVIEMBRE pues el 25 siguiente el Sol se hallaría entre Marte y la Tierra, en conjunción, lo cual en las fechas cercanas a esta jornada se hacía imposible cualquier comunicación electromagnética. La reanudación se preveía con los 2 Vikings en ENERO de 1977 o fines de DICIEMBRE. El final definitivo se fijó sobre JUNIO de 1978, esperándose para entonces recibir en total más de 40.000 fotografías, a razón de 50 diarias como promedio y una resolución máxima de 10 m, y un sinfín de datos codificados más.
    El programa general desarrollado por los dos Viking constó en la realidad de una misión Primaria o VPM hasta finales de 1976, continuado de una Extendida o VEM hasta marzo de 1978, seguido de una Continuada VCM hasta  febrero de 1979, prolongada en una Completada o VCM que llegó hasta agosto de 1980 con operaciones automáticas semanales de envío de datos e imágenes de ambos Lander; aun después, se prolongó en el caso del Lander 1 hasta noviembre de 1982 siguiendo con tal modo de operar semanal. En las 3 primeras misiones las operaciones fueron continuas, siendo realizados los análisis inorgánicos hasta noviembre de 1978 y los biológicos y moleculares de suelo y atmósfera hasta mayo de 1977, en el programa VEM. En cuanto a los Orbiter, actuaron el primero hasta la órbita 1.485 en agosto de 1980 y el segundo hasta la órbita 704 en julio de 1978.
    De los 2 Lander programados, uno se preveía depositarlo en un cauce seco de un presunto río marciano de antaño y el otro relativamente cerca de un casquete polar. Luego, la realidad sería otra, pero en ambos casos fueron a parar al hemisferio norte marciano.

    Como curiosidad, el emblema del proyecto fue diseñado por el dibujante Paul Calls, de Connecticut, y representa el símbolo astronómico de Marte rodeando la Tierra con la flecha señalando por encima de Marte un punto de éste, sin escala. El Viking aparece girando alrededor del planeta rojo. Lo envuelven todo 3 círculos de color azul, blanco y rojo, los colores nacionales USA, que iban en el momento culminante de la misión a coincidir con los 200 años de su existencia.
    Fue director principal del proyecto James Martin. Otros técnicos ejecutivos fueron Gerald A. Soffen, director científico, Doug Mudgway, director de operaciones en el JPL, Marshall Johnson, director de lanzamiento, Thomas Mutch, director de operaciones por TV, etc. Después de éstos, un equipo de unos 80 científicos y 700 técnicos apoyaban el programa directamente, bien en el vuelo o en el análisis de datos; los científicos se agrupaban en 13 series de investigaciones.

    Sobre los resultados generales del programa Viking puede decirse que se precisan gran cantidad de datos ya conocidos y se aportan otros nuevos muy valiosos. De modo general, las investigaciones Viking, efectuadas parte de ellas desde la órbita del planeta por los Orbiter y el resto desde el suelo del mismo por el Lander, se resumen en datos sobre: composición atmosférica de Marte, velocidad de los vientos marcianos que fueron en cierta ocasión de 25 Km/h, temperatura de la superficie que fue de entre 84ºa 86ºC bajo cero por la noche y 29º a 31ºC bajo cero de día, y en general sobre la meteorología marciana; configuración morfológica y los accidentes que delatan cierta actividad geológica; composición química del suelo, que resultar ser según el Viking abundante en hierro y silicio y también en calcio, aluminio y titanio, y el carácter morfológico del mismo; y actividad biológica que resultó negativa, si bien no en el sentido absoluto y determinante, pese a que dos de las experiencias VLBI dieron positivo pero con la explicación dada de que ello fue debido a una actividad química no explicable en el momento; en efecto, en el tercer experimento de los VLBI se registró un gran desprendimiento de oxígeno. Sobre este último punto se dedujo la existencia de ciertos procesos metabólicos en el suelo marciano pero paradójicamente los responsables dicen que no se trataba de microorganismos sino la respuesta de sustancias altamente reactivas, según se descubriría más tarde, que liberaban oxígeno. La pregunta principal sobre si había o no vida orgánica en Marte, al término del programa, seguía pues en alto pues los resultados negativos de los Viking no supusieron el punto determinativo ni mucho menos. La polémica sobre la interpretación de los resultados no se cerró nunca y aun seguía en 2006. Además, las pruebas previas de los sistemas empleados (en concreto, el GCMS) realizadas en la Antártida dieron resultados idénticos y sin embargo en tal ámbito terrestre existe vida. Incluso, en 2012 una nueva y reciente evaluación de los datos Viking sí parece apuntar a la existencia de microorganismos marcianos...
    De suma importancia fueron los hallazgos de que los polos tenían agua helada y no eran de CO2 en su totalidad como se suponía. Asimismo se halló un cierto campo magnético marciano. De los Lander se recibieron en total algo menos de 1.400 fotografías, a las que hay que añadir las obtenidas por los Orbiter, totalizando unas 51.000 al final.
    Resumiendo, el programa supone un importantísimo avance en el conocimiento del planeta rojo y el más completo estudio realizado por ingenios espaciales hasta entonces del mismo.

    > VIKING 1.               20 AGOSTO 1975

    El primero de los 2 Viking sufrió en su lanzamiento varios aplazamientos, desde el 11 de agosto. Tras la primera postergación se fijó la fecha para el 14 de aquel mismo mes pero el día antes, a falta de pocas horas para el final de la cuenta atrás, ésta fue suspendida por hallarse un fallo en una de las válvulas del Titán‑Centaur. La nueva fecha fue entonces la del 17 de agosto que sería finalmente dejada para la del 20. La válvula estropeada, en tanto se sustituía por otra, era llevaba desde Florida a California donde, en un laboratorio, fue investigada para establecer las causas y dar así luz verde al lanzamiento.

20 AGOSTO 1975.
23 h 22 m. Hora española; 21 h 22 m, GMT. Es lanzado el Titán 3E‑Centaur, de 49 m de altura, portador del Viking 1, en la PAD‑41 de Cabo Kennedy. Su número COSPAR es 1975-075A; el del módulo de aterrizaje es 1975-075C.
23 h 52 m. Después de la actuación de la última fase Centaur, 30 min más tarde de la partida, ya en órbita de transferencia a Marte, el Viking 1 se separa del cohete y lo abandona. Navegando ya con los paneles desplegados, acababa entonces el ingenio de emprender un viaje de 10 meses de duración con un recorrido de alrededor de los 704 millones de Km.

27 AGOSTO 1975.
    Para este día se estableció la posibilidad de ejecutar una corrección de trayectoria para adelantar la fecha de llegada (19 JUNIO 1976) en un día, pero no sería realizada.

   ENERO 1976.
    Se transmite al ordenador del ingenio una nueva memoria rectificada de operaciones a realizar.

   ABRIL 1976.
    A los 8 meses de vuelo, el Viking 1 se encuentra a 204 millones de Km de distancia de la Tierra y a 15 millones de Marte, en línea recta.

14 JUNIO 1976.
    Se lleva a cabo un primer encendido del motor de correcciones.

15 JUNIO 1976.
    Un día después de la primera rectificación de trayectoria se ejecuta la segunda. La operación se repite en tan corto espacio de tiempo para compensar una fuga de helio que se presentó y que motivó la reducción de la velocidad más de lo deseado y cuyo hecho ha de causar un retraso en el horario de entrada en órbita marciana, cuatro días después. A medida que el ingenio se acercaba se toman ya las primeras imágenes de Marte de la misión. Las fotografías muestran al planeta rojo bajo tonalidades de color rojizo, gris, blanco, azul y amarillento, cada cual en razón a los diferentes caracteres que marcan el planeta.

19 JUNIO 1976.
    El Viking 1 arriba sobre el cielo de la región ecuatorial de Marte a una velocidad de 13.000 Km/h, sobre 9.600 Km de distancia del planeta, a 314 millones de Km de la Tierra entonces.
22 h 15 m. Hora española. Tras actuar los retrocohetes durante 3,8 min, el Viking 1 entra en órbita marciana con 6,5 h de retraso y al cabo de un vuelo de justo 302 días, 22 h, 53 min, casi los 10 meses justos. La órbita, que es provisional, tiene los siguientes parámetros básicos: 1.500 Km de periapsis, 50.600 Km de apoapsis, una inclinación orbital de 39º y un período de 42 h y 6 min. En los primeros momentos en órbita, el Viking 1 sobrevuela el hemisferio boreal. En las 2 semanas siguientes a esta fecha, el ingenio toma fotografías, no solo para determinar posibles puntos para futuros descensos humanos y completar mapas del planeta, sino también para observar bien la propia zona de amartizaje y su carácter adecuado a la operación por si fuera necesario, como lo fue, desistir de ella y buscar otra.

21 JUNIO 1976.
    Se efectúa un nuevo encendido del motor para reducir los parámetros orbitales. Ahora el Viking 1 girará con un apoapsis de 32.600 Km, una distancia mínima de unos 1.514 Km y un período de 24 h 36 m, iguales a los previstos, de carácter sincrónico.

26 JUNIO 1976.
    Es fotografiada a primeras horas una nube bastante grande de, quizás, hielo en cristales, según se afirmó, moviéndose a unos 108 Km/h hacia el lugar previsto para el descenso.

27 JUNIO 1976.
    Se comunica que el amartizaje previsto para el 4 de julio, fecha del bicentenario USA, ya no se realizará en el lugar fijado en principio, postergándose también la fecha. Se temía, a juzgar por las fotografías nuevas recibidas, un descenso aparatoso pues la zona aparecía inadecuada y con detalles imprevistos de abruptosidad o dureza indeseada del terreno. Por otra parte interesaba llevar la sonda a un lugar que tuviera tierra o material blando para las pruebas de vida, pues en un suelo pétreo ello no era posible, pero que tampoco fuera demasiado blando que se pudiera hundir el ingenio. Tampoco debía por igual razón estar en zona elevada y si más bien a resguardo de vientos fuertes. Entonces se procede a la búsqueda de otro punto más cuidadosamente y se fija como fecha de la operación para el amartizaje la del día 17, a las 6 de la madrugada. El nuevo lugar se halla al Noroeste del lugar primitivo. Este punto último, original y previsto en Tierra hacía ya mucho tiempo, está junto al lado de un cañón de 32.000 Km de longitud donde se creía que en otro tiempo el agua dejó su huella erosiva. Exactamente es el punto número 21 de los estudiados y se encuentra el punto en el lugar llamado Chryse Planitia, que significa "planicie áurea" en griego, en los 22,27º latitud Norte y 47,94º longitud Oeste, al Oeste del cañón de 6,5 Km de hondura; en tal lugar es donde se debía haber posado el ingenio a las 01 h 41 m GMT del celebrado día del aniversario USA.
    Pero resultó que tampoco el nuevo lugar se veía adecuado y se anuncia una nueva postergación de al menos 3 días, o sea hasta el día 20. La búsqueda de un nuevo punto es en tierra estudiada incluso con la ayuda de una moderna computadora. El lugar ideal de un aterrizaje Viking, tanto en el primero como en el segundo de los ingenios, no debía hacerse sobre terreno muy rocoso o abrupto, o muy arenoso, donde la pala mecánica no pudiera escarbar o se hundiera por el contrario, incluso todo el ingenio (arenas movedizas, etc.). Además, el lugar debía ser de muy baja altura donde hubiera alta densidad atmosférica y así los paracaídas pudieran por tanto actuar en el descenso con seguridad.

 8 JULIO 1976.
    Nuevamente el Viking 1 cambia la órbita para estudiar esta vez una zona a 300 Km al Oeste del punto inicial de amartizaje. Las imágenes comprenden áreas del tamaño de un campo de fútbol, de una resolución de 40 m, las tomadas en el periapsis. En general, las imágenes de Marte mostradas por la sonda en órbita, el Orbiter, dejan ver en su extraordinaria calidad lo accidentado de gran parte del terreno, pero además se cree entonces ver en muchas de ellas en el fondo de cráteres hielo o quizá gas carbónico congelado. También se encuentra vapor de agua, aunque en muy poca cantidad como para dejar esperar que pudiera tener un ciclo como en la Tierra con efectos incidentes en el resto del sistema meteorológico marciano; también se descubren montañas o cráteres de 24 Km de altura o desnivel, y cañones de 4 Km de longitud.

13 JULIO 1976.
    Se trata de fijar el punto preciso de descenso del Lander 1 en el área anteriormente citado como zona general, a la vera de un cauce seco de un antiguo posible río. La fecha del amartizaje podía ser retrasada hasta 50 días, o sea hasta el 8 de agosto.

15 JULIO 1976.
    Se fija como fecha definitiva de descenso la del 20 y el lugar se sitúa en una depresión llana con varios cráteres donde se esperan entonces encontrar rastros del agua de otros tiempos que allí hubiera habido posiblemente.

20 JULIO 1976.
    A las 08 h 05 min, el director del proyecto, James Martin, comunica la orden definitiva a los técnicos para realizar el Viking Lander 1 el descenso al suelo de Marte, que entonces está a 341,4 millones de Km de la Tierra.
09 h 47 m 15 s. Se envía desde la Tierra, a través de la estación DSN de Australia, a orden que desencadenaría las operaciones automáticas de descenso y aterrizaje, o mejor dicho amartizaje, que debía durar 4 h 4 min.
10 h 51 m. Automáticamente, el ordenador del ingenio transmite la orden material por la que unos pernos explosivos estallan y se produce la separación del Lander cuando estaban recorriendo la 30 vuelta al planeta. Pero aun por 2 horas seguirá en órbita al lado del Orbiter, tiempo en el cual se orienta debidamente para luego iniciar el descenso y transmite datos de su estado con enlace intermedio por el Orbiter.
11 h 57 m. Las señales desde este momento hasta 8 horas después se reciben a través de la estación DSN de Madrid. Pero las maniobras son dirigidas automáticamente por el ordenador del ingenio ante la imposibilidad de un control directo ya que las señales, dada la distancia, tardaban 19 min en llegar y ello se traduce en una demora excesiva para operaciones que son muy cortas en tiempo y continuas. En Tierra solo pues restaba esperar si se cumplía con lo establecido por las órdenes automáticas. El Viking vuela entonces a unos 3.000 Km de altura y está en la órbita 32 desde que llegara a la misma.
    Tras el encendido de los 8 motores cohete durante 24 min, el Lander se proyecta sobre unos 246 Km de altura, abandonando la órbita e iniciando el descenso a unos 16.000 Km/h de velocidad. Se inicia así una trayectoria de descenso de 16.000 Km en curva, controlada por el computador apoyado con un altímetro‑radar. El Lander viaja aun envuelto en las 2 conchas de protección. Entonces se produce el primer frenado a cargo de la propia atmósfera marciana, ocasionando una temperatura de 3.600ºC sobre la concha del Lander expuesta al choque. La operación se prolonga alrededor de los 10 min. En este descenso, los caracteres atmosféricos marcianos son medidos con los 3 aparatos del Lander dispuestos al efecto. Con dos espectrómetros se estudia la alta atmósfera marciana, entre los 200 y 120 Km de altura.
    Encontrándose a 30 Km de altura y hasta poco más de los 24 Km acontece el máximo índice decelerador. La velocidad es ahora de 2.400 Km/h aproximadamente. A los 27 Km penetra en la alta atmósfera y está a 8 min del fin de la ruta. A 5,5 min de reentrada, 7.612 m de altura, se despliega el paracaídas de 2,13 m de diámetro de arrastre del principal. A los 6.360 m de altura se despliega el paracaídas de frenado de 15 m de diámetro que hace descender la velocidad de 2.180 Km/h hasta los 220 Km/h. Casi a la vez se separa la concha inferior, la de reentrada. A 5,7 Km de altura es entonces cuando tal paracaídas es desprendido con la otra concha o escudo protector.
    También las 3 patas son desplegadas por igual momento y a 1.400 m de altitud, el Lander 1, limpio de conchas y paracaídas, un minuto después del despliegue de este último e inmediato a su desprendimiento fueron encendidos los 3 sistemas retropropulsores para rebajar la velocidad de unos 216 Km/h hasta los 8,8 Km/h, en medio minuto; tales motores podían actuar hasta 2 min. Luego, sobre algo más de la altura de un hombre, el Lander se deja caer sobre el suelo marciano, amortiguando el golpe con las 3 patas telescópicas dotadas de adecuado dispositivo. Ello ocurre sobre terreno arenoso a los 7 min y 6 seg de iniciar la entrada en la atmósfera y dejándose caer desde 3 m de altura con los motores apagados.
13 h 53 m. Hora española; 11 h 53 m, GMT; en el planeta serían aproximadamente las 16 h del 7 día del verano marciano. El Lander 1 realiza el primer amartizaje suave USA, segundo histórico en general, al cabo de un vuelo de 334 días, 14 horas, 39 min, casi 11 meses, en la zona marciana de Chryse Planitia, a 30 Km del punto inicialmente fijado, en los 22,27º latitud Norte y 47,94º longitud Oeste (lo previsto eran los 22,27º Norte, 49,97º Oeste). El ingenio queda posado inclinado sobre el terreno en solo 3º de arco, a 130 Km al este de Lunae Planum y a solo 9 m de una gran piedra, del tamaño de un automóvil, que podría haberle hecho volcar si se hubiera posado encima. El acontecimiento se produce en el 7º aniversario de la llegada del hombre a la Luna (Apollo 11). Casi de inmediato, los hombres del proyecto reciben tras el feliz descenso la felicitación del entonces Presidente USA Ford, entre otros.
    El VL-1 fue renombrado en 1982 Thomas A. Mutch Memorial Station, en memoria del citado profesor Mutch fallecido en 1980.
14 h 12 m 07 s. Llegan a Tierra las señales que anuncian el aterrizaje, luego de recorrer en 19 min unos 342 millones de Km que en aquel momento separan Marte de la Tierra. Es entonces cuando realmente para nosotros aterrizó y se supo que lo había hecho con 17 seg de retraso. Inmediatamente al aterrizaje, cuando aun en Tierra no se sabía la cierta suerte del ingenio, tomó la primera imagen histórica desde Marte y la envía 24 seg más tarde de posarse. En el primer día solo enviará dos fotografías. Dicha fotografía capta un trozo de terreno inmediato a la pata número 3 que también se observará en la misma. La nitidez es extraordinaria. Esta imagen es, junto a la otra enviada un poco más tarde, servida a los medios de comunicación a pocas decenas de minutos de su toma con lo que millones de americanos pudieron observarla en primer lugar y horas después el resto del mundo. Tal primera imagen muestra, además del citado trozo de pata, piedras pequeñas sobre arena.
    La segunda fotografía mostraba ya el claro cielo marciano. Al otro día, otras imágenes, ya en color, mostraban una panorámica con un cielo sobre el horizonte de tono azul claro y rosáceo, y un terreno de color rojizo debido quizás a la oxidación de rocas ferruginosas, lo cual implica la existencia de oxígeno o vapor de agua en otro tiempo que asimismo nos dice de la posibilidad de que hubiera habido vida.
    La primera imagen en color desde el suelo marciano muestra además un terreno bastante plano lleno de piedras grises de 15 cm a 1 m de tamaño y arena; en fin, un desierto aunque más parecido a uno terrestre que al terreno lunar. Otras imágenes muestran además algunas crestas y dunas, pero no se aprecia que el lugar hubiera sido lecho de antiguo río o inundación, bien por que si la hubo (procedente de Lunae) no fue intenso o las evidencias desaparecieron por efecto erosivo posterior.
    En los instantes siguientes al amartizaje entró en acción la antena de mayor capacidad, buscando las señales de la Tierra, y la sonda meteorológica, además de las citadas cámaras de TV. La transmisión directa a Tierra se efectúa a razón de 500 unidades de información codificada o bits por segundo. Pero otras veces, el envío se ejecuta a través del Orbiter con una frecuencia de 16.000 bits por segundo. Luego, la información era enviada a Tierra 2 veces por día y por espacio de 2 horas en total. Pero en ese tiempo se enviaba lo registrado durante el anterior período en memoria magnética que actuaba solo en momentos adecuados. Después de la llegada del segundo Lander, el primero solo enviaba ya información a través del Orbiter, salvo la relativa a meteorología, sísmica e imágenes.

21 JULIO 1976.
    En su segundo día en Marte, como en el anterior y el siguiente, el Lander realiza estudios sobre meteorología y toma nuevas imágenes, entre ellas la primera cromática antes referida. También estaba programado que actuara el sismómetro. Las nuevas imágenes muestran el paisaje desértico, de tono rojizo, como se esperaba realmente en el fondo. Pero en cambio, los datos sobre la atmósfera resultaron inesperados pues mostró una composición de un 3 % de nitrógeno, un 1,5 % de argón, menos de lo esperado, algo de vapor de agua y el resto de óxido carbónico. Esto transciende sobre las posibilidades de vida en el planeta, entonces o anteriormente. Las fotografías primeras en color se comenzaron a recibir a las 16 h y la operación concluyó a las 18 h, hora española.
    En total, se envían 3 imágenes que son las referidas anteriormente (día 20, como ampliación de la idea del lugar donde se posó el Lander 1) y ello fue posible luego de activar la 2ª cámara de TV de barrido en líneas.
    Es de destacar también que en algunas de las fotografías se aprecia el efecto del chorro de gas de los retropropulsores en el amartizaje que removió la capa superficial del terreno, dejando el inferior, de otra tonalidad, al descubierto. Por lo demás, se ensayó el sistema de rayos X para su comprobación técnica.

22 JULIO 1976.
    Prosigue las anteriores experiencias y recibe una primera serie de nuevas órdenes corregidas. Sobre los nuevos datos recibidos se confecciona lo que es el primer parte meteorológico de un planeta distinto al nuestro y por ende de Marte: temperatura mínima de ‑85ºC, máxima de 6ºC, vientos con una velocidad máxima de 25 Km/h y un cielo, despejado desde luego, pero de tono rojizo. Los vientos soplaban del Este del planeta por la tarde pero a media noche cambió al Suroeste. Las nuevas fotografías en color indican el tono rosado del cielo que por error de composición aparecía antes azulado.
    Entre tanto, en Tierra, en el JPL, a partir de las imágenes mostradas por TV del lugar inmediato al de descenso se construía una maqueta idéntica al citado paraje, como medio de estudio para fijar entre otras cosas el punto donde el brazo debía tomas muestras, creyéndolo como más adecuado.
    El 6º día tras el amartizaje era el tope de designación del punto y el 8º el previsto para las tomas de muestras e inicio del ensayo biológico, bajo las órdenes automáticas del ordenador previamente programado.

23 JULIO 1976.
    Mientras en este día toma 3 nuevas fotografías, en blanco y negro, se encuentran varios problemas. Uno de ellos determina que el sismógrafo siga sin funcionar, tras una interrupción temporal, al parecer al no haberse soltado las ligaduras que lo sujetaban en el viaje lo que impedía el total funcionamiento del aparato. Esto se había detectado el día anterior ya y al parecer fue consecuencia del aterrizaje.
    Por otra parte, el brazo mecánico que según se preveía debía tomar muestras 4 días después se encontraba agarrotado por culpa de un pasador de la cubierta protectora que le impedía extenderse; primero se había especulado que se trataba solo de un error de órdenes de la computadora. Tal pasador, en realidad, debió de haberse desprendido con anterioridad. Además, una serie de problemas en las comunicaciones impide recibir nuevas fotografías por lo que se activó la otra cámara; la potencia en la emisión había descendido de 30 a 1 solo vatio de potencia.

24 JULIO 1976.
    Es sometido el Lander 1 a prueba mediante nuevas órdenes, tratando de solucionar los problemas presentados, o al menos conocer si se hallaba en fin indispuesto para la toma de muestras, operación prevista para pocos días más tarde. Las pruebas resultan satisfactorias y el brazo se libera. Ello fue posible a fuerza de repetidas órdenes de movimiento hasta que la acción ocasionó la caída del pasador que fue luego fotografiado al pie del ingenio. Otra cuestión es que se confirma que en algunas de las fotografías recibidas, en que aparecían figuras de letras C, B y G, se habían producido fenómenos de ilusión óptica sobre reflejos luminosos en las piedras del terreno.

25 JULIO 1976.
    Continua el estudio de los puntos a elegir para tomar muestras, mientras el ingenio envía nuevos y variados datos.

26 JULIO 1976.
    Queda solucionado el problema de las comunicaciones y el transmisor estaba ya otra vez en condiciones de facilitar el envío de nuevas fotografías en color. Pero no pasa así con el sismómetro que sigue con el mismo problema.
    Una segunda fotografía en color enviada en este día muestra una parte del ingenio Lander aterrizado de estructura gris y un cable amarillo, bajo el cielo rosa y sobre el rojizo terreno marciano.

27 JULIO 1976.
    Se intenta arreglar sin éxito el sismómetro. Nuevos datos recibidos fijan el contenido atmosférico en dióxido de carbono en un 95 %, de nitrógeno entre el 2 y el 3 % y de argón entre el 1 y el 2 por ciento. Por otra parte, se dispone todo ya para iniciar al día siguiente las experiencias biológicas.

28 JULIO 1976.
    El Orbiter continua dando vueltas alrededor del planeta tomando fotografías y datos relativos a la atmósfera, tal era de continuo su labor, además de servir de enlace al Lander. Pero además efectuaría una experiencia de ocultación con transmisión de señales sobre el borde del planeta para estudiar las interferencias atmosféricas independientemente de los aparatos propios.

    El ingenio estaba mostrando una nueva imagen de Marte que aparecía más húmedo, con niebla en algunas zonas y los polos más fríos de lo esperado, a juzgar por los datos enviados. También se estudian Fobos y Deimos. Fobos fue fotografiado desde cerca con gran detalle.
    El Orbiter se fijó en principio para durar 140 días en órbita transmitiendo datos pero pudiendo luego seguir en comunicación con la Tierra hasta 2 años más. Se calculó que duraría en órbita 50 años, al cabo de los cuales ha de caer sobre la atmósfera marciana quemándose como un meteorito, al menos parcialmente.
    Entre tanto, sobre el suelo marciano, el Lander 1 en sus actividades se extendía, además de las ya referidas tomas de fotografías y mediciones eólicas y de temperatura, al análisis de muestras de terreno sobre compuestos orgánicos, en una prueba, y de inorgánicos, en otra, y a la realización de 3 interesantes ensayos biológicos para descubrir vida elemental. Estos 3 ensayos se inician en este día 28 con la toma de unos 50 cm^3, con más o menos 10 cm^3 de tolerancia, de suelo de Marte, por parte del brazo mecánico de unos 3 m que tras replegarse depositó tal carga en una rejilla donde se repartió hacia los 3 laboratorios automáticos. El hoyo excavado tiene 18 cm de largo, 6 de ancho y 5 de profundo. Pero los resultados de tales procesos químicos no se conocerían hasta 12 días después (9 de AGOSTO), dada la duración de los mismos al ser las muestras sometidas a cultivo.
    Además, en este día 28, tal como se fijara, aparte de las 3 citadas experiencias biológicas, se inician otras 2 que tienen también por base la actuación del brazo y que eran relativas al estudio de la composición del suelo marciano, fluorescencia de rayos X, y a la búsqueda de compuestos orgánicos; los resultados de este último ensayo se esperaban recibir 2 días después, el 30 de JULIO. La zanjita o surco que el brazo con su pala escarbó, fue luego observada casi de inmediato por una primera fotografía transmitida entonces y la cual tardó 19 min en arribar a nuestro planeta desde los 342 millones de Km aproximadamente que en aquel momento distaba de Marte.
    Así pues, del total de las 5 tomas de terreno, 3 se destinaron al laboratorio biológico triple, del tamaño de una cajetilla de tabaco donde en un de ellos se añadía agua y un plasma nutritivo para luego dejarlo cultivar; el costo de las 3 repetidas experiencias se cifra en 50 millones de dólares del momento.
    De las 2 tomas de terreno restantes, cuyo fin era el estudio de la composición del suelo, y una destinada a averiguar la existencia de moléculas orgánicas se perdió al caerse de la pala fuera de la rejilla predispuesta al efecto y debido a un fallo del brazo.
    En los tanteos del terreno marciano, lo que es la primera comprobación del mismo, éste se mostró muy seco pero no polvoriento y sí consistente y coherente.

29 JULIO 1976.
    Se encuentran ciertas dificultades en la experiencia a realizar con el espectrómetro de masas, al parecer por no recibir el laboratorio las suficientes muestras. Por ello, se intentó efectuar una segunda toma de muestras por parte del brazo, pero la operación no resulta.

31 JULIO 1976.
    Mientras los 3 laboratorios biológicos del Lander 1 funcionaban normalmente, un análisis inorgánico resulta inesperado tras ser recibido y escrutado en la Tierra.
    Este primer análisis del suelo marciano muestra acusadamente elementos tales como hierro, titanio, aluminio, silicio y calcio. Se informa también del hallazgo de un "material activo" detectado sobre una reacción química, no especificada en razón a un modo de obrar cautelosamente.

 3 AGOSTO 1976.
    Comienza el estudio de los análisis biológicos a fin de averiguar si el oxígeno hallado en cantidad superior a lo esperado era el resultado de una reacción química no averiguada. En esta fecha también se efectúa otra toma de muestras.

 4 AGOSTO 1976.
    En la nueva tanda de recogida de muestras falla un 2º intento destinado al laboratorio biológico número 3, del ensayo sobre fotosíntesis, al detenerse e impedir que las muestras llegaran a caer en la rejilla. Ello pudo ser descubierto por las imágenes recibidas en la noche del día anterior; de modo directo recordemos que las operaciones no pueden ser seguidas por ser automáticas dada la distancia en minutos‑luz a la Tierra. Por la noche se recibe una nueva imagen, la más nítida de todas, que muestra el tono rojizo del planeta, en aquel lugar al menos, sobre el desierto de ligeras dunas marcianas.

 5 AGOSTO 1976.
    Tras permanecer 24 horas detenido, se consigue reactivar el brazo para recoger las muestras.

 6 AGOSTO 1976.
    Una nueva imagen enviada muestra al brazo nuevamente bloqueado en la posición de extendido cuando se creía que estaba plegado. Se teme entonces que la avería se deba al motor eléctrico lo cual supondría la inutilización total del brazo. La llegada por entonces del Viking 2 a la órbita marciana, operación próxima a producirse, urgía la solución de la avería puesto que al no poderse realizar comunicación simultánea con las dos naves, los enlaces con el Lander 1 disminuían, dadas las exigencias de atención al segundo Viking recién llegado.

 8 AGOSTO 1976.
    Escrutado ya algún experimento del VLBI, los datos éstos resultan positivos, indicando la existencia de microorganismos marcianos; de ello ya se hizo anteriormente referencia. Pero se desean confirmar los ensayos con una repetición de las pruebas, previstas para 15 días después. El experimento sobre fotosíntesis indicaba cantidades de oxígeno 15 veces más de lo esperado lo que equivalía a indicar el éxito positivo de la prueba o al menos el hallazgo de un material químico muy activo.
    Otra de las experiencias, la primera de gases carbónicos, también dio positivo pero podía estar "falsificada" por la presencia de óxidos originados en el curso del ensayo. Mas tarde, se aclaró que, efectivamente, sustancias reactivas del suelo marciano habían equivocado el resultado.

10 AGOSTO 1976.
    Por una de las fotos enviadas por el Orbiter se observa que el apagado volcán marciano Olympia, de gigantescas dimensiones, aparecía rodeado de nubes blancas que se interpretaron como de agua congelada; ello causó cierta sorpresa.

21 AGOSTO   1976.
    El brazo mecánico del Lander 1 efectúa una nueva toma de muestras que deposita en el laboratorio automático para tratar de averiguar la existencia de moléculas de carbono, orgánicas. Tales ensayos darán resultados negativos.

 3 SEPTIEMBRE 1976.
    Día de descenso al suelo marciano del Lander 2. Por ello se dedica ya muy poca atención al Lander 1 que había cubierto casi totalmente su programa. El aterrizaje tiene lugar a las 9 h 48 h 52 s del día marciano. Entonces se cumplían los 44 días de estancia en el suelo marciano del primer Aterrizador que tenía una supervivencia activa sobre la citada superficie de 58 días; estaba pues previsto el funcionamiento hasta el 16 de SEPTIEMBRE.
    El Orbiter por su parte seguía con sus ensayos y realizaría ahora los de interferencia atmosférica. Por entonces, el Orbitador consiguió excelentes fotos de Deimos, uno de los 2 satélites naturales marcianos, desde unos 3.300 Km de distancia.

25 NOVIEMBRE 1976.
    Estando casi en línea la Tierra y Marte, con el Sol por medio, e interrumpidas las conexiones regulares de la Tierra con el Orbiter y Lander del Viking 1 y también con los dos del Viking 2, se efectúa un experimento de comprobación de la teoría de la relatividad de Einstein por medio de la captación de señales de los 4 módulos Viking, en Marte, que tardaban más de lo normal, afectadas aquéllas en su viaje a la velocidad de la luz por el campo de gravedad solar. Ello fue posible gracias a los cálculos realizados con la precisión que admitía solo el error de 1 m sobre 320 millones de Km que era la distancia en cuestión. Las ondas disminuyeron su velocidad en 2 décimas de milésima de segundo, afectadas por el Sol.

12 FEBRERO 1977.
    Es sincronizada la órbita del ingenio con la del satélite natural marciano Phobos a unos 100 Km de distancia del mismo. Recorre entonces la órbita 235.

21 FEBRERO 1977.
    Se recibe la primera fotografía espacial de Phobos, obtenida por el Orbiter 1 desde su posición de dar vueltas a Marte y a unos centenares de Km del satélite; la imagen es de gran calidad.

17 ABRIL 1977.
    Por arribar el invierno marciano y a una orden de Pasadena, el Viking cesa en su actividad, sin haber hallado en realidad vida en Marte. Seguirá enviando datos de tipo meteorológico.

24 MARZO 1977.
    Se realiza una corrección de la trayectoria orbital, cuando recorre la órbita 263, para bajarle el periapsis a 297 Km de altura. Ahora la resolución en las fotografías será superior, de unos 20 m.

    En MAYO de 1977, en su 307 día marciano, el Lander 1 concluye los análisis de tipo biológico y molecular sobre el suelo y atmósfera marcianos.

25 MARZO 1978.
    Tras año y pico de funcionamiento científico, en el Orbiter 1 se detecta una fuga de propulsante que indujo a pensar que se estaba en vísperas del cese de transmisión de imágenes desde su órbita. Se había previsto que al finalizar su misión se le dejaría en una órbita de menor altura donde tardaría finalmente unos 40 años en caer de modo definitivo hacia Marte para estrellarse.

    En NOVIEMBRE de 1978 cesa de realizar el Lander 1 los análisis inorgánicos. Está entonces el ingenio en su 841 día marciano.

20 JULIO 1979.
    La órbita del Viking es aumentada en el periapsis a 357 Km. Entonces recorría su vuelta 1.120 al rededor de Marte.

7 AGOSTO 1980.
    Deja de responder a las órdenes enviadas de la Tierra sobre su control de posición por agotamiento del propulsante, dando por concluida su misión científica el Orbiter 1. Está entonces dando la órbita 1.485. Se cierra entonces el programa VCM o Completado, pero proseguirá una extensión para el Lander 1 que sigue emitiendo de modo automático semanal. Al final, el VO-1 había enviado al rededor de las 25.000 imágenes del suelo marciano. El 30 de SEPTIEMBRE siguiente se dan por cerradas todas las operaciones con el Orbiter 1.

13 NOVIEMBRE 1982.
    El Lander 1 cesa definitivamente de emitir, tras un largo período, superando con creces el programa que para el mismo se había planificado inicialmente.

    Aun a finales de MAYO de 1983, tras 7 meses sin emitir y un último e infructuoso intento de reestablecer la comunicación con la sonda, intentada por segunda vez en 10 días, fue declarada oficialmente inutilizada o “muerta”.

    > VIKING 2.               9 SEPTIEMBRE 1975

    El segundo Viking estaba previsto lanzarlo en principio el 19 de agosto, 8 días después de la también postergada fecha de disparo del Viking 1. La nueva fecha fijada fue la del primer día de septiembre siguiente que sería también abandonada, marcando definitivamente ya la fecha del 9 de septiembre.
    En realidad, el vuelo será una repetición del Viking 1 en cuanto a operaciones y técnicas pero con la investigación del Lander 2 en otra zona de Marte.

 9 SEPTIEMBRE 1975.
18 h 39 m. GMT. Es lanzado en Cabo Kennedy el Titan‑Centaur portador del Viking 2, 20 días después de partir el número uno. El Centaur, tras situar al ingenio en la debida trayectoria fue desprendido, dejando aquél en el comienzo de un viaje de 11 meses de duración y 808 millones de Km de recorrido. Su número COSPAR es 1975-083A; el del módulo de aterrizaje es 1975-083C. El viaje hasta el planeta rojo lo realizará la sonda sin contratiempos, unos 10 millones de Km detrás del Viking 1 hasta que éste entró en órbita marciana el 19 de junio de 1976.

20 JULIO 1976.
    Cumpliéndose más de los 10 meses de viaje, el 2º Viking se halla a 4 millones de Km de Marte, mientras en este planeta en Viking 1 amartizaba suavemente.

27 JULIO 1976.
    Se efectúa una corrección de trayectoria mediante un breve encendido de motores. Entonces, el Viking 2 está a 2.500.000 Km de su destino.

 7 AGOSTO 1976.
    Siete semanas después que lo hiciera el Viking 1, llega a Marte el Viking 2. Tras un frenado, sobrevolando un lado de Marte, la sonda queda en órbita elíptica al ser atrapada por el campo de gravedad del planeta rojo. El período de la órbita es al principio de 27 h 4 min. Una vez llegado, le fue ajustada la órbita en una sincrónica elíptica de 24 h, 30.033 Km de apoapsis, 1.519 de periapsis y 80º de inclinación.

11 AGOSTO 1976.
    El segundo Viking comienza a tomar fotografías de 2 posibles áreas de aterrizaje, más al Norte y algo al Este de donde se posara el Lander 1. Tales 2 zonas son: la B‑2, en Cydonia, a 44,3º de latitud Norte y 10º longitud Oeste, a 5 Km por debajo del nivel medio de la superficie marciana; y la B‑3, en el Mare Acidalium, de parecidos caracteres. Ambos lugares se hallan al Sur del blanco casquete polar Norte marciano, alrededor de los 6.000 Km de donde estaba posado el Lander 1. Por entonces, la fecha prevista para el amartizaje es la del 3 de septiembre, dando tiempo a elegir el lugar idóneo no solo para una buena toma de terreno sino también con vistas a la investigación del mismo. Se esperaba acerca de esto último hallar trazos de agua en el suelo y también vida elemental, aunque se pensaba que no iba a ser fácil.

12 AGOSTO 1976.
    Por fotografías enviadas por el ingenio, se obtienen las primeras pruebas por las que se comprueba el intercambio de agua entre el suelo y la atmósfera marciana. Las imágenes tomadas de una zona, en el fondo de un cráter, a la salida del Sol, mostraban una gran claridad que por las fotografías obtenidas media hora después, del mismo sitio, fue sustituida por niebla. La labor desarrollada por el Orbiter 2 es idéntica y complementaria a la del Orbiter 1, ya visto.

21 AGOSTO 1976.
    A las 2 semanas de estancia del Viking 2 en órbita marciana se determina que el descenso del Lander 2 se ejecutaría en la madrugada, según hora española, del 4 de septiembre, en la región de Utopía, más al Norte de lo inicialmente previsto, sobre un tercer lugar estudiado, en una zona bastante húmeda.

22 AGOSTO 1976.
    En órbita, a unos 8.000 Km de altura, el Orbiter 2 unido aun al Lander 2 continúa tomando imágenes y datos de Marte.

23 AGOSTO 1976.
    Estando Marte a 350 millones de Km de la Tierra por entonces, se envían las órdenes oportunas al ingenio, concretamente a sus 2 ordenadores, por las cuales se desencadenarán una serie de operaciones que duran 5 horas y que concluyen con la separación del Lander 2 del resto. Ahora pues, navegan separados aunque no a mucha distancia uno del otro.

25 AGOSTO 1976.
    El Lander 2 pasa justo por encima del área previsto para el amartizaje.

31 AGOSTO 1976.
    Queda precisado el punto de descenso para el Lander 2, luego de estudiar cuatro posibles lugares sobre 1.857 fotografías, en la zona ya elegida y referida de Utopía. El lugar, al norte de donde se posara el Lander 1, es una zona ovalada de 260 Km de longitud y 100 Km de ancho, sobre la que se estipuló que había un 99 % de posibilidades de abordarla y un 50 % de hacerlo sobre su mitad más céntrica. El terreno demarcado, 199 Km al Oeste del cráter Mei, posee bastante arena y es llana, aunque con algún que otro cráter. Está sobre el paralelo 48, al Norte de la zona Utopía Planitia.

 2 SEPTIEMBRE 1976.
    A 24 horas del previsto amartizaje del Lander, los responsables en Tierra se reúnen para decidir sobre la orden definitiva que conducirá al descenso.

 3 SEPTIEMBRE 1976.
21 h 30 m. Se inicia desde la órbita la serie de maniobras para el descenso, cuando el ingenio recorre la vuelta número 25 en torno a Marte. El módulo, tras un frenado, efectúa la entrada en la atmósfera marciana en la adecuada posición angular y despliega los paracaídas a continuación. Luego, se desprende del escudo o concha inferior, seguido del de los paracaídas. Actuaron entonces los motores de frenado hasta unos 3 m de altura, desde donde el Lander 2 se proyecta en caída libre.

 4 SEPTIEMBRE 1976.
00 h 58 m. Hora española. Se produce el amartizaje del Lander 2, a unos 1.400 Km del ecuador marciano y a unos 7.000 Km de donde se posara 45 días antes el Lander 1, en lugar cercano al Polo de Marte que posee una atmósfera más húmeda y que está cercado por dunas arenosas. El lugar parece gemelo al del Lander 1 y está en Utopía Planitia. Su exacta situación se cifra en los 47,67º Norte y 225,71º Oeste, a 200 Km del cráter Mie, que tiene 100 Km de diámetro; la previsión señalaba las coordenadas 47,57º Norte, 225,74º Oeste.
    El VL-2 fue renombrado en 2001, con motivo del 25 aniversario de la llegada a Marte de los Viking, como Gerald Soffen Memorial Station, en memoria del citado científico, uno de los principales del programa Viking.
    Inmediatamente y de modo automático, el ingenio Lander 2 se autoexaminó en busca de posibles averías surgidas en la operación de aterrizaje. Las señales eran enviadas a Tierra a través del Orbiter 2. Sin embargo, hubo ciertos problemas en las comunicaciones que retrasaron el envío de la primera fotografía del lugar. Al fin, tras 9 horas, se transmitió la imagen que llegaría sucedida una hora más tarde por otros datos científicos que el Lander 2 registrara tras el feliz aterrizaje.
    La primera imagen desde Marte del Lander 2 mostraba un suelo muy rocoso y la segunda, como la anterior en blanco en negro, dejaba ver en panorámica a la derecha un primer plano del equipo meteorológico que llevaba, sobre el fondo plagado de piedras del suelo marciano hasta su horizonte. Y la primera sorpresa de las fotografías fue por supuesto la gran cantidad de piedras agujereadas, lo cual hacia pensar en su origen de tipo volcánico, con algunas dunas arenosas de fondo.
    A las 15 horas del aterrizaje del Lander, el Orbiter comenzó a buscar con una célula fotoeléctrica la estrella Vega para usarla como referencia en la orientación de la antena transmisora hacia Tierra; así se impedían los problemas en las comunicaciones. La localización se logró al término de un período, entre 2 y 1 horas después.
    Más tarde, cuando se decidió disponer el uso del brazo y su paleta se ordenó primero lanzar una cubierta de aluminio que cubría la cabeza o extremo, saliendo entonces despedida gracias a 8 muelles y yendo a rebotar contra una roca marciana. Una fotografía mostró luego la cubierta tirada en el suelo, cerca del Lander.

 5 SEPTIEMBRE 1976.
    Continúa la labor investigadora del Viking 2. Las experiencias biológicas no se iniciarían hasta 6 días después. Las tomas del brazo mecánico, exactamente igual al del Lander 1, serían 3 para el laboratorio biológico, 4 para los ensayos del espectrómetro de masas, de química orgánica, y 5 para la experiencia de fluorescencia de rayos X, de química inorgánica.

 6 SEPTIEMBRE 1976.
    Siguiendo con el envío de datos, el Lander 2 confirma por las fotografías enviadas el color rojizo del planeta, cosa que por otra parte resulta obvia. Asimismo, se muestra en las imágenes cierto ligero color que, se dice, pudiera ser formado por sales producidas por agua del subsuelo de Marte. También en esta fecha el ingenio comenzó las pruebas conducentes a comprobar la actividad químico‑geológica; además se activa el sismómetro. En el lugar marciano de Utopía se registraron en aquellos momentos una temperatura mínima de 90ºC bajo cero y una máxima de 2ºC.

 7 SEPTIEMBRE 1976.
    Por las fotografías transmitidas por el segundo Lander se capta una especie de canal arenoso, tal vez un río en otro tiempo, sobre la planicie de Utopía.

 8 SEPTIEMBRE 1976.
    Prosigue el Lander 2 sus experiencias. La capacidad de activa supervivencia sobre el suelo marciano del Lander 2 era en teoría de 62 días, o sea unos 2 meses, por lo cual hasta el 4 de noviembre de 1976 continuará activo. Aunque hubiera sido de gran interés, no se realizaron operaciones científicas simultáneas entre los dos Landers al ser imposible por cuanto que exigían una atención mayor por parte técnica y de personal desde Tierra con una repercusión económica que no era posible cubrir dado el limitado presupuesto.

13 SEPTIEMBRE 1976.
    Luego de haber tomado las primeras paletadas de terreno marciano y depositarlas en las rejillas de los laboratorios, el brazo registra un fallo y queda paralizado. Por ello, se temía que no se pudiera efectuar un ensayo con el mismo, consistente en levantar una roca marciana de un tamaño menor y adecuado y retirar el terreno que tenía debajo, a fin de tratar con ello de aportar datos acerca de la influencia atmosférica sobre el suelo por comparación con otras muestras de terreno expuesto. Tal prueba estaba previsto ejecutarla el 8 de octubre siguiente y de resultar se intentaría luego mover otra piedra mayor.

17 SEPTIEMBRE 1976.
    Solucionado el problema de la inmovilidad del brazo mecánico, se envían, independientemente sin embargo, los resultados de la primera prueba del VLBI que da positivo, indicando que allí se había producido una reacción similar a la efectuada por un metabolismo terrestre. No obstante, la prueba clave, sobre fotosíntesis, se efectuaría en los 5 días siguientes.

19 SEPTIEMBRE 1976.
    Se observa, por señales recibidas en Pasadena, que el brazo falla nuevamente, pues, o bien no cogió muestras cuando el ordenador se lo mandó, o las muestras no llegaron a caer en el depósito, quizás porque eran piezas muy grandes, según se especuló.

21 SEPTIEMBRE 1976.
    En Tierra, los científicos buscan la forma en que el brazo mecánico del Lander 2 debía mover una piedra, bien haciéndola rodar o retirándola, para recoger el terreno que estaba debajo de la misma y el cual no estaba expuesto a radiación UV. A continuación y de inmediato, debía ser analizado. De resultar, se ensayaría luego con otra piedra mayor. Mover la repetida piedra era relativamente fácil, dada la débil gravedad marciana y la fuerza del brazo de 14 Kg pero requería, no obstante, como se puede pensar, cierta habilidad.

23 SEPTIEMBRE 1976.
    Por las fotografías recibidas se descubre la existencia de hielo sobre las inmediaciones del lugar de aterrizaje del Lander 2.

    Otro importante hallazgo fue por entonces el de 2 nuevos gases en la atmósfera del planeta: kriptón, sobre todo, y xenón.

25 SEPTIEMBRE 1976.
    Se consigue reactivar el brazo mecánico, reanudando su prevista actividad, tomando muestras del suelo de un punto donde se creía que se había formado sal procedente de un posible depósito de agua que en otro tiempo se hubiera filtrado.

27 SEPTIEMBRE 1976.
    En el examen de 10 nuevas imágenes enviadas se presta especial atención a 5 de ellas que mostraban la zona de terreno escarbada últimamente por la pala.

12 OCTUBRE 1976.
    Concluye la tercera tanda de experiencias biológicas sin resultados positivos sobre la búsqueda de vida. Únicamente fueron detectados disolventes desprendidos sobre las porciones de terreno desde el propio Lander 2.

14 DICIEMBRE 1976.
    Tras permanecer un mes inactivo, por pasar Marte, respecto a la Tierra, por detrás del Sol, en conjunción, el Lander 2 es reactivado.

16 DICIEMBRE 1976.
    Comienzan las nuevas transmisiones de las lecturas sísmicas, meteoríticas y acerca del suelo, por parte del Lander 2.

20 DICIEMBRE 1976.
    El VO-2 está dando la vuelta 123 al planeta y su periapsis es corregido, dejándolo en 789,2 Km.

 FEBRERO 1977.
    El sismómetro del Lander 2 registra un temblor marciano de 6,5 grados en la escala de Richter.

17 ABRIL 1977.
    Con la llegada del invierno marciano, el Viking‑Lander cesa en su actividad, luego de recibir la orden del JPL.
    Por este tiempo, además de las experiencias citadas, se efectuó una muy particular con los 2 Orbiter‑Viking, de la que se hizo mención en el Viking 1, consistente en verificar la teoría de la relatividad general de Einstein con gran precisión. Se logró midiendo el tiempo de las señales, en ida y vuelta, de la Tierra y una de las naves en la órbita de Marte, cuando éste pasaba detrás del Sol. Entonces se comprobó que al pasar por el Sol las señales disminuían de velocidad. Las susodichas ondas tardaron 42 min desde la Tierra a la nave y retorno, aumentando el tiempo en 0,2 microsegundos.

    En MAYO de 1977, en su 263 día marciano, el Lander 2 finaliza los análisis biológicos y moleculares.

    En SEPTIEMBRE de 1977, el Viking 2 descubre, aportando una serie de imágenes, que el suelo marciano ocasionalmente se cubría de una escarcha.

9 OCTUBRE 1977.
    La órbita del VO-2 es sincronizada con la del período del satélite Deimos, con el que quedará a 22 Km. Entonces recorre la órbita número 418.

23 OCTUBRE 1977.
    El ingenio da la vuelta 432 al planeta rojo y reduce su periapsis a 290 Km de altura.

25 JULIO 1978.
    El VO-2 da la vuelta 706 a Marte y deja de funcionar por fallo de su sistema de control de posición. Se hallaba entonces en la misión Continuada o VCM. Al final había enviado más de 20.000 imágenes del suelo marciano.

    En AGOSTO de 1978, el Lander 2 seguía enviando datos y fotografías en las que aparecía la sorprendente escarcha o nieve marciana.

    En NOVIEMBRE de 1978, en su 796 día marciano, el Lander 2 concluye sus análisis inorgánicos.

12 ABRIL 1980.
    El Lander 2 deja de emitir señales, cerrando la misión VCM o Completada de los Viking, al degenerarse sus baterías. Finalmente, se puede decir que, en definitiva, el ingenio, como en el caso del Viking 1, en cuanto a su principal misión, no halló en realidad vida en Marte, pero aportó datos fundamentales sobre el mismo.

<> PROGRAMA VOYAGER. USA

    El programa americano Voyager (Viajero) tiene por objetivo el estudio de los planetas exteriores mediante el envío de 2 sondas en barrido o en una sola pasada sobre Júpiter, Saturno, Urano y Neptuno, en los años de la década iniciada en 1980. Es el segundo programa de sondas interplanetarias para el estudio de tales cuerpos del Sistema Solar; el primero lo constituyen los Pioneer 10 y 11. El proyecto surge como resultado de la reducción del programa posterior al Pioneer, llamado el Grand Tour, para la exploración de los repetidos planetas.

    > EL PROYECTO GRAN TOUR.

    El proyecto Grand Tour, o la Gran Jira, había sido concebido por el JPL para el estudio de todos los planetas exteriores y estaba previsto desarrollarlo entre 1977 y 1982 en que se da una oportunidad única, que solo se repite cada 176 años, por la posición de los planetas a partir de Júpiter que permite aprovechar los campos de gravedad de los mismos para acelerar las sondas, pues de otro modo la tardanza en llegar allí es de casi el doble.
    El plan primitivo preveía 2 vuelos en 1977 hacia Júpiter, Saturno y Plutón, con respectivas llegadas en enero de 1979, agosto de 1980 y diciembre de 1985, y 2 más para 1979 hacia Júpiter, Saturno y Neptuno, con respectivas llegadas en marzo de 1981, febrero de 1985 y febrero de 1988.
    El tipo de nave sonda que fue estudiado para el caso se llamó TOPS, nave termoeléctrica para los planetas exteriores, y estaba basada en los Mariner. Su peso hubiera sido de 700 Kg, 100 de ellos de aparatos científicos. La previsión fijaba el uso de frecuencia en banda X, de 8.450 MHz, llevando una antena parabólica de 4,3 m de diámetro de gran precisión en el apunte, con solo 0,1º de error. Las posibilidades de emisión de la sonda hubieran sido de 10.000 bits/seg a la altura de Júpiter y de 2.000 desde Neptuno. La energía eléctrica hubiera tenido el mismo origen radioisotópico que el caso Voyager, y con una potencia de 440 vatios con 4 generadores RTG. Hubiera llevado un sistema informatizado de control llamado STAR de 1,36 Kg de peso que chequearía sistemas o aparatos y, en caso de no funcionar, activaría el sistema o aparato gemelo, que estaría pues duplicado.
    El estudio de los planetas y sus satélites se concretaría en el fotografiado, y toma de datos diversos de sus atmósferas, superficies, campos magnéticos, anillos y viento solar y su incidencia en los anteriores entes. Pero el proyecto no fue aprobado por el Congreso americano y en su lugar solo se aceptó el Voyager en 1972.

    > EL PROGRAMA VOYAGER.

    La amplia investigación de los planetas exteriores planificada en el Grand Tour se hubo de reducir por cuestiones económicas al envío de solo dos sondas hacia Júpiter y Saturno, y dirigir luego una de ellas, de ir todo bien, hacia Urano y Neptuno, siempre aprovechando la gravedad de los planetas como técnica para acelerar al ingenio en lo que se llamó una especie de billar cósmico. Son los Voyagers, sin embargo, sondas más evolucionadas que los Pioneer. En principio se pensó que las sondas de 1977 de exploración joviana serían de tipo Pioneer como continuación de éstos, pero más tarde se pensó en un modelo mayor y más perfecto. El nuevo tipo de ingenio, el Voyager, en su concepción, no obstante, deriva de los Pioneer, Mariner y los Vikings. En el proyecto se tardaron en su diseño y puesta a punto 7 años.
    Al partir, con los protectores sobre el motor de la segunda fase, el ingenio pesa 2.016 Kg. La sonda Voyager sola, que pesaba 815 Kg, tiene casi un 10 % aproximadamente de carga útil de aparatos científicos, cuyo peso es de unos 105 Kg. La altura que alcanza es de 3,35 m y el ancho máximo 3,66 m. Se constituye por unas 65.000 piezas en total y en concreto en una serie de aparatos de investigación y sistemas de navegación de los que destaca, sobre la plataforma central de aparatos, de 10 lados, la gran antena parabólica, y sobresalen una serie de brazos. Estos últimos son un mástil desplegable de 13 m de longitud que lleva 2 magnetómetros para campos de baja energía, 2 antenas de radioastronomía y de ondas de plasma de 3,05 m, formando entre ellas un ángulo de 90º, un brazo con 3 generadores radioisotópicos RTG de 420 vatios, y otro de 2,3 m de largo con una serie de aparatos en su extremo, parte de ellos sobre una plataforma orientable; esta última es denominada SSP y lleva las cámaras de imágenes, detector de plasma, fotopolarímetro, detector de rayos cósmicos, detector de partículas cargadas de baja energía, y los espectrómetros IR y UV. También sobresale del cuerpo central un sensor solar y, por otro lado, el dispositivo de reglaje óptico.
    La antena parabólica mide 3,71 m, 1 m más que los Pioneer y la mayor llevada al espacio hasta entonces, y es direccional y de alta ganancia, que trabajaba en bandas S de 2,3 GHz y X de 8,4 GHz, siendo en el vuelo orientada siempre hacia la Tierra. Los transmisores son de una potencia de 23 vatios y, con las disponibles antenas terrestres entonces, se esperaban recibir hasta una distancia superior a los 1.000 millones de Km, cosa que se sobrepasaría con creces con algunas mejoras posteriores en las antenas; la red de captación terrestre es la DSN de la NASA, con las 3 antenas básicas situadas en Canberra, Madrid y Goldstone, pero con el añadido de antenas de 34 m y hasta del radiotelescopio australiano de Parkes de 64 m también de diámetro.
    La capacidad de almacenamiento de la grabadora de la sonda es de 536 millones de bits (MB). Las transmisiones se podían recibir en la Tierra a razón de 115.200 bits por segundo, capacidad que resulta un ciento de veces superior a la de los Pioneer, pero cuando el Voyager 2 estaba a la altura de Neptuno, a la distancia de 4.500 millones de Km, se redujo a 21.600 bits/seg para diferenciar la señal del ruido ETM de fondo; la reducción oscilaba entre 14.400 y 29.900, dejando la última solo para una emergencia. Los datos son codificados y las imágenes se transmiten bajo compresión binaria para aumentar la velocidad de transmisión.
    Los 3 generadores son radioeléctricos de plutonio 238, de 6 Kg cada uno, que proporcionan inicialmente 450 vatios a sistemas y aparatos, aunque el consumo de a bordo es de solo 108 vatios aunque con funcionamiento alternativo pues la actuación simultánea resulta superior a los 400. La posibilidad de sobrecarga, estaba controlada por un sistema de control mediante la desconexión controlada automática. Tales generadores reducían anualmente en el vuelo su potencia a razón de un 2 %. Al cabo de 4 años de vuelo la energía se calcula reducida a 400 vatios. El límite en la caída se fijó en los 245 vatios para garantizar un funcionamiento mínimo de los sistemas científicos.
    En la plataforma central van, rodeando al depósito de hidracina, 16 pequeñas toberas, la electrónica de los sistemas, persianas de control térmico que se abren y cierra a medida; el sistema de propulsión estabilizadora funcionaba por la descomposición de la hidracina, en reacción catalizadora. El sistema giroscópico, con ayuda de los detectores del Sol y Canopus, controlaba la posición con ayuda de los citados motores. La colocación de los aparatos científicos en un extremo de un brazo tiene por objeto evitar la cercanía a los generadores radioisotópicos con cuya radiación hubieran podido alterar algunas mediciones. El sistema informático del ingenio, resumido en el equivalente a 6 pequeños ordenadores, comprende el subsistema de control de posición y de articulación (AACS), el de tratamiento de datos en el vuelo (FDS), y el de control (CCS), que es el sistema que tiene todas sus partes duplicadas para salvar posibles fallos puesto que se trata del sistema vital de navegación y control. El sistema AACS controla los motores de posición y la articulación de la plataforma de aparatos científicos. El FDS controla los aparatos científicos y la telemetría, disponiendo de 2 computadoras y 2 memorias de 512 KB y capacidad de almacenaje, siendo posible con este sistema guardar hasta 100 fotografías, que podían ser retransmitidas a 4 velocidades diferentes. El almacenamiento de la información se hacía en 385 m de cinta regrabables de 9 canales, en una grabadora construida por la Lockheed Electronics; en los primeros 8 años de vuelo de cada nave se hicieron aproximadamente 8.600 regrabaciones, que suponen unos 550 millones de datos.
    Con la conjunción de sistemas en relación a la ruta prefijada y con la orientación debida, el ingenio era capaz de autocorregir la trayectoria.

    El programa para los ensayos científicos fue preparado por un centenar de especialistas. Los ingenios llevaban como principales instrumentos científicos o utilizados en sistemas pero con aplicación en experimentos los 11 siguientes:
Un detector de rayos cósmicos, CRS. Comprendía instrumental de 7,5 Kg de peso y su consumo energético era de 5,35 vatios. Incluye dos sistemas telescópicos de alta y baja energía, HETS y LETS, que cubrían la gama de energías entre 6 y 500 MeV y entre 15 y 30 MeV. Fue principal investigador Stone.
Magnetómetros triaxiales MAG. El instrumental pesaba 5,6 Kg. Su consumo era de 2,2 vatios de promedio. Su fin primordial fue la investigación de los campos magnéticos de los planetas exteriores y el solar. Fue principal investigador Ness.
Espectrómetro de plasma, PLS. El peso del instrumental fue de 9,9 Kg. Su consumo era de 8,1 vatios de promedio. Su misión fue el estudio de los iones hallados y sus propiedades, velocidad, densidad y presión, entre los 5 eV y 1 KeV. Fue principal investigador Belcher.
Sistema fotopolarímetro, PPS. El peso del instrumental fue de 2,55 Kg y el consumo energético era de 0,7 vatios. Era un telescopio de 20 cm, f/1.1, que trabajaba en una banda espectral entre los 2.200 y 7.300 Å. Su misión era el estudio de las atmósferas de los planetas exteriores. Fue principal investigador Lane.
Espectrómetro interferómetro IR, IRIS. El peso de su instrumental fue de 19,47 Kg y el consumo promedio era de 12 vatios. Se utiliza un interferómetro Michelson y un radiómetro de canal único parecido al del Mariner 9. Se utilizó para la investigación de la composición atmosférica, y sus valores térmicos y la abundancia de compuestos como el amoníaco (NH3). Fue principal investigador Hanel.
Espectrómetro UV, UVS. El instrumental tenía un peso de 4,5 Kg y el consumo era de 3,5 vatios en promedio. Su misión era la medición de las propiedades atmosféricas y la radiación de una longitud de onda entre los 400 y 1.600 Å. Fue principal investigador Broadfoot.
Detector de partículas cargadas de baja energía, LECP. El peso del instrumental era de 7,5 Kg. Se utilizó para identificar protones, partículas alfa y núcleos pesados entre los 0,05 y 30 MeV. Fue principal investigador Krimigis.
Sistema de ondas de plasma, PWS. El peso del instrumental era de 1,4 Kg y el consumo promedio fue de 1,3 vatios. Tenía por misión identificar la densidad de electrones en las magnetosferas de los planetas exteriores. Utilizaba la banda de frecuencias entre los 10 Hz y los 56 KHz con un canal receptor y otro de baja frecuencia. Fue principal investigador Gurnett.
Emisora de radio, RSS. El peso del instrumental es de 44 Kg. Se utilizaron las banda S y X para diversos experimentos, como la determinación de la cantidad de anillos en Saturno, masa de satélites, campos de gravedad, etc. Fue principal investigador Tyler.
Antena radioastronómica, PARA. El peso del instrumental era de 7,7 Kg y el consumo eléctrico fue de 5,5 vatios de promedio. Consistía en el barrido de frecuencias entre los 20 KHz y los 40,5 MHz para la investigación de las emisiones de radio de los planetas exteriores. Fue principal investigador Warwick.
Cámaras de TV, ISS. El peso del instrumental es de 38,2 Kg y su consumo de 35 vatios en promedio. El sistema está basado en las cámaras del Mariner 10. Fue principal investigador Smith.
    Las cámaras de imágenes son un gran angular y un teleobjetivo, con detector de tipo Vidicon, y van sobre la plataforma de modo que pueden girar 360º en redondo, 210º en elevación, con precisión de 0,14º; sobre la misma plataforma van también el fotopolarímetro, un interferómetro Michelson y un espectrómetro UV. La cámara gran angular tiene 200 mm de distancia focal, 3,5 de apertura y 3º de campo de visión; además lleva filtros violeta, azul, verde, naranja, y para detectar sodio y metano. La de alta resolución es de 1.500 mm de distancia focal, 8,5 de apertura y 0,4º de campo; lleva además filtros UV, violeta, azul, verde y naranja. El tiempo típico de exposición oscila entre 0,005 y 15 seg, pudiendo ser más programadamente. Para cada imagen, compuesta por 640.000 puntos, en 800 líneas de 800 puntos, el Voyager produce una en 48 seg en blanco y negro, resultando el color de la combinación de los filtros; el valor posible de cada punto es entre 0 y 256. El total de filtros es de 8. Finalmente, cada imagen pues, reducido cada punto a 8 bits, supone 5.120.000 bits (800 por 800 por 8), más los añadidos de comprobación para evitar errores. La recepción en la Tierra, al pasar el ingenio por Saturno, era de un ritmo de 1 imagen cada 3 min. El posterior tratamiento por ordenador posibilitaba imágenes con ampliaciones de detalles, alteración del brillo, contraste, colores, etc., de modo que se pueden resaltar detalles, ocultos normalmente.
    Dado que al llegar a Urano y sobre todo Neptuno, la luz solar que allí arriba es muy poca, las tomas de imágenes requieren nuevos planteamientos. La mayor apertura de los objetivos va en detrimento de la profundidad del campo por lo que se impone solo una más larga exposición, pero ello significa que había que aumentar la estabilidad de la sonda, que va a gran velocidad, de más de 70.000 Km/h. Por ello, al grabar las imágenes, la actuación del sistema de control de posición resultó fundamental, así como en el apunte del objetivo utilizando el correspondiente movimiento de seguimiento en el tiempo de la exposición; esto último, se hizo sacrificando, al perder en esos momentos la orientación debida la antena, la transmisión directa de las imágenes que, almacenadas, pudieron ser enviadas posteriormente. Por todo, el ordenador de las sondas, fue reprogramado en vuelo a estos efectos; aunque la Voyager 2 era la destinaría útil del caso, se ensayó previamente en la Voyager 1, que ya había completado su principal misión para entonces.

    Los experimentos, en general y de modo resumido, se concretan en: estudio de los espectros de energía y composición de los rayos cósmicos y partículas de gran energía en general de las magnetosferas de los planetas exteriores con el detector de rayos cósmicos; fotografiado de tales planetas y sus satélites, que incluye el estudio de sus superficies y atmósferas, con las cámaras de TV; estudio de la composición atmosférica, su física y temperaturas, en los citados planetas, sus satélites y anillos, así como las características físicas de la superficie de los mismos, con el interferómetro, fotopolarímetro (estudio del metano, amoníaco, hidrógeno molecular y aerosoles atmosféricos), emisor de radio y espectrómetros IR y UV; estudio de las temperaturas de las altas atmósferas planetarias, y composición atmosférica general de la relación hidrógeno helio, con el espectrómetro UV; estudio de las partículas cargadas de baja energía en las magnetosferas de los citados planetas y en el espacio entre los planetas, con el detector de tales partículas; investigación de los campos magnéticos, tanto de los planetas como espacio interplanetario, con los magnetómetros; estudio de las emisiones radioeléctricas planetarias, resonancia del plasma magnetosférico, densidad de electrones y dinámica de la magnetosferas, así como fenómenos de perturbación de los satélites en función de las interacciones con ondas de plasma de partículas cargadas, con la antena de función radioastrónomica y de estudio de las ondas de plasma; estudio de los espectros de energía de iones y electrones del viento solar, del hidrógeno ionizado interplanetario y de las partículas cargadas de baja energía en las inmediaciones de los planetas, con el detector de plasma; estudio del hidrógeno y helio del espacio interplanetario, con el espectrómetro UV; estudio de los campos de gravedad de planetas exteriores y sus satélites, así como la estructura de los anillos de Saturno, con el emisor de radio.
    El estudio de las atmósferas, y también de los anillos planetarios, se realiza por el estudio en la absorción de las ondas de radio emitidas hacia la Tierra por el ingenio a través de tales entes.
    Las dos sondas sobrevolarían Júpiter y Saturno, pero solo la 2ª cruzaría luego cerca de Urano y Neptuno. De Júpiter se obtendrán unas 30.000 fotografías entre ambos Voyager; de Saturno la previsión marcaba 18.500 imágenes y unas 5.000 de Urano. En total, se obtendrán unas 80.000 fotografías. Los ingenios encontraron 3 lunas más de las conocidas en Júpiter, 3 en Saturno, 10 en Urano y 6 en Neptuno, en total 22 satélites nuevos, así como anillos de materia, etc. Gracias a los Voyager se cambió la idea que se tenía sobre la actividad meteorítica en el Sistema Solar y sobre la formación de los satélites de Saturno, etc. Las imágenes que resultaron fueron sorprendentes, revelando detalles pero planteando nuevas preguntas. En resumen, se afirmó que los datos aportados por los Voyager sobre los planetas exteriores supusieron más información que toda la acumulada sobre los mismos objetivos desde Galileo Galilei hasta entonces por todos los medios astronómicos del planeta.

    El proyecto y el control del vuelo estuvieron a cargo del JPL de la NASA. El principal investigador, o jefe científico del proyecto, Edward C. Stone desde 1972 y coordinador de 11 equipos de científicos. Para la dirección general del proyecto fue nombrado John Casani. Los lanzamientos se llevan a cabo con el impulsor Titan 3-E con segunda fase Centaur D-IT. El plan de vuelo se inicia pues con los dos lanzamientos en 1977, fijando la llegada a Júpiter entre marzo y septiembre de 1979, la arribada a Saturno entre finales de 1980 y mediados de 1981, y a Urano para 1986 y Neptuno en 1989. Concebido con un diseño flexible para explorar los planetas citados, para aumentar su operatividad fueron incrementados los diámetros de las 3 antenas receptoras terrestres de 64 a 70 m, así como en otras menores.

    La ventana excepcional en esta ocasión se establecía entre el 17 de agosto y el 15 de septiembre de 1977. El seguimiento de las sondas se calculó hasta una distancia de 15.000 millones de Km, más de 6 veces la concebida para los Pioneer 10 y 11.
    La plataforma orientable, en el extremo del brazo de equipos científicos, del Voyager 2 tuvo, luego en el vuelo, un problema de bloqueo que, al cabo de 3 meses, fue puesto de manifiesto que era debido a una pequeña cantidad de materia blanda en los engranajes, seguramente depositada en la manipulación en tierra de la sonda, tal como algún plástico; para detecta el fallo se hicieron en el JPL hasta 86 réplicas del mecanismo. El problema fue resuelto haciendo mover con lentitud la plataforma hasta que los engranajes fueron aplastando tal materia, no sin antes crear un programa de emergencia que finalmente no hizo falta aplicar. Este y otro problema debido a la radiación del campo magnético de Júpiter que perturbó el funcionamiento de la parte electrónica del ingenio fueron los mayores problemas de todo el vuelo. Otros fallos fueron la disminución de sensibilidad de un detector que perdió la pista de la estrella Vega de referencia en la navegación. En el caso también del Voyager 2 se produjo un fallo en las comunicaciones, y la pérdida de parte de la memoria magnética de su sistema informático. En el trayecto entre Saturno y Urano, el programa fue casi completamente renovado, tanto para subsanar anomalías como cara a los nuevos objetivos.
    Los dos vuelos estuvieron exentos de otros problemas mayores y fue uno de los factores que contribuyeron al enorme éxito del programa.
    El emblema del programa es un óvalo con fondo azul, con el nombre Voyager en primer plano y la silueta de sonda a la derecha en rojo. Del otro lado, el izquierdo, parte una estela que procede del dibujo de Saturno, tras pasar por Júpiter y procedente de la Tierra. Fue diseñado por August L. Klerks del JPL.
    El costo del programa fue cifrado inicialmente en unos 400.000.000$ pero en 1989 ascendía a la cantidad real acumulada de costes y mantenimiento a 865 millones de dólares, unos 104.000 millones de pesetas de entonces. El programa Voyager está considerado como uno de los de mayor éxito de la NASA.

    > VOYAGER 2.             20 AGOSTO 1977

    Primero fue lanzado el Voyager 2 con el Titan 3-E-Centaur, pero el mismo será adelantado en el viaje, por el momento más favorable de partida, por el Voyager 1, tal como se había planeado.

20 AGOSTO 1977
16 h 25 m. Hora española. El lanzamiento del Voyager 2 se lleva a cabo sin novedad en Cabo Cañaveral, con un cielo despejado y a la hora fijada. Tras la actuación del Titan, que lleva a la órbita al Centaur y la sonda, este último cohete relanza el Voyager hasta alcanzar la velocidad récord de unos 52.000 Km/hora. De tal modo, en 10 horas cruzó la órbita de la Luna. Al poco de cruzar nuestro satélite, sus aparatos fueron orientados hacia la Tierra y se procedió a probar y calibrar los mismos. Su número COSPAR es 1977-076A.
    Después, en los meses siguientes, sin embargo, la sonda solo realizará mediciones de los campos magnéticos y de partículas del medio que atraviesa. La trayectoria está calculada para utilizar la aceleración debida a la gravedad de Júpiter y desviar e impulsar la sonda hacia Saturno. El Voyager 1 hará otro tanto, pero no trazará exactamente la misma ruta.
   
21 AGOSTO 1977
    En el segundo día de vuelo se presentó un problema con el despliegue del brazo que tiene la plataforma de aparatos científicos.

22 AGOSTO 1977
    Tercer día de vuelo Voyager 2. Salvo el pequeño problema, aparecido el día anterior, todo funciona con normalidad.

5 SEPTIEMBRE 1977
    Día 17 de vuelo Voyager 2. En la Tierra es lanzado el Voyager 1.

16 ENERO 1978
    En la 150 jornada de vuelo se realiza una corrección de trayectoria.

20 FEBRERO 1978
    En el día 185 de vuelo se procede a realizar una calibración de aparatos y se toman fotografías para ello.

15 MARZO 1978
    Día 207 de vuelo. Se produce un fallo en el transmisor primario de radio que reduce el ancho de su banda a menos de una milésima. Se conecta el secundario que también tiene algún defecto que se achaca a un condensador que falla.
    Posteriormente, unos 3 meses más tarde, penetra en el cinturón de asteroides, del que saldrá al cabo de medio año aproximadamente.
    A finales de JUNIO de 1979, a 10 días del encuentro previsto con Júpiter, fueron reactivados todos los sistemas y aparatos científicos para el gran momento del encuentro, ya próximo, aunque ya viene tomando datos desde una distancia de 65.000.000 Km.
 
8 JULIO 1979
    El Voyager 2 llega a Júpiter 4 meses más tarde que el Voyager 1. Primero se acerca, y fotografía, al satélite joviano Calisto, a 214.930 Km, 34 h 8 min antes de encontrarse con el planeta; y a Ganímedes, a 62.130 Km, 15 h 15 m antes de cruzar Júpiter.

9 JULIO 1979
    El Voyager 2, al pasar cerca de Júpiter, se cruza sucesivamente, fotografiándolos, con las cercanías de los siguientes satélites del planeta: Europa, a 205.720 Km, 4 h 36 m antes de cruzar tal planeta; Amaltea, a 558.370 Km, 2 h 28 m antes de cruzar Júpiter. Luego pasa a 646.560 Km de distancia mínima del planeta; y finalmente cruza Io, 48 min más tarde a 1.129.900 Km. Al sobrevolar Io observó que un par de volcanes activos, detectados al pasar el anterior Voyager, no mostraban ahora erupciones. El total de fotografías obtenidas del planeta y sus satélites asciende a cerca de unas 16.000.
    Como primero hizo el Voyager 1, el 2 curvó su trayectoria, ligeramente menos que su gemelo, al pasar cerca de Júpiter por efecto de la gravedad del planeta. El Voyager 2 no pasó tan cerca de Júpiter, como su anterior, para evitar en cierta medida la radiación magnetosférica. Siguió tomando datos del sistema joviano hasta agosto.

14 ENERO 1980
    Tras el correspondiente estudio de la trayectoria del Voyager 2, en tierra ya está aprobado que la misma sea dirigida hacia Urano, tras el paso por Saturno previsto entonces para el 25 de agosto del siguiente año. También se calcula que el paso a una distancia mínima de 107.000 Km de Urano se realizaría el 24 de enero de 1986, y posteriormente debería seguir ruta hacia Neptuno.

5 JUNIO 1981
    La sonda comienza a observar Saturno, aun a varias decenas de millones de Km de distancia.

21 JULIO 1981
    El Voyager 2 está a 33.900.000 Km de Saturno.

4 AGOSTO 1981
    El Voyager 2 está a 21.000.000 Km de Saturno.

11 AGOSTO 1981
    El Voyager 2 se encuentra a unos 14 millones de kilómetros de Saturno.

19 AGOSTO 1981
    La sonda Voyager 2 se halla a 7.300.000 Km del planeta Saturno. En el examen de las primeras imágenes de Saturno, llegadas en los días anteriores al encuentro con el planeta, se revelan tormentas en la atmósfera, formaciones ovaladas nubosas que parecen girar en el sentido de las agujas del reloj. También se aprecian los anillos del planeta y se aportan nuevos datos sobre ellos.

22 AGOSTO 1981
    El Voyager 2 pasa a la mínima distancia de 1.100.000 Km aproximadamente de Japeto, uno de los satélites de Saturno más alejados. En los días siguientes sigue encuadrando al gran planeta y sus satélites y anillos, fotografiando y tomando datos de los mismos.

24 AGOSTO 1981
    La sonda sobrevuela el satélite Hiperión a 470.840 Km.

25 AGOSTO 1981
    Cerca ya de Saturno, el Voyager 2 se cruza, a 665.960 Km de distancia, sobre el satélite Titán a 18 h antes de encontrarse con el planeta.

26 AGOSTO 1981
    El Voyager 2, al pasar cerca de Saturno y tras hacerlo sobre Titan, se cruza sucesivamente, fotografiándolos, con las cercanías de los siguientes satélites del planeta: Dione, a 502.250 Km, a 2 h 20 m antes de cruzar Saturno; Mimas, a 309.990 Km, a 50 m antes de cruzarse con el planeta.
5 h 24 m. Hora española. Cruza entonces el planeta a una distancia mínima de 100.800 Km con 2,5 min de retraso sobre el momento prefijado. El Voyager 2 cruza luego Encélado a 87.140 Km, 21 m después de pasar cerca de Saturno; Tetis, a 285.000 Km 2 h 48 m tras cruzar Saturno; y Rea, a 645.280 Km y a 3 h 5 m de cruzar Saturno. Otro satélite, Febe, fue pasado a una distancia de unos 2.200.000 Km.
    Los anillos fueron sobrevolados a unos 8.000 Km y fue entonces cuando la cámara de la sonda se bloqueó, en realidad la plataforma tras 352 operaciones de giro, sospechando los técnicos la posibilidad de que fuera debido al polvo del medio ambiente atravesado; luego se comprobaría que se trataba de una deficiente actuación de la lubricación. Se impide así tomar las últimas fotografías de las previstas sobre el momento, pero con posterioridad se solucionó el problema sometiendo los mecanismos a secuencias de alternancia térmica para desatascarlos con la consecuente dilatación-contracción del calor.
    El análisis de los anillos se realiza tomando punto de referencia la luz llegada a través de los mismos de la estrella Delta, en la constelación de Escorpión; así pues, al parpadear tal luz por interposición de los anillos, los aparatos del Voyager fueron captando durante 1,5 horas el detalle de tal composición anular en cuanto a densidad y número de ellos.
06 h 50 m. Se realiza por la sonda el envío de datos obtenidos sobre Saturno en el máximo acercamiento, a 1 h 26 m del mismo.
    La desviación en la precisión de la trayectoria en el pase sobre Saturno de la sonda se estimó en solo 2,5 seg y unos 45 Km. Pero para entonces ya se habían enviado a la Tierra 10.000 de las 18.500 fotografías previstas. El número total de imágenes enviadas, tanto del planeta como sus satélites, es de cerca de 14.000. Además, son mejores que las tomadas por el Voyager 1, que lo precedió, principalmente porque las circunstancias de ángulo de llegada e iluminación eran más favorables.
    Los estudios del Voyager 2 sobre Saturno evidencian la composición de los anillos, a base de hielo y polvo, la del propio planeta, que como Júpiter tiene hidrógeno y helio, se contabilizan 7 nuevos satélites, y se estudian desde Titán hasta uno de solo 20 Km de diámetro.
    Al pasar por Saturno, el Voyager 2 curva su trayectoria afectado por la enorme gravedad del mismo, más de lo que lo hiciera al pasar sobre Júpiter. Además, también desvía ligeramente hacia abajo su trayectoria vista desde el plano ecuatorial. La maniobra es intencionada y ahora se dirige al ingenio hacia el planeta Urano a una velocidad de 80.000 Km/hora.

    En JULIO de 1985, la sonda había comenzado ya a enviar datos sobre Urano, aun a medio año de viaje. Las imágenes señalan a un Urano aun lejano. Está entonces a 2.550 millones de Km de la Tierra y su velocidad es entonces de unos 68.000 Km/hora.

4 NOVIEMBRE 1985
    Según lo previsto, el Voyager 2 empieza tomar sistemáticamente fotografías y datos de Urano. Las tomas de imágenes se hacen cada 5 min durante 36 horas, principalmente para ver las evoluciones de la atmósfera del planeta.

28 NOVIEMBRE 1985
    El Voyager 2 está a 72.000.000 Km de Urano. Por entonces, gracias a las fotografías tomadas, se identifica la existencia de un anillo del planeta.

    En DICIEMBRE de 1985, los técnicos se percataron de que en el cálculo de la navegación del Voyager 2 había un error en la evaluación de la gravedad de Urano, que era en realidad un 0,3 % mayor, por lo que hubo de corregirse para considerar la trayectoria adecuada.
    A finales de ENERO de 1986, el Voyager 2 llega a las inmediaciones de Urano luego de un viaje de casi 8 años y medio. Entonces el planeta está a unos 3.000 millones de Km de la Tierra y las señales del Voyager 2 han de tardar en llegar 2 h 45 m por ello. Su velocidad es entonces de unos 53.000 Km/hora.

17 ENERO 1986
    El Voyager está a unos 9.000.000 Km de Urano.

18 ENERO 1986
    Las imágenes recibidas de Urano en la aproximación al mismo muestran bloques de líneas negras y blancas. Tras comprobar las transmisiones se encontró un error en la compresión de datos en un bit (un 1 por un 0). Dos días más tarde se corrigió el problema en el programa del Voyager 2 con una instrucción sustitutoria.

21 ENERO 1986
    La sonda se halla a 4.100.000 Km del planeta Urano.

24 ENERO 1986
    El Voyager 2 cruzó cerca de Urano casi perpendicularmente al plano en el que giran los satélites del planeta encontrando sucesivamente los siguientes eventos: un día antes de llegar al punto más cercano de Urano, el Voyager 2 estaba a 1.200.000 Km del mismo. A unas 12 horas antes de llegar, la sonda captó la atmósfera del planeta. A 6 horas, se distinguieron las bandas de las nubes ecuatoriales. A las 4 h de llegar se hicieron visibles detalles de los anillos y empezó el período de mayor atención en la toma de datos fundamentales. A 1 h 10 m, el Voyager cruzó la órbita de Miranda a 29.000 Km de distancia de tal satélite, aproximadamente en la medida prevista. Una hora antes del encuentro se cruza con los anillos. Hacia las 19 h, hora española, con solo 1 min de adelanto sobre el instante previsto, cruza el planeta sobre una distancia mínima de 107.000 Km de su centro, a 81.050 de las nubes altas de su atmósfera.
    Luego, 2 horas más tarde la sonda queda ocultada por el planeta, visto desde la Tierra, y solo sale de tal sombra hasta pasadas 2 h más. Las señales, dada la distancia, tardan 2 h 45 m en llegar a nuestro planeta. Los anillos y los satélites del planeta, Ariel y Miranda, son fotografiados con alta resolución y registrados otros datos sobre los mismos; Ariel es pasado a 127.000 Km de distancia, según lo previsto. Lo mismo ocurre con Titania, Oberón y Umbriel, sobrevolados respectivamente a 365.000, 470.600 y 325.000 Km de distancia.
    Los estudios sobre el planeta, realizados en total durante 6,5 h y retransmitidos en los días siguientes, llevan entre otras cosas a la identificación de 10 nuevos satélites, aunque todos ellos de menor tamaño, de menos de 170 Km de diámetro. De todos ellos, 2 se hallan en ambos lados del anillo exterior y 7 entre los anillos y Miranda. También se determinó que la duración del día propio es de 16 h 48 min. El campo magnético del planeta es inferior al terrestre pero se halla una emisión radioeléctrica. Por otra parte, el ingenio detectó 1 nuevo anillo en el planeta, confirmando además la existencia de otros 9; una de las mejores imágenes de las formaciones anulares se realiza durante la ocultación en 96 seg y revela toda su estructura. Las imágenes obtenidas de aquel lugar, casi 6.000 en total, no estuvieron esta vez exentas de problemas, de tal modo que los técnicos al encuentro con Urano hubieron de posicionar adecuadamente la sonda.
    En esta fecha, en el JPL, como primero ocurrió con los otros planetas, se reúnen gran cantidad de científicos, principalmente astrónomos, para ver los datos e imágenes que iban a ir llegando del Voyager sobre Urano. Una de las mayores sorpresas, al ver las fotografías, es la superficie de Miranda, revelada con un relieve lleno de fallas, brechas, montañas enormes y formaciones geológicas nunca vistas, formando un conjunto único en el Sistema Solar.
    Al pasar sobre Urano, la velocidad del ingenio es de 72.000 Km/h, de nuevo acelerado por la gravedad, y se dirige ahora hacia Neptuno; el incremento de la velocidad es de casi 8.000 Km/h. El depósito de hidracina del motor de correcciones del Voyager 2, tras el paso por Urano, está aun a la mitad y se calcula en unos 62 Kg del citado compuesto.

25 ENERO 1986
    El JPL anuncia el descubrimiento, realizado por el Voyager 2, del 15 satélite de Urano y del 10º anillo del mismo.

    En SEPTIEMBRE de 1987, enfoca sus cámaras hacia Neptuno y toma un par de fotografías del mismo, aun lejano a dos años de viaje, pero dada la distancia aun no se distingue gran cosa.
    Desde ENERO de 1989 el ingenio toma fotografías del planeta para empezar a observar su atmósfera que se ha de mostrar activa.

    Desde el 5 de JUNIO de 1989, acercándose a Neptuno, el Voyager 2 encuadra regularmente al planeta y toma datos del mismo, descubriendo con claridad la gran mancha oscura que se cree que es una tormenta atmosférica, captada por vez primera el 24 de MAYO anterior. El día 22 de JUNIO halla además 2 franjas también oscuras sobre una latitud del planeta.
    La sonda está aun a casi 96 millones de Km del objetivo y a 4.312 millones de Km de la Tierra; en su trayectoria curva, el Voyager 2 ya lleva entonces recorridos 6.880 millones de Km en casi 12 años de viaje.
    El 8 de JULIO de 1989, por las imágenes tomadas en la sucesiva aproximación desde Junio, se comunica que el Voyager 2 había descubierto ya un nuevo satélite de Neptuno, el provisionalmente llamado 1989 N1. En las semanas siguientes hallará otros 3 más y dos anillos del planeta.

24 AGOSTO 1989
    La llegada del Voyager 2, entonces marchando a 78.000 Km/h, se prevé para la madrugada del siguiente día y el mismo ha de pasar, según lo previsto sobre el polo Norte de Neptuno a unos 4.800 Km de altura. Deberá tomar unas 36.000 fotografías en lo que es el primer reconocimiento espacial del planeta. Dado que allí la luz solar llegada en muy inferior por la distancia, los técnicos hubieron de aumentar el tiempo de exposición para la toma de imágenes, hasta de 15 seg, e inherentemente la estabilidad de la sonda. Por otra parte, se teme entonces que el campo magnético, detectadas señales de radio muy fuertes una semana atrás, pudiera afectar la electrónica de la sonda. Las señales de la misma, dada la distancia, tardan en llegar entonces a la Tierra 4 h 6 min. Las últimas instrucciones sobre el encuentro fueron enviadas a la sonda desde la Tierra el día anterior, 23.

25 AGOSTO 1989
2 h 48 m, hora española. El Voyager 2, cerca de la máxima aproximación, toma las que serán las mejores fotografías de los anillos del planeta. Las señales tardan, dada la distancia, en llegar a la Tierra 4 h 6 min.
5 h 56 m, hora española, 3 h 56 m GMT. El Voyager 2 pasa a tan solo 4.850 Km de altura sobre Neptuno; la desviación sobre el punto previsto es de solo 35 Km.
    En la máxima aproximación, durante 1 h, dada la cercanía, el ingenio hace un descanso en la toma de fotografía pero registra a cambio otros datos de igual interés sobre composición atmosférica, etc.
  7 h 30 m. Aproximadamente a esta hora, el Voyager 2 cruza cerca de los anillos del planeta Saturno.
  8 h. Empieza el momento culminante de la toma de imágenes de Tritón.
11 h 14 m. El citado satélite es sobrevolado por su lado oculto a 38.000 Km de distancia; lo inicialmente previsto eran 10.000 Km.
    Mientras tanto, en la Tierra, los datos recién llegados desde antes del encuentro están siendo vistos por unos 140 científicos con expectación.
    Al salir del máximo acercamiento, el Voyager 2 alcanza la velocidad de 95.000 Km/h, debido al aceleramiento gravitatorio. El cambio de trayectoria debido a tal influencia de la gravedad es de 45º.

    En su investigación sobre el planeta descubrió entonces 6 nuevos satélites, aunque la mayoría es de menos de 200 Km de diámetro, y evidenció la estructura de los anillos de Neptuno; por estudio de las fotografías de la sonda, en 1990 se descubre otro satélite más. En general, el planeta muestra al Voyager una envoltura gaseosa activa, con formaciones atmosféricas varias, con una gran mancha azulada, otras ovaladas menores y una especie de nubes alargadas, altas y brillantes. En el ecuador, en dirección opuesta al sentido rotatorio de Neptuno, de este a oeste, aparecen fuertes vientos de 400 m/seg y rachas de hasta 700.

3 OCTUBRE 1989
    El Voyager 2 transmite datos, entre otras cosas sobre el satélite Tritón, sobrevolado a unos 10.000 Km según lo previsto, un día después de finalizar la fase de acercamiento y estudio de Neptuno.

    En JULIO de 1992, los Voyager observaron que se producía una radioseñal en la heliopausa del sistema Solar, que fue aumentando en intensidad hasta DICIEMBRE siguiente, originada probablemente por choques de partículas del viento solar y el procedente de las estrellas. Tanto los sensores del Voyager 2 como los de 1 detectaron actividad en las frecuencias entre 1.800 y 3.500 Hz, en emisión que se observa procedente del límite frente de choque o avance del sistema, o sea en la zona más achatada de la heliopausa. Esta zona se pretende estudiarla en los años siguientes.
    En 1993 el Voyager 2, entonces a 5.250 millones de Km del Sol, también observará la Nova Cygni 1992 con el espectrómetro UV, por debajo de los 1.100 ángstroms.
    En el mismo año de 1993, a partir del 19 de ABRIL, como resultado de los recortes presupuestarios, se dejan de financiar las investigaciones del espacio profundo con los espectrómetros de los Voyager, cifrados entonces en unos 400.000 $ anuales. No obstante, se seguirán estudiando las emisiones solares UV. Por tal tiempo, la velocidad de la sonda es de más de 52.000 Km/h.

1 JUNIO 1994
    El Voyager 2 está a 6.300 millones de Km de la Tierra.

    En JULIO siguiente aun actúa con su espectrómetro UV para observar el impacto sobre Júpiter del cometa Shoemaker-Levy-9. Aunque dada la distancia de más de 6.000 millones de Km las posibilidades son mínimas, pese a que su posición le permitía ver directamente los choques sobre el lado no iluminado del citado planeta. La cámara de Voyager 2 llevaba 4 años apagada y tratar de disponerla era costoso y difícil.
    A los 20 años de vuelo, en SEPTIEMBRE de 1997, está a 7.749 millones de Km de nuestro planeta, yendo camino de la heliopausa. Para entonces lleva recorridos 11.300 millones de Km y su velocidad es de 15,9 Km/seg.
    En NOVIEMBRE de 1998, la sonda perdió contacto durante 66 horas al cesar en las comunicaciones en banda X. Para ahorrar energía se le desconectó entonces la plataforma giratoria de instrumentos. Entonces la sonda está a 8.400 millones de Km de la Tierra.
    A principios de 1999 estaba a 8.600 millones de Km de la Tierra e iba a una velocidad de 15,9 Km/seg. Por entonces tenía aun en uso 5 de sus instrumentos.
    En 2002, a los 25 años de vuelo, la sonda estaba a 10.200 millones de Km de la Tierra. Y en 2003 alcanzaba los 10.700 millones de Km, llevando recorridos 14.254 millones de Km.
    La sonda Voyager 2, como la Voyager 1, a partir de los 30 años, después del año 2.010, o a partir de unos 15.000 millones de Km de la Tierra, tiene previsto la posible pérdida de emisión para olvidarse luego en la inmensidad del espacio con su mensaje de imágenes, voces y música, grabados en espera de que algún extraterrestre la recoja o que la consuma la eternidad del tiempo y del cosmos. No obstante, se admitió la posibilidad de que no se agotara su energía hasta el 2.020.
    En 2008 la velocidad de la sonda se cifró en 16,08 Km/seg.

El 22 de abril de 2010 se descubre un error en la transmisión de datos científicos, en el formato de la secuencia telemétrica, y sobre el que se dijo que era subsanable.  Entonces se encuentra a unos 13.800 millones de Km de nuestro planeta.

    En abril de 2011 la sonda esta a unos 14.400 millones de Km del Sol, tardando en llegar a nosotros sus señales unas 13 h.
    El 4 de noviembre de 2011 son enviadas nuevas instrucciones informáticas a la sonda para tratar de ahorrar unos 12 vatios de energía y prolongar así su vida útil. Las instrucciones consisten en apagar un calentador de conductos de propulsante de motores principales, quedando el control propulsor a partir de entonces en el sistema secundario. Por entonces la producción eléctrica del generador de a bordo es de 270 vatios/hora.

    Para el año 2.015, tras cruzar la heliopausa, el cálculo señala que el Voyager 2 está a 16.500 millones de Km del Sol y es a partir de entonces cuando su energía debería darse por agotada para emitir desde tal distancia y poder ser recibida adecuadamente en tierra; en 2015 la recepción es muy débil, de solo 70 bits por segundo y en descenso. En el año 20.319 estará a 1 año-luz del Sol. Entre los años 26.262 y 28.635 cruzará la nube de Oort; el Sistema Solar es abandonado realmente entonces.
     Mediado 2017 la distancia real de la Tierra a la sonda es de casi 17.700 millones de Km, tardando en llegar su señal a nosotros casi 16,4 h.
    Se considera el primer ingenio humano en salir del Sistema Solar, salvo que en el futuro se disponga de algún medio mejor que lo pueda alcanzar y adelantar.
    Sobre el papel, dentro de los siguientes 40.176 años, yendo con 53.280 Km/h, pasará lo más cerca a 1,7 años-luz de la estrella llamada Ross 248 y en el año 129.084 pasará a 5,75 años luz de Ross 154; por entonces estará a 6,39 años luz del Sol. Hacia el año 296.036 pasará cerca de Sirius, a 4,32 años luz; estará a 14,64 años luz del Sol. En el año 442.385 pasará a 6,72 años-luz de Ophiuchi 44, estando ya a casi 22 años luz de nosotros. En el año 957.963 estará a más de 47 años luz de la Tierra.

    > VOYAGER 1.         5 SEPTIEMBRE 1977

    Previsto inicialmente para lanzar el 01 de SEPTIEMBRE de 1997, la partida fue retrasada en 4 días. El ingenio fue lanzado tras la Voyager 2 en razón a que, con la diferencia de tiempo, se permite una mejor posición y en consecuencia la llegada del segundo ingenio lanzado hacia Júpiter se produciría primero que el anterior.

5 SEPTIEMBRE 1977
    Es lanzado el Voyager 1 sin novedad. Su ruta le permitirá adelantar al Voyager 2, lanzado delante. La velocidad alcanzada es de 61.920 Km/hora, un nuevo récord. Su número COSPAR es 1977-084A. Entonces, el Voyager 2 lleva 17 días de vuelo.

17 SEPTIEMBRE 1977
    En el 13 día de vuelo, el Voyager 1, estando a unos 11.700.000 Km de nuestro planeta, toma la primera fotografía del conjunto Tierra-Luna.

    A finales de DICIEMBRE de 1978, a 80 días de la llegada a Júpiter, la sonda empieza a tomar imágenes afinando sus aparatos para el momento del encuentro.

4 ENERO 1979.
    Al cabo de 16 meses de viaje, el Voyager 1 está a 60.000.000 Km de Júpiter. Toma las primeras imágenes del planeta que resultan, aun tan lejos, las mejores en calidad conocidas hasta entonces.

17 ENERO 1979
    La sonda está a 47.000.000 Km de Júpiter. Desde tal posición obtiene imágenes del planeta.

22 FEBRERO 1979
    El Voyager 1 está a 12.000.000 Km de Júpiter y se reciben del mismo las primeras imágenes de la gran mancha roja joviana.

4 MARZO 1979
    El Voyager 1 está a las 19 h 50 m sobre 1.200.000 Km de distancia del Ecuador del gran planeta tomando fotografías y consiguiendo ver, entre otras cosas, sobre el mismo un anillo con la cámara angular, que sitúa a 128.300 Km del planeta.

5 MARZO 1979
    El Voyager 1, al pasar cerca de Júpiter, se cruza sucesivamente, fotografiándolos, con las cercanías de los siguientes satélites del planeta: Amaltea, a 420.200 Km 5 h 43 min antes de encontrarse con el planeta a unos 278.400 Km de mínima distancia (la prevista son 280.000 Km); Io, a poco más de 19.000 Km, 3 h 9 m más tarde de cruzarse con Júpiter; Europa, a 733.760 Km, a 6 h 14 m de cruzar tal planeta; Ganímedes, a 114.710 Km, a 14 h 10 m de cruzar Júpiter; y Calisto, a 126.400 Km y 29 h 3 m de cruzar Júpiter (o sea, ya al día siguiente, 6 de MARZO).
    Al pasar sobre Io capta espectaculares imágenes del mismo con un volcán sobre el horizonte circular en plena erupción; además descubre otros 11 volcanes activos y 8 erupciones en total. Los demás satélites fotografiados, antes citados, aparecen con sus superficies características de cráteres, fracturas, hielo, etc. El ingenio confirma y concreta la existencia del fino anillo sobre el gran planeta y de 4 de sus satélites, descubriendo 3 nuevos, entre los que está el 1979 J15.
    El Voyager 1 cruzó Júpiter por detrás tomando fotografías de la noche de su hemisferio Norte y captando una llamativa aurora boreal sobre tal polo. Al cruzar la magnetosfera el ingenio detectó la abundante radiación de alta energía allí existente. Encuentra además una región de plasma cerca de la magnetopausa del planeta con temperaturas de más de 300 millones de grados centígrados, aunque muy poco densa, resultando la cifra más alta de todo el Sistema Solar.
    Al pasar por el gran planeta, el Voyager curva su trayectoria afectada por la enorme gravedad del mismo, elevándose además ligeramente en el plano ecuatorial, y ahora surca el espacio a 84.000 Km/h. Los estudios sobre Júpiter y su entorno son realizados por el ingenio durante, en total, 1,5 meses. En el paso por el gran planeta, el fotopolarímetro resultará dañado e inutilizado para cuando llegara a Saturno. Las radiaciones del campo joviano hicieron perder sensibilidad a los detectores para medir plasma, probablemente por descargas electrostáticas. Pruebas de simulación en tierra apuntaron la posible rotura o suelta de una soldadura de conexión entre el sistema de control y el instrumental detector del plasma. Por ello, se hizo girar con brusquedad la sonda y finalmente el instrumental volvió a funcionar de modo correcto.
    Continúa luego su viaje hacia Saturno, cubriendo al rededor de 1 millón de Km diarios. El Voyager 2 llegará 4 meses más tarde a Júpiter. De inmediato, gracias a las imágenes y datos aportados por el Voyager 1, los científicos ajustaron el programa del vuelo Voyager 2, que iba camino también del gran planeta, sobre todo para observar con mayor detalle puntos del sistema joviano que creyeron más interesantes.

    El 22 de AGOSTO de 1980 inició el fotografiado de Saturno, aun a más de 100 millones de Km.
    El 5 de SEPTIEMBRE de 1980, la Voyager 1 realiza su novena corrección de trayectoria con un encendido de motores.
    A principios de NOVIEMBRE de 1980, a unos 10 millones de Km aun del objetivo, las imágenes de Saturno permitían ya identificar cerca de un centenar de anillos. El ingenio llega allí 9 meses antes que el Voyager 2 y luego de 3 años de viaje. Dada la distancia de mil y pico millones de Km de la Tierra, las señales de la sonda tardan en llegar a nuestro planeta casi hora y media.

9 NOVIEMBE 1980
    La sonda está a 4.792.498 Km de Saturno y a 1.525.881.800 Km de la Tierra. La velocidad es de 56.314 Km/h e incrementándose en el acercamiento al gran planeta.

10 NOVIEMBRE 1980
    El ingenio se halla a 3.200.000 Km de Saturno y su velocidad aumentó por encima de los 57.000 Km/h.

11 NOVIEMBRE 1980.
    El Voyager 1, cerca ya de Saturno, se encuentra primero con Titán, que cruza a 6.490 Km de distancia, a unas 18 h 05 min del momento previsto para el encuentro con el planeta. La envoltura gaseosa del satélite joviano no desveló a los aparatos del Voyager 1 gran cosa por su impenetrabilidad.
    Luego, la sonda atravesó un anillo de H neutro. A unas horas de la máxima aproximación se le envían de la Tierra instrucciones y correcciones. Por entonces, yendo a 59.484 Km/h, se va aproximando al anillado planeta enviando entre 150 y 400 fotografía diarias. Sería fotografiado casi todo el sistema del planeta, excepto el lejano Febe.

12 NOVIEMBRE 1980
    El Voyager 1, al pasar cerca de Saturno, se cruza sucesivamente, fotografiándolos, con las cercanías de los siguientes satélites del planeta: Tetis, a 415.670 Km de mínima distancia a 1 h 29 m antes de cruzarse con Saturno.
04 h 30 m. Hora española. Sobrevuela Saturno a una distancia mínima de 124.292 Km por debajo de su polo sur, siendo el error en la trayectoria de solo 19 Km respecto a lo previsto y 43 seg de retraso. Posteriormente sobrevuela Mimas, a 88.440 Km, 1 h 57 m más tarde de cruzarse con Saturno; Encélado, a 202.040 Km, a 2 h 5 m de cruzar tal planeta; Dione, a 161.520 Km, a 3 h 53 m de cruzar Saturno; Rea, a 73.980 Km y a 6 h 36 m de cruzar Saturno; e Hiperón, a 880.440 Km, 16 h 59 min más tarde de cruzar del planeta. Japeto fue visto a más de 2 millones de Km.
    Cuando sobrevuela los anillos, lo hace atravesando una zona de 2.000 Km, a una distancia de poco más de 100.000 Km de los mismos. En esos momentos, durante los 5 min que dura el paso, la sonda registra más de 10.000 impactos de partículas del tamaño de 1 micra sin mayor consecuencia.
    El Voyager 1 descubrió varios satélites de Saturno, los 13, 14 y 15, nominados inicialmente con el nombre del año, la inicial del planeta y un número provisional (1908S00) y también encuentra un anillo más distorsionado, que en realidad son 3 entrelazados; esto último sorprendió a los científicos. También halla, en esta primera investigación más cercana sobre el planeta, que el mismo tenía una gran mancha a la usanza de la roja de Júpiter, pero más pequeña.
    Al pasar por Saturno, el Voyager curva ligeramente su trayectoria afectada por la enorme gravedad del mismo, elevándose además en el plano ecuatorial más de lo que lo hiciera al pasar sobre Júpiter. La velocidad de salida del Voyager 1, acelerado por el campo de gravedad de Saturno en el punto de máxima aproximación, asciende entonces a 91.000 Km/h.
    Cuando la sonda estaba a 180.000 Km de Saturno, por las emisiones de radio llegadas, se hizo la comprobación de las mismas para verificar la teoría general de la relatividad de Einstein. Se observó que la frecuencia del transmisor, que era muy sensible, tenía un ligerísimo desplazamiento o fluctuación de unos pocos hertzios por influencia del campo de gravedad del gran planeta.

9 DICIEMBRE 1980
    Queda inutilizada una cámara del Voyager 1, aunque en realidad su misión está ya para entonces completada. Solo su hermana la Voyager 2 seguirá hacia otros planetas exteriores como Urano y Neptuno.

    En 1989 sale del Sistema Solar al cruzar la órbita de Plutón. Como consecuencia de los desvíos de trayectoria por influencia gravitatoria, el plano de su trayectoria formaba 22º respecto a la eclíptica o plano de los planetas.

13 FEBRERO 1990
    El Voyager 1 toma la primera imagen del conjunto del Sistema Solar desde su posición, con la excepción de Mercurio y Plutón. La misma, compuesta en realidad por un mosaico de 64 tomas fotográficas, será publicada el 6 de JUNIO siguiente, luego de ser retransmitida a la Tierra por la sonda a mediados de MARZO; la espera se debe a razones de ocupación de la red de seguimiento de la NASA. La operación para la consecución de tal imagen tuvo un coste de 200.000 $, unos 22 millones de pesetas del momento. Se anunció que ésta era la última actividad de las cámaras del Voyager 1, apagadas a partir de entonces. La imagen no resulta nada espectacular puesto que la Tierra y otros planetas menores aparecen como un simple punto frente al gigante solar.
    La sonda está entonces a más de los 6.000 millones de Km de la Tierra.

    Hacia la mitad de 1993, por mediciones de los Voyager desde el mes de agosto anterior, se afirma el hallazgo de indicios concretos de la existencia de la heliopausa, zona que se espera poder estudiar con la sonda en los siguientes años. Por entonces la velocidad de la sonda es de más de 52.000 Km/h.

1 JUNIO 1994
    El Voyager 1 está a 8.200 millones de Km de la Tierra y aun sigue con su gemelo detectando radiaciones ETM en tales regiones.

    En 1995, el Voyager 1 está a cerca de los 9.000 millones de Km de la Tierra y su labor se concreta en la medición del viento solar allí llegado, mientras se dirige al cinturón de Kuiper.
    En 1997 la distancia a la Tierra eran 10.074 millones de Km, aunque los recorridos son 11.900, recorriendo 535 millones de Km cada año y su velocidad es entonces de unos 17,4 Km/seg.
    A las 23 h 10 m, hora española, del 17 de FEBRERO de 1998, el Voyager 1 se convierte en el ingenio humano más alejado de la Tierra al sobrepasar la distancia equivalente del Pioneer 10, que va más despacio, a 10.400 millones de Km de nuestro planeta; sus señales, emitidas con 20 vatios, tardan entonces 9 h 36 min en llegar.
    A principios de 1999, el Voyager 1 estaba a 10.900 millones de Km de la Tierra, yendo a una velocidad de 17,3 Km/seg.
    En 2002, cuando la sonda estaba a 12.500.000.000 Km de la Tierra, a unas 11,6 horas/luz, los técnicos activaron el sistema secundario de orientación. Por entonces se esperaba que el ingenio funcionara aun casi otros 20 años.
    El 5 de noviembre de 2003 la sonda estaba ya a 13.500 millones de Km de nuestro planeta, luego de 26 años de vuelo, ya cerca de la heliopausa, en pleno espacio interestelar, allí donde el viento solar se diluye notablemente en cuanto a su onda de choque. Los datos sobre la zona son los primeros obtenidos in situ por un ingenio humano. Para entonces la sonda llevaba recorridos 15.212 millones de Km.
    En julio de 2004, el Voyager 1 estaba cerca de unos 14.000 millones de Km del Sol.
    En mayo de 2005 la sonda estaba cruzado el límite del Sistema Solar (donde el Sol no ejerce de forma notable su influencia), luego de 27 años de viaje.
    El 16 de diciembre de 2004, según apuntó luego la Universidad de Maryland, la sonda estaba en la señalada frontera del Sistema Solar, en el inicio de la heliopausa. Pero otras fuentes estudiosas de los datos de la sonda disentían y señalaban que tal frontera la recorría ya desde 2002.
    El costo de mantenimiento de las operaciones en tierra de esta sonda y su gemela número dos es en 2005 de 4 millones de dólares.
    En abril de 2006 se anunciaba que radioaficionados alemanes habían captado con una antena de 20 m de diámetro de Bochum señales de la Voyager 1, hecho inédito para unos radioaficionados.
    El 15 de agosto de 2006, la sonda estaba a la distancia récord de 15.000 millones de Km del Sol, unas 100 UA.
    En 2008 la velocidad de la sonda se cifró en 17,46 Km/seg.
    En junio de 2010 la sonda está a 16.960 millones de Km del Sol.
    A finales de 2010, tras 33 años de vuelo, la Voyager 1 se encontraba ya en una zona del espacio en la que el viento solar ya no se detectaba desde hacía 4 meses, quizá porque la interacción de la radiación interestelar lo anulaba definitivamente; no se trataba seguramente ya de una fluctuación transitoria. La penetración definitiva en el espacio interestelar de la sonda se fija entonces para 2014. Entonces su velocidad es de 61.155 Km/h.
    En abril de 2011 la sonda esta a unos 17.400 millones de Km del Sol, la mayor distancia lograda por un ingenio humano, tardando en llegar a nosotros sus señales unas 16 h.
    A principios de 2012 se le desconectó parte del sistema calefactor para bajar el consumo eléctrico y alargar así su vida útil. Por ello, la temperatura del espectrómetro UV bajó de -56ºC a -79ºC, más del doble de fría de lo proyectado para el aparato y durante 8 veces más tiempo.
    Hacia la mitad de tal 2012, se cree que el Voyager 1 está penetrando en el espacio interestelar pues se está detectando un incremento significativo de la afluencia de partículas cargadas que llegan del exterior del Sistema Solar. Se indica que ya desde el principio de 2009 hasta inicios de 2012 había aumentado en un 25% la afluencia de rayos cósmicos, pero desde el 7 de mayo de 2012 y durante una semana se notó un incremento de un 5%, que en un mes subió al 9%. La distancia de la sonda es entonces de unos 18.000 millones de Km, la mayor alcanzada por cualquier objeto humano.
    Sin embargo, en septiembre siguiente (2012), se da a conocer un estudio de la americana Universidad Johns Hopkins que apunta que la sonda no está aun en tal espacio interestelar al no considerar que los datos citados sobre afluencia de radiación sean determinantes en fijar tal frontera en el modo que se plantea.
    A principios de septiembre de 2013 está a unos 18.360 millones de Km, a unas 17 horas-luz de nosotros, y entonces se vuelve a plantear si ya está o no en el espacio interestelar. Se piensa que podría llevar casi un año en el mismo, pero la coincidencia de la direccionalidad de los campos magnéticos solares e interestelares hace dudar. La mayoría de los especialistas de la NASA optan sin embargo entonces por aceptar que la Voyager 1 estaba ya en el espacio interestelar luego de un vuelo de 36 años. Es el primer objeto humano en tal posición y distancia y se aceptará que la fecha de referencia sería la del 25 de agosto de 2012, aunque entonces no se reconoció plenamente.

    Para el año 2.015 el cálculo señala que el Voyager 1 ha de estar a 19.500 millones de Km del Sol. La correlación distancia-baterías-antenas terrestres hace suponer que las emisiones-recepciones concluyan en el 2.020; en 2015 la recepción es muy débil, de solo 70 bits por segundo y en descenso.
    En los inicios de 2017 la sonda está a casi unos 21.000 millones de Km de nosotros, más lejos que ningún otro objeto humano. Por entonces se cree que en unos 40.000 años ha de pasar a 1,6 años-luz de la estrella Gliese 445, de la constelación de Camelopardalis; anteriormente se dijo que sería a 1,7 años luz de la estrella AC+79-3888.
    El ingenio lleva la dirección de la estrella Alfa Ophiuchus, en la constelación de la Serpiente o Serpens; declinación 10,1 grados, ascensión recta de 260,0 grados.

    Sobre un lado de la plataforma o cuerpo central de cada sonda, iba fijado con tornillos de titanio un disco de cobre chapado en oro de 30,5 cm de diámetro en un estuche de porcelana y en caja de aluminio, conteniendo una serie de mensajes grabados y llevando una aguja de diamante con instrucciones para su uso. Estas últimas son a base de gráficos que señalan como se convierten las señales a imágenes y, en general, como leer el contenido de la grabación; también figura, en la parte inferior, el mismo mapa de 14 púlsares que nos señala la posición de la Tierra y una representación del átomo de hidrógeno y que ya se incluyó en la placa de los Pioneer; para poderlo datar en el tiempo, en la cubierta, donde están las instrucciones de uso, se impregnó eléctricamente uranio 238 en estado puro. Pero no es esta vez una placa como la de los Pioneer sino la tapa de la caja de un disco. Es pues algo más complejo, es el llamado disco interestelar Voyager. Tiene 110 min de duración y su contenido fue seleccionado durante 2 meses. Cada disco se confeccionó pegando en realidad 2 discos, uno de 0,5 mm y otro de la mitad, de grueso, con lo que el total es de 1,25 mm. El peso es de 565 gramos y con la cubierta, soporte y abrazadera asciende a 1,09 Kg. El disco fue grabado a la mitad de la velocidad normal, a 16,66 revoluciones por minuto, y utiliza las 2 caras.
    Las dos naves, luego de salir del Sistema Solar, se adentran en el espacio interestelar y, por si alguna civilización remota, dentro de miles de años, encuentra a una de las dos sondas, si dispone de medios tecnológicos similares a los nuestros, podrá saber como éramos hace, como mínimo, esos miles de años, aunque lo más seguro es que será nunca o, en el mejor de los casos, millones. “Es como un mensaje en un botella lanzada al océano cósmico”, en palabras de Carl Sagan, que también ideó las placas de los Pioneer. Este profesor, con la ayuda de su esposa Ann Druyan, del astrónomo de la Universidad de Cornell, Frank D. Drake, del productor del disco Timothy Ferris, del artista y escritor Jon Lomberg y de la artista Linda Salzman Sagan, creó el mensaje Voyager. Otros que intervinieron fueron: A. G. W. Cameron, de la Universidad de Harvard; Phillip Morrison, del MIT; Bernard M. Oliver, de la empresa Hewlett Packard; Leslie Orgel, del Instituto Salk; Alan Lomax, de la Universidad de Columbia; Robert E. Brown, del centro de música de Berkeley; John Lomberg, artista de Toronto; Murry Brown, de la Orquesta Sinfónica Nacional de Washington; el escritor Arthur C. Clarke; Wendy Gradison; Robert Heinlein; Murry Sidlin; Stephen Toulmin; etc. La grabación fue finalmente realizada por la empresa Columbia Records, siendo las imágenes grabadas por la empresa Colorado Video, en Boulder, Colorado.
    Contiene sucesivamente: 116 imágenes, los dos primeros compases de la Cavatina de L. Beethoven, un saludo del presidente USA Jimmy Carter y una lista de congresistas y senadores americanos, un saludo en 55 idiomas, un saludo del Secretario General de la ONU Kurt Waldheim, sonido propio de ballenas yubarta en un presunto saludo de las mismas (como saludo de una especie diferente a la nuestra), sonidos varios del planeta y finalmente 90 min de música. En general, se trató de incluir un poco de todo que supusiera la mayor representación de la mayoría de las distintas culturas, países y razas de la Tierra.
    Las 118 fotografías fueron seleccionadas por Jon Lomberg y en los motivos se excluyeron armas y guerras, crímenes, pobreza o enfermedades; tampoco los exclusivamente religiosos ni obras de artes. Son imágenes de nuestro mundo y civilización grabadas a razón de 1 cada 4 seg en blanco y negro, y cada 12 seg (el triple) en color. Inicialmente eran 120. Algunas no se incluyeron por ser censuradas por la NASA por ser relativas a la desnudez o reproducción humana, por sorprendente que pueda resultar, explicable solo bajo la puritana perspectiva oficialista americana de la época. La NASA también revisó, en una especie de censura, hasta los sonidos del disco. Se incluyeron como imágenes, fotografías de nuestro y otros planetas, gráficos fisicomatemáticos planetarios y químicos del DNA, dibujos sobre anatomía, reproducción y crecimiento humanos, fotografías de paisajes diversos de todo el mundo, seres vivos de todo tipo, retratos de personas de distintas razas ataviadas a su modo cultural, casas, actividades y trabajos humanos, medios de transportes, etc. La primera imagen es curiosamente un simple círculo, según el autor, para calibración que confirmara la correlación entre el tamaño del círculo de la tapa exterior al disco y el de la imagen (altura y trama); ¿lo entenderán los extraterrestres?
    El mensaje del presidente americano es el siguiente: “Esta nave espacial Voyager fue construida por los Estados Unidos de América. Somos una comunidad de 240 millones de personas entre los más de 4.000 millones de personas que habitan el planeta Tierra. Los seres humanos estamos divididos todavía entre estados nacionales, pero estos estados se están convirtiendo rápidamente en una única civilización global. Lanzamos este mensaje al cosmos. Es probable que sobreviva un millar de millones de años en el futuro, cuando nuestra civilización esté profundamente alterada y la superficie de la Tierra haya cambiado mucho. De entre los 200 millones de estrellas de nuestra galaxia Vía Láctea, algunas -y quizá muchas- pueden tener planetas habitados y civilizaciones que viajan por el espacio. Si una de esas civilizaciones intercepta el Voyager y puede comprender lo que hemos grabado en él, he aquí nuestro mensaje: Éste es un regalo de un mundo pequeño y distante, una muestra de nuestros sonidos, de nuestra ciencia, de nuestras imágenes, de nuestra música, de nuestros pensamientos y de nuestros sentimientos. Estamos intentando sobrevivir a nuestro tiempo para poder vivir en el vuestro. Confiamos que algún día, cuando hayamos resuelto los problemas que se nos plantean, podamos unirnos en una comunidad de civilizaciones galácticas. Este disco representa nuestra esperanza y nuestra determinación, y nuestros buenos deseos en un universo vasto e imponente.
    Los saludos son diferentes, según la lengua, alguna ya muerta o en desuso. Participa en la selección Linda Salzman Sagan. Dicen cosas así: “Que os vaya todo bien”, “Paz y felicidad para todos”, “Saludos a nuestros amigos de las estrellas. Deseamos encontrarnos algún día”, “Paz”, “¿Estáis bien?”, “Hola y saludo a todos”, “¡Hola!”, “Saludos”, etc. Los idiomas incluidos son en este orden: sumerio, griego, portugués, cantonés, acadio, ruso, thai, árabe, rumano, francés, birmano, hebreo, español, indonesio, quechua, punjabi, hitita, bengalí, latín, arameo, holandés, alemán, urdu, vietnamita, turco, japonés, hindi, galés, italiano, ceilandés, nguni o zulú, sotho, wu, armenio, coreano, polaco, nepalés, chino mandarín, ila, sueco, nyanja, gujarati, ucraniano, persa, servio, oriya, luganda, marathi, amoy, húngaro, telugu, checo, kannada, rajasthani e inglés. Las lenguas citadas suponen más del 87 % de la población mundial.
    El mensaje del Secretario de la ONU dice:”Como secretario general de las Naciones Unidas, una organización de 147 estados miembros que representa a casi todos los habitantes humanos del planeta Tierra, envío saludos de parte del pueblo de nuestro planeta. Damos un paso fuera de nuestro sistema solar y salimos al universo buscando únicamente paz y amistad, para enseñar si se nos pide y para aprender si somos afortunados. Sabemos muy bien que nuestro planeta y todos sus habitantes no son más que una pequeña parte del inmenso universo que nos rodea, y damos este paso con humildad y esperanza”. El mensaje fue redactado por el Comité para el Espacio de la ONU, integrado por representantes de Australia, Austria, Bélgica, Canadá, Chile, Egipto, Francia, Indonesia, Irán, Nigeria, Pakistán, Sierra Leona, Suecia y USA.
    Los sonidos de la Tierra fueron seleccionados por Ann Druyan y son 12 min de ruidos propios del nuestra civilización. Son los siguientes: Música de las esferas, con simulación musical del movimiento de los planetas; volcanes, terremotos y trueno; lodo hirviente; viento, lluvia y oleaje; grillos y ranas; pájaros, hiena y elefante; chimpancé; perro salvaje; pasos, latidos y risa; fuego y palabra; ruidos propios de herramientas primitivas; perro domesticado; rebaño de ovejas, taller de herrero, aserradero, tractor y remachador; código Morse; barcos, caballo y carro, tren, camión, tractor, autobús, automóvil, vuelo rasante de un F-111, despegue de un Saturno V; beso; madre e hijo; señales de vida en electrogramas vitales; y de un púlsar.
    Los 90 min de música fueron grabados por Timothy Ferris y se incluyeron 27 piezas. Son las siguientes, entendiendo que algunas son solo partes o movimientos, como se puede deducir de la duración, siendo pues de un promedio de 3,3 min: Concierto de Brandeburgo 2, de Bach; música de Java; de Senegal; canción de Zaire; de aborígenes australianos; música de Méjico; canción Johnny B. Goode de Chuck Berry; de Nueva Guinea; canción coral japonesa; Gavotte en rondeaux de Bach; la Flauta Mágica de Mozart; coro de la Georgia soviética; flautas y tambores de Perú; Melancholy Blues interpretada por Louis Armstrong; gaitas del Azerbaidzhan; Consagración de la Primavera de Stravinsky; El Clavecín bien templado, de Bach; quinta sinfonía de Beethoven; música de Bulgaria; canto de los indios navajos; música inglesa; de las islas Salomón; canción de boda peruana; música de China; de la India; Dartk Was the Night, de Willie Johnson; y cuarteto para cuerda nro. 13 de Beethoven.
    En realidad, el disco más que pensado para los extraterrestres, sin excluirlos, fue ideado para llamar la atención en nuestro mundo sobre la posible existencia de aquéllos.
    Una información completa y exhaustiva de estos discos se suministra en el libro MURMULLOS DE LA TIERRA-COSMOS 3, de Carl Sagan y otros autores, publicado en España por Planeta-Agostini.
    Por último, y relativo a un posible encuentro con una civilización extraterrestre, referir que un Voyager fue elemento protagonista de la película de ciencia-ficción Star Trek, de 1979.

<> PROGRAMA PIONEER-VENUS. USA.

    El programa Pioneer-Venus es el segundo de sondas espaciales americanas para la exploración del planeta Venus. Aunque el programa se asimila también al programa Pioneer, citando las sondas como la Pioneer 12 y 13, la renumeración considerada de 1 y 2 obliga a replantearlo como nuevo.
    Las dos sondas enviadas son diferentes. La Pioneer Venus 1 estaba destinado a orbitar el planeta y tenía forma de cilindro de 2,5 m de diámetro por 1,2 m de altura aunque con el motor y la cofia de protección inicial, tal medida es de 4,5 m. El peso es de 517 Kg. Llevaba una antena omnidireccional, una parabólica de 1,09 m, paneles solares que aportaban 312 vatios, baterías de níquel-cadmio, sistema de comunicaciones, control con 7 pequeños motores para correcciones y posición, y demás habituales de una sonda; una de las antenas lleva 6 tubos forrados de fibra de vidrio. El motor principal para inserción en órbita de propulsante sólido era de 18 kilonewton.
    En cuanto a aparatos científicos lleva un radar especial de altimetría, detector de rayos gamma, analizador de plasma, fotopolarímetro, magnetómetro en un brazo desplegable de 4,8 m de largo, detector del campo eléctrico, 3 aparatos para el estudio de la ionosfera y otros 3 para otros análisis atmosféricos. En total 12 aparatos para 17 experimentos: el estudio de la estructura atmosférica de Venus, sus movimientos, composición, temperatura, presión e interacción en sus zonas elevadas del viento solar y cartografiado de la superficie del planeta. El peso de los aparatos era de 45 Kg.
    La Pioneer Venus 2 difiere de la anterior y lleva 4 cápsulas para el descenso a la superficie de Venus. Mide igualmente 2,5 m de diámetro, siendo la altura de 2,9 m en total, constituido también en un cilindro que lleva un motor, células solares que aportaban 241 vatios, antena helicoidal omnidireccional, etc. Como aparatos científicos lleva dos espectrómetros de masas, uno de masa neutra BNMS y otro iónico BIMS; el primero analizó la composición y concentración de partículas neutras y el segundo la ionosfera y concentración de partículas cargadas en la atmósfera del planeta.
    Pesaba 904 Kg en total, 290 Kg el cuerpo principal, 315 Kg la sonda mayor y 90 Kg cada una de las menores. En la parte superior lleva las 4 cápsulas que son 3 de 80 cm de diámetro y la restante, mayor, de 1,5 m de diámetro; iban en un ángulo de 120º las 3 menores y en el centro la mayor. La longitud total del conjunto es de 2,9 m. Tapando cada una de las 3 citadas cápsulas menores llevaba un escudo térmico que sirve de frenado y que es de forma cónica, fabricado en resina o fibra de carbono sobre plástico fenólico, y los correspondientes dispositivos para la separación del resto antes de llegar al planeta. Dentro de cada cápsula menor iba una esfera de 46 cm de diámetro con 3 instrumentos científicos, un medidor de la presión y temperatura atmosférica, un radiómetro para evaluar los puntos y fuentes de absorción de energía solar y un nefelómetro para ver las propiedades de las partículas contenidas en las nubes de Venus. La estructura de todas ellas era de titanio y de 18 Kg de peso; el grosor de las paredes era de 3 mm.
    La cápsula mayor fue denominada Sounder Probe (aunque redunde significa “sonda sondeadora”). Contenía una esfera de 1,5 m de diámetro. Su escudo térmico se separaba en el descenso atmosférico, al igual que el plato-cubierta en el otro extremo. Fabricado en material de titanio, se habilitó un contenedor en su interior capaz de soportar altas temperaturas y presión que se esperaba hallar en Venus; el diámetro de esta parte es de 73,2 cm. En el descenso por al atmósfera de Venus, al mismo tiempo de separar los escudos, un paracaídas frenaría su penetración allí hasta pasar por debajo de las nubes. Luego el paracaídas también se desprende y la esfera realiza entonces una caída libre. La citada esfera llevaba 7 aparatos científicos y las 3 menores 3 aparatos; en total, se realizarían 16 experimentos (3 por 3, más 7) sobre la temperatura, presión, estructura, movimientos y composición atmosférica en Venus. Los aparatos comunes se resumen bajo las siglas LAS, LN, LCPS, LGC, LIR, NPMS, LSFR, DLBI y MPRO.
    Consideradas las temperaturas, presión y corrosión de la atmósfera de Venus, para poder transmitir por radio señales, una vez inmersas las cápsulas en tal envoltura, se las dotó de una resistente y transparente ventana de diamante industrial. También hay otras ventanas de zafiro sintético y agujeros para tomar muestras del gas venusiano atravesado. El mayor de tales cristales es de 13 quilates, pero hubo de ser cortado de una pieza de 205 quilates.

    El programa se desarrolla a partir de 1978, aunque inicialmente se pensó para 1977, y planificadamente hasta 1979, aunque luego se prolongará hasta 1992, en una extensión para aprovechar el buen y continuado funcionamiento de los aparatos de una de las sondas. Es jefe del proyecto Charles Hall y el centro de control técnico se ejerce desde el centro Ames de la NASA, en Mountain View, California. Las dos naves fueron construidos por la empresa Hughes Aircraft. El costo inicial del programa se cifra en los 180 millones de dólares, pero en 1993 la cifra se había reajustado a los 200 millones, unos 23.000 millones de pesetas de la época.

    Gracias a los datos enviados por las dos sondas se acrecienta el conocimiento sobre Venus. Con el radar especial de altimetría, de una resolución no muy buena, de 75 Km, se confeccionará un mapa topográfico general de todo Venus, que se nos ofrece así con una superficie de llanos ondulados con dos mesetas continentales y varias formaciones volcánicas y montañosas de enorme proporciones. Se confirman los datos sobre las hostiles medias de temperatura, de 427ºC, y presión, de 94 atmósferas, y en varios y distintos puntos del planeta, no resultando de mayor contraste. Los vientos, la estructura de las nubes, su altura, concentraciones de gases, etc., también son determinados y, en su caso, tomadas fotografías. Pero además, se analiza la radiación llegada allí procedente del Sol y del espacio exterior, como la radiación gamma. Las sondas descubrieron que la termosfera desaparece en la parte nocturna de Venus y que por encima de las nubes, entre los 70 y 100 Km., las zonas polares están más calientes que las ecuatoriales. 
    La evaluación de los resultados finales señala que las investigaciones del programa habían superado con amplitud las previsiones y objetivos fijados.

    > PIONEER VENUS 1.             20 MAYO 1978

    La sonda es lanzada por medio de un Atlas Centaur D desde Florida, siendo impulsada en una trayectoria hacia Venus de más de 6 meses. Su misión es entrar en órbita sobre el planeta por lo que también será llamada Pioneer Venus Orbiter. Su número COSPAR es 1978-051A.

    El día 21 siguiente, el vuelo se desarrollaba con normalidad y la nave iba a 16.000 Km/hora hacia Venus en una trayectoria es de 530 millones de Km de recorrido a cubrir en 4 meses.

4 DICIEMBRE 1978
    El Pioneer Venus 1 llega a Venus. A las 17 h 56 min, hora española, se oculta al pasar por detrás del planeta visto desde la Tierra. Unos 20 min después reaparece por el otro lado. Se empezaron a recibir señales del frenado que durante 28 seg reduce la velocidad de llegada en 3.760 Km/h. La sonda acababa de entrar en una órbita sobre tal planeta y se convierte así en el primer satélite artificial de Venus. Los parámetros orbitales definitivos serán de 150 Km de periapsis por unos 66.900 Km de apoapsis, y el período es de 24 horas.
    Desde tal posición orbital, elíptica para obtener distintas vistas, el ingenio ha de trazar un mapa por sistema de radar que cubrirá el 93 % de toda la superficie del planeta. Pero también determina un mapa gravitatorio y la interacción del viento solar sobre la atmósfera del planeta.

    En AGOSTO de 1979, a los 243 días de estancia orbital en Venus, finaliza la operatividad planificada en el proyecto del Pioneer Venus Orbiter. Pero, solo 1 de los 12 aparatos científicos de la sonda no funciona por lo que la misma sigue estudiando el entorno del planeta en relación a la influencia de las manchas solares.
    En JULIO de 1980 los parámetros orbitales le fueron modificados para observar la ionosfera. El periapsis se subió a 2.290 Km.
    En 1984 su aparato espectrómetro UV fueron enfocados para la observación del cometa Encke y 2 años más tarde hacia el Halley.
    Seguiría su labor hasta el día 3 de OCTUBRE del año 1992, en que se agotó el propulsante con lo que ya no fue posible realizar correcciones orbitales. No pudiendo ya elevar su órbita, en la semana siguiente, el 6 de OCTUBRE de 1992 se pierde contacto y se piensa que estaba cayendo sobre la alta atmósfera del planeta para destruirse por fricción. Había permanecido casi 14 años en órbita de Venus.

    > PIONEER VENUS 2.        8 AGOSTO 1978

    Lanzada igualmente con un Atlas Centaur D hacia Venus con más de 2 meses de diferencia sobre el anterior, llegará, sin embargo, solo 5 días después del mismo. El disparo se produce con un día de retraso por faltar helio líquido para el lanzador. Su número COSPAR es 1978-078A; las diferentes sondas que lleva tendrían el mismo número con las letras D, E, F, G.

16 NOVIEMBRE 1978
    A 11,1 millones de Km de distancia de Venus, justo 2 semanas de la llegada prevista, la cápsula mayor portada se separa del resto, tras ser la sonda alineada con el planeta.

20 NOVIEMBRE 1978
    A los 4 días, a 20 del encuentro y a 9,3 millones de Km, son soltadas las 3 cápsulas menores tras ajustar el eje de la sonda principal apuntando al centro del planeta. La suelta de cada una de estas 3 se realiza con intervalos de 8.000 Km en el recorrido. A partir de aquí navegan juntas pero separándose lentamente a medida que llegan al planeta para visitar puntos distantes de éste tales como la cara diurna, la nocturna, zona ecuatorial y zona polar. De tal modo se pretende obtener una visión más completa del conjunto de Venus. Por su destino, entonces, cada cápsula fue denominada Norte, Día y Noche.

9 DICIEMBRE 1978
    El Pioneer Venus 2 llega a Venus tras recorrer 354 millones de Km. Las 4 cápsulas que llegan separadas cruzan durante 1 hora la envoltura gaseosa de Venus, dentro de una operación de 2,5 horas de duración en total. La velocidad de llegada sobre las primeras capas atmosféricas es de 11,5 Km/seg y en solo 38 seg habría de bajar a 727 Km/hora. En la bajada, a unos 78 Km de altitud la deceleración es de 320 ges. La cápsula mayor abrió un paracaídas a 47 Km de altura, al tiempo que soltó las conchas protectoras, para hacer que el descenso fuera más lento; a unos 17 min de la penetración atmosférica los paracaídas fueron soltados. Luego, por debajo de las nubes, se soltó a su vez cerca del suelo para caer la esfera desde allí a la superficie de Venus. El aterrizaje tiene lugar a unos 32 Km/hora luego de una media hora tras la suelta de paracaídas. La cápsula mayor cayó en zona diurna, casi sobre el ecuador, en los 4,4º de latitud norte y 304º de longitud, en Navka Planitia.
    El resto de las cápsulas, sin separar su escudo cónico, llegaron al suelo con desigual suerte. Todas las cápsulas dejaron de transmitir por radio durante un tiempo en la reentrada para luego reanudar la emisión; es el efecto del máximo frenado aerodinámico. A 15 Km de altitud la temperatura detectada es de 377ºC. Las zonas de caída para las 3 cápsulas son: los 59,3º de latitud norte y 4,8º de longitud, cerca del polo norte; los 28,7º de latitud sur y 56,7º de longitud, en zona nocturna; y los 31,7º de latitud sur y 317º de longitud, en zona diurna. La primera en caer fue la llamada Norte y aterrizó a 35 Km/hora, no transmitiendo nada. La llamada Día, trasmitió durante 67,5 min, hasta el agotamiento de la batería; en sus últimos momentos señaló el repentino aumento de la temperatura y la presión en su interior. La restante sonda, la Noche, caída en Aino Planitia, solo transmitió 2 seg tras aterrizar.
    En el descenso, las 4 sondas analizan la composición de la atmósfera del planeta; se hallan distintas concentraciones a las habidas en la Tierra de trazas de gases nobles. El hidrógeno pesado hallado es superior en 100 veces al terrestre. A los 70 Km de altura los detectores apuntan una gran concentración de anhídrido sulfuroso, quizá debido a una erupción o erupciones volcánicas 10 veces superior a toda la actividad de la Tierra en tal aspecto. La cápsula Norte encontró medidas de temperatura entre 10 y 20ºC más bajas que las otras. Los datos sobre temperatura enviados ofrecieron dudas a los técnicos por la inseguridad mostrada en la transmisión, quizá por la influencia de la corrosiva atmósfera; a partir de los 16 Km de altura dejaron prácticamente de funcionar. Uno de los espectrómetros de masas, al descender por la atmósfera entre los 50 y 30 Km de altura quedó bloqueado en la entrada del gas atmosférico por la obstrucción de gotas de ácido sulfúrico. Pero, más abajo en el descenso, la mayor temperatura hizo hervir un cable y evaporó el ácido y el aparato volvió a funcionar, aunque quedaron trazas de tal compuesto.
    El resto de la sonda que portaba las 4 cápsulas, como si fuera una quinta, entró también en la atmósfera del planeta, pero sin protección alguna, y se destruye igualmente a los 64 seg de la entrada a unos 115 Km de altura sobre el suelo de la Themis Regio, yendo a unos 41.600 Km/h; retransmite datos sobre la citada atmósfera gracias a los espectrómetros de masas. Su caída tiene lugar sobre la latitud 37,9º Sur, y 290,9º de longitud, en zona diurna. Su transmisión dura 4 min en total.
    El Pioneer Venus 2 es el primer ingenio con entrada múltiple atmosférica sobre Venus y la transmisión más larga de todas las cápsulas duró más de 67 min, unos minutos más de lo esperado.

<> PROGRAMA VEGA. URSS

    El programa VEGA fue concebido por la URSS como medio para investigar, por vez primera por su parte, un cometa, Halley, en sus cercanías, por medio de un par de sondas espaciales. A la vez, se pretende que, tales ingenios, al pasar en el viaje por sus inmediaciones, investiguen el planeta Venus, principalmente la dinámica de su atmósfera, incluso soltando cápsulas de investigación. El programa fue denominado VEGA tomando las dos primeras letras de Venera Galley o Gallea, que significa Venus Halley en ruso; también se llamó VEHA, en igual razón al resultado de la traducción Venus-Halley. El centro de control se fijó en Evpatonya, Crimea, pero también, en paralelo, se controlan los experimentos desde el Instituto de Investigación Espacial de Moscú; los citados centros tienen respectivamente antenas parabólicas de 70 y 64 m diámetro, la última llamada Medvezji Oz’ora. Colaboran los países de la organización Intercosmos, así como los Estados Unidos y los europeos Austria, la RFA y Francia, que aporta el 10 % del presupuesto total. Incluso de unos analizadores de polvo llevados en la sonda es de diseño del norteamericano John Simpson. Colaboran además investigadores de algunas universidades americanas, como uno de la de Arizona para el análisis de imágenes, y otro de la de Michigan. Como sea que a la vez de este programa se desarrollan por parte europea y japonesa otros vuelos hacia el cometa Halley (los Giotto, Suisei y Sakigake), se creó un comité internacional científico y técnico, llamado CIST, que representaba todos los países citados, 9 en total, para coordinar la investigación. El programa se desarrolla en la práctica entre 1984 y 1986, aunque había sido concebido mucho antes; inicialmente, en lo que atañe a la investigación de Venus, el proyecto era fundamentalmente franco-soviético y contemplaba la suelta de globos de 9 m de diámetro cargados de aparatos de investigación. El proyecto había sido en su momento propuesto por el académico Roald Sagdéyev.

    Cada ingenio VEGA, totalmente iguales entre sí, pesa al partir 3,5 Tm y mide 2,9 m de altura. Estructuralmente, el tipo de sonda estaba basada en las Venera, llevando un cuerpo central con aparatos y sistemas, con una cápsula esférica en la parte superior, y con 2 baterías de paneles solares a cada uno de los lados. Están, sin embargo, reforzadas en tal estructura cara al encuentro con Halley. En la navegación, su estabilización se efectúa sobre los 3 ejes de la sonda lo que le da más posibilidades de control. Cada modelo lleva instrumental francés y también de los países europeos de la entonces influencia soviética. El total de equipos científicos es de 11 y cuyo peso total fue de 130 Kg.

    Las sondas llevan una esfera para soltar sobre Venus que a su vez contiene una cápsula de descenso al suelo y otra para flotar por la atmósfera del planeta en un globo. En la parte exterior, el casquete esférico es un escudo térmico para la entrada en la agresiva atmósfera de Venus. La separación se produce dentro de la atmósfera del planeta, en la caída.
    La cápsula de descenso al suelo de cada sonda es una semiesfera de 2,4 m de diámetro. Su estructura lleva para soportar el choque final en la caída un amortiguador. Se dispuso una cámara aislada para soportar las extremas condiciones de temperatura y presión por parte de los sistemas y aparatos científicos. Estos son un aerofreno, una antena helicoidal de transmisión de datos, y el instrumental de investigación, tal como un analizador directo de muestras del suelo de Venus por fluorescencia de rayos equis, etc.,  con los que se realiza estudio sobre las características fisicoquímicas del suelo y también, a su vez, de la atmósfera. La transmisión de datos a la Tierra se realiza con puente en la nave principal nodriza, en las inmediaciones del planeta.
    El analizador del suelo por fluorescencia de rayos equis, antes citado, incluye un dispositivo de toma de muestras que iba sobre un amortiguador de la cápsula. El dispositivo tomaba con un taladro o perforadora una muestra de terreno de 1 cm^3, sacada a 3 cm de profundidad sobre el suelo venusiano, y lo colocaba en un receptáculo por succión, es decir, por diferencia brusca de presión; esto último se realizó gracias a unos conductos gasodinámicos y generadores de gas. Entonces, con una fuente radioisotópica de plutonio 238 y 2 de hierro 55 sometían a radiación al citado terreno. Unos detectores, constituidos por contadores proporcionales de descarga de una mezcla de kriptón al 90 % y CO2 al 10 %, captaban la fluorescencia que identifica el aluminio, silicio y magnesio, elementos ligeros en la incidencia del plutonio, así como hierro y manganeso, y en la incidencia del hierro 55, calcio, titanio y potasio.
    Por su parte, el analizador de gas atmosférico de la sonda de aterrizaje toma una muestra se mezclaba con gas helio llevado y se inyectaba todo en un absorbente. Según el tiempo de retención, el analizador cromatográfico determinaba el elemento y su abundancia sobre 3 columnas (una de ellas en vez de helio utiliza nitrógeno muy puro); también se determinaba complementariamente con un aparato componente la conductividad térmica. De este modo se captan elementos o compuestos como el O2, H2O, SO2, CO2, H2S y SCO.
    La cápsula de vuelo libre atmosférico, colgada del globo de helio de 3,4 m de diámetro y 25 Kg de peso total, por un cable de 13 m de largo, tiene un peso de 6,9 Kg y mide 1,2 m de longitud. En la parte superior, donde va enganchada al cable, lleva la antena, de 500 gr de peso y de forma cónica, y debajo, en un cilindro alargado, van los equipos de investigación, el sistema emisor, de 5 vatios y 2,9 Kg de peso, que transmitía en una longitud de 18 cm. Más abajo aun en el cilindro estaba el equipo de control del instrumental de investigación, que tiene 1,3 Kg de peso, las baterías, y finalmente, en la base, un nefelómetro de 1,6 Kg de peso. En la parte exterior, la pared tiene protección contra el ácido sulfúrico, el corrosivo componente de las nubes de Venus, objeto de investigación.
    En definitiva, el instrumental científico de cada sonda en globo es un nefelómetro, detectores de temperatura, de presión, anemómetro y un detector de longitudes de luz, todo ello para investigar la atmósfera de Venus. Los márgenes de los 2 detectores térmicos están en los 0ºC y los 70ºC, y los del anemómetro entre 0 y 20 metros por segundo. Los 2 primeros se colocan sobre un brazo articulado de fibra de carbono y se constituyen en hojas de níquel sobre un soporte de poliamida. El sensor de presión atmosférica es un resonador de cuarzo. El anemómetro para medición de vientos verticales es de hélice y calcula la rotación con 2 haces luminosos. El detector de luz es un diodo de silicio que capta 120º de ángulo hacia abajo.
    El análisis atmosférico por espectrometría se realiza tomando en un tubo vertical una masa gaseosa de muestra entre 63 y 47 Km de altura en el descenso de la cápsula. Tras el sometimiento en 4 hornos pirolíticos, y la separación en un filtro por su tamaño en partículas de más y menos de 3 micrómetros de diámetro, un análisis señala los principales componentes en tal capa atmosférica.
    El estudio óptico de la atmósfera por nefelometría se realiza mediante un nefelómetro y el llamado analizador de aerosoles por medición de de las propiedades ópticas de las partículas de gas hechas pasar por el aparato en un chorro fino. La toma de muestras se efectúa en el descenso entre los citados 63 y 47 Km en un tubo vertical. Como fotorreceptores se usan 4 fotodiodos de silicio y la luz de una lámpara halógena incidía sobre un volumen de 1 mm^3 de partículas analizadas para ver la luz que difundían. Los haces de luz difundida por las partículas de aerosol se reparte entre los 7º y 17º hacia adelante, entre los 165º y 175º hacia atrás y entre los 25º y 65º hacia los lados, sobre fotorreceptores citados.
    Los datos transmitidos por las cápsulas flotantes en la atmósfera de Venus fueron recibidos en la Tierra gracias a la disposición al efecto de unos 20 radiotelescopios de una red internacional que, bajo coordinación del Instituto soviético de Investigación Espacial y el CNES francés, por interferometría de base larga, calcularon las posiciones y velocidad de las dos cápsulas en globo. Las mismas recorrieron por la atmósfera de Venus una tercera parte de la circunferencia del planeta sobre una altitud de 54 Km. El tiempo de funcionamiento lo marcó la autonomía de sus baterías y fue de unas 46 horas. En el resto del vuelo hacia el cometa Halley, la red DSN de la NASA siguió el vuelo de las VEGA, localizándolas con exactitud en su camino por interferometría; incluso la citada agencia americana modificó notablemente tal red para adaptarla a las necesidades del programa soviético.

    El resto del modelo VEGA, el cuerpo central con sus 2 baterías de paneles solares, contiene, además de los sistemas de navegación, con sensores del Sol y Canopus, comunicaciones, con antena parabólica direccional y otras omnidireccionales, etc., lleva una serie de aparatos de investigación del Halley; el peso del equipo científico es de 209 Kg, de ellos 61 en una plataforma orientable de 82 Kg de construcción checoslovaca. Entre esos últimos se cuentan magnetómetros, cámaras de TV de campos grande y pequeño, analizadores de plasma, de polvo, espectrómetros de masas para gases neutros, de IR, y otros para detectar plasma del cometa y otros entes del espacio y del cometa. Dos de los espectrómetros y las cámaras de TV iban en una plataforma orientable, de una precisión de ± 5’ en el apunte hacia el objetivo, que en este caso es el núcleo del cometa; para proteger los objetivos del polvo cometario llevaba una pantalla antipolvo. El sistema de orientación llevaba pequeños propulsores de nitrógeno en el centro de cada par de paneles solares. La transmisión de datos podía ser efectuada directamente a velocidad rápida, de 65.536 bits por segundos, o bien, previa grabación o en directo, a velocidad de 3.072 bits/seg. La transmisión rápida fue prevista para el momento crucial del encuentro con el cometa, por su el mismo destruía la sonda en choque con su polvo. No hay que olvidar que el encuentro de las sondas con el cometa supone un cruce una velocidad de unos 280.000 Km/hora, suma de las velocidades de ambos entes, cometa y sonda, con lo que el posible impacto del polvo se calculaba muy peligroso. Para proteger la sonda de tal posible evento se la dotó de una doble pantalla metálica de 1 mm de grueso cada una y separadas por 10 cm de aislante térmico.
    Los aparatos científicos, en concreto, para el estudio del cometa Halley, que tratan de averiguar todas las características físicas y químicas del cuerpo y su cola, es decir, tamaño, composición, etc., son los siguientes: Un sistema de TV, de 32 Kg de peso, en el que colaboración con la URSS, Francia y Hungría, y que consta de dos cámaras con campos de imagen de 3,5º por 5,3º y 0,43º por 0,57º (el número de fotografías a tomar debería ser de unas 1.400 en 5 sesiones, siendo 250 las tomadas del núcleo del cometa durante unos 40 min, y la resolución máxima es de 150 m); un espectrómetro llamado TKS de 3 canales en el campo visible, IR próxima y UV, de 14 Kg de peso, en el que colaboran los países antes citados, para análisis del espectro sobre el cometa; un espectrómetro IR llamado IKS, de 18 Kg de peso, francés, para captar las emisiones IR de la cabellera cometa entre los 2,5 y 12 , y del núcleo entre los 7 y 14 ; un espectrómetro de masas para detectar la composición del gas neutro, de 7 Kg de peso, en el que participaron la URSS, la entonces RFA y Hungría; un magnetómetro para analizar el campo magnético, de 4 Kg de peso, en el que participan la URSS y Austria; un analizador de plasma, su densidad y temperatura, y ondas de plasma entre 0 y 300 KHz, de 3 Kg de peso, francés; otro analizador idéntico para establecer las variaciones de flujo de iones en el plasma y ondas de plasma entre 0,01 y 1 Hertzio, de 5 Kg de peso y participación de la URSS con Polonia y Checoslovaquia; un espectrómetro llamado Plasmag para ver la composición de los iones, su espectro de energía y el de los electrones, del plasma cometario, de 9 Kg de peso y participación de la URSS con Hungría y la RFA; un analizador de partículas llamado Tunde para medir el flujo y energía de iones acelerados sobre el cometa, de 5 Kg de peso y participación de los países anteriores; 2 detectores de polvo para determinar su flujo y espectro de masas, de 2 y 4 Kg de peso y realización soviética; otro detector de polvo, denominado Ducma, para igual fin, de 3 Kg de peso y colaboración de la URSS, Hungría y la RFA; un detector más de polvo, para partículas más gruesas, llamado Foton, de 2 Kg de peso y realización de al URSS; y finalmente un espectrómetro de masas llamado Puma para determinar la composición del polvo, de 19 Kg de peso y colaboración de la URSS, Francia y la entonces RFA.

    > VEGA 1.            15 DICIEMBRE 1984

    La VEGA 1 es lanzada por la Unión Soviética el 15 de diciembre de 1984 y puesta en trayectoria con salida de 52º respecto al Ecuador terrestre, con paso por Venus, hacia un punto de encuentro con el cometa Halley. A los 30 min de la partida fueron desplegados los paneles solares de la sonda. Durante el viaje se realizarán varias correcciones de trayectoria. Su número COSPAR es 1984-125A; los números del globo y subsonda para el descenso en Venus portada a bordo se corresponden a los números respectivos 1984-125F y 1984-125E.

9 JUNIO 1985
    A dos días de la máxima aproximación, el ingenio VEGA 1 suelta una módulo que se dirige hacia Venus.

11 JUNIO 1985.
    La sonda VEGA 1 sobrevuela Venus a 39.000 Km de distancia. El módulo de investigación soltado entra en la atmósfera del planeta.
    Entre 64 y 63 Km de altura, el módulo abre un paracaídas de frenado inicial y el escudo de protección en la entrada atmosférica se separa. De inmediato, la cápsula semiesférica inferior o de aterrizaje se separa del resto y abre su paracaídas.
    Sobre unos 61 Km de altura la sonda semiesférica superior libera al paracaídas de frenado inicial y abre uno propio sobre los 55 Km de altitud. Apenas recorrido otro Km en la bajada se hincha el globo que contiene. Luego se separa del paracaídas último y del sistema de hinchado del globo y llega hasta los 47 a 50 Km, momento en el que suelta lastre y asciende entonces un poco. A partir de aquí pasa a estabilizarse sobre 54 Km de altura gracias al globo de gas helio con el que lograr flotar por la atmósfera del planeta obteniendo datos sobre presión, temperatura, luminosidad media solar y dirección de los vientos; la temperatura detectada a tal altitud es de 30ºC. Este hecho, de una sonda flotando por al atmósfera de otro planeta, es la primera vez que se produce. El tiempo que estuvo la cápsula flotando y funcionando con toma de datos es de 46 horas aproximadamente, hasta que se agotaron sus baterías. Mientras tanto recorrió, arrastrado por las rápidas corrientes de la atmósfera de Venus a 250 Km/h, un tercio de la circunferencia del planeta a tal altura, o sea, la tercera parte una vuelta completa a Venus. Además, los violentos vientos zarandearon hacia arriba y abajo al globo y la sonda entre 200 o 300 metros. El globo acabaría reventando por la dilatación debida al calor.
    Por su parte, la cápsula de aterrizaje, sobre los 47 Km de altura, momento en el que registra 97ºC de temperatura exterior, suelta su paracaídas y efectúa una caída libre tan solo frenada por un escudo protector. El impacto se produce un poco más tarde a unos 30 Km/hora y para amortiguarlo el ingenio lleva un dispositivo; su tiempo total nominal de descenso es de 65 min.
    Esta cápsula deja de transmitir a los 21 min, tras registrar una temperatura de 400ºC y una presión de 86 atmósferas. Este aterrizaje ocurre en la faz diurna del planeta.

    El resto de la VEGA 1, tras el sobrevuelo de Venus, sigue en su trayectoria hacia un punto de encuentro con el cometa Halley, sobre su perihelio.

    Hacia la mitad de FEBRERO de 1986 se activaron los sistemas del instrumental científico para verificar el buen funcionamiento ante la próxima llegada al Halley. La plataforma orientable fue desplegada a los 20 días del calculado para el encuentro. En vísperas del mismo, el día anterior y su precedente, se efectuaron transmisiones durante 2 horas. Desde los dos días del momento de máxima aproximación se habían activado los detectores de plasma, pero tales datos se grabaron a bordo y se retransmitirían más tarde.
    El día 4 de MARZO, momentos en los que se tomaron fotografías del cometa, la distancia al mismo era aun de 14.000.000 Km.

6 MARZO 1986
    La sonda VEGA 1 se encuentra con el cometa Halley, cruzando su cabellera a unos 8.890 Km del núcleo del cometa. El VEGA 1 se convirtió así en el primer ingenio humano que se acerca a un cometa. La distancia a la Tierra es entonces de 173.536.000 Km y la velocidad relativa de la sonda, respecto al objetivo, es de 285.120 Km/hora. Las transmisiones de la sonda duran 3 horas, 2 h antes del máximo acercamiento y 1 h después, realizándose en directo a alta velocidad y las señales tardan en llegar a la Tierra 9 min 38,5 seg.
    El paso de la sonda por la cola cometaria hizo que algunos de sus sistemas o aparatos quedaran dañados por los impactos de polvo y posiblemente por descargas eléctricas. Los paneles solares redujeron su efectividad a la mitad por el desgaste de las células solares por los impactos (un 40% de daños) y los sistemas ópticos se cegaron a los 19 segundos. El espesor de tal cola resultó superior al esperado y se comparó a mil veces el humo del tabaco.

    Tras el paso del cometa, a partir de este mes de MARZO la sonda siguió tomando datos en varias ocasiones, tras otras tantas reactivaciones, ahora para establecer la afluencia de meteoritos en el espacio atravesado.

    > VEGA 2.              21 DICIEMBRE 1984

    La VEGA 2 es lanzada por la Unión Soviética, como la anterior, en Tyuratam el 21 de diciembre de 1984, 6 días más tarde que su gemela VEGA 1, y puesta en trayectoria con salida también de 52º respecto al Ecuador terrestre, con paso por Venus, hacia un punto de encuentro con el cometa Halley. Su número COSPAR es 1984-128A; los números de la cápsula de descenso y globo son el mismo con las letras respectivas E y F.
    Durante el viaje se realizarán varias correcciones de trayectoria.

3 JUNIO 1985
    A dos días de la máxima aproximación, el ingenio VEGA 2 suelta un módulo que se dirige hacia Venus.

15 JUNIO 1985
    La sonda VEGA 2 sobrevuela Venus a 24.500 Km de distancia. El módulo soltado llega a la atmósfera del planeta y se bifurca en la cápsula de descenso al suelo del planeta y en la de libre vuelo gracias a un globo de helio que transmitió durante 56 min; ambos realizan análisis diversos. El proceso es idéntico al de la VEGA 1, a cuya mención se remite. El descenso de la cápsula de aterrizaje tiene lugar en la región llamada Sirena, al norte de Tierra de Afrodita. La temperatura detectada es de 452ºC y la presión de 86 atmósferas. También realiza análisis del suelo, tras realizar un pequeño sondeo geológico.

9 MARZO 1986
    La VEGA 2 tiene su encuentro con el cometa Halley a unos 163.064.000 Km de la Tierra. La distancia mínima a que se cruza con el mismo es de 8.030 Km, siendo su velocidad relativa, respecto al objetivo, de 276.480 Km/hora. Tal distancia mínima fue bastante aproximada a la prevista. La sonda tomó fotografías hasta una distancia de 8.200 Km. Sus paneles solares quedaron dañados en un 80% debido a los impactos del polvo cometario.
    Junto a la VEGA 1, aportó datos que determinaron, entre otras cosas, la forma y medidas del núcleo del cometa, que resultó ser de 11 por 6 Km, y la espesa capa de polvo que rodea al cometa Halley. Además, la información aportada por las dos sondas ayudó a precisar la trayectoria en la llegada de la sonda europea Giotto que también visitó al cometa días más tarde.

<> SONDAS SAKIGAKE Y SUISEI. JAPÓN

    Japón se convirtió en el segundo país en enviar una sonda espacial hacia el cometa Halley en 1985. Es además la primera vez que tal país construye una sonda interplanetaria. El programa nipón de investigación del cometa se concretó en el envío en 1985 de dos sondas hacia Halley, Sakigake y Suisei, al cual sobrevolaron ambas en marzo de 1986, aunque una lo hizo a varios millones de Km de distancia. Además, los dos ingenios sobrevuelan primero el planeta Venus y realizan investigaciones sobre el espacio interplanetario en el camino. Del proyecto se responsabilizó el ISAS y, en realidad, la primera en ser enviada de las sondas llegaría más tarde al objetivo y serviría para evaluar tanto al lanzador como la red de seguimiento espacial para la segunda sonda.
    Al contrario del uso habitual de una órbita al rededor de la Tierra como intermedio antes del relanzamiento con una última fase hacia el destino interplanetario, las dos sondas niponas fueron inyectadas directamente en la órbita solar por carecer el lanzador de suficiente potencia. Se trataba del Mu-3-SII y su peso era casi igual, de menos de 140 Kg en cada ingenio. Para evitar peso no se dota de escudo contra el polvo cometario a los mismos, por lo cual no se podían acercar mucho al Halley, y se utiliza toda la tecnología disponible de aligeramiento y miniaturización. El propulsante utilizado es la hidracina.
    Ambos ingenios eran iguales con la sola diferencia de la carga útil de instrumental científico llevado, de solo 13 Kg. El aspecto general o modelo de sonda es un cilindro o tambor de 1,4 m de diámetro por 70 cm de altura, cuya pared lateral iba recubierta de células solares, que proporcionaban 100 vatios de corriente, y con una antena parabólica de malla de alta ganancia de 70 cm de diámetro en la parte superior. Su estabilización se realizó por rotación, a razón de 6,3 vueltas por minuto, reducibles en el caso de la Suisei hasta 0,2 vueltas para el funcionamiento de la cámara UV. La capacidad de almacenamiento de los datos es de 1 MB en una memoria de burbujas magnéticas.
    En tal limitación, la primera de las sondas, la Sakigake, llevaba 3 aparatos: un magnetómetro triaxial para obtener datos sobre el campo magnético interplanetario y la incidencia en el mismo del cometa; una antena dipolo de 10 para medir campos eléctricos y una bobina para campos magnéticos de frecuencias entre 70  Hz y 200 KHz para analizar la incidencia del viento solar sobre el cometa; y una sonda de Faraday de 70 cm^2 para tomar las medidas del viento solar, o sea, temperatura y densidad de los iones, y velocidad y dirección del mismo. Por su parte, la sonda Suisei lleva una cámara de imágenes UV, con campo de visión de 1,85º por 1,96º, que trabaja en la longitud de onda de la llamada raya Ly alfa para el estudio del hidrógeno, su distribución y abundancia, y también del agua, sobre la cabellera del cometa; y sondas electrostáticas esféricas para analizar la interacción del viento solar y los iones del Halley.

    > SAKIGAKE.    08 ENERO 1985

    La sonda Sakigake, cuyo nombre significa explorador o pionero, inicialmente llamada MS-T5, fue lanzada a las 19 h 26 m, GMT, en el centro japonés de Kagoshima con un cohete Mu-3-SII el 8 de enero de 1985 y dirigida directamente hacia una órbita solar de paso por las relativas cercanías del cometa Halley. Yendo delante de la sonda Suisei, los datos de la trayectoria de la Sakigake sirvieron para corregir a la de aquélla, también en camino hacia igual destino. El viaje fue bastante exacto, precisando solo 2 correcciones de trayectoria. Su peso era de 138,1 Kg y la órbita solar de 151.400.000 por 121.900.000 Km con una inclinación de 1,439º y un período de 318,8 días. Su número COSPAR es 1985-001A.
    Dotado de un detector del viento solar, en el vuelo obtiene datos sobre ondas de plasma y campos magnéticos del espacio interplanetario. La activación de los 3 experimentos que implica este ingenio se realiza desde un mes y medio del lanzamiento y hasta el momento de llegar la otra sonda, y también las VEGA soviéticas y el Giotto europeo, al cometa Halley; es decir, durante un año obtiene solo datos del espacio interplanetario.

11 MARZO 1986
04 h 17 m 51 s. GMT. El ingenio nipón pasa a 6.990.000 Km del cometa Halley, en su menor distancia; la misma es ligeramente menor a la prevista.

    El 8 de ENERO de 1992, a las 23 h 8 min 47 seg, hora nipona, se acerca a algo más de 82.000 Km de la Tierra y aprovecha su tirón gravitatorio. Es la primera sonda japonesa que efectúa una maniobra así.
    El 14 de JUNIO de 1993 el Sakigake realiza el segundo de los acercamientos anuales a nuestro planeta.
    El 28 de OCTUBRE de 1994 lleva a cabo el tercer encuentro con nuestro planeta. El incremento de velocidad es entonces de 23,6 Km/s. La sonda utiliza así el campo de gravedad de la Tierra para aumentar la velocidad y dirigirse al encuentro de otro cometa, el Honda-Mrkos-Pajdusakova.

3 FEBRERO 1996
    La sonda nipona sobrevuela el cometa denominado Honda-Mrkos-Pajdusakova hacia las 21 h GMT a unos 10.000 Km y a 0,17 UA del Sol. El ingenio examina el núcleo y la cola del cometa.

29 NOVIEMBRE 1998
La sonda realiza el sobrevuelo de otro cometa, el Giacobini-Zinner, entonces a 14.000.000 Km de distancia.

    >  SUISEI.      18 AGOSTO 1985

    Llamada inicialmente Planet A y SS-11, la sonda japonesa Suisei, que en japonés significa cometa, fue lanzada por el ISAS a las 23 h 33 m, GMT, el 18 de agosto de 1985 en Kagoshima hacia una órbita solar de paso por Venus y con encuentro con el cometa Halley de 151.420.000 Km de afelio, 100.500.000 Km de perihelio, 282 días de período y una inclinación de 0,888º respecto a la eclíptica; su peso era de 139,5 Kg. Salvo en la carga útil de aparatos científicos era igual a la Sakigake. Tal carga diferente eran una cámara CCD UV y un analizador del viento solar. En el viaje realiza una corrección de trayectoria. Su número COSPAR es 1985-073A.
    En SEPTIEMBRE siguiente fue activado el aparato de imágenes de la Suisei para dirigirlo hacia otro cometa, el Giacobini-Zinner, pero no resultó. En cambio, con mejor suerte, a partir de NOVIEMBRE siguiente capta ya la corona de hidrógeno que envolvía al Halley. Sin embargo, por la menor capacidad de transmisión de datos de la sonda, se desactivó para conectar el analizador de la incidencia del viento solar y los iones del cometa. Estando en el desarrollo de tal función, la sonda fue impactada dos veces por partículas de unos miligramos de masa, pero sin sufrir daño apreciable. Por entonces generaba 6 imágenes por día.

8 MARZO 1986
13 h 05 m 49 s. GMT. El Suisei pasa a 151.000 Km de distancia de Halley; la prevista era de 200.000. Entonces la Tierra está a 179.520.000 Km. La velocidad relativa de cruce de la sonda con el cometa es de unos 262.000 Km/h. Fotografía la cabellera del cometa entre otras cosas. Posteriormente, en los dos meses siguientes, la sonda seguirá encuadrando con su cámara hacia el cometa. Solo registro 2 impactos del polvo del cometa.
    Según los datos de las sondas japonesas, el cometa Halley tiene una corona de hidrógeno de 1.000.000 Km de diámetro, gira sobre si mismo cada 53 horas, su núcleo emite en una radiofrecuencia de 60 a 195 KHz, etc.

    Entre el 5 y el 19 de ABRIL de 1987 los 3 motores de la sonda son encendidos 15 veces para incrementar la velocidad en 65 m/s para alcanzar luego, el 20 de AGOSTO de 1992, en su encuentro con la Tierra, una velocidad de 60.000 Km/h. Tal maniobra, según los controladores, quería llevar a la sonda al encuentro el 28 de FEBRERO de 1998 con el cometa Temple-Tuttle, al que debía sobrevolar a varios millones de Km y el 24 de NOVIEMBRE de 1998, 5 días antes del Sakigake, al encuentro con otro cometa, el Giacobini-Zinner.

<> SONDA GIOTTO. ESA-EUROPA          2 JULIO 1985   

    Europa fue la tercera entidad nacional en lanzar una sonda espacial para investigar Halley en la primera oportunidad de estudiar un cometa conocido. La oportunidad se produce solo cada 76 años y es la primera de la época astronáutica. El proyecto europeo fue realizado a partir de 1980 por al ESA, tras su aprobación en JULIO de tal año, y recibió el nombre de Giotto di Bondone (1266-1337), el pintor florentino que plasmó en su obra “La adoración de los Magos” en los frescos de la capilla de Arena de Padua el cometa ahora investigado tras observarlo en 1.301 y del que hizo un bosquejo entonces.
    El proyecto, financiado por 11 países europeos, costaría más de 20.000 millones de pesetas (de 1986); a tal cifra contribuye España con el 5 %. Colaboran los distintos países de la ESA, siendo la principal contratista la empresa británica British Aerospace de Bristol; de parte italiana intervienen las empresas Laben, Fiar, Snia BPD, y Officine Galileo. El centro de operaciones estaba en la localidad alemana de Darmstadt. Es la primera misión interplanetaria de la citada agencia europea y primer ingenio científico lanzada por una Ariane. En realidad, el proyecto original era uno conjunto europeo-americano denominado Halley Tempel II que fue abandonado, siendo luego el Giotto una derivación del proyecto del satélite geoestacionario científico GOES. Los experimentos a incluir fueron determinados en ENERO de 1981.
    La misión prevé la llegada del ingenio al cometa pasando a unos 500 Km del núcleo, la menor distancia hasta entonces de una sonda y un cometa por lo que el índice de colisión era muy elevado. La razón de la máxima aproximación es que se quiere fotografiar el núcleo desde lo más cerca posible, enviando unas 700 imágenes en tiempo real; la capacidad de la cámara es de 2.500 fotografías. Pero también que se quiere determinar la composición química y física de las moléculas de la citada parte del cometa y de las partículas de polvo que la envuelven.
    El ingenio tenía un peso inicial de 960 Kg, 750 Kg más tarde y 574 Kg al momento del encuentro con el cometa tras agotar el propulsante. Era de forma cilíndrica de 1,86 m de diámetro. La altura total es de 2,96 m y la del cuerpo principal 1,60 m. Iba envuelto en células solares en su redonda pared lateral que podían suministrar 195 vatios; el total de baterías, incluidas las de emergencia, era de 4. En una de las bases llevaba una antena parabólica de 1,4 m de diámetro dentro de una especie de trípode en cuya parte más alejada iba un magnetómetro y otra antena, de alta ganancia que utilizaba las bandas S y X. La citada antena parabólica giraba en sentido opuesto a la sonda e iba inclinada 44,3º respecto al eje de rotación; transmitía en banda S a 2,3 GHz, en banda X a 8,4 GHz y recibía en banda S a 2,1 GHz. En la otra base llevaba una antena auxiliar de baja ganancia y la tobera del motor principal de pólvora Mage-1S. Dentro del cuerpo principal iban el citado motor, un depósito de hidracina con 69 Kg de tal producto y del que solo se gastarían 9 en las correcciones de trayectoria, los sistemas de control, etc. En la base opuesta a la antena principal de transmisión iba un escudo doble por ser la parte de ataque ofrecida en el camino hacia el cometa; el escudo exterior era de aluminio de 1 mm de grueso y el interior, 25 cm más adentro, de 13,5 mm de material kevlar, espuma de poliuretano y epoxi, todo ello para amortiguar los posibles y penetrantes impactos de partículas en las cercanías del Halley. Sobre la parte inferior de la pared cilíndrica, inmediato al citado escudo, iban en anillo distribuidos casi todos los aparatos de los experimentos, así como las toberas del motor de correcciones y maniobras. También llevaba un sistema para evitar daños en posibles descargas eléctricas en las inmediaciones del cometa. Por su parte, el sistema térmico disponía de una serie de radiadores para abrir o cerrar, e incluso la tobera del motor principal iba protegida por 2 compuertas semiesféricas para mayor aislamiento.
    El instrumental científico incluido era para 10 experimentos distintos y pesaba 59 Kg en total. Fundamentalmente los aparatos estaban destinados a investigar el núcleo, los gases, el plasma y el polvo cometarios. Tales son los siguientes. Una cámara de imágenes en falso color, HMC, de resolución máxima de 11 m, de campo pequeño, de 12 vatios de consumo, que pesaba 13,5 Kg  y fue construida con participación de la entonces RFA, Francia, Bélgica y los USA; comprendía un telescopio de 16 cm de diámetro tipo Ritchey-Chrétien, en forma de periscopio, de 998 mm de distancia focal, 7,7 de apertura, tiempo de exposición variable, filtros de color rojo, azul, campo visible y otro con un disco de filtros de 11 posiciones (o sea, 11 bandas del espectro), y lentes correctoras para eliminar luz de reflejo o ajena al objetivo Halley. Un espectrómetro de masas para análisis químico y de energía de gases neutros, NMS, con dos analizadores de partículas, de 12,7 Kg de peso y construido por la RFA, Suiza, Francia y los Estados Unidos. Un analizador de partículas de alta energía, EPA, para observar el flujo y energía de electrones e iones acelerados de más de 20 KeV; pesaba este aparato 1 Kg y estaba participado por americanos, alemanes federales e irlandeses bajo dirección de la irlandesa S. McKenna-Lawlor. Un magnetómetro, MAG, para el análisis del campo magnético, tanto cometario como del espacio interplanetario, de 1,4 Kg de peso y participación americana, alemana federal e italiana. Un espectrómetro de masas (en realidad dos) llamado IMS, para análisis de iones positivos del cometa, de 9 Kg de peso y construcción participada por americanos, RFA y Suiza. Un espectrómetro de masas, PIA, para el análisis de la composición del polvo, de 9,9 Kg de peso y construcción de la RFA. Un detector de polvo (en realidad 3), DID, para el estudio, por los impactos, del flujo y distribución de polvo cometario, de 2,3 Kg de peso y construcción participada por americanos, alemanes federales y franceses. Un analizador de plasma, JPA, para el estudio de la distribución de la velocidad en 3 dimensiones de los iones de energía entre 10 eV y 20 KeV, y el flujo, masa y velocidad entre 90 eV y 90 KeV; tenía un peso de 4,7 Kg y era de construcción británica, alemana e italiana. Otro analizador de plasma, RPA, para el mismo estudio de distribución en 3 dimensiones de la velocidad iónica pero entre 10 eV y 30 KeV, y la composición de los iones fríos; pesaba 3,2 Kg y era de construcción americana, alemana federal y francesa. Y finalmente, la sonda óptica o fotopolarímetro, OPE, para el estudio del brillo cometario en 8 bandas, la mitad para el estudio de emisiones de OH, CN, CO+ y C2 y 4 para polvo; pesaba 1,3 Kg y era un aparato franco-americano, siendo el experimento dirigido por la francesa A. Chantal Levasseur-Regourd.
    Participan en total 87 entidades investigadoras de los países de la ESA, con unos 250 científicos, entre ellos 40 norteamericanos.
    El envío de datos de la sonda se realiza a razón de 40 KB/seg en directo, sin previo almacenamiento, puesto que la alta posibilidad de impacto dejaba fuera de lugar otro sistema para no perder la información.

2 JULIO 1985   
23 h 13 m. GMT. Es lanzado el ingenio en el centro de Kourou, en la Guayana francesa, por medio de un cohete Ariane (vuelo 14 del Ariane). Tras ser satelizado y dar 3 órbitas sobre nuestro planeta, fue relanzado hacia una órbita solar ya de camino hacia el encuentro con el cometa Halley. Su número COSPAR es 1985-056A.
    En el curso del viaje de 8 meses realiza varias correcciones de trayectoria y el mismo se desarrolla sin novedad, funcionando bien todos sus aparatos y sistemas. Para la estabilización, la sonda salió girando a razón de 15 vueltas por minuto, aunque al llegar a Halley daba solo 1 vuelta cada 4 min.
    Al llegar, se ajusta la trayectoria y se aprovecha la experiencia recién adquirida con otras sondas de igual destino, como las VEGA soviéticas. En realidad, al momento del lanzamiento la posición del núcleo del cometa en su trayectoria solo se conocía con el elevado margen de 30.000 Km, pero las mediciones posteriores y la experiencia de otras sondas que fueron por delante permitirían el ajuste para el acercamiento final.

10 MARZO 1986
    A 32 h del encuentro previsto con el cometa la sonda está a 8.000.000 Km del mismo.

11 MARZO 1986
    Se realiza una corrección de trayectoria para ajustar el pase de la sonda sobre el cometa. La previsión de paso a 500 Km tiene un margen de unos 40 Km. El paso se ha de realizar sobre la parte frontal o de avance en su trayectoria del cometa, sobre la parte iluminada. Mientras que la conveniencia de paso para las cámaras no debía ser de menos de los 1.000 Km, para parte de los experimentos restantes era de interés pasar a menos de los 500 Km, aunque entrara en colisión, pues para entonces ya habrían enviado los datos importantes, en tanto que para el resto de ensayos era también bueno el paso a menos de los 500 Km pero por otra parte se quería conservar el instrumental de éstos para experiencias posteriores. En cualquier caso, el riesgo de que el Giotto no saliera airoso del paso era muy alto, aunque a última hora se estimó en solo entre el 20 y el 10 %, y finalmente se optó por reajustar la trayectoria para un paso a 610 Km, con igual margen de 40 Km de tolerancia. El total de Km recorridos por el Giotto al llegar al cometa asciende a 650 millones.
    A 4,5 h de la máxima aproximación al cometa la sonda está a 1.000.000 Km del mismo. Unas 2 h antes de igual momento la distancia es de 500.000 Km, a 1 h 250.000 Km y a 33 min 135.000 Km; desde esta última distancia el magnetómetro registra un aumento de campo, si bien el cometa en sí no lo tiene. A los 100.000 Km del núcleo del cometa, la sonda comienza a detectar los impactos del polvo del mismo. A 6 min del máximo acercamiento, la distancia es de 25.000 Km. A partir de los 2.500 Km de distancia, en acercamiento, la sonda empieza a registrar daños.

14 MARZO 1986
    La sonda llega a Halley, cruzando por delante del mismo, con un ángulo de 107,2º respecto a la trayectoria cometaria; respecto a la Tierra, la trayectoria del ingenio es de 44,3º. La sonda va a 68 Km/seg de velocidad a 1 min del encuentro.
00 h 02 m 48 s. GMT; 1 h 02 m 48 s, hora española. A solo 14 seg de la máxima aproximación al núcleo del cometa, sobre unos 1.400 Km del núcleo, la sonda recibe el impacto de una relativamente gruesa partícula de polvo que afecta su momento de rotación, provocando un movimiento de nutación o cabeceo de 0,9º en el eje de giro, con un período de 16 seg. Ello hace perder la adecuada orientación de la antena hacia la Tierra, entonces a 144.000.000 Km, para la transmisión de datos pues la necesidad era de 1º como máximo y ahora era del 1,8º (el doble de los 0,9º al considerar el giro completo). Por ello, algunos experimentos afectados por el polvo se dañaron; fueron tales como parte de la cámara, RPA, NMS, IMS, DID y JPA. Hasta ese momento, la cámara HMC envió imágenes de alta definición del cometa, en particular del núcleo desde cada vez más cerca, pero de repente había llegado un blanco resplandor de interrupción; la última fotografía fue tomada a 20 seg de la máxima aproximación. Los impactos del polvo cometario, de una velocidad 50 veces la de una bala, llegan a una intensidad de 120 por segundo en los 2 minutos últimos de comunicación. Las señales tardan en llegar a la Tierra 8 min.
00 h 03 m 02 s. La Giotto sobrevuela Halley a 605 Km (el margen de error de esta medida es de  8 Km, aunque una fuente da la cifra también de 596 Km) de distancia mínima con una velocidad relativa de 246.240 Km/hora, considerada la suma de su velocidad más la del cometa. Es el primer paso tan cercano de un ingenio terrestre sobre un cometa.
    Tras la inmediata y total pérdida de la imagen y del contacto se temió lo peor y se trató de establecer contacto desde las antenas australianas. Así, a los 25 min del silencio se recibieran señales tenues y fluctuantes y en los 34 min siguientes llegaban señales intermitentes, para luego volver al silencio. Finalmente a 1 h 15 min del primer enmudecimiento, una vez autoestabilizada la sonda, las comunicaciones se reanudaron.
    Durante las 4 horas de máximo acercamiento al cometa, la sonda envió datos a la Tierra, entre los que se cuentan 2.112 fotografías, a razón de 1 cada 4 seg, que fueron recibidos en Australia por la antena de 64 m de diámetro de Parkes, Nueva Gales del Sur, que seguía al Giotto desde agosto de 1985 con añadido equipo electrónico para el caso, y las órdenes se retransmitían desde la antena de Carnavon, igualmente en Australia; otra de las estaciones de comunicaciones con el Giotto será la de Robledo de Chavela, cerca de Madrid. Todas ellas, como se indicó, tenían por centro de operaciones al ESOC alemán de Darmstadt, y allí se reunieron tal día renombrados científicos y responsables de otros proyectos astronómicos, tanto europeos como soviéticos, japoneses y americanos. Un total de 36 canales de TV de todo el mundo, entre ellos 2 los franceses y 1 español, retransmitieron en directo el evento, dando a la audiencia las fotografías recibidas allí tras solo cerca de los 9 min de ser tomadas por la cámara del Giotto.
    Entre los datos significativos figura el hallazgo en el Halley de los elementos carbono, hidrógeno, nitrógeno y oxígeno, elementos básicos de la vida.
    Tras el paso, en que continuarán funcionando 4 experimentos, se comprobó que algunos aparatos habían quedado mermados por el impacto del polvo (12.000 impactos), tales como el sistema de control térmico, los paneles solares y un sensor estelar, pero los daños, que se esperaban principalmente sobre los paneles solares y cámaras, fueron muy inferiores en realidad; también se comprobó que la sonda había perdido, tras el paso por las cercanías del Halley, unos 700 gramos de su masa.
    El vuelo sobre el cometa fue, no obstante, considerado como un éxito, el primero europeo en vuelos por el espacio interplanetario y que probaba además la capacidad europea en este campo. Las comprobaciones de los aparatos se realizan enfocando al planeta Júpiter.
    El día 17 de MARZO siguiente los aparatos de la Giotto fueron desconectados del programa de investigación. La misión sobre Halley había finalizado.

    Dado que la misión había sido concebida primordialmente para el estudio suicida del cometa Halley, al sobrevivir la sonda seguirá en su órbita solar con un programa de misión ampliada. En realidad, tal posibilidad no se esperaba pero se había contemplado. Se apuntó que el paso del ingenio por las cercanías de un planeta facilitaba las posibilidades de aprovechar el gran campo de gravedad del planeta para redirigir aquél hacia nueva ruta. Entre otras alternativas, se calculó el paso del Giotto en julio de 1990 a solo 20.000 Km de la Tierra. Entonces la órbita solar del Giotto es de 304 días, que corresponden a 5/6 de la órbita de la Tierra, con lo que cada 5 años, dando 6 vueltas, la sonda se encontraría con nuestro planeta.
    El 19 de FEBRERO de 1990, desde el centro alemán ESOC, fue reactivada la sonda Giotto, entonces a 100.000.000 Km de la Tierra, para la comprobación de su estado. Tras las órdenes enviadas desde nuestro planeta por las antenas parabólicas, se reorientó la antena de la sonda y al cabo de pocos días llegaron las señales de la misma con nitidez, siendo luego reactivados todos sus aparatos. A partir de entonces se ejecuta el llamado programa GEM, o misión extendida Giotto. La ESA había acordado con la NASA que esta última le pusiera la red de seguimiento de espacio profundo DSN durante 35 días para las comunicaciones con la sonda europea. El nuevo programa de investigación del Giotto fija su atención en el estudio de otro cometa, el Grigg Skjellerup, de corto período (solo 5 años). En las operaciones se incluye una corrección de trayectoria que habría de traer al Giotto a una distancia mínima de 16.300 Km de la Tierra el día 2 de JULIO siguiente a las 10 h 01 m 18 seg GMT, y desde tal posición se dispondría para observar el paso del cometa 2 años más tarde, siendo desactivado entonces (julio 1990) para permanecer inactivo hasta el encuentro. Al acercarse a la Tierra aportó datos sobre el campo magnético de nuestro planeta.
    En AGOSTO de 1991, los responsables de la agencia europea, ESA, aprobaron definitivamente el programa de investigación dirigiendo los aparatos supervivientes (ahora al 60 %) de la Giotto hacia el citado Grigg Skjellerup, de menor tamaño que el Halley y al cual iba a sobrevolar relativamente cerca; la cámara de imágenes viaja ciega, pero por entonces se sabe que no por resultado del impacto directo del polvo del Halley sino porque su objetivo quedó tapado por una parte del escudo lateral de la sonda. Se comprobó que el resto de los aparatos de a bordo estaba en bastantes buenas condiciones. De nuevo, el estudio se centra en la distribución del polvo cometario, la cola y plasma, campo magnético, etc.
    Entre el 4 y el 7 de MAYO de 1992 se realiza la segunda reactivación de los aparatos científicos de la Giotto cara a su inspección del citado nuevo cometa, previsto entonces para el 10 de JULIO de 1992. Se inicia pues, satisfactoriamente, un programa de chequeo y disposición de los experimentos. De los 10 aparatos de investigación iniciales del ingenio funcionan 7 o bien, de otro modo, el funcionamiento general de la sonda se estima en un 70 % del dispuesto en un principio. Dos cámaras y un espectrómetro estaban inutilizados, y el sistema de aporte de energía y parte del equipo electrónico no científico estaban deteriorados.
    En los últimos días anteriores al encuentro, con ayuda de las observaciones de centros astronómicos terrestres, se ajustó la trayectoria con correcciones para lograr el paso adecuado.

10 JULIO 1992
    A las 15 h 18 m, GMT (confirmado 12 min más tarde en el centro de control a la llegada d de la señal), la Giotto sobrepasa a una distancia mínima de 250 Km del núcleo al cometa Grigg Skjellerup, cuando está a 214.000.000 Km de la Tierra y a una distancia del Sol de 1,01 UA. Así, el Giotto se convierte en el primer ingenio humano que se acerca a dos cometas. Su velocidad en el paso es de 50.364 Km/hora y para entonces llevaba recorridos 1.800 millones de Km. De nuevo, como ocurrió con el paso sobre Halley, se teme la destrucción de la sonda dada la excesiva proximidad pero otra vez sale indemne. Aunque recibe el impacto de 4 partículas de polvo, una de 0,5 mm de gruesa a las 15 h 30 m 56 s GMT, los daños no resultar ser importantes. La afluencia de polvo es una media centésima parte respecto a la hallada en el Halley.
    El ingenio toma datos del campo magnético, densidad, tamaño y distribución del polvo cometario, etc., y se esperaba compararlos con los obtenidos años atrás por la misma sonda del cometa Halley. En esta ocasión, la sonda detectó iones de plasma a 600.000 Km del núcleo, desde 12 h antes del máximo acercamiento. A unos 17.000 Km del núcleo, más allá de lo esperado, la sonda cruzó una de las ondas de choque con el viento solar de las partículas del cometa. La nueva misión sobre este otro cometa fue calificada por la ESA como de “éxito total”.

    El 23 de julio siguiente un reajuste de trayectoria de la sonda hace gastar 10 litros de propulsante y deja el remanente en solo 4. Finalmente, se evalúa el estado de la sonda y se estudia si aun le queda propulsante para intentar otra inspección cometaria en 1999. Pero en JULIO de 1.992 se determina que aunque queda propulsante, las correcciones sucesivas previstas no dejarían posibilidad operativa para el citado 1.999, por lo que no se esperaba ya más actividad con la sonda que la facilitada inercialmente desde su órbita solar.
En el citado día 23 de tal mes se terminaban oficialmente las operaciones con la sonda, que pasaría luego al estado de hibernación. Sigue entonces una trayectoria que debería traer la sonda el 1 de JULIO de 1999, a las 02 h 40 min, GMT, a 219.000 Km de la Tierra; a partir de entonces, la influencia gravitatoria del planeta modifica ligeramente su trayectoria.

<> PROGRAMA FOBOS. URSS

    La URSS no tuvo suerte en Marte con su programa Mars, cuyas sondas fracasaron repetidas veces en la investigación del planeta. Así pues se embarcó en un nuevo proyecto denominado con el nombre del satélite marciano Fobos, o Phobos, cuyo objetivo es ahora principalmente este cuerpo que rota sobre Marte, así como Deimos con la segunda sonda gemela. El proyecto fijaba la partida inicialmente para abril de 1986, más tarde para junio siguiente, en aplazamiento que permitía así incluir instrumental francés de investigación por espectrometría láser; entonces el proyecto fue denominado Fobos 88. Su costo se cifró en unos 55.000 millones de pesetas del momento. El programa también se llamó 1F.
    La misión pretende el sobrevuelo de Fobos a solo 50 metros desde una órbita paralela al rededor de Marte. Dada la baja gravedad de tal satélite natural marciano no es posible situar en órbita el ingenio sobre el mismo, pero si que se acerque lo suficiente en una trayectoria idéntica a la suya, al menos durante un tiempo suficiente. Por supuesto, se quiere además estudiar Marte desde tan ideal plataforma orbital de observación en una misión de una duración total de 406 días, de los que los 120 últimos son los de observaciones. Se recuerda que Fobos, que es mayor que Deimos, tiene un tamaño con una forma irregular de aproximadamente un diámetro medio de 22 Km. Se lanzarían además dos módulos de aterrizaje, uno que se quedaría fijo en el suelo, clavado por un arpón y con ayuda de una pequeña carga explosiva, y otro que se podría desplazar a pequeños saltos de entre 20 y 50 m gracias a un muelle que se pliega con un motor que recargaba energía con células solares; la muy baja gravedad del cuerpo así lo permite. Este último módulo, apodado “la rana” y “el canguro”, de 43 Kg de peso, podía así realizar estudios geológicos y también de los campos magnéticos en distintos sitios, en al menos 10, según se calculó.
    El módulo fijo, llamado DAS o estación autónoma de larga duración, que llevaría 3 paneles solares, un sensor óptico del Sol para medir vibraciones, un sistema de radiocomunicaciones con velocidad de transmisión de 4 KB/seg con una antena de alta ganancia, un telefotómetro para imágenes, un sensor sísmico, un sensor térmico y espectrómetros, transmitiría datos durante casi un año; las imágenes tomadas tendrían una resolución de unos 5 centímetros. Su peso era de 67 Kg. Los estudios aquí efectuados se realizarían con espectrometría IR y gamma para determinar las características físicas y geológicas del suelo, es decir, su composición, movimientos sísmicos, etc. Por medio del ingenio Fobos, en base a técnicas de sondeo por radio, también se pretende averiguar sobre el satélite de igual nombre sus caracteres internos.
    Las 2 sondas Fobos tienen cada una un peso de unos 4.650 Kg aproximadamente; eran casi iguales, pero se diferenciaban en un par de experimentos distintos en cada una, siendo el resto iguales a los de la otra. El número de motores es 28, 24 de 50 Newtons de fuerza y 4 de 10. Su capacidad de almacenamiento de datos era de 30 MB. El instrumental científico, 31 aparatos en las dos sondas, tiene un peso de 362 Kg y el número de experimentos fijados es de 28, 9 de ellos de participación francesa, y además de los previstos sobre Fobos son relativos a Marte y su superficie, atmósfera y también al ambiente interplanetario y la incidencia sobre el mismo de los rayos cósmicos y el viento solar. Colaboran principalmente los países del Este, del entorno político soviético, pero también europeos occidentales por vez primera en una misión de este orden; concurren pues especialistas de la ESA, de la RFA, Francia, Suecia, Austria, Finlandia, RDA, Bulgaria, Checoslovaquia, Hungría, Suiza y Polonia. Los norteamericanos colaboran también con su red de seguimiento del espacio profundo.
    La empresa española Investigaciones Cibernéticas, de El Escorial, fue contratada por Francia y la NASA, colaboradores en el proyecto Fobos, para el análisis y desarrollo de pruebas de programas informáticos a utilizar en el seguimiento del vuelo hasta Marte y su traducción e interpretación por los sistemas telemétricos occidentales; la NASA aporta su red DSN para el vuelo toda vez que los soviéticos no tienen red adecuada de espacio profundo de cobertura planetaria. La citada empresa se consideró como la mejor experta en los sistemas soviéticos en este campo y en consecuencia le fue adjudicado el trabajo directamente, sin concurso alguno.

    Al objetivo, el nuevo tipo de sonda, tras partir en julio de 1988, ha de llegar en abril de 1989 e insertarse en una órbita al rededor de Marte, primero elíptica ecuatorial y luego circular de un período de 8 h y unos 9.400 Km de distancia de altura, sincronizada con la de Fobos. El primer sobrevuelo, entre 1 y 5 meses de la satelización, se debía realizar a menos de 100 m de distancia de Fobos y a una velocidad de 1 m/seg respecto al citado satélite natural. Ello debería permitir el fotografiado con sumo detalle del suelo de Fobos, con resolución de menos de 1 m; el sistema, con la debida orientación y con ayuda de espejos, permitiría levantar detallados planos de Fobos. Se debía realizar además el análisis del citado suelo previa inducción en un pequeño área del mismo de vaporización y pulverización respectivamente con un rayo láser tipo Lima-D y un bombardeo iónico con el equipo llamado Dion; los análisis por espectrometría de masas de los iones liberados, captados por los cercanos aparatos del ingenio, habrían de informar sobre la composición del suelo de Fobos. Sin embargo, la operación entrañaba la dificultad de coordinar los experimentos en el tiempo, puesto que las señales desde Marte tardaban en llegar 20 min, considerada la distancia de aquellas fechas. Este desfase impedía controlar con precisión las pruebas. En el experimento láser Lima-D participan con la URSS, la RFA con su Instituto Max Planck, la RDA, Finlandia, Francia, Bulgaria y Checoslovaquia.
    Ambas sondas, inicialmente consideradas como la avanzadilla de un modelo de colonización planetaria, la antesala de un futuro vuelo tripulado a Marte, fracasarán en sus pretensiones investigadoras más importantes, perdiéndose el contacto con las mismas. La coordinación temporal para ajustes del programa entre la Tierra y el sistema informático de las naves no fue el óptimo, y dada la distancia, se producirían desfases graves. No obstante, gracias a ellas, mientras fue posible se obtuvieron datos sobre el espacio interplanetario, suelo, atmósfera y magnetosfera de Marte y sus satélites naturales. Los estudios atmosféricos, en base a estudios espectrales de la luz solar que atraviesa tal zona marciana, pretenden averiguar las distribuciones en altura, su presión y temperatura, del gas carbónico, oxígeno molecular, ozono, vapor de agua y también del polvo en suspensión. Los estudios sobre la ionosfera marciana se fundamentan en el análisis de las absorciones de frecuencias de radio emitidas por la sonda a estos efectos, de modo que se evidencian las concentraciones de partículas de plasma en las capas de la ionosfera. Los datos obtenidos del Sol son relativos a explosiones del mismo, su período y estructura, y también a las explosiones gamma de otros puntos celestes, y en general a las radiaciones de nuestra estrella; a tal respecto se llevaba un analizador de 128 frecuencias. Entre las pruebas solares previstas destacaban las primeras imágenes tridimensionales del Sol en colaboración con el satélite americano Solar Max.
    El resumen de los experimentos planificados para las sondas Fobos es, además del señalado láser Lima-D: Agosto, de análisis atmosférico marciano con un espectrómetro de radiación óptica, de ejecución franco-soviética, y principal investigador Blamont; Sovikoms, estudios solares, viento solar y plasma, realizado con un espectrómetro en colaboración por soviéticos, Hungría, RDA y Austria; Terek (en Phobos 1), para estudios solares y de radiación equis; Iphir, de oscilaciones solares; VGS y Lilas para investigaciones de partículas cósmicas y solares, de destellos de rayos gamma; RF-15, fotómetro de rayos equis; Surf, espectrómetro de ultrasonidos; Aspera, estudio del campo magnético marciano, con colaboración soviética, sueca y finlandesa, con Lundin de principal investigador; PWS, sistema de ondas de plasma, con Grard de principal investigador; VSK, sistema videoespectrométrico; SLED, espectrómetro de partículas cargadas energéticas; MAGMA, campos magnéticos cercanos a Marte, con principal investigador Schwingenschuh; Apex, espectrómetro para la emisión de rayos gamma; RLK, sistema de radar; IPNM (Phobos1), detector de neutrones; y los experimentos KRFM (Phobos 2), ISM y Termoskan (Phobos 2), realizados con espectrómetros, radiómetros y otro medidor, por soviéticos y franceses, para el análisis de las superficies de Marte y Fobos, su temperatura, etc.

    El fracaso del programa Fobos incidirá negativamente, junto a los problemas económicos rusos, en el proyecto entonces previsto para 1992 de enviar dos grandes globos a la atmósfera de Marte y un robot a la superficie del mismo. Este proyecto quedaría así relegado. La URSS tenía entonces en cartera un ambicioso plan de estudios de Marte que fue llamado Marte 2000 y el que, buscando la ayuda americana y europea, pretendía entre 1992 y 1996 enviar sondas para topografiar todo el planeta desde una órbita y con los citados globos estudiar la atmósfera y también el suelo; entre 1996 y el 2000 se quería hacer descender ingenios que tomaran muestras y traerlas a la Tierra por medios automáticos. El proyecto del Fobos 3, planificado para 1994, quedó aparcado definitivamente en 1990.

    > FOBOS 1.        7 JULIO 1988

    El 7 de julio de 1988, a las 17 h 38 m 04 seg GMT, era lanzado el ingenio Fobos con un cohete D-1-E Proton en Baikonur sin novedad; por vez primera el disparo, como resultado de la nueva política de transparencia soviética, se permite en esta nación un gran despliegue a los medios informativos. Su número COSPAR es 1988-058A.
    Mientras dura el vuelo hacia el planeta Marte realiza estudios sobre el espacio interplanetario y el Sol. Uno de los transmisores, el de 50 vatios, falló, dejando continuar la labor otro de 5 vatios.

1 SEPTIEMBRE 1988
    Se pierde contacto con la sonda Fobos 1 en ruta hacia Marte. Al parecer por error humano en una estación terrestre, en la que modificaron el programa de control global informático en una operación rutinaria de intercambio de datos con la sonda, se hizo que se perdiera la comunicación al cambiar la orientación de las antenas de la misma; también quedaban desorientados sus paneles solares con lo que se descargarían sus baterías. El fallo concreto consiste en la anulación del control sobre los motores de orientación o posición por un error informático (un – por un +). Final y posteriormente, suponía ello la pérdida de control de la Fobos 1 al deteriorarse los aparatos por falta de energía en el control térmico y otros sistemas. El hecho sería reconocido oficialmente por los soviéticos el día 22 siguiente. Luego se supo que también habían fallado durante el vuelo uno de los 3 ordenadores de control del sistema de la sonda en tierra en 17 ocasiones, 5 veces otro y una vez ambos simultáneamente, lo que dejó cierta duda añadida.
    La previsión señalaba que la sonda debía satelizarse en Marte sobre el 25 de enero de 1989 en una órbita elíptica, más tarde transformada en una circular paralela a la del satélite natural Fobos, pero ahora el fallo indicado daba por concluida la fracasada misión.
    Como sea que la Fobos 1 fracasa, los responsables, siguiendo un plan alternativo ya estudiado anteriormente, planifican el vuelo de la Fobos 2 para cubrir las labores previamente asignadas a su gemela perdida.

    > FOBOS 2.        12 JULIO 1988

    Siguiendo el objetivo de la nave gemela Fobos 1, la segunda sonda marciana fue disparada tan solo 5 días más tarde, el 12 de julio de 1988 en operación llevada a cabo con normalidad a las 17 h 01 min 43 seg GMT. Su número COSPAR es 1988-059A.

12 OCTUBRE 1988
    La sonda registra fuerte radiación equis y gamma llegada del Sol.

24 OCTUBRE 1988
    Un espectrómetro de la Fobos 2 detecta un fuerte estallido de rayos gamma solares.

29 ENERO 1989
    El Fobos 2 entra en órbita marciana, tras un vuelo de medio año de duración y 470 millones de Km. Comienza transmitiendo datos e imágenes de Marte y también de Fobos. Los datos son relativos a los iones de oxígeno que Marte va perdiendo poco a poco, las fluctuaciones del viento solar en las cercanías marcianas, las ondas de plasma, etc.

    En FEBRERO, se reciben las primeras fotografías enviadas por la sonda.
    Entre el 4 y el 18 de MARZO el ingenio vuelve a registrar una elevada radiación equis y gamma llegada del Sol.

27 MARZO 1989
    Tras una sesión normal en la que se envían fotografías de Fobos, se pierde contacto con la sonda segunda Fobos, repitiendo el fracaso de su gemela anterior. No obstante, los técnicos intentarán establecer comunicaciones repetidas veces.
    Antes de la pérdida de contacto captó una imagen de la superficie de Marte que mostraba una especie de sombra elíptica u ovalada y calificada de extraña por los técnicos; e incluso se sugirió por parte de algún medio informativo soviético de TV que era la sombra de un platillo volante. Tomada simultáneamente en más de una frecuencia, se calculó que tenía unos 20 Km de larga y estaba bastante definida. Unos días antes, la sonda había captado otra sombra parecida, pero mayor, de 26 por 30 Km, y de la que tampoco se aclaró de que se trataba. Se descartó la posibilidad de que fuera debido a un efecto óptico y finalmente los técnicos soviéticos se inclinaron por asegurar que era la sombra del propio satélite natural de Marte, Fobos, bajo cierto ángulo de iluminación por Sol.
    Para el mes siguiente se tenía previsto el paso a unas decenas de metros de Fobos para la toma primeramente de fotografías y posterior suelta del módulo de aterrizaje.
    Mientras funcionó, la sonda envió 37 fotografías de alta resolución del satélite Fobos desde distancias entre los 1.100 y los 200 Km. Los datos térmicos del mismo señalaron una máxima de 28ºC.

4 ABRIL 1989
    Los controladores del vuelo dan por perdidas todas las esperanzas de volver a establecer contacto con la Fobos 2.
    No se conocen entonces las causas del grave fallo, pero se piensa que el ingenio recibió el impacto de un meteorito o cuerpo similar, pues antes de perder el contacto se había detectado un cuerpo cercano, ignorando si era un cuerpo natural o bien una pieza desprendida del propio ingenio. Más tarde también se hace mención a la posibilidad de un fallo de un transmisor o una placa del sistema informático.

<> SONDA MAGELLAN. USA    4 MAYO 1989

    El programa Magellan fue desarrollado por los Estados Unidos para seguir con la investigación del planeta Venus, ahora, principalmente, mediante la confección de un mapa por radar de la superficie del planeta. El nombre del proyecto se debe a la traducción al inglés del nombre del navegante portugués Fernando de Magallanes que, al servicio del emperador Carlos V, iniciara en 1519 la primera vuelta al mundo en barco. El proyecto, del JPL de la NASA, fue llamado antes Venus Radar Mapper, VRM, o sea cartógrafo por radar de Venus; más anterior fue la denominación primigenia de VOIR, Venus Orbiting Imaging Radar, cuando el proyecto fue contemplado por la administración del presidente Carter e incluido oficialmente el 1 de noviembre 1980 para el presupuesto de 1981. Sus inicios datan de una década atrás y el proyecto fue rechazado varias veces por motivos económicos dado que la previsión de costos, inicialmente de 500 millones de dólares en 1981, debía ser recortada a menos de la mitad, no superior a los 200 millones. Entonces la previsión era aprobarlo para 1982 y con vistas a su lanzamiento en 1986. Pero la nueva administración política del momento, con la llegada de R. Reagan a la presidencia USA, lo retrasaría en otros dos años, hasta 1984, luego de retirarlo en marzo de 1981. El 31 de enero de 1983 fue aprobado por el Congreso americano para tal 1984 bajo la citada denominación VRM. Finalmente, el 6 de enero de 1986 el programa recibe el nombre de Magallanes.
    El costo real del programa, llegado el momento de su inicio y a precio actualizado, será de solo 551 millones de dólares, unos 64.000 millones de pesetas; pero al final, el costo total de toda la misión subirá a los 900 millones de dólares de 1994, siendo aun así una misión de bajo presupuesto.

    El sistema por radar es el único posible dada la espesa capa nubosa del planeta. El radar es de apertura de síntesis, o SAR, para operar desde una órbita polar en torno al planeta. El apunte hacia el suelo del citado aparato se efectúa entre los 12º y 45º de la vertical sobrevolada. La resolución media es de 120 m; la previsión inicial pretendía que fuera de 50 m, pero los recortes presupuestarios impedirían tal precisión. Una segunda antena determinaba el tiempo de rebote de las ondas enviadas sobre el nadir o vertical para las medidas altimétricas, con interrupciones regulares para tomar medidas de microondas emitidas de modo natural por el suelo caliente del planeta. El margen de error en esta toma de altitudes se estimó en 10 metros.
    El proyecto se considera sobre los resultados previos del anterior programa Pioneer Venus, de 10 años antes, en el que se evidenciaron las principales estructuras del planeta. Se trataba ahora de tomar imágenes del 90 % de Venus a escala 1:5.000.000, topografiar a escala 1:25.000.000, con resolución de menos de 50 Km y vertical de 100 m, así como confeccionar un mapa de gravedad del 76 % suelo; es principal investigador del mapa de gravedad William Sjogren. Todo ello durante 243 días en órbita elíptica de 270 Km de altura mínima, 8.000 Km de máxima, 86º de inclinación respecto al ecuador del planeta y de 189 min de período, dando pues 1.852 órbita al rededor de Venus. Las mediciones al detalle en las estaciones terrestres de la velocidad de las señales en la recepción (efecto Doppler), con los cambios de velocidad en el recorrido orbital de la sonda emisora, determinarían las medidas de gravedad de la zona sobrevolada; la velocidad orbital aumenta al sobrevolar zonas de mayor gravedad y viceversa, registrándose aceleraciones del orden de 1 mm/seg^2. El mismo radar SAR actuaría como radiómetro y medidor de las temperaturas en el suelo de Venus. La emisión del radar en la altura menor de la órbita sobre Venus es de 26 millones de pulsaciones por segundo y a la velocidad de la luz. El área así barrida sería de entre 20 y 25 Km de ancho por 15.000 a 16.200 de largo. La siguiente imagen se superpone hasta en un 50 % de modo que se logra un efecto estereoscópico y, procesadas todas por ordenador en la Tierra, se logra finalmente una tridimensionalidad con gran detalle. Luego de actuar así durante 37,2 min, la sonda reorientaría su antena hacia la Tierra, girando la nave entera, y transmitiría automáticamente la información recogida. La velocidad de transmisión de datos era de 268,9 KB/seg. Las imágenes resultantes, en blanco y negro, tendrían que ser procesadas por medios informáticos a su llegada a la Tierra, captadas en señales inicialmente por las tres principales antenas de la DSN de la NASA. El ciclo se reiniciaría con el nuevo enfoque de la antena hacia el suelo de Venus. La razón de no adoptar una órbita circular es únicamente económica, al necesitar para ello de un motor para correcciones más caro, de propulsante líquido en vez del llevado.
    De un peso total de 3.459 Kg y 4,6 m de longitud, la Magallanes fue diseñada por la Martin Marietta, de Denver (Colorado), y construida a base de componentes de recambio de otras sondas interplanetarias como las Voyager, Viking, Galileo y Ulises; en concreto, antenas de alta ganancia y 10 compartimentos de sistemas electrónicos habían sido construidos para el programa Voyager. El SAR fue realizado por la Hughes Aircraft. Su antena, de alta frecuencia (2.385 GHz), es de 3,65 m de diámetro y en cuyo cono central llevaba otra antena, ésta de baja frecuencia. A ambos lados por debajo, dejando en el centro el módulo de equipos electrónicos, disponía de un par de paneles solares para su alimentación eléctrica en 1.200 vatios en total; cada panel media 2,5 m de lado, siendo cuadrado. En el extremo inferior llevaba, por debajo del sistema de control térmico, el motor de propulsión principal.
    El programa Magellan supone la reanudación americana de las exploración de Venus, tras una década de dejación en la exploración directa del planeta, y con el mismo se esperaba obtener una cantidad de información muy superior a la lograda con anteriores ingenios y con una nitidez y una resolución 10 veces superior a la lograda por cualquier otra sonda hasta entonces sobre Venus. Con los datos se esperaba arrojar luz sobre el proceso tan distinto de evolución que había seguido el planeta Venus, por otra parte casi gemelo de la Tierra, sobre su actividad geológica, y los fenómenos de su infernal atmósfera, que incluso pudieran enseñar algo de los procesos del llamado efecto invernadero que se reproducen en determinado grado en la Tierra.
    El estudio de la avalancha de datos aportados por la sonda fue realizado por gran cantidad de investigadores, incluidos estudiantes en sus tramos últimos de carrera, e incluso 3 científicos rusos que se añadieron oficialmente dentro de un programa de cooperación ruso-americano.
    La misión es dirigida en el JPL por Douglas G. Griffith, y es gerente del programa James F. Scott, y proyecto científico de R. Stephen Saunders. Son principales investigadores, sobre radar Gordon Pettengill, del MIT, y sobre gravedad William Sjogren del JPL y el francés Georges Balmno.

4 MAYO 1989
    Tal como fue planificado, el lanzamiento del Magellan se realizó a bordo del un Shuttle tripulado, en lo que fue el 29 vuelo de tal tipo de astronave; el inicio del vuelo fue previsto inicialmente para el 28 de abril pero se retrasó en unos días por problemas técnicos. Viajó así el ingenio el 4 de mayo en el almacén de carga del Orbiter Atlantis hacia una órbita terrestre de 250 Km de altitud desde donde fue relanzado a las 6 horas de la partida (madrugada del día 5 siguiente) hacia Venus con ayuda de un fase IUS o Centaur G con la que se salió del citado almacén de carga. Es el primer ingenio interplanetario lanzado por un Shuttle. Su número COSPAR es 1989-033A.
    El vuelo hasta Venus es de una duración de 15 meses y un recorrido de unos 400 millones de Km, dando antes de llegar (agosto de 1990) un par de vueltas al Sol.

10 AGOSTO 1990
    A las 19 h 41 m 2 seg, GMT, luego de un viaje de 463 días, la sonda desaparece ocultada por el planeta Venus, ya en sus inmediaciones y dispuesta para la entrada en órbita de modo automático, bajo las órdenes computerizadas. La sonda llega a 39.000 Km/h de velocidad y es frenada por el motor principal de propulsante sólido, que se enciende durante 83 seg, hasta los 29.000 Km/h. Durante los siguientes 25 min, se espera con tensión a que la Magallanes reaparezca señalando el éxito de la operación de satelización.
    A las 20 h 06 min, al reaparecer se confirma la entrada de la sonda en órbita elíptica al rededor de Venus. A su llegada, sobrevuela inicialmente el Polo Norte del planeta. La trayectoria seguida se acerca a la prevista, siendo la altura mínima de 294 Km sobre los 9,5º de latitud Norte, y la máxima de algo más de 8.543 Km. El período es de 3,26375 horas y la inclinación de 85,69613º. La entrada en órbita había ocurrido a las 19 h 54 min GMT.

    Hasta el 1 de SEPTIEMBRE siguiente se ha de realizar con la sonda un ajuste y prueba del instrumental, siendo a partir de entonces cuando comienza a operar sistemáticamente sobre la superficie de Venus, en un período previsto de 8 meses.

15 AGOSTO 1990
    Es conectado y comprobado el sistema de radar de la sonda.

16 AGOSTO 1990
    Se pierde el contacto con la Magallanes, al no recibirse señales de la misma, sin que por de pronto se supiera el motivo, aunque pronto se piensa en una orientación inadecuada de la antena.

17 AGOSTO 1990
    Se restablece la comunicación con la sonda tras 14 horas de interrupción. Se estima que el fallo fue la orientación opuesta hacia la Tierra de la antena. Entonces Venus está a 252 millones de Km de nuestro planeta y las señales tardan en llegar pues 14 min. A primera hora, el ingenio Magallanes inicia el envío de prueba de imágenes cartográficas de la superficie del planeta Venus.

21 AGOSTO 1990
    Las primeras imágenes llegadas, procesadas en estos días, muestran los accidentes de Venus, mesetas, montañas y volcanes con flujos de lava, con evidente resolución e interés. De inmediato a la transmisión, vuelven a cortarse las comunicaciones con la Magallanes. Los técnicos empiezan a preocuparse por este repetido hecho y estudian su solución para evitar que volviera a producirse en el sistema de orientación del ingenio. El sistema de salvaguarda de la sonda tenía previsto para estos casos de prolongado aislamiento se produjera un reajuste automático, emitiendo con lentos giros hasta el restablecimiento del contacto.

22 AGOSTO 1990
    Al cabo de 17,5 horas de la interrupción de comunicaciones, las mismas se reanudan. Este hecho hará, no obstante, retrasar durante semanas el inicio del cartografiado regular del Planeta de la Mañana.

15 SEPTIEMBRE 1990
    La sonda Magallanes comienza el cartografiado regular de Venus, barriendo las zonas del suelo de la izquierda en el sentido de su marcha orbital.

    Al poco, la Magallanes había enviado entre las imágenes de Venus, unas de la región de Phoebe con depresiones que se identificaron con calderas volcánicas y formaciones de lava, y otras de Lakshmi y sus montes de Danu, que fueron dadas a conocer de inmediato a la prensa. El planeta se mostraba sorprendentemente activo, tanto volcánica como tectónicamente, y además se evidenciaba una inesperada erosión eólica.

    A finales de OCTUBRE de 1990 se produce un fallo que se cree inicialmente que es en uno de los dos paneles solares. Pero resulta que es un problema derivado del sistema informático de orientación. Por otra parte, la alineación del Sol, la Tierra y el planeta Venus produce problemas en el sistema de comunicaciones con lo que no será posible durante 15 días una transmisión solvente.
    Hacia el 7 de NOVIEMBRE, la sonda reanudó su actividad normal luego del citado fallo en el sistema informático que causaba intermitencias en el suministro eléctrico.

15 NOVIEMBRE 1990
    Se produce un tercer corte de transmisiones, ahora de 45 min de duración.

29 NOVIEMBRE 1990
    A las 10 semanas del inicio cartográfico, la sonda llevaba enviados un billón de datos sobre Venus.

    Para ENERO de 1991, la sonda había concluido la observación de la mitad del planeta Venus, con el barrido del 55 % de su superficie, aunque solo había transmitido con éxito el 45 % por el problema con las comunicaciones de noviembre anterior.

13 FEBRERO 1991
    La sonda comienza a calentarse en exceso debido a la cercanía solar. Por ello, se procedió a reducir el programa de trabajo del ingenio para las dos semanas siguientes con la reducción en 10 min de cada barrido.

4 MARZO 1991.
    Se produce la cuarta pérdida de señal en el vuelo, con un corte de 13 horas en las señales.

9 MAYO 1991.
    El recalentamiento de la sonda va a más y los responsables tienen que reducir al 45 % cada barrido de radar para evitar la incidencia del Sol.

10 MAYO 1991.
    Tiene lugar la quinta pérdida de señal en las comunicaciones, esta vez de 32 horas de duración.

15 MAYO 1991
    Es el día fijado para el fin de la misión Magallanes. La misma lleva cartografiado para entonces el 84 % del suelo de Venus, cumpliendo prácticamente con el programa previsto. Sin embargo, dada la operatividad de la sonda, se sigue con el llamado programa continuado y se seguirá con igual labor de cartografía sobre la superficie de Venus, tanto de lugares ya vistos, ahora para ver en la segunda pasada los posibles cambios morfológicos, como otros nuevos. Ahora se barrerá hacia la derecha en el sentido de su marcha y entre las zonas a observar se cuenta el Polo Sur.

    A finales del citado mes de MAYO de 1991, los norteamericanos presentaron a la prensa algunas de las más espectaculares imágenes de Venus obtenidas por el Magallanes, entre las que destacan una de un gran volcán, otras con cúpulas de lava, etc.

3 JULIO 1991.
    Es encontrada la causa de las pérdidas de señales en el programa de control de posición. El problema es corregido de inmediato.

    A finales de AGOSTO de 1991, los especialistas detectan por las imágenes nuevas llegadas, obtenidas en JULIO anterior, que en una zona venusiana que, respecto a la anterior vista de noviembre de 1990, se había producido un gigantesco corrimiento de tierras, algo así como un terremoto. Pero la realidad es que se trataba de un efecto óptico del sistema de radar y no hubo tal terremoto. El 30 de SEPTIEMBRE de 1991 la sonda captó rayos en la atmósfera de Venus.

4 ENERO 1992
    Se produce el fallo del primer transmisor y el segundo muestra problemas que harán disminuir a la mitad la velocidad de telemetría.

15 ENERO 1992
    Se inicia el tercer examen cíclico del planeta, luego de completar el estudio de casi el total del suelo venusiano: un 96 %. El nuevo barrido será de nuevo a la izquierda en el sentido de la marcha para obtener imágenes estereoscópicas.

    A mediados de MARZO de 1992, la sonda giraba en una órbita de 8.500 y 300 Km de máxima y mínima altura y se decidió entonces reducir los parámetros para bajar la mínima distancia a menos de 200 Km, principalmente para precisar las mediciones gravitatorias, más acentuadas y precisas cuanto más cerca del planeta. Para la reducción de la órbita, inicialmente se creyó que eran precisos 80 millones de dólares y el empleo de 200 personas, pero la no aprobación de este presupuesto extraordinario llevó al JPL a reajustarlo en 7 millones para 1994 y un poco más para 1995, utilizando ahora un equipo de solo 32 personas.
    En JULIO de 1992, el segundo transmisor incrementa su ruido de fondo y los responsables lo desconectan para reservarlo para zonas de las que aun no se tenía dato alguno.
    Hacia mediados de SEPTIEMBRE de 1992, luego de una interrupción de 7 semanas, la Magallanes reanudaba la actividad investigadora sobre zonas aun sin datos.

14 SEPTIEMBRE 1992
    Comienza el cuarto ciclo de exámenes del planeta, llevando ya visto el 98 % del mismo. Ahora la principal misión será el mapa de gravedad.

    Hasta el 15 de MARZO de 1993, en 949 días dando vueltas al planeta, había cubierto 7.889 órbitas que suponían 258.000.000 Km.

24 MAYO 1993
    Concluye el cuarto ciclo de barrido de la superficie de Venus. A partir de entonces, previstamente entre el 25 de MAYO y el 3 de AGOSTO de 1993 se realiza el llamado experimento de transición con el frenado aerodinámico de la sonda por el que se altera la órbita seguida reduciendo su excentricidad.
    La operación se llevaría a cabo con un encendido de motores, en frenado, pero también aprovechando el roce aerodinámico con las altas capas atmosféricas de Venus, en maniobra calculada para que el calentamiento no fuera perjudicial; de este modo, el gasto del propulsor es de solo un 8% del necesario para la maniobra hecha toda con motores. La nueva órbita seguida tendría 541 Km de apoapsis y 180 de periapsis, luego de pasar antes por un periapsis menor, de 140 Km para facilitar el rozamiento y frenado; el período será de 94 min. Su principal objetivo entonces era confeccionar el mapa gravitatorio del planeta Venus bajo el programa llamado de “equipo reducido”, de menos presupuesto.

30 JUNIO 1993
    Es agotado el presupuesto de fondos del programa pero se seguirá operando a la espera de la aprobación de nuevos fondos.

3 AGOSTO 1993
    Finaliza la operación de frenado aerodinámico de la Magallanes quedando en una órbita poco elíptica. A la vez, se inicia el quinto ciclo de exámenes del planeta, principalmente de la gravedad entre los polos.

    Para ABRIL de 1994 se había contemplado la posibilidad de dejar la Magallanes desconectada en su investigación por motivos económicos, pero la nueva aportación de 1,7 millones de dólares permitió a última hora seguir operando.

27 ABRIL 1994
    A la vez que concluye el quinto ciclo de barridos se inicia el sexto, siguiendo con el trabajo para confeccionar un mapa de gravedad de Venus.

10 OCTUBRE 1994
    Dado el desgaste del sistema eléctrico, tal como se había decidido meses atrás, dando por concluida la misión, se dirigió a la sonda las órdenes de ejecutar posteriormente un frenado y dirigirse contra la atmósfera de Venus para así desintegrarse, después de disminuir la altura mínima hasta los 145 Km.

11 OCTUBRE 1994.
    La sonda enciende por 4 veces sus motores en frenado. La atmósfera del planeta, cada vez más densa, continuará luego el frenado. En el descenso, sus sistemas seguirán enviando imágenes de radar durante un tiempo y se estudia su interacción con las envolturas gaseosas sucesivas encontradas.

12 OCTUBRE 1994
    Se produce la caída y consumición definitiva de la Magallanes en Venus. Sin embargo, curiosamente aun 24 horas más tarde emitiría una última señal por radio; tal señal llegó a la Tierra a las 10 h 02 m, GMT. Había pasado casi 4 años y 2 meses en órbita del planeta, dando más de 15.000 vueltas al mismo, 4.225 de ellas en labor de investigación.

    Al final, entre 1990 y 1994, la sonda obtendría el cartografiado de un 98% de Venus (quedaron sin captar algunas zonas del Polo Sur), y un mapa gravitatorio del 97 % iniciado a fines de 1992, en 15 ciclos de estudio, trabajo realizado con éxito y con el que se arrojaba una nueva visión del planeta Venus. Se descubrieron ríos de lava de cientos de Km de largos, cráteres de impacto de hasta 80 Km de diámetro, y otros accidentes de enormes proporciones. Además de otros, examinó 543 cráteres, 42 montañas, 16 llanuras, 20 altiplanicies, 27 cañones, 3 zonas de dunas, todos accidentes nuevos no conocidos anteriormente.

<> PROGRAMA GALILEO. USA

    El programa Galileo, con el vuelo de una sonda a Júpiter, es realizado por los Estados Unidos y tiene por objetivo principal el estudio del citado planeta exterior y sus satélites, así como del espacio recorrido hasta allí en el viaje, con el sobrevuelo de algún asteroide, Venus y la propia Tierra y Luna. Su nombre de debe al del astrónomo y físico italiano Galileo Galilei (1564-1642) que descubriera los principales satélites de Júpiter. Inicialmente, entre 1974 y 1976, se le llamó JOP, Júpiter Orbiter y Probe (Orbitador y Sonda).
    Los estudios proyectados con esta sonda sobre el citado planeta tienen su antecedente en los datos aportados anteriormente por las dos Voyager que ahora se pretenden ampliar. Se proyecta pues el estudio exhaustivo de Júpiter y su atmósfera, de su anillo y sus satélites, así como el envío a la atmósfera del gran planeta de una sonda que se separara del cuerpo principal del Galileo; esta sonda, en caída libre solo frenada por paracaídas, debía analizar los parámetros de las capas de la atmósfera al penetrar en ella, es decir, temperatura, presión y composición química, caracteres de las capas de nubes, su densidad, número y tamaño, relación de He e H, vientos y movimientos de las masas atmosféricas en función de la energía interna del planeta, así como frecuencia de relámpagos; también se ha de determinar los caracteres de la magnetosfera joviana.
    El proyecto inicial, que data del 1 de julio de 1977, año en que se aprobó por el Congreso americano, fijaba el vuelo con lanzamiento por medio de un vuelo tripulado Shuttle. El ingenio debía, según tal plan, ser lanzado en 1982 para aprovechar la posición planetaria pero el retraso del impulsor adecuado, el IUS, añadido a los problemas de recortes económicos, aplaza el inicio del vuelo hasta 1984 y más tarde hasta 1986. El anuncio del proyecto definitivo se realiza por la NASA el 10 de FEBRERO de 1984. El uso de un Titan Centaur hubiera obligado a otro retraso de al menos un año para su adaptación. Y aun así sin Titan Centaur el retraso iba a ser de un lustro añadido en lo que también influye el mortal accidente del Challenger que retrasa todo el programa espacial americano. Además el ingenio original se vio dividido en dos, uno formado por un módulo orbitador joviano y otro integrado en una sonda para penetrar en la atmósfera de Júpiter. La utilización del campo de gravedad de otros planetas (en este caso Venus y la Tierra en una trayectoria denominada VEEGA) es una técnica ya aplicada anteriormente, aunque alargaba la duración del vuelo hasta el objetivo. Finalmente el Galileo partirá en 1989 con 7 años de retraso.
    El vuelo iba pues a ser de 6 años, realizando el vuelo hacia Venus, dos sobrevuelos a la Tierra y la Luna, y otros 2 al cinturón de asteroides, en una trayectoria de órbita solar en forma de espiral. En realidad, su concepción original era la de un vuelo directo a Júpiter, sin pasar por Venus ni la Tierra, con lo que los técnicos se encontraron que el calor del Sol, más cercano aquí, podía afectar la antena, distorsionándola, así que optaron por llevarla plegada y bajo una pantalla en esa primera parte del vuelo en vez de abrirla apenas ser insertada en la órbita solar, que hubiera sido lo normal en otro caso.
    Luego, debía estar 2 años en órbita de Júpiter, dando 11 vueltas al mismo tomando datos de él y sus satélites. La órbita elegida para estar sobre Júpiter es de 320.000 Km por 19,5 millones de Km. Por otra parte, los retrasos hicieron que algunas partes del ingenio hubieran de ser sustituidas por el deterioro del tiempo; así fueron cambiados los paracaídas y las baterías de dióxido de sulfuro de litio, con un coste añadido de 150 millones de pesetas.
    Colaboran en el proyecto con los estadounidenses otros 7 países (Alemania, Australia, Canadá, Gran Bretaña, España, Francia, y Suecia) y en los experimentos de la misión los mismos países menos Australia y España pero sí además Taiwán. Alemania, a través de la empresa MBB, colabora especialmente en el sistema propulsor de la sonda. Intervienen un centenar y medio de científicos y en total unas 10.000 personas. Es jefe o director del proyecto William J. O’Neil, científico principal Torrence V. Johnson, director de misión Neal E. Ausman, y director delegado de misión Matthew R. Landano. El costo total del programa asciende a más de 1.354 millones de dólares, unos 156.000 millones de pesetas entonces, para un proyecto de 18 años; el coste final en 2003 sería de cerca de los 1.500 millones de dólares. El centro de la NASA que tiene la misión a su cargo es el JPL, que desarrolló también el cuerpo principal del ingenio, aunque también el centro Ames trabajó en el desarrollo de la cápsula Probe, y colabora el centro Goddard. En el proyecto, como contratista figura principalmente la empresa Hughes Aircraft Co., pero también hay otras como la General Electric Company, la Sadia National Laboratories de la Western Electric, Fadal Engineering, Rah Industries, Motorola, Frequency Electronics, Inertia Switch Co., Southwest Research Institute, Lockheed Martin Corp., Digital Equipment, Havig Incorporated, Dow Corning, Fansteel, General Electric, Pioneer Parachute, Quantec, Hi-Shear, Space Ordnance, Eagle-Picher, Bell Aero, Travis Inc., Rosemount, Ball Aerospace, Barnes Engineering, NFR Detectors, Optical Coating Labs, Frank Cook Optical, ERG Inc, y las empresas alemanas Dornier, Carl Zeiss, MMB. También participan varios institutos y universidades americanas y alemanas. En total, a lo largo del programa, iniciado en 1977 y finalizado en 2003, trabajaron en el mismo 800 científicos, llegando a fallecer en tan dilatado tiempo más de una treintena de ellos.
    La sonda Galileo constaría de dos partes, el Orbiter y el Probe, siendo el peso total de 2.561,7 Kg, la altura de 5,4 m, y la anchura de 4,8 m; el total de aparatos científicos es de 16 que pesaban 118 Kg. El cohete impulsor sería hasta la órbita terrestre un Shuttle tripulado y luego se usaría un cohete segunda fase Centaur G Prime. Fue construida en parte como subproducto del satélite de la Solar Maximum Mission. Sin embargo, su concepción inicial, se hizo en base al modelo Pioneer Venus en un intento de ahorrar en su construcción un diseño completamente nuevo. Pero las circunstancias exploratorias no son las mismas. La Galileo, por ejemplo, iba a ser sometida a fuerte radiación. Algunos de sus componentes, 15.000 de ellos calculados para resistir la radiación esperada en Júpiter, solo tenían 0,005 mm.
    El peso del cuerpo principal u Orbiter era al partir de 2.223 Kg, de ellos 925 de propulsante, y su altura era de 6,15 m desplegado; con el cohete impulsor Centaur la altura era de 15 m y el peso 12 Tm. Portaba 10 aparatos científicos y los correspondientes sistemas de navegación, alimentación energética, comunicaciones, escudos protectores contra el polvo sideral, etc. Su antena mayor tenía 4,87 m de diámetro, y era de tipo parabólico, desplegable como un paraguas y compuesta por 18 varillas al efecto. Hay además otras dos antenas menores, de baja ganancia. Un brazo de 11 metros sobresalía de la sonda para distanciar los sensores magnetómetros y antenas de ondas y plasma.
    El sistema energético, también distanciado en otro brazo, como es natural para las sondas que viajan lejos del Sol, es de 2 generadores termoeléctricos radioisotópicos RTG, llevando como fuente de energía 22 Kg (11 cada uno) del radiactivo dióxido de plutonio 238 que proporcionaba 570 vatios, 520 al llegar a Júpiter, y 485 al final de la misión; cada generador lleva 572 termopares de silicio y germanio para convertir el calor, equivalente de entre 2 y 4 kW, en electricidad que se acumulaba en pilas de sulfuro de litio.
    El sistema propulsor es un motor German S400 de propulsante líquido monometilhidracina y tetróxido de nitrógeno, de 400 Newtons de fuerza, desarrollado originalmente para satélites geoestacionarios; con el mismo se programaron hasta 30 correcciones de trayectoria en el vuelo hasta Júpiter y otras tantas para correcciones orbitales. Los motores menores son 12 de 10 Newtons de fuerza.
    Sus cámaras de imágenes tienen una resolución de unos 40 m del satélite Io desde al menos 965 Km de distancia y una máxima de 10 m en el mejor de los casos; por píxel, la resolución es de 74 m, 17 veces mayor que la de los Voyager. La previsión es de obtener más de 50.000 imágenes en todo su vuelo, transmitidas a alta velocidad; la avería luego de la antena principal rebajaría la cifra a solo 3.000. Los aparatos científicos se resumen en espectrómetros, radiómetros, detector IR, detector de polvo cósmico y detector de plasma (o también bajo las siglas NIMS, PPR, SSI, EPD, DDS, HIC, PLS, PWS, MAG, EUV y UVS). El número de cámaras de imágenes es de 4 de alta resolución. El detector de polvo podía determinar no solo la cantidad de impactos sino la dirección de su procedencia, la energía y, por consecuencia, tamaño y velocidad de las partículas. Las transmisiones, que podían ser de 1.418 tipos, se realizan en la banda S, frecuencia 2.295 MHz. El subsistema de mando y datos, CDS, llevaba inicialmente como programa 35.000 líneas informáticas, incluidas 7.000 para protección ante fallos. El sistema de control de actitud y articulación, AACS, disponía de programa informático de 37.000 líneas, 5,500 de ellas para protección. Estos programas serían cambiados en el curso del vuelo a tenor de las necesidades de la misión. Además, en la misión, en la Tierra, se usarían programas informáticos para los procesos de diseño con un total de 650.000 líneas, para la interpretación telemétrica 1.615.000 líneas, y para la navegación 550.000 líneas.

    La cápsula Probe pesaba 338,7 Kg, medía 86 cm de altura y 85 cm de diámetro; fue desarrollada por el centro Ames de la NASA y la compañía Hughes. Fue concebida para soportar sus sistemas la intensa radiación de la magnetosfera joviana en un grado nunca alcanzado por nave espacial alguna. También debían soportar y funcionar bajo el elevado calor de hasta 15.500ºC generado en al entrada atmosférica y una presión de 20 atmósferas. Llevaba un gran paracaídas para ralentizar su descenso por al atmósfera de Júpiter, así como un escudo térmico para proteger los aparatos de la enorme temperatura generada por la fricción, sobre todo teniendo en cuenta la alta velocidad de llegada, de más de 160.000 Km/hora. El paracaídas se desplegaría 2 seg después de otro menor de guía. El escudo delantero o de ataque era de carbón fenólico y el escudo posterior o tapa era de nylon fenólico; al penetrar en la atmósfera joviana, el escudo disipaba el calor en proceso de ablación, sufriendo una erosión tal que haría bajar su peso de 152 Kg a solo 65.
    La sonda disponía de un sistema transmisor doble, un sistema de mando y se alimentaba de pilas de 16 amperios. Llevaba 6 instrumentos de medición que pesaban en total 28 Kg, comprendiendo 7 experimentos:
--Un detector de helio, HAD, por medición del índice refractario del aire para determinar el porcentaje de H y He; es investigador principal Ulf Von Zahn, de la Universidad alemana de Bonn.
--Nefelómetro para analizar las nubes mediante el estudio de partículas de las nubes atravesadas por la sonda tras incidir con un haz láser; es investigador principal Boris Ragent, de la Fundación Universitaria del Estado San Jose.
--Un radiómetro NFR para observar los flujos de energía entre los niveles de la atmósfera que se hallaran; es investigador principal Larry Sromovsky, de la Universidad de Wisconsin y el aparato, que pesa 3,4 Kg, consume 13 vatios, utiliza 16 bit/seg y lleva una ventana de diamante y un sistema óptico Fabry.
--Un medidor de temperatura, presión, densidades y peso molecular de los gases atmosféricos, o ASI; es investigador principal Alvin Seiff, de la Fundación Universitaria del Estado San Jose.
--Un espectrómetro de masa neutra, NMS, para ver la composición gaseosa midiendo el peso molecular; es investigador principal Hasso Niemann, del centro Goddard de la NASA.
--Un instrumento de partículas energéticas, EPI, para observar el flujo de electrones, protones, partículas alfa e iones pesados de la magnetosfera e ionosfera jovianas. Es principal investigador Lou Lanzerotti. El aparato pesaba 450 gramos, consumía 1 vatio y operaba con 7.532 bit.
--Con un sensor óptico y el aparato de radio (LRED) también se podía medir los destellos de los relámpagos del planeta; la investigación es de los Laboratorios Bell y el Instituto Max Planck y era válida para frecuencias a captar entre 100 Hz y 100 KHz. Los sensores comprenden 180º con lo que abarcan con 2 todo el entorno de 360º. El aparato pesaba 2,45 Kg, gastaba 2,3 vatios y operaba con 8 bit/seg.
--Y, finalmente, por las variaciones en las señales de radio (experimento DWE) se podía determinar la velocidad de los vientos. Es investigador principal David Atkinson, de la Universidad de Idaho.
    La previsión calculaba que la cápsula descendería hasta 75 min por 640 Km de profundidad en la atmósfera joviana, siendo luego destruido por las inhóspitas condiciones del gran planeta. El plan detallado especifica las siguientes previsiones, refiriéndose la distancia a una altura en Km sobre un hipotético nivel joviano de presión igual a la terrestre (1 bar) y siendo el tiempo de penetración en minutos, la presión en bares y la temperatura de la atmósfera en ºC:

Distancia   tiempo  presión temperatura        ACCION sobre la atmósfera de Júpiter.       
 450        0   0     -  8     Comienza a entrar en la atmósfera.
  50     1,88   0,08  -160     Se despliega el primer paracaídas.
  48     1,92   0,09  -161     Se despliega el paracaídas principal.
  45     2,05   0,10  -162     Suelta del escudo térmico.
  42     2,25   0,13  -163     Enlace de señal de posición con Galileo.
   0     8,33   1,00  -107     Nivel de presión de 1 atmósfera.
 -92    38     10       63     Primera toma de datos en la bajada.
-134    60    140       20     Fase final.
  --    --     --       --
-163    78    192       30     Pérdida de señal. Fin de misión.

18 OCTUBRE 1989.
    Fecha del lanzamiento del Galileo a bordo de la nave tripulada Atlantis, vuelo 31 Shuttle. La partida tiene lugar a las 18 h 53 m 40 seg, hora española; las 16 h 53 m 40 seg GMT, 12 h 53 m 40 seg, hora local. La trayectoria orbital tiene 34,3º de inclinación. Su número COSPAR es 1989-084B.
    Se había producido por entonces un terremoto en California que afectó a la estación de seguimiento del vuelo del Galileo de Sunnyvale, pero comprobadas las instalaciones por la mañana se estimó que podían actuar correctamente.
    Otro hecho que acompañó la partida del Shuttle fue el que la sonda Galileo transportada material radiactivo para su alimentación eléctrica. Ello atrajo la polémica sobre la seguridad nuclear y las consiguientes protestas de los grupos antinucleares.

19 OCTUBRE 1989.
    En el segundo día de vuelo del Atlantis, los astronautas realizaron los preparativos para soltar a la sonda Galileo. A las 00 h 14 m, al principio de la quinta órbita, las especialistas Lucid y Baker al mando del RMS del Atlantis proceden a sacar del almacén de carga a la sonda Galileo, que se aleja después del Orbiter.
    Al final de la 5 órbita, la sonda Galileo encendió la primera fase de los dos motores del IUS, de 70 Tm de empuje, para dirigirse primero hacia Venus para salir luego acelerado hacia la Tierra en un largo recorrido por el Sistema Solar. La velocidad lograda en la salida por la sonda estaba calculada para ser de 50.969 Km/hora.

23 OCTUBRE 1989
    El Galileo está ya a 2.000.000 Km de la Tierra.

9 FEBRERO 1990
    La sonda Galileo sobrevuela Venus a algo más de 15.000 Km de altura y observa con sus aparatos el planeta, intentando captar con un espectrómetro las tormentas eléctricas de las que se tiene noticias por otras sondas. Los datos son guardados para su posterior retransmisión a la Tierra puesto que la antena principal aun no está desplegada porque la cercanía del Sol la puede afectar. La gravedad del planeta ayuda con su efecto al impulso de la trayectoria del Galileo, ahora en dirección hacia nuestro planeta para que haga otro tanto. La velocidad añadida es de unos 8.000 Km/hora y la alcanzada es entonces de 96.120 Km/h.

18 JULIO 1990
    Se realiza un encendido de motores del Galileo para corregir su trayectoria para ajustarla a su paso por nuestro planeta en diciembre siguiente; es el tercer encendido de motores. El ingenio está entonces a 136.000.000 Km de la Tierra.

    A partir de AGOSTO de 1990 se tiene previsto para el ingenio intentar captar la radiación llamada Lyman-alpha de los átomos del hidrógeno neutro, resultado de los rastros en el espacio de los cometas.

8 DICIEMBRE 1990
    La sonda sobrevuela en su órbita solar la Tierra a unos 960 Km de altitud. La modificación de velocidad de la sonda es entonces de un incremento de 18.720 Km/h. Tanto en este acercamiento como el siguiente, dos años después, la previsión señala que el ingenio dirija los aparatos, como los espectrómetros UV, hacia la cola magnética de nuestro planeta, así como cartografiar la cara oculta lunar. A este último respecto, entre otras obtiene una imagen inédita, pero sospechada, de un cráter lunar de 1.900 Km de diámetro. En total, en esta fase de vuelo toma 2.600 fotografías.

    Además, el 19 de diciembre, los responsables del Galileo anunciaron que la sonda había aportado imágenes del hemisferio Sur de nuestro planeta por las que se añadían nuevos datos acerca del agujero de ozono sobre la Antártida

11 ABRIL 1991
    Desde esta fecha, la sonda debía enviar información a través de su antena mayor que debía pues ser desplegada, pero ello no ocurre como es debido y los datos acumulados no se pueden transmitir por tal vía al quedar la misma torcida. Las transmisiones han de hacerse con la antena secundaria y las imágenes comprimidas. Se cita como posible causa de la avería en la falta del despliegue el atasco por el calor excesivo al acercarse a Venus que habrían secado los lubricantes. El ingenio está entonces a 60.000.000 Km.
    Entre las soluciones alternativas, incluso se llega a hablar, demasiado a la ligera por los costes y el nuevo retraso, del posible envío de otra sonda en línea directa con un Titan 4, sin utilizar el factor gravedad en el impulso, como le ocurría a la Galileo.

    En los días siguientes los técnicos intentarán por todos los medios subsanar el problema infructuosamente, estudiando tanto el arreglo como las alternativas. Se llegará a la conclusión que hay 3 o 5 de las 18 varillas (serán 3) que integran la antena en forma de plato o paraguas, que son defectuosas.

    En MAYO siguiente los técnicos corrigen la posición para que mirara hacia el Sol y en JUNIO lo contrario, para ver si así lograban desplegar la antena. Pero no se consigue.

12 AGOSTO 1991
    Cuando está de la Tierra a unos 234.000.000 Km la sonda recibe nuevas instrucciones por las que ha de ser luego reorientada en 165º durante 50 horas para ofrecer un ángulo más frío con la idea de que tal vez así, descendiendo su temperatura, la antena se desbloqueara. Para intensificar el efecto son apagados gran parte de los sistemas para que el gasto eléctrico fuera menor y el enfriamiento mayor. Se esperaba que la contracción térmica hiciera vibrar el eje de la antena y las varillas se soltaran.

20 AGOSTO 1991
    El nuevo intento de desbloquear la antena concluye y fracasa. La sonda está a unos 240.000.000 Km de la Tierra y tras estar el tiempo antes indicado sometida a frío, las varillas no se soltaron. Se anuncia además que en DICIEMBRE siguiente se iba a volver a intentar la reparación.

29 OCTUBRE 1991
    La sonda pasa junto al asteroide Gaspra, a 408.000.000 Km de la Tierra, obteniendo sus primeras fotografías; la toma comienza desde una distancia de 160.000 Km. La velocidad de cruce del ingenio respecto al citado asteroide es de 18.000 Km/hora y a 1.601 Km de distancia. Las imágenes, que serán 9, además de revelar al citado cuerpo celeste permiten corregir la trayectoria y afinar con más precisión una segunda toma.
    Con otros instrumentos del ingenio se analiza del asteroide su propia velocidad de giro, su masa, las propiedades térmicas y otras características. Los datos son almacenados y pensados enviar a nuestro planeta posteriormente y, en su caso, retransmitidos con el sistema de antenas secundario en NOVIEMBRE del año siguiente.
    Para este encuentro, más de medio año atrás, la NASA recibió datos de un astrónomo británico aficionado, Brian Manning, sobre el citado asteroide Gaspra que permitieron orientarse a la sonda Galileo.

    A mediados de NOVIEMBRE de 1991 se creía haber solucionado el problema de las comunicaciones con la Galileo, pero ello no sería así y un mes más tarde el pesimismo era total, llegando a dar casi por perdido el programa de vuelo.
    Según se dijo entonces, no se sabía ya que hacer; las comprobaciones en tierra antes del vuelo, ahora revisadas, arrojaban el resultado de 60 pruebas de despliegue de la antena sin problema alguno.
    Las técnicas de dilatación térmica, principalmente por incidencia del Sol, no habían dado resultado, ni los giros bruscos al encendido de los motores. Solo gracias a las 2 antenas menores se podía seguir operando, aunque de modo reducido.

9 JULIO 1992
    Los técnicos vuelven a fracasar en un nuevo intento, el séptimo, de desplegar la antena del Galileo. Se anuncia que en ENERO siguiente se iba a volver a intentar.

7 DICIEMBRE 1992
    A las 4 h 58 m, hora española, acercándose a la Tierra, la sonda Galileo pasa a 110.300 Km por encima del Norte de la Luna, no visto espacialmente desde 1973 (Mariner 10). Tomará entonces 53 fotografías con distintos filtros de nuestro satélite natural. La resolución de las imágenes, dada la distancia, es de 1 Km.
    A las 16 h 09 m está a unos 300.000 Km de distancia de la Tierra sobre la vertical del Atlántico Sur.

8 DICIEMBRE 1992
16 h 09 m. Hora española. Galileo sobrevuela en una distancia mínima por segunda vez la Tierra a solo 303 Km de altitud sobre el Atlántico Sur, recibiendo el impulso gravitatorio tercero y definitivo para ir hacia Júpiter; el incremento de velocidad es de 13.325 Km/hora, de unos 127.075 a 140.400 Km/hora. Abre, por otra parte, el ángulo de la órbita en 50º. La maniobra tiene una precisión tal que el error de paso es de solo 700 m. Aprovechando el paso, toma imágenes de zonas de la Tierra situadas en los Andes, Australia e Indonesia. También más tarde del conjunto Tierra-Luna.
    La máxima velocidad alcanzada por la sonda en el viaje es de 257.489 Km/hora, cifra récord para un ingenio humano.

15 DICIEMBRE 1992
    Los técnicos del JPL anuncian el éxito de una prueba de enlace con láser con el Galileo a 2 millones de Km de distancia. Intervienen simultáneamente en la prueba, que pretende demostrar las posibilidades de este sistema en la transmisión de datos frente la emisión de radio, el observatorio de Table Mountain en California y el Starfire Optical Range de la USAF en Nuevo México.

28 DICIEMBRE DE 1992
    Se vuelve a intentar soltar las varillas de la antena de la sonda Galileo calentando la misma con la exposición al Sol y elevando la temperatura hasta unos 45ºC. Pero la operación resulta de nuevo infructuosa. Se totalizan entonces 13.320 intentos de despliegue de la dichosa antena.

    Ya considerado anteriormente, a primeros de ENERO de este año 1993 los técnicos del Galileo estaban planificando el uso de los motores de la sonda con bruscos arrancados y apagados en el intento de sacudir la antena y así conseguir desplegarla. La nave está entonces a 14.000.000 Km de la Tierra.

11 MARZO 1993
    Se ensaya la separación de la cápsula de descenso a Júpiter de la sonda Galileo para comprobar su estado. El ingenio fue hecho girar de paso para ver si se abría la antena parabólica y principal en forma de paraguas, con 10 revoluciones por minuto. Este sistema permitiría luego la salida estabilizada de la cápsula. Pero la antena, por su parte, no se abrió.
    El problema de la antena, aunque lleva otra de baja ganancia, hará que el objetivo de 50 o incluso 60.000 fotografías previstas se quede en unas 4.000 o 3.000, o en quizá solo 1.500, pero el porcentaje de objetivos cubiertos se estimaba que se mantendrá en el 70 %, es decir que transmitiría dos tercios aproximadamente de la información científica. La antena no desplegada debió transmitir 134.400 bits por segundo, completando una imagen cada minuto, y las dos antenas de baja ganancia lo hacían en solo 40 bits. El sistema utilizado para mejorar esta baja capacidad fue la compresión de datos hasta lograr el equivalente de una transmisión de como máximo 1.200 bits por segundo que, como es obvio, no alcanzaba ni de lejos la capacidad de la antena principal. Por otra parte, se optimiza la red terrestre de seguimiento para la mejor captación de las señales.

    Entre el 21 de MARZO y el 12 de ABRIL de 1993, conjuntamente con otras dos sondas entonces en vuelo, la Ulises y la Mars Observer, se realiza una búsqueda de ondas gravitatorias con la comprobación de las transmisiones de radio y ver su posible distorsión, en efecto Doppler. De producirse en las 3 sondas un efecto similar se podría confirmar una emisión al respecto, con origen en un fenómeno estelar catastrófico, como el colapso de una estrella, por ejemplo. De realizarse solo con una sonda, el resultado podría ser mal interpretado al ser producido por alguna causa local, pero en las 3 simultáneamente aseguraba la fiabilidad del experimento.

13 y 26 AGOSTO 1993
    La Galileo realiza sendas correcciones de trayectoria.

28 AGOSTO 1993
    El Galileo sobrevuela a las 16 h 52 m GMT a unos 2.391.200 m de distancia a 44.640 Km/h de velocidad el asteroide Ida, obteniendo sus primeras fotografías; en total tomará 31 en blanco y negro. Realiza también con el mismo observaciones de sus características físicas. La distancia a la Tierra es entonces de 537.000.000 Km. El descubrimiento más señalado será que Ida va acompañado de otro asteroide más pequeño de 1,6 Km de diámetro, siendo la primera prueba de la existencia de un asteroide con luna; este hallazgo será realizado posteriormente, en febrero de 1994, al examinar las imágenes que se enviarían un mes después.

28 SEPTIEMBRE 1993
    La NASA publica la fotografía del asteroide 243 Ida obtenida por el Galileo un mes antes.

    Entre el 4 y el 8 de OCTUBRE de 1993, el Galileo realiza 5 encendidos de motores para corregir su trayectoria.

23 MARZO 1994
    El JPL anuncia el descubrimiento del asteroide menor que acompaña al Ida, gracias a las imágenes del Galileo.

    En 1994, el Galileo tuvo una misión extraordinaria, no contemplada en su plan inicial de vuelo. Se trató de obtener desde su, entonces aun lejana, posición imágenes del impacto del cometa Shoemaker-Levy 9 sobre Júpiter, fenómeno único y difícilmente repetible. El hecho ocurre en JULIO y el Galileo estaría a 239.000.000 Km. Pero para tal observación la reprogramación de la sonda fue realizada anteriormente.

Del 16 al 22 JULIO 1994
    El cometa SL-9 impacta en Júpiter. Los ángulos de incidencia del Sol sobre tal planeta son entonces de 11º respecto a la Tierra y de 50º o 51º respecto a la trayectoria del Galileo por lo que la sonda, entonces a 240.000.000 Km de Júpiter, estaba en mejor posición para ver el impacto que produce en la zona oscura. De los varios impactos del cometa fraccionado, 6 de ellos son observados por la cámara del Galileo en tomas cada 2,33 seg en unos casos y cada 8,66 en otros. Se utilizaron además 4 filtros de color, registrando bloques de 7 por 7 u 8 por 8 imágenes que formaban una sola fotografía de 800 por 800 píxeles. Otros 5 impactos son observados por los espectrómetros del IR próximo y UV, y el radiómetro fotopolarímetro. La sonda también capta las ondas radiométricas emitidas por Júpiter para ver que cambios produce el repetido impacto. En total toma unas 100 fotografías que guarda para un posterior envío a la Tierra.

    A partir de DICIEMBRE de 1994, la sonda Galileo se encuentra con un aumento notable de polvo cósmico y micrometeoritos.

5 JULIO 1995
    Se realiza un chequeo a los sistemas y aparatos de a bordo en preparación de la separación de la Probe del Galileo, en disposición del encuentro con Júpiter.

9 JULIO 1995
    Son enviadas al Galileo las órdenes informáticas o programa para realizar posteriormente la separación de la cápsula del resto del ingenio.

10 JULIO 1995
    Es cortado automáticamente en el Galileo un cable de unión de la cápsula luego de chequear los sistemas de ésta.

11 JULIO 1995.
    La sonda Galileo se reorienta para disponerse a soltar la cápsula Probe.

13 JULIO 1995
    Acercándose ya a Júpiter, a las 7 h 29 min, hora española, la cápsula se separa del cuerpo principal del Galileo mediante la activación de uno dispositivo pirotécnico que guillotina el cable umbilical, y con la ayuda añadida de 3 muelles. Para entonces lleva la nave recorridos 3.680 millones de Km en su viaje y está aun a 81,52 millones de Km de su objetivo y a unos 641 millones de Km de la Tierra. Las señales tardan entonces 37 min en llegar a la Tierra, por lo cual la operación se confirma a las 8 h 07 min.
    La operación se realiza sin novedad, teniendo previsto, de haber fallado, un segundo intento a los 50 días. La cápsula Probe seguirá ahora viaje desactivada. Solo a 6 horas del encuentro con Júpiter meses después sería reactivada; de la modo no se gastan sus baterías. La cápsula sale girando, para ir en ruta de modo estable, a razón de 10,5 revoluciones por minuto; el giro normal de toda la sonda era de 3,5 vueltas/min.

23 JULIO 1995
    Se realiza una comprobación de los sistemas del Galileo con una activación de solo 2 seg, para observar que todo iba bien y que la escisión no había causado ningún problema.

27 JULIO 1995
09 h 37 m. Hora española. Se realiza un encendido durante 5 min 8 seg de motores principales del cuerpo principal para disponerse a entrar luego en órbita al rededor de con Júpiter con una variación de velocidad de 220 Km/h. La cápsula se alejará ahora cada vez más de este resto del Galileo y va incrementando progresivamente su velocidad, atraído por el gigantesco Júpiter.

26 AGOSTO 1995
    Para esta fecha se tenía fijada otra corrección de trayectoria.

    En este mes de AGOSTO de 1995 la sonda Galileo halla en su camino una nube de polvo de cierta densidad y cuyo origen se especula con que puede ser materia expulsada por el satélite joviano Io o bien restos del cometa SL-9 que impactó en Júpiter un año antes.
    Durante 3 semanas la sonda detecta cerca de unos 20.000 partículas a diario de un tamaño similar a la ceniza de tabaco, siendo lo normal en el espacio interplanetario en general solo 1 cada 3 días. Tal polvo llegaba a una velocidad de entre 140.000 y 720.000 Km/h, probablemente debido a que estaba eléctricamente cargado y acelerado por el gran campo magnético del planeta Júpiter.
    Asimismo, a finales de AGOSTO de 1995, al estudiar los datos telemétricos de la sonda Galileo, los técnicos hallan un problema con una válvula de helio del sistema de presión que no se cerró como debía luego de una corrección de trayectoria.

11 OCTUBRE 1995
21 h 18 m. Hora española. Se realiza una prueba de unos minutos para tomar fotografías de Júpiter y calibrar aparatos y ajustar trayectoria. Entonces aparece un problema con el magnetófono donde se realiza la grabación de las señales de imagen. Al intentar hacer comprobaciones, el aparato no se deja rebobinar a partir de una posición y se empieza a temer por la misión, bien porque no se puedan grabar los datos por avería de la grabadora o porque la cinta se hubiera roto o arrugado. Los técnicos estudian el caso y deciden hacer prueba calculada en días sucesivos con el duplicado terrestre en simulación.

20 OCTUBRE 1995
    Una nueva prueba del magnetófono da como resultado que el mismo funciona sin ningún problema. Piensan los técnicos que solo se había atascado y ahora ya estaba liberado. Pero por si acaso la parte donde se había bloqueado estaba mal, se pasa el trozo y no se usará en lo sucesivo, empezando a grabar un poco más adelante en la cinta. Sobre el trozo en posible mal estado se había grabado anteriormente una imagen, la primera en color de la misión. Además se pierde lo previsto grabar entre el día 11 anterior y esta jornada. Por este problema y el arrastrado con la antena y el orden de prioridades, iba a anularse la previsión de obtener imágenes el día 7 de diciembre siguiente, al llegar a Júpiter, de los satélites Europa (que debía sobrevolar a 32.486 Km) e Io; era preciso dejar libre el espacio de grabación para la retransmisión de la cápsula Probe en su entrada en la atmósfera del planeta.

15 NOVIEMBRE 1995
    Galileo está a 16.141.701 Km de Júpiter, pero solo le falta recorrer para llegar a tal destino 9.329.160 Km, habida cuenta de que la trayectoria orbital del planeta también va a cubrir el correspondiente trecho hacia el punto común de encuentro.

2 DICIEMBRE 1995
    La sonda Galileo penetra en la magnetosfera de Júpiter. Se teme por el efecto de la fuerte radiación sobre los aparatos de la sonda a pesar de la protección que lleva al efecto, pero la incidencia no es trascendente. Está entonces a 9.000.000 Km del citado planeta. La distancia a la Tierra del planeta es entonces de casi 960 millones de Km y las señales tardan en llegar 53 min.

7 DICIEMBRE 1995
    Llega a Júpiter el Galileo tras 6 años 1 mes y 19 días de viaje y más de 3.700 millones de Km de recorrido, tal y como se había previsto y a pesar de los varios problemas técnicos con la antena principal, una grabadora, e incluso con una válvula del sistema de motores-cohete.
16 h 01 m. Hora española. Galileo sobrevuela el satélite joviano Europa.
    Hacia las 17 h, a 6 h del encuentro, la Probe está a unos 600.000 Km de Júpiter, yendo a una velocidad de 76.700 Km/hora.
    Sobre las 20 h está a 360.000 Km del objetivo y va a una velocidad de 97.200 Km/hora.

20 h 38 m. Galileo, aun sin insertarse en órbita, pasa a unos 892 Km del satélite Io, momento que aprovechó para, con la gravedad del mismo, frenar en cierto grado su trayectoria; tal paso es unos 100 Km menos del proyectado lo que lleva a la sonda a una órbita de ligeramente menor altura a la calculada, y lo que la llevará a adelantar en una semana el encuentro con Ganímedes posteriormente. Sin embargo, el satélite no puede ser entonces observado debido al recorte de objetivos impuesto por la falta de despliegue de la antena principal. La radiación que soporta la sonda en esos momentos es de cerca de los 40.000 rads. A unas 3 h aún de la entrada en la atmósfera de la cápsula, es detectado un nuevo cinturón de radiación sobre Júpiter, entre el anillo y las nubes altas del planeta, de una intensidad superior en 10 veces al más fuerte de los anillos Van Allen terrestres.

    La cápsula, muy distanciada desde antes del resto del ingenio que está entonces a 212.000 Km, penetra en la atmósfera joviana a una velocidad de 170.700 Km/hora. El punto de entrada se sitúa sobre la zona ecuatorial del planeta, en los 6,5º de latitud Norte y casi 4,4º de longitud Oeste, y tiene lugar con un ángulo preciso inclinado de 8,3º; pues de entrar muy vertical, por encima de 1,5º más, se quemaría y con ángulo muy cerrado, por debajo de los 1,5º menos, rebotaría en las altas capas de la atmósfera. Dado que los vientos son de unos 360 Km/h, arrastraron a la cápsula de modo que la entrada se desplazó en unos 2º de longitud Oeste. Se calcula que su escudo térmico supera una temperatura de 12.000ºC, más del doble de la habida en la superficie del Sol. La deceleración es enorme, pasando en unos 2 min a bajar la velocidad a solo 1.600 Km/h; más tarde la velocidad se estabilizaría en los 600 Km/hora.

    El proceso de entrada se desarrolla aproximadamente así, conforme al plan previsto:
23 h 04 m. La cápsula establece el primer contacto con la atmósfera joviana sobre los 450 Km de altura sobre el nivel atmosférico dado de presión igual a 1 atmósfera.
23 h 04 m 56 seg. Está a 100 Km de altura. La velocidad es de 99.200 Km/hora y la presión señala 0,007 bar. La temperatura es de -119ºC. La deceleración será de 230 ges.
23 h 05 m 52 seg. El paracaídas piloto se despliega. La altura es de 50 Km. La velocidad baja a 3.200 Km/hora. La presión es de 0,07 bar. La temperatura es de -160ºC. Los sucesivos paracaídas, uno menor que da paso a otro principal, se abren y frenan el descenso, en lo que ayuda el escudo térmico; el primer paracaídas se desprende arrastrando la tapa superior. Se desprendería también el escudo inferior y deja libre totalmente el módulo de aparatos científicos.
23 h 05 m 54 seg. Se despliega el paracaídas principal. La velocidad es de 3.120 Km/hora.
23 h 06 m 02 seg. La altura es de 48 Km, la velocidad de 1.630 Km/h, la presión de 0,09 bar y la temperatura sigue en -160ºC.
23 h 06 m 06 seg. Comienzan a tomarse las medidas científicas. La velocidad es ahora de 1.540 Km/h, y siguen igual la presión y temperatura.
23 h 06 h 15 seg. La transmisión comienza sobre los 40 Km de altura y la información va al cuerpo principal del Galileo. La velocidad es de 890 Km/h, la presión de 0,1 bar y la temperatura sigue en -160ºC.
23 h 08 m. La altura es de unos 26 Km, la velocidad de 454 Km, la presión 0,3 bar, la temperatura de -150ºC.
23h 12 m. La presión es de 1 bar y se considera aquí la altura 0 Km. La velocidad es de 295 Km/h y la temperatura es de -107ºC.
23 h 17 m. Aproximadamente en este momento está a 21 Km por debajo del nivel 0, siendo la presión de 2 bares y la temperatura de -67ºC.
23 h 28 m. La altura aproximada sería de 57 Km de profundidad. La velocidad es de unos 170 Km/h, la presión de 5 bar y la temperatura de 0ºC.
23 h 34 m. La profundidad de penetración alcanza los 71 Km. La velocidad es de 154 Km/h, la presión de 6,7 bares y la temperatura de 25ºC.
23 h 46 m. El descenso alcanza los 100 Km. La velocidad es de 126 Km/h, la presión 11,7 bares y la temperatura de 79ºC.

    Los aparatos funcionan bien salvo que en su activación hay un retraso de 53 seg, por razón no sabida entonces; la presión es en tal momento de 0,35 bares en vez de los 0,1 por tal retraso. En el descenso, que dura antes de perderse 57 min 06 seg (se esperaban como mucho 75 min) penetrando en vertical 156 Km (desde la apertura de paracaídas) con un recorrido total de alrededor de los 650 Km, encuentra vientos de hasta 540 Km/hora y una temperatura superior a la esperada, con capas sucesivas de una sorprendente alternancia térmica; la presión última detectada es de 23 bares; la velocidad del viento se determina por el efecto doppler de las señales enviadas por la sonda al ser arrastrada horizontalmente en el descenso. La enorme presión en el interior del gran planeta haría estallar primero las baterías y un poco después la estructura metálica de la cápsula. Los últimos datos de temperatura del interior de la cápsula trasmitidos señalaban 110ºC, estando concebida para aguantar hasta los 80ºC. La última temperatura detectada de la atmósfera señalaba 152ºC. La transmisión dura pues ese tiempo de 57 min, aunque otro de los sistemas trasmitió solo 46 min. Es la primera entrada y análisis de la atmósfera de Júpiter por un ingenio humano.

8 DICIEMBRE 1995
00 h 10 min. Hora española. Se confirma en Tierra la emisión de señal de la cápsula Probe hacia el Galileo.
02 h 19 m. El cuerpo principal de la sonda enciende motores y con un frenado de 49 min se insertará en una órbita al rededor de Júpiter, siendo así el primer cuerpo terrestre que lo hace.
03 h 07 min. Llegan a Tierra las primeras señales de la sonda que apuntarán su satelización en Júpiter.
03 h 20 min. Queda confirmado en la Tierra la entrada en órbita sobre Júpiter del Galileo. La posición orbital luego se verá que es tan buena que una segunda puesta en marcha del motor es anulada.
    La información retransmitida por la cápsula es almacenada para su posterior envío a la Tierra. La falta de la antena principal iba a mermar mucho la velocidad de transmisión de los datos. La previsión tiene entonces fijado que el envío de imágenes se hiciera a partir del mes de julio siguiente, o quizá algún mes antes. Los primeros 43 min de datos, de un total de 75 min, enviados por la cápsula se esperaba retransmitirlos a la Tierra entre los días 10 y 13 siguientes, quedando de momento confirmado, para júbilo de los hombres del JPL, que la transmisión o enlace entre cápsula penetrando en la atmósfera y Galileo había sido realizada según las señales llegadas. Entre las 13 h 22 m y las 16 h 52 m, la sonda permanece oculta a la Tierra.
    Este cuerpo principal del Galileo orbitará desde entonces sobre Júpiter con un plan de observación de 2 años en principio, hasta el 7 de diciembre de 1997 en que se calculaba el agotamiento de propulsante para mantenerse adecuadamente en la órbita joviana, y en cuyo tiempo debía dar 11 órbitas. En tal tiempo, el plan estipulaba 4 pasos sobre el satélite Ganímedes, 3 sobre Calisto, 3 sobre Europa, con acercamientos que iban entre 255 y 3.965 Km de los mismos, así como un sobrevuelo de Io. En los acercamientos se iba a aprovechar el campo de gravedad de tales satélites jovianos para ayudar en la corrección de trayectoria de la sonda. El estudio de Io tiene el particular interés de, sabida su actividad geológica, observar los cambios respecto a la visita del Voyager de años atrás; en efecto, se observan importantes cambios y se verá que el satélite joviano se mostraba ahora más frío pero con mayor actividad volcánica. Respecto a otros satélites confirmará datos sabidos pero sorprenderá, por inesperados, con nuevos elementos.

10 DICIEMBRE 1995
    Los primeros datos de la cápsula Probe son empezados a interpretar, apenas llegados a la Tierra a las 13 h 15 m, hora española. El flujo seguiría hasta el día 13 siguiente y luego la interposición del Sol impediría que se siguiera la operación, a reanudar en el mes siguiente. Tal transmisión se habría aun de repetir otras dos veces para, eliminadas las interferencias, asegurar la bonanza de los datos por lo que solo en el mes de FEBRERO siguiente se completaría la operación.

14 DICIEMBRE 1995
    Se contabilizan un total de 275.586 órdenes transmitidas a la sonda Galileo desde el lanzamiento.

19 DICIEMBRE 1995
    La presentación de resultados obtenidos por la cápsula Probe que se iba a realizar por la NASA en esta fecha se suspendió por problemas laborales con los empleados públicos de los EE.UU., enviados a casa temporalmente por un desacuerdo presupuestario de la administración; e incluso casi un mes después, en ENERO, los científicos tenían prohibido facilitar los datos por el mismo problema, incluso a nivel no oficial.

29 DICIEMBRE 1995
    Fin de la ocultación por interposición del Sol.

3 ENERO 1996
    El Galileo inicia una nueva transmisión de datos que concluiría el día 15 siguiente.

22 ENERO 1996
    Por fin se celebra la presentación oficial de datos del Galileo. En líneas generales, señala que la atmósfera de Júpiter, entre otras cosas, resultaba ser más densa de lo esperado, que hay la mitad de helio de lo esperado, y que contenía una cantidad de agua similar a la que hay en el Sol o incluso menos, además de los datos ya señalados de rapidísimos vientos, sobre todo en las profundidades atmosféricas, y capas de alternancia térmica. La cápsula también halló numerosos relámpagos aunque proporcionalmente menos que en la Tierra. Parte de todo ello rebate varios aspectos de las teorías o modelos de la formación del planeta. Sin embargo, los datos no podían ser tomados más que como una muestra de un lugar concreto del planeta y no fue punto de referencia general del mismo.

14 MARZO 1996
    La sonda alcanza una distancia máxima u apojove de 19.000.000 Km en su órbita joviana, pero la misma es modificada con un encendido de motores para dejarla en una trayectoria al rededor de Júpiter de 185.000 y 670.000 Km de perijove y apojove, altura mínima y máxima respectivamente. Así podía pasar a 1.000 Km o menos del satélite Io el día 27 de JUNIO siguiente. Con las vibraciones de los frenados sufridos por la sonda, las técnicos en la Tierra seguían esperando que la antena atascada pudiera quedar ahora desatascada, pero tal ocurrirá.

    Durante el mes de MARZO de 1996 también se envía nueva programación al ordenador de la nave.
    A partir de JUNIO comienza a funcionar el espectrómetro NIMS para estudiar la atmósfera del gran planeta, pudiendo la novedosa cámara obtener imágenes tridimensionales, además de tomar la temperatura, averiguar la composición de las nubes y su distribución.

24 JUNIO 1996
    Aparece un problema con el detector de partículas de alta energía que no actúa bien.

27 JUNIO 1996
    Galileo pasa a 832 Km del satélite mayor de Júpiter, Ganímedes, por vez primera; el sobrevuelo tiene lugar con una velocidad de la Galileo de 28.000 Km/hora. Las imágenes tomadas se envían el mes siguiente. La aparición de un campo magnético sobre el satélite sorprende y da lugar a varias especulaciones, como la de la existencia posible de un subterráneo océano de agua salada, y por ende de la remota posibilidad de vida. Su suelo aparece cubierto de fallas enormes y también es hallada una tenue ionosfera. En los siguientes días son enviadas las imágenes tomadas, a razón de dos o tres diarias; su resolución es permite captar accidentes de la superficie de 10 m en altura. El encuentro con esta luna joviana fue calculado en el proyecto para el 4 de julio siguiente pero la entrada del ingenio Galileo en una órbita joviana más baja adelantó en 7 días este encuentro. Por entonces, uno de los aparatos del Galileo, un sensor de partículas cargadas presenta problemas, funcionando el resto bien.

10 JULIO 1996
    La NASA hace públicas las fotografías recién llegadas de Ganímedes obtenidas por el Galileo. La resolución respecto a las anteriores imágenes conocidos del Voyager es enorme pero la velocidad de transmisión es desesperantemente lenta por el problema de la antena: solo 2 o 3 imágenes por día, con velocidades de entre 20 y 160 bits/seg.

6 SEPTIEMBRE 1996
    A última hora del día la sonda completa la segunda visita a Ganímedes. Pasa en una distancia mínima del mismo a 262 Km de altura de su Polo Norte. Son objetivos a investigar sobre tal luna la existencia de un campo magnético y la observación detallada de su superficie.

4 NOVIEMBRE 1996
    A primera hora, el ingenio sobrevuela el satélite Calisto a menos de los 1.100 Km distancia; lo previsto eran unos 1.200 Km.

8 NOVIEMBRE 1996
    Galileo obtiene desde 2.300.000 Km de Júpiter una fantástica imagen del anillo que rodea al planeta.

19 DICIEMBRE 1996
    Galileo pasa a 692 Km sobre la luna joviana Europa, cuya superficie de hielo se cree entonces que oculta un posible mar subterráneo a 100 Km, con material incandescente por debajo que lo podría mantener en una temperatura que propiciara las condiciones de la vida en el mismo, según algunos. Por tal posible interés, de ir todo bien, en la misión extendida del Galileo se piensa dirigirlo a observar Europa entre 1998 y 1999
    Tal misión extendida, con un costo que se cifró en 30 millones de dólares, se anunció por la NASA a principios de 1997.

17 ENERO 1997
    Galileo se aproxima en su larga órbita a solo 646 Km de Júpiter. Está por entonces en su quinta vuelta al planeta. La distancia entonces a la Tierra es de 917.300.000 Km.

20 FEBRERO 1997   
    El ingenio sobrevuela por sexta vez el satélite Europa a 587 Km de distancia y vuelve de tomar fotografías de su helada superficie hallando grandes trozos de hielo fragmentado que parecen flotar, lo que incrementó la creencia de la existencia de un mar subterráneo y la posibilidad de vida en el mismo. El magnetómetro del ingenio Galileo apuntó un débil campo magnético pero tal aparato no actuó correctamente; su mal funcionamiento se solventaría más tarde.

    A primeros de ABRIL de 1997, mes en el que Galileo está en su séptima órbita en torno a Júpiter, trasciende que el ingenio había encontrado cuatro tipos de moléculas orgánicas, una de ellas conteniendo elementos carbono y nitrógeno, sobre el suelo de los satélites Calisto y Ganímedes; las otras tres sustancias contienen agua en forma de hielo, óxido de azufre y trazas de minerales.

3 ABRIL 1997
    Galileo pasa a unos 25.000 Km de Europa en su órbita joviana.

4 ABRIL 1997
    En la segunda mitad del día el ingenio sobrevuela Ganímedes a 3.095 Km.

9 ABRIL 1997
    En el JPL son presentadas a la prensa las fotografías obtenidas en febrero anterior por el Galileo del satélite Europa en las que se aprecia la existencia de masas de hielo de la superficie que están rotas a modo de icebergs y bajo las que se supone la existencia de algún mar u océano y se da cierta rienda suelta a la posibilidad de que exista vida en tales circunstancias.

2 MAYO 1997
    La sonda reanuda el estudio de la magnetosfera joviana y su interacción en el entorno del satélite Ganímedes, al cual se estaba acercando Galileo.
    Por estas fechas la NASA aprueba la prolongación del vuelo científico del Galileo por 2 años. La extensión de la misión iba a ser de 8 órbitas más sobre Júpiter a partir de diciembre siguiente. Así se podía entre otras cosas examinar lo más posible a Europa, pero también a Calisto e Io.

4 MAYO 1997
    Galileo sobrevuela por segunda y última vez en el año Ganímedes. Por entonces también tomará una fotografía del satélite menor Adrastea.

22 JUNIO 1997
    La sonda Galileo comienza el período de aproximación al satélite joviano Calisto por segunda vez.

25 JUNIO 1997
    El Galileo sobrevuela de nuevo Calisto en lo que es el 9 encuentro con un satélite joviano, pasando esta vez a solo 415 Km de distancia sobre el lado semiiluminado por el Sol. La sonda observa principalmente el área de Valhalla y el campo magnético del entorno.

26 JUNIO 1997
    La sonda Galileo pasa a una distancia mínima del satélite Ganímedes de 82.400 Km y lo observa.

27 JUNIO 1997
    Galileo pasa por una distancia mínima a Júpiter de 770.000 Km y observa su Gran Mancha Roja, su polo sur y también a los satélites Io y Europa.

7 AGOSTO 1997
    El ingenio pasa por el apojove de su órbita a 10.200.000 Km del planeta con lo que comprueba allí el campo magnético del mismo, aunque también tomó datos sobre flujo de partículas y plasma en otras distancias, con regularidad.
    Los aparatos funcionan bien menos el mecanismo de filtros de fotopolarímetro-radiómetro y 2 de los 17 detectores del espectrómetro del IR cercano.

8 AGOSTO 1997
    Se realiza una corrección rutinaria de trayectoria.

17 SEPTIEMBRE 1997
    Galileo sobrevuela, en su distancia más corta, por tercera y última vez en la misión primaria a Calisto, esta vez a 538 Km de mínima distancia. Es la 10 órbita sobre Júpiter. De Ganímedes pasa a 1.700.000 Km, a 665.000 de la atmósfera joviana, a 320.000 Km de Io y a 619.000 de Europa. En Io observa grandes cambios en su vulcanizada superficie respecto a las tomas realizadas 5 meses atrás, en la 7 órbita.

20 SEPTIEMBRE 1997
    Se envían a la sonda órdenes para efectuar la 33 corrección de trayectoria para afinar la órbita en la siguiente observación.

    Por entonces se halló un fallo en el instrumental de identificación entre ondas ETM y pero el sistema sustitutorio, con una antena, suplía el mismo. Solo se produce una pequeña pérdida de datos al respecto.

5 NOVIEMBRE 1997
    Yendo hacia la máxima aproximación de Europa, Galileo observa a 2.100.000 Km con su espectrómetro UV la zona nocturna del hemisferio sur de la atmósfera joviana. También observa a Calisto a 673.000 Km, estudiando entre otras cosas las temperaturas de su lado visible. Las observaciones por entonces de Io apuntan al descubrimiento de una zona oscura de 400 Km de diámetro que rodea al volcán Pillan Patera y que se cree que se es el resultado de una reciente erupción.

6 NOVIEMBRE 1997
    Galileo sobrevuela el satélite Europa a 2.042 Km de distancia, a las 03 h 32 min, hora española. Su velocidad es entonces de 5,7 Km/hora. Unos 6 min antes falló la antena de la DSN de Madrid con lo que se perdieron algunos datos durante 5 min, hasta que la antena de Goldstone tomó el relevo.

26 NOVIEMBRE 1997
    Se realiza una corrección de trayectoria.

7 DICIEMBRE 1997
    En esta jornada concluye la misión primaria, realizando a partir de entonces la misión prolongada con 8 vueltas más al planeta. Su costo añadido: 30 millones de dólares.
    En la finalizada misión primaria se habían realizado, en cuanto a encuentros cercanos con satélites jovianos, 3 acercamientos a Calisto, 3 a Europa y 4 a Ganímedes.
    En la misión secundaria, o GEM, se prevé, entre otras cosas, el estudio de Europa, e Io en octubre de 1999, y 1,5 meses después otra vez sobre Io. Los sobrevuelos, con independencia de la distancia, serían en general 8 sobre Europa, 4 sobre Calisto, y 2 sobre Io.

15 DICIEMBRE 1997
    Galileo pasa a 14.400 Km de Ganímedes que es observado con el instrumental de a bordo. Aunque la sonda funcionaba bien, el sistema de control pasa a utilizar circuitos electrónicos de reserva del sistema de orientación durante 3 días. Esta circunstancia se dio posiblemente por la intensa radiación joviana.

16 DICIEMBRE 1997
    Hacia el mediodía, hora española, la sonda sobrevuela Europa a 200 Km de distancia mínima, fotografiándolo con detalle. Detecta entonces en tal cuerpo la existencia de sales de magnesio, detalle que podría tener relación con la posible existencia de un océano bajo los hielos de su superficie. En el estudio que se pretende de Europa figura la búsqueda de puntos calientes sobre su superficie para tratar de averiguar si en el interior de este satélite de Júpiter existe alguna fuente de calor, con lo que se podría suponer que la existencia de mares internos sería posible y por tanto también la de la existencia de vida.

20 DICIEMBRE 1997
    Se realiza una corrección de trayectoria. Entre finales de este mes y principios del siguiente, la sonda se dedica a procesar las imágenes tomadas en los últimos sobrevuelos de satélites jovianos, así como los datos de otro orden sobre campo magnético del gran planeta, y enviarlas a la Tierra

    A finales de DICIEMBRE de 1997, al tiempo de una corrección de trayectoria, y en la primera mitad de ENERO de 1998, el sistema de orientación de la sonda falla. El resultado es que la orientación de la antena hacia la Tierra queda desplazada en unos 10º, mermando el correcto envío de datos. Los técnicos sospechan que el problema está en dos giroscopios.

16 ENERO 1998
    Los técnicos someten a la sonda a pruebas en relación a los fallos de orientación. Por entonces la sonda envía datos e imágenes guardadas del anterior encuentro con Europa. En los siguientes días analizan los datos al respecto y 2 semanas más tarde se confirma el fallo de un giroscopio, posiblemente con origen en la influencia del ambiente radiactivo joviano. El problema es controlado por el momento.

22 ENERO 1998
    Se realiza una corrección de trayectoria mientras se siguen recibiendo datos de la Galileo.

7 FEBRERO 1998
    De nuevo se efectúa otra corrección de trayectoria. Se aproxima de nuevo al satélite joviano Europa para obtener más datos sobre el mismo cuando aun sigue enviado datos del mismo, y de Ganímedes (sobre la zona de Gilgamesh), obtenidos en el anterior sobrevuelo.

9 FEBRERO 1998
    La sonda cruza Ganímedes a 630.000 Km. Es su 13 órbita sobre Júpiter.

10 FEBRERO 1998
    A las 18 h 57 m, hora española, se produce el sobrevuelo a mínima distancia de Europa de 3.552 Km. En esta ocasión se estudian las variaciones de las señales de radio llegadas para establecer la influencia de la gravedad de tal cuerpo y estudiar así tal parámetro. Hacia la medianoche, el ingenio alcanzaba el periastro en su órbita joviana, de unos 640.000 Km. Todos los datos obtenidos en estas fechas del sobrevuelo serían transmitidos semanas más tarde a la Tierra.

13 FEBRERO 1998
    Se lleva a cabo una nueva corrección de trayectoria de la Galileo.

2 MARZO 1998
    Se publican las primeras fotografías de Europa, obtenidas en el sobrevuelo del Galileo el 16 de diciembre de 1997, que resultan ser de gran resolución. Las imágenes detallan las fracturas en la superficie de Europa, con recomposición de nuevo suelo helado, bien por impacto de algún meteorito o fruto de los movimientos de las masas de hielo lo que apunta a la existencia debajo de océanos.

9 MARZO 1998
    Se reanudan los enlaces con la Galileo tras un periodo de sombra por conjunción con el Sol y la sonda inicia la continuación en el envío de datos. Por entonces se realizan además comprobaciones del sistema de orientación para su control y se encuentra que el giroscopio que fallaba estaba en peor estado.

25 MARZO 1998
    Se envían a la sonda órdenes para realizar el día siguiente una corrección de trayectoria.

28 MARZO 1998
    Galileo cruza a gran distancia a Io, a unos 250.000 Km, y poco más de 3 horas después a Júpiter, sobre 632.000 Km, de quien toma datos relativos a su atmósfera y campos magnético y eléctrico.
    Del satélite Io tomaría diversas imágenes en color, en especial de sus polos con una resolución de unos 3 Km. En los siguientes dos días tomará además datos de Europa, Calisto y Ganímedes. La sonda está entonces en su 14 vuelta al planeta.

29 MARZO 1998
    De nuevo se sobrevuela Europa, hacia las 14 h 21 m, hora española, a una mínima distancia de 1.645 Km y toma nuevos datos sobre su atmósfera, entre otras cosas, para confrontarlos con los anteriores obtenidos de tal parte. La aproximación se efectúa sin la orientación por medio de los giroscopios para evitar fallos en el sistema. Entre otros, se realiza una vez más durante las 20 h de máxima aproximación el experimento de radio ciencia.

30 MARZO 1998
    A las 01 h 09 m, hora española, Galileo cruza Ganímedes a 918.000 Km de distancia y también toma datos del mismo, obteniendo fotografías en color. Todos los datos de estos días serían transmitidos en las siguientes semanas, pero algunos de ciertas observaciones al momento de los encuentros se envían en tiempo real, casi al momento, bajo forma comprimida.

31 MARZO 1998
05 h 20 m. Hora española. Galileo cruza a una mínima distancia de 205.000 del satélite Calisto. Por entonces la sonda procesa los datos para comenzar a transmitirlos a la Tierra posteriormente, durante las siguientes semanas.

    A primeros de ABRIL se precisa que el fallo del giroscopio está en un chip de control del mismo afectado por la radiación joviana. A mediados de tal mes de abril se reciben datos de la Galileo del encuentro con Europa, entre ellos varias imágenes y del campo magnético y eléctrico jovianos.

28 MAYO 1998
    En la preparación del encuentro con Europa, a 3 días vista, se halló un error en la secuencia de las operaciones, pero luego se resolvió. El sistema de estabilización era de nuevo el giroscópico, pero media hora tras el encuentro fueron desconectados otra vez por el ordenador de a bordo.

31 MAYO 1998
    Nuevo sobrevuelo de Galileo sobre Europa, ahora sobre 2.516 Km de distancia mínima. También se examina Júpiter, desde 633.000 Km, la magnetosfera del mismo e Io desde unos 313.000 Km; en este último caso se intenta comprobar los cambios por vulcanismo en la superficie.
    Al día siguiente también se examinan los citados objetivos, aunque a distancia cada vez mayor.
    En los siguientes días, la sonda retransmite los datos registrados en el anterior sobrevuelo de Europa. La distancia entonces a la Tierra es de unos 770 millones de Km y las señales tardan pues en llegar casi 43 min.

20 JULIO 1998
    Comienzan las operaciones de preparación del quinto encuentro de la sonda en la misión extendida sobre Europa, luego de enviar los datos anteriormente almacenados de las últimas tomas y sobrevuelos. La previsión fija ahora cruzar Io a 701.000 Km.

21 JULIO 1998
05 h 07 m. GMT. Galileo sobrevuela el satélite Europa sobre una distancia mínima o altura de 1.829 Km.
    La sonda tiene por entonces un problema en el sistema telemétrico, activándose un sistema secundario de seguridad, el que también daría algún problema. El envío de señales a la Tierra se interrumpió y se perdieron datos del encuentro antes señalado. Se piensa que el problema podría derivar de alguna suciedad que haría cortocircuito produciendo reinicios en el sistema informático.

22 JULIO 1998
    El problema antes indicado queda momentáneamente superado al conseguir la reactivación de los sistemas telemétricos y el reinicio del instrumental, si bien los datos aun tardarían en volver a empezar a remitirse una semana.

25 SEPTIEMBRE 1998
    La Galileo sobrevuela una vez más Europa, pasando a 3.582 Km de mínima distancia tras realizar una corrección de trayectoria 3 días antes. De nuevo falló la víspera el sistema de giroscopios, de modo que tales aparatos hubieron de ser desconectados sin trascendencia puesto que la posición no los precisó.
    Una interesante transmisión de datos sobre un gran tormenta, en la que se formó una enorme mancha blanca sobre Júpiter, no se pudo realizar de forma completa al perderse parte de la misma por culpa del sistema de estabilización de la sonda.

19 NOVIEMBRE 1998
    Se realiza una corrección de trayectoria para facilitar la aproximación del Galileo sobre el satélite joviano Europa.

22 NOVIEMBRE 1998
    Se produce el sobrevuelo del satélite joviano Europa y es la séptima oportunidad en que lo hace. El ingenio Galileo sobrevuela el satélite a 2.273 Km de distancia mínima. Pero, a unas 6 horas de tal momento, le falla a la sonda algún sistema que hace que se reinicie y no toma dato alguno.
    Recuperada después, a 2 horas de la máxima aproximación vuelve a fallar del mismo modo. En el resto del tiempo consigue hacer sin embargo algunas mediciones en UV e IR con los espectrómetros, pero sin lograr información sobre Europa, ni tampoco otros cuerpos, Io que tuvo ocasión también.

28 ENERO 1999
    La sonda lleva a cabo una pequeña corrección de trayectoria.

1 FEBRERO 1999
03 h 10 min. Hora española. Se produce otro encuentro con el satélite Europa, el número 8. La distancia mínima a que lo sobrevuela es de 1.440 Km. Por entonces, la sonda también observa a Ganímedes y Júpiter. A unas 4 horas de hacer sus observaciones el sistema de control de la sonda hizo que ésta pasar al llamado modo seguro posiblemente debido a un fallo de excesiva sensibilidad de dos detectores solares, quizá afectados por la intensa radiación del medio joviano.
    Sobre los datos aportados en septiembre de 1997 por el espectrómetro de imágenes del IR cercano de la sonda se conoce paladinamente por este tiempo que el satélite joviano Calisto tiene una muy tenue atmósfera de dióxido de carbono que alcanza unos 100 Km de altura.

10 FEBRERO 1999
    La sonda está de nuevo en estado normal.

3 MAYO 1999
    Ya en fase de acercamiento al satélite Calisto, aparece de nuevo alguno de los problemas que llevaron anteriormente a la nave al modo de estado seguro. Pero esta vez, la sonda había recibido de los técnicos nuevos programas de control que superan en esta ocasión tal circunstancia sin entrar en modo seguro. Tomada ahora como referencia de control de posición una luz estelar, solo se reduciría un poco la calidad de las tomas del espectrómetro IR sobre Calisto.

5 MAYO 1999
    La sonda sobrevuela Calisto a la mínima distancia de 1.322 Km. El paso es utilizado también para reducir la órbita sobre Júpiter de la sonda.

    En el siguiente mes de JUNIO, mientras enviaba información, se detectó en la sonda un fallo en un canal de datos del instrumento fotopolarímetro.

30 JUNIO 1999
    La Galileo sobrevuela Calisto a una distancia mínima de 1.047 Km y a la vez corrige su trayectoria para visitar luego a finales de año Io reduciendo su periastro.

14 AGOSTO 1999
    Se produce el 11 encuentro de Galileo con Calisto en la misión prolongada, con máxima aproximación de 2.296 Km a las 9 h 31 min, hora española. El sobrevuelo forma parte de la maniobra de 4 encuentro para reconducir su trayectoria en una órbita más baja de observación de Io; es el tercer de tales 4 sobrevuelos y desciende de los 523.000 Km a los 465.000.
    En este sobrevuelo, la sonda recibió una radiación del entorno 4 veces superior a la esperada, la mayor de todas las sufridas hasta entonces, causando problemas en algunos aparatos.
    El sistema informático de control se reinició en 3 ocasiones y algunos datos se perdieron por ello. A pesar de que el programa informático había sido corregido para evitar los reinicios debidos a este factor, creyendo que con el programa se distinguiría la radiación, ésta resulta allí demasiado fuerte y afectó la memoria alta de la sonda; y también a otros aparatos, como el espectrómetro IR.

17 SEPTIEMBRE 1999
    A las 17 h 26 min, GMT, la sonda sobrevuela de nuevo, la cuarta vez en la misión prolongada, el satélite Calisto y lo hace a una mínima distancia de 1.052 Km. Al mismo tiempo que toma datos del citado cuerpo celeste, el ingenio recibe un impulso gravitatorio para redirigirlo hacia un mayor acercamiento a Io.

20 SEPTIEMBRE 1999
    Se lleva a cabo una pequeña corrección de la trayectoria orbital de Galileo sobre el planeta Júpiter.

11 OCTUBRE 1999
    Al ir acercándose a Io, la elevada radiación del entorno produjo un error de memoria en la sonda y se reinició. A 2 h del encuentro, unas 17 más tarde del problema, la sonda recibió las órdenes que le permitieron estar activa en el posterior encuentro.
 04 h 33 m. GMT. Galileo sobrevuela el satélite Io, pasando a 611 Km de altura sobre el mismo, la mínima distancia récord a que nunca lo hubiera hecho. Toma datos e imágenes que retransmitiría en los siguientes días; entre otros, fotografía al volcán Pillan y a Prometheus. Dada la cercanía del sobrevuelo, algunas imágenes tienen una resolución de solo 9 m.

25 NOVIEMBRE 1999
    Nuevo sobrevuelo de Galileo, el 14 de la misión prolongada, por las cercanías de Io. La sonda pasa a 300 Km solo de altura sobre tal cuerpo. Unas 4 h antes de la máxima aproximación, la fuerte radiación afectó algunos sistemas de la sonda y el de control se reinició. Cuando se restableció su estado de observación normal, 4 min tras el acercamiento máximo, ya solo pudo tomar una parte, aproximadamente la mitad, de los datos previstos. Obtiene, sin embargo, buenas imágenes del satélite Amaltea.

3 ENERO 2000
    Se produce un nuevo sobrevuelo de la sonda sobre Europa, con una distancia mínima de 351 Km, tomando datos sobre el mismo y volviendo a confirmar los datos que apuntan la existencia de un mar subterráneo en tal satélite joviano. Además se observan, a mayor distancia, otros satélites menores, Amaltea, Metis y Thebe, así como también el mayor Io.

22 FEBRERO 2000
    Se produce un nuevo sobrevuelo de Io; la sonda realiza entonces su órbita número 27 sobre Júpiter. Es tal encuentro el de menor distancia al satélite con una altura mínima de 198 Km. Como en anteriores ocasiones, la sonda volvió por entonces a entrar en 2 ocasiones en modo seguro debido a la intensidad de las radiaciones del entorno.

    Contemplando ya por entonces el cada vez más cercano fin de la sonda Galileo, se empezó a planificar su destrucción. Como sea que se creía en las posibilidades de vida de alguno de estos últimos, para impedir que la sonda cayera accidentalmente en Europa y contaminara con los microorganismos portados tal cuerpo celeste, ya que no había sido esterilizada, se pensó en dirigirla contra Júpiter o alguno de sus satélites distinto de Europa; también es muy probable que la fuerte radiación que la sonda soporta en sucesivas órbitas sobre Júpiter hubieran destruido para entonces tales microseres pero no se debía arriesgar nada. También se contempla utilizar varias asistencias gravitatorias del gran planeta y sacar la sonda de su órbita, dirigiéndola hacia otra solar.
    Posteriormente, especialistas de la NASA emitieron al respecto el llamado informe del Comité Complex y en el mismo se contemplaron varias opciones sobre el fin de la sonda. Se contempla la caída sobre Júpiter, bien en diciembre de 2002 con una última visita a su satélite Io, o en septiembre de 2003 o enero de 2004, con última visita a Amaltea en noviembre de 2002. Otra opción, también con caída sobre Júpiter en diciembre de 2002, posibilitaría una última visita a Amaltea en agosto de 2001.
    No obstante, se decidió prolongar la actividad de la sonda hasta la llegada de otra, la Cassini, en vuelo hacia Saturno para calibrar el instrumental de esta última en sincronismo con la Galileo. La previsión indica en marzo de 2000 el fin de la misión de la sonda para abril de 2001.

    A finales de ABRIL se daban a conocer las nuevas fotografías enviadas por la sonda de los satélites Metis, Amaltea y Tebe con una resolución superior a la disponible en otras fotografías de los mismos.

20 MAYO 2000
    La sonda sobrevuela Ganímedes por quinta vez. En esta ocasión pasa a 808,6 Km de altura con una velocidad de 11,3 Km/seg, siendo la segunda menor distancia de sus acercamientos. En tal aproximación, el sistema informático de la nave se reinició en dos ocasiones debido a la alta radiación de la zona atravesada. Pero, en general, la nave cumplió con su labor de toma de datos e imágenes.
    Gracias a las fotografías y datos enviados por la sonda de tal satélite joviano se creyó entonces identificar agua salada bajo la superficie del mismo, posiblemente en una delgada franja o en un océano subterráneo.

    En JUNIO, un sensor de la sonda pierde durante 8 horas la luz de la estrella Delta Velorum, en la constelación de la Vela, pensando los técnicos en una avería del detector. La estrella es una de las 150 de referencia, entre las más brillantes del firmamento desde nuestra posición, para la debida orientación de la sonda. Luego resultó que tal estrella era de tipo variable, lo que causaba oscilaciones y la pérdida de sensibilidad ante su luz del sensor. Tal hecho en la estrella no fue astronómicamente conocido hasta entonces, comprobándose luego desde la Tierra.

28 DICIEMBRE 2000
    La Galileo sobrevuela Ganímedes en su 29 ocasión y lo hace a una altura sobre el mismo de 2.337 Km. Al cruzar una zona de alta radiación, como ocurrió anteriormente, el sistema de seguridad de la sonda hizo que la misma se reiniciara. En realidad, la sonda había venido recibiendo 3 veces más de radiación que aquella para la que había sido concebida.

1 ENERO 2001
    Un sistema de control de la sonda activa su alarma probablemente debido a la radiación joviana. Una cámara afectada hubo de ser reiniciada y volvió a funcionar, pero las imágenes tomadas al momento del fallo parecían apuntar a un error en el procesador del amplificador de luz, el CCD.

16 MARZO 2001
    Se realiza una corrección de trayectoria para facilitar el siguiente encuentro con el satélite Calixto.

25 MAYO 2001
    La sonda sobrevuela Calisto a una mínima distancia de 138 Km, el más cercano a tal satélite de la misma de 30 realizados, y recibe impulso gravitatorio para corregir su trayectoria cara a otros encuentros con otro satélite, Io, en el que se querían comprobar las alteraciones derivadas de su actividad volcánica. En la pasada de Galileo se toman datos de Calisto, que son enviados a la Tierra en los dos siguientes meses. En este sobrevuelo se vuelven a tener problemas con aparatos de a bordo debidos a la alta radiación del entorno y precisando de un reinicio. Además la cámara SSI de la sonda realiza una sobreexposición en varias de las tomas, de modo que parte de las imágenes no resultan de calidad.
    Las imágenes recibidas luego de Calisto, las mejores sobre el mismo, mostraron detalles con cráteres de solo 3 m de diámetro y puntiagudas formaciones de hielo.

6 AGOSTO 2001
La sonda realiza el 21 sobrevuelo de Io; para evitar problemas se reinició la misma programadamente. La velocidad del ingenio respecto al citado cuerpo es de 7,1 Km/seg.
05 h 48 min. GMT. La Galileo pasa a 200 Km de altura sobre el norte del citado satélite y aprovecha para examinar el volcán llamado Tvashtar, que hubiera escupido magma hasta cerca de los 2 Km de altitud al tiempo de otro sobrevuelo en noviembre de 1999. En el sobrevuelo de la sonda Cassini el penúltimo día de 2000, se observó que el volcán estaba soltando nubes de gas sulfuroso que se extendía hasta 385 Km de altura. Aunque la cámara registró un fallo logró tomar imágenes en este sobrevuelo; las tomas previstas eran 16.
    La sonda también indica el débil campo magnético del citado satélite joviano.

13 OCTUBRE 2001
    La sonda realiza un ajuste de trayectoria con su motor.

16 OCTUBRE 2001
01 h 23 min. GMT. La sonda sobrevuela una vez más Io, surcando el espacio sobre su polo sur a unos 181 Km de altura, la menor distancia de todos los sobrevuelos. Los instrumentos del ingenio toman datos acerca del campo magnético y se observan los volcanes de la zona.

12 ENERO 2002
18 h. GMT. La sonda sobrevuela una vez más el satélite Io a solo 102 Km de altitud. De nuevo, al acercarse al mismo, la elevada radiación de la zona hizo que fallara la sonda en el encuentro y pasar a reiniciarse como en anteriores oportunidades, siendo recuperado su buen estado más tarde. Es el último sobrevuelo del ingenio sobre tal cuerpo celeste y al menos se aprovechó la asistencia gravitatoria del mismo para corregir la trayectoria. Está entonces en su 33 órbita sobre el gran planeta.

12 ABRIL 2002
    Se descubre un problema en el sistema grabador de información de la sonda. Se piensa que la cinta magnética podría haberse bloqueado.

8 JUNIO 2002
    La cinta magnética de registro de datos bloqueada de la sonda queda liberada luego de varias instrucciones enviadas por los técnicos.

5 NOVIEMBRE 2002
06 h 19 min. GMT. La sonda Galileo sobrevuela el pequeño satélite Amaltea, cerca de Júpiter, a una altura sobre el mismo de 160 Km y toma datos sobre el mismo. Una media hora más tarde, el sistema de control de la sonda de reinició inesperadamente debido posiblemente, como en anteriores ocasiones, a un muy alto nivel de radiación del medio ambiente surcado, el mayor de todos los identificados hasta entones por la misma. Pero al reponer los sistemas de la sonda la grabadora de los datos más recientes no respondía.
    En las semanas siguientes se logró que la grabadora volviera a funcionar luego de encontrar el fallo en un diodo.

28 FEBRERO 2003
    Los técnicos de control de tierra de la sonda dan por concluido el programa con la misma luego de finalizar el último envío de datos y transmitir el programa de órdenes para concluir el vuelo, precipitando el ingenio contra Júpiter. Esta última operación estaba entonces prevista para el siguiente 21 de septiembre.

21 SEPTIEMBRE 2003
17 h 57 min. Hora española. La sonda, con un encendido del motor, que apenas tiene ya propulsante, se proyecta en trayectoria de caída y destrucción sobre la alta atmósfera de Júpiter, al sur del ecuador, a 173.520 Km/h de velocidad; la señal última de la sonda llegó a la Tierra tardando unos 50 min en su recorrido a las 18 h 43 min14 seg. Considerando que el ingenio no había sido esterilizado y tenía casi agotado el propulsante, así se impedía la posibilidad de que cayera accidentalmente sobre el satélite Europa, donde se suponía que podría haber un mar subterráneo y con posibilidades de vida, y lo contaminara. Así finalizaba una misión de casi 14 años, de ellos los últimos casi 8 años en investigación sobre Júpiter; mucho más tiempo de vida útil de la proyectada. En total, en todo su vuelo recorrió 4.631,778 millones de Km, incluidas 34 órbitas a Júpiter.
    Al final, la exitosa sonda joviana había enviado 14.000 fotografías y datos en 30 GB de información.

Una mancha oscura aparecida un mes más tarde en la atmósfera de Júpiter hizo especular sobre si fue debida a la inmersión en la misma de la sonda Galileo y su reactor nuclear, sometido a gran presión al descender sobre tan densa envuelta gaseosa, pudiendo haber producido una gran explosión. Pero tal mancha oscura no es única y han aparecido antes y después de tal evento, así que es muy poco probable que el plutonio de la sonda hubiera producido efecto visible alguno en la atmósfera joviana.



<> SONDA HITEN. JAPÓN         24 ENERO 1990

    Japón se convirtió en 1990 en el tercer país de la Historia en enviar un ingenio no tripulado a la Luna, tras rusos y americanos. Lo hace con la sonda inicialmente llamada MUSES-A, luego rebautizada Hiten (nombre de un ángel budista que toca música celestial), destinada a la investigación espacial y selenita. La sonda contenía a su vez otra menor llamada Hagoromo, destinada a ser satelizada en la Luna. El ingenio tenía un peso de 195 Kg y medía 1,4 m de diámetro y 0,85 m de altura. El ingenio, construido por el ISAS japonés, contenía aparatos con los que transmitió datos tanto del espacio como de nuestro satélite natural. Llevaba un experimento de la Universidad Técnica de Munich para detectar polvo cósmico. El Hagoromo tiene forma poliédrica del tamaño de un balón de aparatos científicos y pesaba solo 12 Kg.
    De este modo, Japón no solo mostraba su interés manifiesto por la exploración de la Luna sino además por su colonización. Además se ponía en práctica un sistema económico de trayectoria, aunque más largo en el tiempo.
    Es por otra parte la reanudación de la exploración selenita directamente con una sonda, pues el anterior vuelo data de 14 años atrás.

24 ENERO 1990
11 h 46 m. GMT. Es lanzada en el centro nipón de Kagoshima, con un cohete My-3SII, de fabricación Nissan, la referida sonda hacia una larga y excéntrica trayectoria orbital elíptica sobre la Tierra, con sucesivas aproximaciones en el apogeo a la Luna. Durante el vuelo orbital se utilizada como frenado el aerodinámico nuestra atmósfera. El sistema de un progresivo acercamiento busca el uso mínimo de propulsante en sus cohetes. El mismo lanzamiento se realiza con Luna llena a lo que la gravedad es más favorable. En los 2 siguientes meses, la sonda va aumentando el apogeo hasta entrar en el área de influencia de la órbita lunar en una llamada órbita doble Tierra-Luna. La órbita es al siguiente día del lanzamiento de 262,49 Km de perigeo por 286.182,7 m de apogeo, con una inclinación de 30,63º y un período de 6,66 días. Su número COSPAR es 1990-007A (para la Hagoromo es 1990-007B).
    Soltará entonces la sonda menor para su satelización en la Luna

19 MARZO 1990
    La pequeña sonda Hagoromo se sateliza en una órbita lunar de 16.472 Km de altura al ser liberada cuando la Hiten cruza la órbita de la Luna.

3 MARZO 1991
    La Hiten pasa cerca de la Luna, a unos 15.000 Km.

15 FEBRERO 1992
    La sonda Hiten se sateliza en la Luna en una órbita de 34,7º de inclinación, 0,32º de excentricidad, unos 11.000 Km de perilunio, 51.000 Km de apolunio y 4,7 días de período.

17 FEBRERO 1992
    La órbita es de 2.289,67 Km de perilunio, 49.013,93 de apolunio, 4,53 días de período.

11 ABRIL 1993
    La sonda Hiten cae sobre el suelo lunar, en los 55,3º de longitud Este y 34º de latitud Sur, cerca del cráter Furnerius, concluyendo su misión, tal como se tenía previsto. Observado desde el Observatorio Usuda, los técnicos lo dirigieron al lugar demarcado, aunque en principio debía de haber caído en la cara oculta lunar.

<> SONDA ULYSSES. ESA-EUROPA / USA

    Bajo el nombre del héroe griego Ulises, protagonista de la Odisea de Homero, se realizó el programa de sonda de estudios solares e interplanetarios por la parte europea de la ESA en colaboración con los americanos. Es la segunda sonda interplanetaria europea como tal, si se ignora las 2 sondas alemanas Helios, precisamente también de investigación solar. Se trataba de estudiar los campos magnéticos, partículas de la heliosfera, el plasma y viento solar, las emisiones de rayos equis, ondas de radio, etc., pero sobre todo, por vez primera, los polos del Sol. La sonda debía pues surcar el espacio en una órbita solar fuera del plano en el que giran los planetas para realizar un mapa de los campos magnéticos, viento solar, etc, de nuestro Sistema Solar. Como investigaciones añadidas se estudiarían los rayos cósmicos, las fuentes de rayos gamma, el polvo y gas interplanetarios, y también las ondas gravitatorias.
    Dada la especial órbita de la sonda y que la misma no podía ser dada en un lanzamiento normal desde la Tierra, el disparo se hizo en dirección al planeta Júpiter en acceso directo a gran velocidad. Una vez allí, con ayuda de la fuerte gravedad del gran planeta, la trayectoria se derivaría hacia la órbita solar polar; la elección de Júpiter es debida a su elevada gravedad y la falta de un cohete adecuado para la impulsión necesaria. De tal modo, el ingenio Ulises sería el primer ingenio humano en adentrarse en regiones del Sistema Solar fuera de la eclíptica, o plano donde giran los planetas, hasta entonces inexploradas, y sobrevolar los polos del Sol. La máxima aproximación al Sol sería en cualquier caso de 300 millones de Km.
    La idea básica del vuelo para el estudio del Sol en sus regiones polares pudiera datar de 1959 en que fuera planteada por John Simpson, de la Universidad de Chicago. Sin embargo, la historia del proyecto dada de 1974 en que se acuerda un estudio conjunto entre europeos y americanos. Su denominación es entonces misión Fuera de la Eclíptica. La aprobación se hace en 1977 pero es en 1979 cuando se suscribió un acuerdo entre la ESA y la NASA para lanzar dos sondas. A propuesta de la NASA se cambia en tal año de 1979 el nombre del proyecto por el de ISPM International Solar Polar Mission. Pero, a propuesta de la ESA, más tarde se volvería a cambiar el nombre por el definitivo de Ulises, nombre reservado antes para una de las 2 sondas.
    El proyecto inicial fijaba que una de las sondas giraría en la órbita solar en sentido inverso a la otra. El cálculo señalaba entonces el paso de las 2 sondas por los 2 citados polos en 1988 de modo simultáneo, a fin de evaluar en el mismo momento los fenómenos en los mismos. Así, inicialmente el proyecto iba a ser de los dos vuelos, uno sería de una sonda lanzada por los americanos y otra por los europeos. Fue un proyecto previsto para iniciar en 1983, pero pronto fue retrasado el vuelo, hasta 1985 primero y 1986 después, por iniciativa americana, en base a los recortes presupuestarios del entonces presidente R. Reagan. E incluso se plantea la posibilidad de la supresión total del proyecto. La solución final será reducir a un vuelo los dos iniciales. Los sucesivos retrasos se verán además ayudados por el accidente del Challenger de 1986, con lo que la sonda no llegará a partir hasta 1990. Esta circunstancia hará que la fase de máxima actividad del Sol, que es la que se pensaba estudiar con prioridad, no podría ser ya observada. La duración de la misión básica se establece para 5 años, ampliables a otros 5, durante unos 200 días de sobrevuelo de los polos, tiempo en el que el Sol daría 8 vueltas.
    Aunque lanzada por los americanos, la sonda es construida por la ESA en sus sistemas principales y aproximadamente la mitad de los científicos, correspondiendo el resto a los norteamericanos. El centro de control es no obstante el JPL de la NASA y la red de seguimiento la del espacio profundo de la NASA. La construcción misma corre a cargo de la empresa alemana Dornier GmbH, de Friedrichshafen, contratada por el centro ESTEC en Holanda de la ESA.
    El peso total del Ulises es de 367 Kg, de ellos 55 Kg se corresponden al instrumental científico con el que se desarrollarían las investigaciones. Como propulsante del motor de correcciones y posición, o AOCS, lleva 33,5 Kg de hidracina. Mide la sonda 3,24 m de anchura, 2,14 de altura y 3,33 m de longitud.
    El sistema energético es con un generador isotópico de plutonio Pu 238 o PuO2, dado que parte de viaje ha de viajar muy alejado del Sol como para dotarla de paneles solares, y el mismo es aportado por la NASA; se trata de un RTG con 11 Kg de tal material radiactivo situado en un brazo de 5,6 m de largo. La energía térmica suministrada por el RTG es de 4.500 vatios. La electricidad aportada es de 285 vatios iniciales, siendo al final de la misión de 220. Las necesidades de voltaje de los aparatos científicos y sistemas son de 28 voltios con una tolerancia de un 2 %.
    En el costado opuesto iba un brazo desplegable de 5,8 m de longitud portando magnetómetros, detector de rayos cósmicos y para el estudio del plasma solar. Disponía la sonda de otros brazos, uno de 7,5 m de largo y dos antenas para captar campos eléctricos débiles. Los aparatos de la sonda fueron pensados para soportar hasta 60.000 rads la fuerte radiación del Júpiter, por cuyas inmediaciones habría de pasar.
    Una gran antena parabólica de alta ganancia principal de comunicaciones, o HGA, de 1,65 m de diámetro, llevaba uno de los brazos salientes sobre 3 espigas confluyentes. La transmisión de datos era posible hasta 60 millones de bits diarios. Los transmisores son de 20 y 5 vatios en respectivas bandas X y S, 84 GHz y 2,3 GHz, con 8.192 bits/seg de velocidad máxima. El seguimiento terrestre se realiza en períodos de 8 horas diarias.
    Para el aislamiento térmico, la sonda lleva en sus paredes 20 capas de mylar aluminizado y una de kapton revestida de un óxido de indio.
    Una de las antenas axiales, de 7,5 m, y un brazo desplegable de 72,5 m de longitud que lleva uno de los 2 magnetómetros, fueron construidos por la empresa española Sener. El despliegue del último se realiza por la fuerza centrífuga al girar la sonda a partir de la segunda corrección de trayectoria o TCM-2.
    Con los 9 equipos de aparatos científicos de la sonda, la mayoría situados en el cuerpo central de la misma, se efectuaron los siguientes 11 experimentos:
-- COSPIN. Investigación de rayos cósmicos y partículas solares; iones entre 0,3 y 600 MeV y electrones entre 4 y 2.000 MeV. Es investigador principal R. Bruce McKibben, de la Universidad de Chicago.
-- CDE. Estudio de polvo sideral, para partículas entre 10^(-16) y 10^(-7) gramos. Es investigador principal el alemán Eberhard Grün, del Instituto Max Planck, en Heidelberg.
-- EPAC / GAS. Investigación de partículas energéticas y gas neutro, con investigador principal en el alemán Erhardt Keppler, del Instituto Max Planck.
-- SCE. Estudio de la densidad, velocidad y turbulencia de la corona y viento solar. Es principal investigador el alemán M. K. Bird, de la Universidad de Bonn.
-- GWE. Estudio de ondas gravitatorias por investigación de las señales de radio, en efecto Doppler ante las posibles alteraciones. Es investigador principal B. Bertoni, de la Universidad italiana de Pavia.
-- GRB. Investigación de rayos equis solares y destellos de rayos gamma cósmicos entre 15 y 150 KeV. Son investigadores principales K. C. Hurley, de la Universidad de California, Laboratorio de Ciencia Espacial en Berkeley, y el alemán M. Sommer, en Garching.
-- HISCALE. Estudio de electrones (entre 30 y 300 KeV) e iones de baja energía (entre 50 KeV y 5 MeV). Es investigador principal Louis J. Lanzerotti de los laboratorios americanos AT&T Bell, de Murray Hill, New Jersey.
-- SWICS. Estudio de la composición de los iones del viento solar, con investigador principal en Johannes Geiss, de la Universidad suiza de Berna y George Gloeckler, de la Universidad americana de Maryland. Se investiga la composición, temperatura y carga de los iones, así como su velocidad entre los 145 y 1.350 Km/s.
-- SWOOPS. Estudio de plasma en el viento solar, con principal investigador Dave J. McComas, del Laboratorio Nacional de Los Álamos, EE.UU., que comprende el estudio de iones entre 260 eV y 35 KeV, y electrones entre 0,8 y 860 eV.
-- URAP, de los que dispone de 3 aparatos. Estudio de ondas de plasma, emisiones de radio solares, campo eléctrico y densidad; las ondas de plasma hasta los 60KHz, de radio hasta 940 KHz, y magnético entre 10 y 500 Hz. Es principal investigador Robert J. MacDowall del Laboratorio de Física Extraterrestre del GSFC de la NASA.
-- VHM / FGM. Investigación sobre campos magnéticos, con principal investigador Andre Balogh, Imperial College, de Londres. Comprende las variaciones del campo magnético en la heliosfera y su distribución en el espacio.
    El estudio de las ondas gravitatorias tiene por investigador principal al italiano B. Bertoni, de la Universidad de Pavía. Tal estudio se basa en las variaciones, en efecto Doppler, en las ondas de radio emitidas por la sonda si las ondas de gravedad la alcanzan y la hacen moverse en una pequeña sacudida.
    Sus datos solares serían confrontados con los de otro ingenio espacial, el SOHO.

    El costo de todo el programa, incluido su mantenimiento, asciende a los 1.000 millones de dólares, de los que 210 son aportados por la ESA y el resto por los americanos. Las cifras se habían duplicado respecto a las consideraciones iniciales por los retrasos habidos.
    En el vuelo intervienen más de un centenar de científicos de más de medio centenar de centros de investigación, 40 de ellos europeos, de Alemania, Bélgica, Dinamarca, Francia, Gran Bretaña, Grecia, Holanda, Italia, Suecia y Suiza, así como, el resto, de EE.UU. y Canadá. Es director del proyecto en la parte americana Willis G. Meeks. El director del programa científico de la ESA es entonces Roger Bonnet.

6 OCTUBRE 1990
    Se produce el lanzamiento del 36 vuelo Shuttle, con el Discovery portando en su bodega al Ulysses, que sale así con un retraso de 7 años. Puesto que la sonda llevaba varios kilogramos de material radiactivo plutonio, el KSC recibió las protestas de los llamados grupos antinucleares que intentaron infructuosamente por vía judicial detener el lanzamiento. La ventana de lanzamiento acaba a las 13 h 35 min y la nave va a partir 12 min fuera de la misma, siendo la ventana de salida para la carga útil del 5 al 23 de octubre. Si se hubiera retrasado un poco más la partida, la posición de Júpiter, cuya gravedad se iba a utilizar para cambiar la trayectoria, no hubiera sido la adecuada y la misión tendría que haber sido retrasada en 13 meses.
13 h 47 m 15 seg. Hora española; 07 h 47 m 15 m, hora local. Es lanzado en el KSC el 36 Shuttle. La partida tiene lugar en la rampa 39-B. La posterior satelización tiene lugar en una órbita prevista de 285 por 300 Km de altura, y un período de 90,1 min, y el Orbiter, tras las comprobaciones de costumbre, abrió las compuertas del almacén de carga. Luego, los especialistas se dispusieron para sacar de tal almacén a la sonda interplanetaria que llevaban. La órbita tiene una inclinación de 28,45º. Su número COSPAR es 1990-090B.

7 OCTUBRE 1990.
00 h 47 m. La sonda Ulises es soltada en la órbita del Discovery con ayuda del RMS. Desde aquí es luego relanzado, alcanzando una velocidad récord de 15,4 Km/seg, 55.440 Km/hora, respecto a la Tierra, 45,2 Km/seg, 162.720 Km/hora, respecto al Sol, en dirección a Júpiter, en un viaje de 16 meses, desde donde se prevé el cambio de la inclinación de la órbita de la sonda en torno al Sol.

12 OCTUBRE 1990
    Dada su velocidad inicial, la sonda está ya a unos 6.000.000 Km de la Tierra. Su antena es orientada mejorar las comunicaciones.

3 NOVIEMBRE 1990
    Al desplegarse las antenas del experimento de radioastronomía, se detecta una oscilación en uno de los ejes de la sonda. La sonda recorre el espacio dotada de una rotación de 5 vueltas por minutos como sistema de estabilización.

3 FEBRERO 1992
    Ulises penetra en el campo magnético de Júpiter. Después de un viaje de 16 meses y 950 millones de Km de recorrido, la sonda se aproxima al citado planeta para la maniobra de cambio de ángulo en la trayectoria orbital solar. Además, aprovecha para estudiar el campo magnético joviano y la interacción del viento solar en aquella zona, así como el plasma que se deriva de las eyecciones del volcánico satélite joviano Io. Para evitar que las radiaciones afecten determinados aparatos detectores y sistemas electrónicos, éstos son desconectados horas antes de llegar. La sonda podría llegar a observar que tal campo joviano se había duplicado respecto a observaciones precedentes.

8 FEBRERO 1992
    Al pasar cerca de Júpiter, a las 13 h 02 min, hora española, sobre los 378.000 Km, entre las órbitas de los satélites Io y Europa, usa la gravedad del mismo para salirse del plano de los planetas y dirigirse ahora a un plano de sobrevuelo sobre el Polo Sur del Sol, un plano casi perpendicular a la eclíptica, de unos 80º. La velocidad alcanzada por el Ulises en esta operación es de 453.600 Km/h, récord para un aparato construido por el hombre.  La maniobra es la primera vez que se ensaya a tal escala.

    La travesía de Ulises por la zona de Júpiter dura 2 semanas con 11 días de estudio del planeta. Alrededor de estas semanas, la sonda recibió en 6 oportunidades los impactos de polvo regularmente, cada 28 días aproximadamente, sin que se supiera entonces el motivo del ciclo o si se trataba del azar. Otro hallazgo científico de la nave por tal tiempo es el de granos de materia o polvo relativamente grande en apariencia procedente de fuera del Sistema Solar, o sea, de materia interestelar, a juzgar por el sentido de la trayectoria de su procedencia, contraria a la de las demás del Sistema; solo hasta entonces se suponía hallada en ciertos meteoritos. Los citados granos hallados cerca de Júpiter tienen una velocidad de más de 108.000 Km/h.
    Por otra parte, la radiación joviana detectada es elevada respecto a los datos conocidos anteriormente (Voyager).

    A principios de JULIO de 1992, Ulises está sobre los 13º de latitud Sur en la trayectoria y a 5,3 UA de distancia del Sol.
    Entre el 21 de MARZO y el 12 de ABRIL de 1993, conjuntamente con otras dos sondas entonces en vuelo, la Galileo y la Mars Observer, se realiza una búsqueda de ondas gravitatorias con la comprobación de las transmisiones de radio y ver su posible distorsión, en efecto Doppler. De producirse en las 3 sondas un efecto similar se podría confirmar una emisión al respecto, con origen en un fenómeno estelar catastrófico, como el colapso de una estrella, por ejemplo. De realizarse solo con una sonda, el resultado podría ser mal interpretado al ser producido por alguna causa local, pero en las 3 simultáneamente aseguraba la fiabilidad del experimento.
    Este ensayo fue ya realizado por la Ulises en 1992, pero en solitario.
    El 9 de JUNIO de 1993, la trayectoria de la Ulises sobrepasa los 32º de inclinación Sur respecto a la eclíptica y sigue aun su camino ascendente.
    En AGOSTO la inclinación es de 36º y la distancia 4,4 UA.
    En ABRIL de 1994 la sonda está sobre los 60,5º de inclinación y a una distancia de 3.2 UA en el radio de su órbita.
    Entre el 26 de JUNIO y el 5 de NOVIEMBRE de 1994, durante 132 días Ulises sobrevuela desde su recorrido orbital la región polar Sur del Sol, acercándose sobre la vertical de los 80,2º de latitud Sur pero a unos 330 millones de Km como máximo en el mejor momento, aunque comienza primero su observación solar sobre una distancia de 810.000.000 Km del objetivo. El único problema surgido con la sonda es la oscilación surgida por la dilatación y contracción térmica de materiales, pero no será un fallo vital.

JULIO 1994
    La Ulises pasa por la vertical de la zona polar austral del Sol. Indica que nuestra estrella no tiene un polo sur magnético definido, cosa que sorprende a los astrónomos.

11 AGOSTO 1994
    Comienza un período de máxima investigación de la Ulises.

13 SEPTIEMBRE 1994
    Ulises alcanza la latitud máxima de 80,2º Sur sobre una distancia de 2,3 UA o 345.000.000 Km del Sol.  En rededor de este tiempo lleva recorridos en el vuelo unos 2.000 millones de Km.
    Ya por entonces se cuentan entre los descubrimientos de la sonda en relación al Sol destacan las emisiones ETM de muy largo período, de más de las 10 horas, una sorprendente actividad de partículas energéticas sobre el Polo Sur, y también un comportamiento distinto de los rayos cósmicos sobre tal zona.

16 SEPTIEMBRE 1994
    Científicos del proyecto, reunidos unos 80 tanto europeos como americanos, anuncian en el Noordwijk, Holanda, los datos más relevantes logrados por la sonda Ulises tras su primera aproximación a nuestra estrella. Se apunta el hallazgo de 2 tipos de viento solar, uno muy rápido originado en los polos y otro más lento procedente de la zona ecuatorial, con distinta composición de sus partículas. También se cuenta que en el campo magnético en los polos aparecían irregularidades no calculadas.

FEBRERO 1995
    La sonda cruza el ecuador solar.

12 MARZO 1995.
    La sonda alcanza el perihelio en su órbita solar, a una distancia de 1,3 UA, o 198.400.000 Km, siendo en tal momento su velocidad de 116.800 Km/hora aproximadamente. Entonces se prepara para estudiar el polo norte del astro rey. Los países patrocinadores de las experiencias con el ingenio acuerdan entonces financiar otro ciclo más de las mismas y así poder estudiar a su vuelta por la zona sur del Sol el otro polo de nuevo.
    La eclíptica será cruzada a continuación sobre una distancia de 1,5 UA, o 225.000.000 Km.

    Entre el 20 de JUNIO y 29 de SEPTIEMBRE de 1995, durante 102 días, Ulises sobrevuela y observa el Polo Norte del Sol como lo hiciera con el Sur un año antes. A medida que asciende en su órbita confirma las diferencias de velocidad en el viento solar, ya referidas.

31 JULIO 1995.
    El ingenio llega sobre la máxima latitud del Sol, sobre los 80,2º al Norte del Ecuador. Lleva recorridos entonces 3.000 millones de Km. Se espera confirmar que el Sol no tiene un polo norte magnético definido puesto que el año anterior se había descubierto que no lo tenía en la zona sur tampoco determinado con claridad. La velocidad del ingenio entonces se cifra en 80.000 Km/h.
    Gracias a la sonda Ulises se detectan oscilaciones en la superficie del Sol de unas 3 horas aproximadamente de período, posiblemente debido a la actividad interna, y otras de 5 min de cadencia.

29 SEPTIEMBRE 1995
    Finaliza el período de sobrevuelo del Polo Norte solar y se da por cumplido el programa básico de la misión.

    En NOVIEMBRE de 1995, se determinó que la sonda realizara en investigación un segundo paso sobre los polos solares hacia el año 2.000, con un acuerdo de financiación de los equipos terrestres de seguimiento americanos y europeos. Ahora se esperaba hallar, en el nuevo período, al Sol en fase más activa y con el campo magnético ya cambiado de polaridad.
    El 15 de ABRIL de 1996, a las 0 h GMT, la sonda está a 512.736.950 Km de la Tierra, a 545.867.994 Km del Sol, yendo con una velocidad orbital de 53.787 Km/h, 149.863 Km/h respecto a nuestro planeta, y está en los 46,9º de latitud Norte respecto a la eclíptica sobre la vertical de los 40,1º de latitud Norte del Sol.
    El 1 de MAYO de 1996, la sonda recibe el impacto de una serie de partículas que fueron identificadas como procedentes de la sorprendentemente larga cola del cometa Hyakutake, entonces a 480 millones de Km.
    Hacia el 1 de JUNIO de 1996 el ingenio Ulises está a 4 UA del Sol sobre los 35º de latitud Norte.
    El 16 de SEPTIEMBRE de 1996, a las 0 h GMT, la sonda está a 771.407.224 Km de la Tierra, a 649.524.983 Km del Sol, yendo con una velocidad orbital de 43.446 Km/h, 107.289 Km/h respecto a nuestro planeta, y está en los 33,4º de latitud Norte respecto a la eclíptica sobre la vertical de los 26,5º de latitud Norte del Sol.
    A finales de NOVIEMBRE de 1996 la sonda está a 4,6 UA del Sol sobre los 20º de latitud Norte.
    El primero de DICIEMBRE de 1996 Ulises está a 4,61 UA del Sol sobre su latitud 21,04º.
    De JUNIO de 1997 a JUNIO de 1998, la sonda recorre el tramo orbital que comprenden los 10º del ecuador del Sol.

17 ABRIL 1998
    La sonda alcanza el afelio sobre la distancia de 5,4 UA, en la ruta u órbita de Júpiter. El total de Km recorridos se aproxima a los 3.800 millones y completa su primera vuelta en torno al Sol sobre su posición fuera del plano de la eclíptica.
    La misión ha sido renombrada para entonces Ulysses Solar Maximun Mission.

15 FEBRERO 1999
    El sistema de control de la sonda se reinicia debido a un error de orientación. Por entonces el ingenio está a 22º de latitud Sur en la segunda órbita solar.

    En JUNIO de 2000 la ESA aprobaba financiar la continuación de la misión de la sonda durante al menos otros 2 años y 9 meses más

8 SEPTIEMBRE 2000
    Comienza el segundo paso sobre la zona Sur del Sol de la sonda Ulises y sobrepasa los 70º de latitud.

27 NOVIEMBRE 2000
    Ulises alcanza la vertical de mínima altura sobre los 80,2º de latitud del Sol.

16 ENERO 2001
    Finaliza el período de sobrevuelo del Sur solar del Ulises.

    En las siguientes semanas, la sonda presta especial atención al astro rey que entonces se encuentra en período de máxima actividad dentro de su ciclo de 11 años. La sonda envía datos de gran interés sobre la actividad solar de los meses anteriores inmediatos.

26 MAYO 2001
    Ulises pasa por el perihelio de su órbita, de 1,3 UA de distancia del Sol.

    Desde últimos del mes de AGOSTO de 2001, la sonda capta viento solar a gran velocidad, signo del final de la mayor actividad solar en su ciclo de 11 años.

3 SEPTIEMBRE 2001
    Comienza el sobrevuelo de la zona Norte del Sol, en el segundo paso de la Ulises por tal sitio.

13 OCTUBRE 2001
    La sonda cruza en su sobrevuelo del Sol la latitud de los 80,2º Norte por segunda vez. Los datos ahora tomados se cruzan con los obtenidos en el anterior sobrevuelo.

10 DICIEMBRE 2001
    La sonda finaliza el sobrevuelo cercano del Sol sobre los 70º Norte.

12 DICIEMBRE 2001
    Concluye el sobrevuelo de la Ulises por el Polo Norte solar y se da por finalizada la misión principal.

    En FEBRERO de 2004, la sonda en su órbita solar se encuentra cerca de Júpiter, llegando sobre su polo norte, y dirige al mismo su instrumental, dejando pues de lado por el momento al Sol. Identifica así, entre otras cosas, partículas de polvo cargadas eléctricamente por el fuerte campo magnético del gran planeta y procedentes del vulcanizado satélite Io.
Por entonces se decide que la misión extendida se prolongara al menos hasta marzo de 2008. Pero no se olvida que la nave, dada su antigüedad y con el propulsante mermado, está en el límite de sus posibilidades. Uno de los aspectos más temidos es que el frío extremo del espacio pudiera congelar el citado propulsante dado que los calentadores se activaban por el sistema radioisotópico y éste estaba ya bajo de energía por el paso del tiempo; de la producción inicial de 285 vatios se había ya bajado a 207 vatios. Si se llegara a producir tal congelación la misión se daría por finalizada porque no tendría la sonda posibilidades de maniobrar.
En OCTUBRE de 2005 completaba los 15 años de vuelo y seguía activa. Para entonces llevaba recorridos 7.000 millones de Km. Su único problema era la degradación del generador de radioisótopos que haría dosificar la energía eléctrica a bordo.
    El 17 de NOVIEMBRE de 2006 sobrevuela por tercera vez el polo sur del Sol, cerca del perihelio de su órbita, haciendo observaciones sobre el estado de nuestra estrella. El período orbital de la sonda es de 6,2 años.
    En FEBRERO de 2007 se informó que la sonda había hallado que uno de los polos del Sol es más frío que el otro.
    En NOVIEMBRE de 2007 la ESA aprobaba la cuarta extensión de la misión, ahora hasta marzo de 2009.
    En ENERO de 2008 la sonda sobrevolaba al Sol por su Polo Norte una vez más.
    En FEBRERO, luego que fallara semanas atrás una transmisión, tras 17 años de funcionamiento, el JPL anunciaba que la sonda estaba a punto de dejar de ser operativa. Se estaba congelando su propulsante y su calentador radioisotópico ya no era efectivo, faltando la electricidad necesaria a bordo para labores simultáneas, por lo que su vida útil se pensó que solo se prolongaría unas semanas o meses como mucho.

1 JULIO 2008
    Tras anunciarlo dos semanas antes, la NASA deja de hacer el seguimiento operativo de la sonda Ulises. Había recorrido hasta entonces 8.600 millones de Km. Su fuente de energía se mostraba muy débil por entonces y ya no aportaba datos significativos.

30 JUNIO 2009
20 h 15 m. GMT. Tal como fue programado, se cortan las comunicaciones con la sonda al apagar la misma su transmisor.

<> SONDA MARS OBSERVER. USA

    El proyecto Mars Observer (Observador de Marte) es el primero americano en 17 años para la investigación de Marte; el anterior había sido el Viking, con 2 vuelos iniciados en 1975. Es el primer vuelo de una serie proyectada en la época en la que se incluyen los Mars Pathfinder, el proyecto denominado MESUR, y otros que pretenden el envío de sondas a Marte durante unos 10 años, con programas de vuelos independientes. Originalmente el proyecto del Mars Observer fue denominado Satélite Marciano de Geociencias y Climatología.
    La investigación se pretende en esta ocasión situando en órbita del planeta citado un satélite para fotografiar la superficie, de tal modo que se ofreciera un mapa fidedigno para futuros aterrizajes, así como para observar la evolución de las tormentas marcianas y en general del clima, detección de agua, varios detalles topográficos poco estudiados del citado suelo, campos gravitatorio y magnético, etc. Se revisaron los datos de los Viking y, entre otras cosas, se iba ahora a examinar con nuevas imágenes la zona marciana donde se habían hallado anteriormente formaciones de aparente construcción artificial, como las famosas “pirámides” y una formación representativa de un rostro en la zona de Sidonia, pese a que la NASA aseguraba que eran formaciones naturales. También se quería realizar una aproximación a Fobos entre últimos de septiembre y primeros de octubre de 1993. A su vez, todo ello supone un paso más para el posterior envío, en las siguientes décadas, de la soñada nave tripulada al planeta rojo, luego de enviar hacia 1996 naves de exploración automática, entre las que se contaría una rusa en colaboración.
    Luego de 10 años de preparativos, el programa de vuelo fue puntualmente iniciado en 1992, aunque se contempló hasta el accidente del Challenger para 1990; inicialmente se pensó lanzarlo en un Shuttle, pero luego se adaptó para su disparo con el cohete Titan. Atrás quedaron como antecedente una serie de proyectos variopintos concebidos al mismo tiempo para la exploración marciana que recibieron diversos nombres como el Mars Geoscience Climatology Orbiter (MG/CO), Mars Aeronomy Orbiter (MAO), Mars Surface Probe (MSP), Mars Network Mission (MNM). El último proyecto citado pretendía enviar con intervalos de unos 1.000 Km una especie de cápsulas (entre 3 y 6) al suelo marciano que al llegar se separaban en dos partes, una de las cuales se incrustaría en el suelo marciano, para transmitir ambas información sismológica y otras sobre la superficie citada. El MG/CO pretendía el estudio, desde una órbita casi polar de 320 por 380 Km de altura sobre el suelo de Marte, tanto del suelo como de la atmósfera del planeta durante el ciclo completo de un año marciano. El MSP pretendía el estudio de las zonas volcánicas y los casquetes helados, tanto desde la órbita como con cápsulas sobre el suelo. Todos estos planes pretendían el estudio repetido a bajo coste y fueron proyectados inicialmente para la oposición de 1988, aunque no se llevarían luego a cabo, ni entonces ni más tarde

    La nave tenía un peso total de 2.573 Kg (1.018 Kg en seco, en órbita), una longitud en el cuerpo central de 2,1 por 1,5 por 1,1 m; con los paneles solares eran 11 m de envergadura. La energía disponible a bordo era de 1.147 vatios. Además de 6 paneles que suponían una superficie de 7 por 3,7 m, llevaba 2 pilas de níquel-cadmio de 43 amperios para actuar en períodos de sombra sobre los paneles. La antena de alta ganancia medía 1,5 m de diámetro que se desplegaba en un brazo de 5,5 m de largo.
    Los instrumentos científicos de que disponía eran 7 y destacan un espectrómetro de rayos gamma para el estudio químico del suelo marciano, un altímetro láser, un detector IR para el estudio de la atmósfera, un magnetómetro para medir el campo magnético, un reflectómetro de electrones, una cámara de alta resolución. La citada cámara de alta resolución tenía por misión el fotografiado del suelo marciano; la resolución máxima es de 1,4 m en las condiciones más favorables, siendo la normal entre 480 y 7.500 m. El sistema para fotografiar estaría sincronizado con la incidencia de la luz solar para que las áreas de suelo estuvieran iluminadas adecuadamente. El sistema de comunicaciones debía ser además utilizado para el cartografiado del citado campo magnético así como de algunas formaciones atmosféricas.
    En la construcción del ingenio interplanetario participan principalmente la empresa Martin Marietta Astrospace, de East Windsor, New Jersey, y también la General Electric, bajo la tutela del JPL. El contrato, peculiar, fijaba que los beneficios de la empresa Marietta estarían en dependencia de los resultados científicos logrados por la nave.
    El coste de la misión se cifró en 980 millones de dólares, unos 134.000 millones de pesetas en 1993; el costo solo de la sonda fue de 511 millones de dólares, unos 50.000 millones de pesetas del momento. Es director del proyecto Glenn E. Cunningham y participan con la NASA científicos de Rusia, Alemania, Francia, Gran Bretaña y Austria.

    La partida de la nave estaba fijada en principio para el 16 de septiembre de 1992, pero a finales de AGOSTO de 1992, se encontró que la sonda estaba impregnada de partículas de material diverso introducidas, según se cree por efecto del huracán Andrés que azotó el sureste norteamericano en tal mes. Por ello, hubo de ser limpiada y el lanzamiento se retrasó en nueve días. La ventana de lanzamiento finalizaba el 13 de octubre siguiente.

25 SEPTIEMBRE 1992
19 h 05 m 01 s. Hora española; 13 h 05 min 01, hora local; 17 h 05 m 01 s, GMT. Es lanzado por medio de un cohete Titan III-TOS el Mars Observer sin otra novedad que un retraso de 40 min. Su número COSPAR es 1992-063A.

8 FEBRERO 1993
    Se efectúa una corrección de trayectoria. La nave está a 85 millones de Km de la Tierra y a 41 millones de Marte, hacia donde se dirige.

18 MARZO 1993
    Se realiza la tercera corrección de trayectoria de la sonda con un encendido de motores de 17 segundos, equivalentes a una variación de velocidad de 0,4 m/seg.  La cuarta maniobra de este tipo se calculaba para primeros de agosto siguiente.

    Entre el 21 de MARZO y el 12 de ABRIL de 1993, y junto a las sondas entonces también en vuelo, la Galileo y la Ulises, la Mars Observer participa en el experimento de detección de ondas gravitatorias. El mismo consiste en la detección de las señales de radio enviadas simultáneamente desde la Tierra en busca de algún desplazamiento Doppler por mínimo que fuera al recibir la señal de vuelta.

21 AGOSTO 1993
    Se pierde el contacto con la Mars Observer que lleva entonces recorridos 720 millones de Km en casi justo 11 meses de vuelo. Los sistemas del ingenio fueron desconectados para dar presión a los tanques de propulsante, en preparación del frenado que permitiera a la nave satelizarse en Marte. Al intentar luego reactivar la nave y comprobar el apunte correcto de la antena hacia la Tierra, el ingenio no responde a las órdenes. Está entonces a 3 días de entrar en la órbita marciana según lo previsto. Se estudia el problema, se intenta infructuosamente cada 20 min el reestablecimiento de señales, y se especula con diversos tipos de avería, en principio referidos al sistema de comunicaciones o control; se piensa primero en el reloj de control de programas y también en la rotura de los tanques de propulsante, puesto que esa era la última operación que debió realizar. Entonces se recordó que durante el viaje las transmisiones ya se habían interrumpido en varias ocasiones, la primera durante 1 h, pero siempre se habían vuelto a reanudar. Pero además se supo que los transistores del reloj de control de la nave, utilizados igualmente en otros sistemas espaciales, habían registrado fallos en éstos y ya 55 días atrás habían advertido que el reloj de la sonda podía fallar. Pero tal fallo posible no había alarmado porque tendría que estropearse al mismo tiempo el reloj duplicado, como sistema de seguridad, lo cual era poco probable a pesar de que fue una de las hipótesis que luego se manejaron en el corte definitivo de comunicaciones. Tales transistores fueron construidos por la empresa Unitrode Corporation, de Massachusetts, e instalados por la Frecuency Electronics, de New York.
    La nave, que llega a una velocidad de 19.000 Km/h, debía entrar el día 24, tras actuación de los retrocohetes entre las 8 h 24 m y las 8 h 53 min, GMT, en una órbita casi polar de 378 Km de altura y 117 min de período, a las 17 h 42 m, GMT. En los siguientes 3 meses la nave debía rebajar la órbita hasta 326 Km de altura con 3 frenados a la vez que se chequearían sus instrumentos para luego empezar la labor sistemática de investigación.
    Los responsables en la Tierra tratan por todos los medios de reestablecer la conexión sin éxito, pese a probar diversas combinaciones con sistemas duplicados en las comunicaciones y sistema informático. En las siguientes fechas se reintentó establecer las comunicaciones con una cadencia cada vez menor. Se enviaron inútilmente órdenes de apagado y activación automática por si el sistema de control estaba bloqueado. Además, la nave dispone de un sistema por el que, caso de no recibir durante 5 días señal desde la Tierra, se reorientaba hacia el Sol y se activaba un transmisor de emergencia. Pero esto tampoco ocurriría, por lo que se confirmó lo peor.

    El 3 de SEPTIEMBRE de 1993, el Administrador de la NASA informó de la constitución de una comisión de 6 personas que debían estudiar el problema; el cabeza del grupo será Timothy Coffey, director científico del Laboratorio Naval de Investigación.

    Según determinaría finalmente la comisión que estudio los duplicados de las piezas de la sonda se habría producido una fuga de propulsante. Las conclusiones oficiales fueron dadas a conocer el día 5 de ENERO de 1994. La fuga se iniciaría por culpa de válvulas defectuosas al dar presión a los tanques para preparar los encendidos de motores para el frenado que iba a realizar en las siguientes horas en maniobra de satelización en Marte. Se suponía que el oxidante (oxígeno) se había ido perdiendo durante el viaje por las válvulas y habría podido entrar en contacto con el combustible produciendo impulsos sin control e incluso una explosión destructiva al final. A la vez se hallaron, además de las válvulas, otras partes defectuosas y se apuntó que las restricciones económicas habían hecho incluir demasiados equipos para aprovechar el vuelo y no se había hecho un efectivo control y verificación de funcionamiento del sistema de presión de los propulsores. La concepción original fijaba que la presión debió ser dada al principio de la misión, pero se dejó para el final del viaje irónica y precisamente por temor a que bajo presión se produjeran fugas. Los técnicos aseguraron que las válvulas estaban diseñadas para su funcionamiento al principio de la misión, cerca de la Tierra, y el cambio de planes, realizado en 1992, no conllevó el cambio técnico en el ingenio para no retrasar el lanzamiento.
    En realidad, con certeza, no se supo que había pasado con el Mars Observer, el cual se cree que viaja desde entonces, o al menos sus restos, en una órbita solar por no haber podido entrar en órbita de Marte bajo el supuesto de que la avería o explosión imposibilitaran en frenado automático que estaba programado en su sistema de control.
    Por su parte, la principal empresa constructora, la Martin Marietta, renunció a cobrar la parte correspondiente en razón al fracaso.
    Un comité de 17 expertos estudia entonces la etapa siguiente de la NASA en el estudio de Marte. Tras el fracaso, se pensó en renovar la misión, aprovechando los aparatos de repuesto o construidos dobles para el Mars Observer (excepto algunos como el radiómetro IR, de 30 millones de costo), con otro vuelo a finales de 1994 pero las razones presupuestarias de la NASA atrasaran el nuevo proyecto a 1996 y el mismo será un vuelo conjunto con otro proyecto pendiente, que así se convierte en una misión doble; serán los vuelos Mars Pathfinder y Mars Global Surveyor. En las consideraciones de renovar la misión para 1994 se llega a pensar en utilizar un satélite ligero con instrumental científico como el del Mars Observer, cuyo costo quedaría rebajado a unos 150 millones de dólares, y el uso de un lanzador barato como el ruso Protón, pero resultaba complejo, sin contar que el presupuesto tenía primero que aprobarlo el Congreso. También se considera el envío de un ingenio tipo a la sonda Clementine, de menor costo.     Finalmente el Administrador de la NASA anunció a principios de febrero de 1994 que en el año siguiente se iban a gastar 77 millones de dólares en la construcción de una nueva sonda marciana.

    El fracaso del Mars Observer es para los americanos el primero total de una sonda interplanetaria desde 1967, hacía 26 años, cuando se perdió también la comunicación con la Surveyor 4 y se estrelló en la Luna.

<> PROGRAMA CLEMENTINE. USA

    Los Estados Unidos vuelven a la Luna con una sonda automática, luego de 21 años, de mano de los militares. Es, en efecto, el Departamento de Defensa, DOD, quien patrocina el proyecto DSPSE, Experimento científico del programa del espacio profundo, en el que se enmarca el envío de sondas Clementine (nombre de la balada “My darling Clementine”) a la Luna para probar su tecnología en el uso futuro de detección de misiles desde el espacio; parte de esta tecnología había sido diseñada para el programa Iniciativa de Defensa Estratégica SDI, la vulgarmente llamada “Guerra de las galaxias”. El organismo encargado es en concreto el BMDO, Organización de Defensa de Misiles Balísticos, pero también colabora la NASA, el NRL o Laboratorio Naval, que construye la sonda, y el LLNL, laboratorio nacional Lawrence Livermore, que desarrolla los aparatos científicos.
    El costo inicial del proyecto, que se desarrolla en 2 años a partir de enero de 1992 y tras un comienzo de planificación en 1990, es de tan solo 80.000.000 $, unos 11.000 millones de pesetas, cifra ínfima dentro de los enormes presupuestos espaciales y también militares. La misión fue planteada para durar 7 meses con una sonda de poco tamaño y peso, y bajo presupuesto, pero de gran potencia. La NASA ayudó en la planificación científica y técnica de la misión y aportó 30 millones de dólares; el proyecto de la NASA más inmediato para la investigación lunar estaba pendiente de sacar adelante por falta de fondos, por lo que el proyecto de la Clementine de los militares le resulta interesante.
    El objetivo es exponer los sistemas de la sonda, fundamentalmente los sensores, baterías y paneles, a la alta radiación solar y cósmica del espacio lejano, comprobando su sensibilidad, y aprovechar para el cartografiado, estudio geológico y de gravedad del suelo selenita, y estudio del medio ambiente o entorno de la Luna desde una órbita de ésta y también para sobrevolar cerca el asteroide Geographos 1620 que circula en una órbita que cruza la de nuestro planeta 2 veces en cada una de sus vueltas al rededor del Sol. También se llega a estudiar la posibilidad de enviar además el ingenio hacia otro asteroide, el 1983RD, al fin de la misión (octubre de 1995). Tal comprobación de tecnología, de realizarse en las inmediaciones terrestres, hubiera sido más compleja porque habría que situarla en una órbita que barriera sobre los cinturones Van Allen y además precisaría del lanzamiento de blancos para el seguimiento. En cambio, en el espacio profundo la radiación era la adecuada para la prueba y los blancos eran naturales, en la Luna y asteroide. Se busca asimismo hielo en las regiones polares lunares; se utiliza para ello un experimento de radar en los 13,19 cm de longitud de onda, 2.273 GHz, con un instrumental que pesaba 13,6 Kg. El estudio gravitatorio lunar se realiza con el equipo de radio, de 8,27 Kg de peso, con las transmisiones en la banda S y se llegarían a realizar 361.000 observaciones, 57.000 desde menos de los 1.000 Km de altura.
    Las medidas de la Clementine son 1,14 m de diámetro y 1,88 m de longitud; una antena de alta ganancia es de 1,1 m. El peso del ingenio sin el propulsante es de 227 Kg (424 con el propulsante), de los que apenas 10 Kg son corresponden a la mayoría de los miniaturizados aparatos científicos. Dispone de cámaras para tomas multiespectrales, 2 en IR, 1 en UV y otra en banda visible en 5 longitudes de onda y con CCD, y un altímetro láser; en total se utilizan 11 bandas de frecuencia. Las cámaras se denominaban bajo las siglas UV/Vis, NIR, LWIR y HIRES. Algunos de los aparatos de la sonda fueron diseñados para su uso militar, de modo que su funcionamiento es probado aquí para observar su eficacia y modo en el que pudieran resultar afectados por las condiciones del espacio, como ya se ha hecho referencia con anterioridad. Las 4 cámaras han de tomar hasta 5.000 fotografías en cada una de las órbitas sobre la Luna. La UV/Vis podía tomar hasta 12 imágenes cada 1,3 seg (para su encuentro con el asteroide) y sobre la Luna realiza tomas de 40 Km de ancho desde 400 Km de distancia, bajo un campo de 4,2 por 5,6 grados. La NIR, con un campo de visión de 5,6º de lado tomaba igual anchura que la anterior para igual distancia. La resolución máxima es de 100 m en la banda visible y 150 en el IR cercano. La precisión del aparato láser de imágenes, o LIDAR, sería de 10 m y su actuación sería para cubrir entre los 60º de latitud Norte y otros tantos Sur; su resolución vertical era de 40 m y la horizontal de 100 m.
    El reparto de los 10 Kg de los aparatos científicos es el siguiente, con especificación de su consumo eléctrico: Cámara de seguimiento por estrellas, 580 gramos y 4,5 vatios; cámara UV y visible, 410 gramos y 5 vatios; cámara del IR cercano NIR, 1,9 Kg y 17,4 vatios; cámara IR de onda larga LWIR, 2,1 Kg y 17,4 vatios; cámara de alta resolución, 1,12 Kg y 13 vatios; altímetro láser LIDAR, 2,37 Kg y 5 vatios; telescopio de partículas cargadas CPT, 210 gramos Kg y 1 vatio; 4 dosímetros, 100 gramos y 0,1 vatios; experimento de radiación, 700 gramos y 2,4 vatios; y el experimento de cuenta de meteoritos y basura orbitales, 600 gramos y 2 vatios. El total del consumo asciende a 67,8 vatios, siendo sin embargo la capacidad del sistema eléctrico para suministrar de 360 vatios. La capacidad de transmisión es de 128 KB por segundo como máximo, y la capacidad de almacenamiento de datos, 1,9 GB con una grabadora de las llamadas del estado sólido. Como principal investigador de los experimentos figura Shoemaker.
    El motor principal de la sonda aportaba 489 newtons y llevaba además, como pequeños motores de propulsante sólido, 10 motores de 5,3 y 7 de 22,7 newtons. El cohete que se utiliza es un misil Titan modificado para esta aplicación con una fase última ISA con motor Star 37FM; el mismo, también llamado TE-M-784, medía 1,7 m de longitud y 90 cm de diámetro, pesaba 1.149 Kg, de ellos 82 Kg sin el propulsante sólido, tenía un empuje de 4.879 Kg en el vacío y funcionaba durante 1 min 04 seg.
    La red de seguimiento utilizada es la DSN de la NASA y las estaciones de seguimiento del DOD. El centro de control de la misión se situó en el del NRL en Alexandria, Virginia, con apoyo del centro Goddard y JPL. El director de la misión sería el teniente coronel P. Rustan, del BMDO, el director del programa, P. Regeon, del NRL, y principal científico, Eugene M. Shoemaker.
    El montaje de la Clementine se realiza entre mayo y septiembre de 1993 y fue llevada a la base Vandenberg para su lanzamiento el 30 de diciembre de 1993.

25 ENERO 1994
16 h 34 m. GMT. Es lanzado el ingenio hacia una órbita terrestre de aparcamiento desde la base aérea de Vandenberg, California, con un Titan II-G. Su designación internacional es 1994-004A. La primera órbita terrestre tiene 227 por 169.643 Km de respectivos perigeo y apogeo.
    La segunda órbita sobre la Tierra ha de tener, según el plan trazado, tras la modificación de la trayectoria, 1.141 por 385.643 Km de perigeo y apogeo respectivamente. En esta máxima distancia de nuestro planeta es donde el ingenio debía alcanzar la Luna y ya entrar en la órbita de la misma.

3 FEBRERO 1994
    Luego de 24 horas de retraso por problemas técnicos en las comunicaciones, que impidió la orden de encendido definitivo del motor a su debido tiempo, es impulsada la Clementine hacia un punto de encuentro con la Luna en trayectoria lenta.

19 FEBRERO 1994
    Clementine entra en órbita lunar polar de 415 Km de perilunio por 2.940 Km de apolunio, y un período de unas 5 horas, desde donde ha de realizar el fotografiado de la superficie de nuestro satélite natural. La primera imagen que habría de tomar sería del Polo Norte lunar.

26 FEBRERO 1994
    Comienza el primer ciclo de tomas planimétricas sistemáticas.

2 MARZO 1994
    El Pentágono presenta paladinamente las primeras fotografías obtenidas por la Clementine.

26 MARZO 1994
    Finaliza la sonda Clementine el primer ciclo de su labor y comienza el segundo.

22 ABRIL 1994
    Luego de recorrer 297 órbitas sobre la Luna en dos meses, la sonda Clementine completa el mapa lunar a base de unas 1.800.000 imágenes, tomadas en varias frecuencias, obteniendo además imágenes estereoscópicas de determinadas zonas de interés. La máxima resolución de las fotografías es de 15 m.
    También se obtienen datos relativos a la composición geológica del suelo lunar, las variaciones de gravedad en el mismo, etc. Resultan destacables los estudios realizados sobre el polo sur lunar, sobre el que se toman 1.500 imágenes, y se halla una formación, posiblemente un cráter de impacto, de unos 300 Km. De los datos aportados por la sonda, entre más significativos, figura la abundancia de hierro en la Luna lo cual contrasta con la teoría de formación de nuestro satélite natural que se cree desgajado de la Tierra. El total de información asciende al equivalente de 80 GB

3 MAYO 1994
    Se produce un encendido de 4 min de los motores para sacar al ingenio de la órbita lunar. A partir de aquí, el objetivo era dirigir la sonda con ayuda de la gravedad de nuestro planeta hacia un nuevo objetivo. Debía entonces ir hacia el asteroide 1620 Geographos, al cual debía alcanzar el 31 de agosto siguiente, a 5 millones de Km aproximadamente de la Tierra, pasando a solo 100 Km del mismo a 10,7 Km/seg de velocidad, formando un ángulo de 40º ambos vistos desde el Sol; las imágenes a tomar, unas 2.000 en total, deberían aportar una resolución máxima de 1 m en la banda visible.
    También se tenía previsto que en julio observara el choque del cometa SL-9 en el planeta Júpiter.

7 MAYO 1994
    La nave está en el primer perigeo de la trayectoria sobre la Tierra, de 60.000 por 385.000 Km de perigeo y apogeo (el plan inicial señalaba 24.237 por 554.899 Km de perigeo y apogeo respectivamente), de la que debía salir en el segundo paso ya hacia el previsto encuentro con el citado asteroide y luego de pasar cerca de la Luna de nuevo, a unos 7.342 Km sobre el papel. Pero el fallo de uno de los programas informáticos de la nave provoca un gran consumo de propulsante de 4 de los motores de orientación. Causa ello pérdida de contacto con la sonda, que empezó a girar a 30 revoluciones por minuto, y el agotamiento de propulsante para posteriores orientaciones. Entonces trascendió que ya se habían registrado primero problemas con el ordenador de la nave, pero se habían solucionado los problemas con la reiniciación de la memoria principal.

19 MAYO 1994
    Para reducir la rotación del ingenio se planificó un encendido del motor principal y dejar al mismo en una órbita terrestre de 60.000 por 12.000 Km de apogeo y perigeo, con lo que se abandonaba la misión hacia el asteroide Geographos. Luego se ordenarían otros dos encendidos para estabilizar más la rotación y el apogeo sería elevado a 290.000 Km. Dado que no se disponía del propulsante suficiente, no resultaba práctico enviar la sonda hacia el citado asteroide porque no podría ser orientada adecuadamente, pensando en dejarla en órbita terrestre.
    Pero desde entonces el ingenio pasaría 10 meses sin disponer de energía eléctrica y quedaría incomunicado. La temperatura que soportan sus partes es de 65ºC bajo cero.
    La perturbación posterior de la gravedad lunar lleva a la inserción de Clementine en una órbita solar que tiene 1,02 UA de distancia del Sol, o sea, una órbita parecida a la de la Tierra, y el período es de 387 días.

20 FEBRERO 1995.
    El centro de control logra conectar con la Clementine, luego de varios meses de vano intento, gracias a la adecuada orientación natural en su trayectoria curva y a una lenta recarga de sus baterías que reactivó el sistema de comunicaciones. Entonces se espera aun poder utilizar el ingenio para pruebas científicas y también militares de comprobación tecnológica.

10 ABRIL 1995
    Una vez recargadas las baterías, establecen contacto comprobando que todos sus sistemas están en condiciones para actuar. La sonda está entonces a 40 millones de kilómetros de la Tierra en su órbita solar.

3 DICIEMBRE 1996
    El Pentágono anuncia que la sonda Clementine había hallado con su sistema de radar lo que podría ser probablemente un lago de hielo en el Polo Sur de la Luna. Se trataría de un lago de unos 366 metros de diámetro y de al rededor de los 8 m de profundidad en el gran cráter Aitkin de 2.413 Km de diámetro y 12 Km de profundidad, medida esta por otra parte inusual y sorprendente en un cráter en el Sistema Solar, donde no se conoce otro caso igual en tamaño y profundidad. Dado que la citada zona no está expuesta a los rayos del Sol, la conservación de agua allí parece posible. Los datos resultarían polémicos para los astrónomos y serían rebatidos más tarde por otros medios.

        > CLEMENTINE 2

    A resultas del desarrollo de la Clementine, en cuanto a la colaboración tanto técnica como económica de la NASA, y el bajo costo de la misión, aun antes del disparo de la misma hacia la Luna, la BMDO estudió la construcción de una segunda Clementine con un costo calculado de 40 millones de dólares que pronto ascenderían en realidad a 75 millones.
    Su objetivo se estudiaba en 1994 y era entonces volar hacia dos asteroides sobre los que se quería proyectar un par de sondas para estudiar el suelo de los mismos. La Clementine 2 debería llevar 4 proyectiles de penetración llamados LEAP que habían sido concebidos originalmente para derribar misiles en el repetido programa SDI. En el impacto con los asteroides, se soltaría determinado material que sería estudiado desde la sonda con espectrómetros. Pero otra opción sería devolver la misión primordial hacia la Luna y utilizar los LEAP en la misma superficie selenita. La colaboración científica de la NASA podría ser aquí la de incluir un vehículo miniaturizado para desenvolverse sobre la superficie lunar e informar sobre la misma.
    La configuración de la Clementine 2 sería como la antecesora, pero añadiendo una etapa última de mayor potencia para alcanzar la velocidad de escape.
    En 1997 el Presidente Clinton vetó el proyecto del Pentágono para el Clementine 2.

<> SONDA SOHO. ESA-EUROPA / USA

    El SOHO es un observatorio científico europeo de investigación solar con un ingenio espacial situado en una trayectoria sobre el llamado punto Lagrange 1 o L1, a 1,5 millones de Km de la Tierra en dirección al Sol. Colabora en el proyecto al NASA y se trata de investigar al Sol, su mecanismo de calentamiento, la sismología, la corona solar, etc, y los fenómenos derivados del mismo, como el viento solar o la emisión de neutrinos, por ejemplo. El programa de estudio solar del momento se completa con otros ingenios espaciales, principalmente con el Wind americano y el Geotail nipón. El programa SOHO también se enmarca dentro del denominado Horizon 2000 europeo.
    El llamado punto Lagrange 1 es un lugar de estabilidad dinámica en la órbita de un satélite sobre un planeta, lo cual puede calificar al SOHO como satélite de la Tierra, aunque parece navegar en una órbita solar interna. Está realmente en la frontera, en un punto de equilibrio en que la gravedad terrestre y solar lo sostienen quieto, pero arrastrado por la Tierra. Sin embargo lo hemos incluido entre las sondas planetarias por su lejanía respecto a nosotros y por el objetivo a considerar. Tal punto se consideró ideal como plataforma de observación del Sol puesto que desde tal posición se puede observar el objetivo continuamente; desde una órbita normal sobre la Tierra, considerado el giro sobre ella, parte de la misma queda inutilizado por la sombra o noche.

    La sonda mide 3,8 m de altura, 3,65 m de lado y tiene una envergadura de 9,5 m con los paneles solares desplegados que aportan 1.350 vatios de energía eléctrica. Su peso asciende a 1.861 Kg a la partida, de los que 610 corresponden a los 12 aparatos científicos de la carga útil, en 3 de los cuales colaboró España (dispositivos de los experimentos GOLF y VIRGO, y sistema de adquisición de datos y control de los sensores del CEPAC); 8 son instrumentos europeos y 3 de la NASA. Los sistemas son básicamente de dos tipos, como es obvio, unos científicos y otros de servicio, cada uno en su módulo. El sistema de transmisión de datos en el vuelo es de 8 horas diarias en directo y el resto tras grabación en tandas de 4 o 5 horas. El motor de la sonda utiliza propulsante hidracina.
    Del total de aparatos científicos, 6 (SUMER, CDS, UVCS, SWAN, LASCO y EIT) son para el estudio de la atmósfera solar, 3 (GOLF, VIRGO y MDI/SOI) relacionados con los movimientos sísmicos del Sol, y 3 (COSTEP, CELIAS y ERNE) para el estudio del viento solar.
    Tales aparatos son en detalle:
SUMER. Espectrómetro para la medición UV solar y la emisión de radiación, con toma de temperaturas, densidades y velocidades en la cromosfera y corona solar. Es jefe del equipo científico el alemán Klaus Wilhelm bajo patrocinio del GSFC de la NASA.
CDS. Espectrómetro de diagnóstico de la corona para el estudio de la temperatura, densidad y flujos del plasma emitido por medición de UV extremo. Es jefe del equipo científico el británico Richard Harrison.
UVCS. Espectrómetro coronógrafo UV para el estudio de electrones e iones, temperaturas, densidad y velocidad sobre la corona. El jefe del equipo científico es John Khol y el patrocinio es del Centro Smithsoniano de Harvard para la Astrofísica.
SWAN. Anisotropía del viento solar para observación de la distribución y las variaciones del citado viento; se traza un mapa de la densidad de hidrógeno en la heliosfera hasta 10 diámetros del Sol. Es jefe del equipo científico el francés Jean Loup Bertaux.
LASCO. Espectrómetro coronógrafo triple de campo amplio para el estudio de la superficie solar y su distribución. Simula eclipses para tal estudio y observa la aceleración del viento solar desde su salida hasta que alcanza los 400 Km/seg sobre unos 15.000.000 Km. Es principal investigador Guenter Brueckner y el NRL americano.
EIT. Telescopio de imágenes del UV extremo para el estudio de la actividad de la corona y cromosfera solar. Es principal investigador de este experimento del GSFC de la NASA el francés Jean Pierre Delaboudiniere.
MDI/SOI. Investigación de las oscilaciones solares o velocidad fotosférica con un detector que observa las capas más externas. Es principal investigador el americano Philip Scherrer, de la Universidad de Stanford.
VIRGO. Para el estudio de la variabilidad de irradiación y oscilaciones gravitatorias, es decir, para medir las variaciones de energía emitidas por el Sol en determinados períodos largos y su gravedad. Es principal investigador el suizo Claus Fröhlich y es de patrocinio del ESTEC de la ESA con diversa colaboración de varias entidades de Holanda, Bélgica, Suiza y España (IAC).
GOLF. Para el estudio de las oscilaciones globales de baja frecuencia, entre los 10^(-7) y 10^(-2) hertzios. El aparato basado en el efecto doppler para medir los desplazamientos u oscilaciones en la fotosfera solar y la velocidad de expansión, con una precisión de hasta 1 mm. Es principal investigador el francés Alan Gabriel y este instrumental fue desarrollado por el Instituto Espacial de Astrofísica de Orsay, el Servicio Astrofísico de Saclay, el Observatorio de la Universidad de Burdeos, el Observatorio de Côte d’Azur, en Niza, todos ellos en Francia, y el Instituto de Astrofísica de Canarias, en Tenerife. Con la combinación de datos de los aparatos GOLF y VIRGO se esperaba detectar ondas gravitatorias del Sol.
COSTEP. Analizador de partículas energéticas. Estudia la distribución energética de los iones y protones de helio. Es jefe del equipo de investigación el alemán Horst Kunow y la Universidad alemana de Kiel.
ERNE. Experimento de electrones, energía y núcleos relativistas. Es principal investigador el finlandés Jarmo Torsti, de la Universidad de Turku, en Finlandia.
CELIAS. Sistema de análisis isotópico, carga y elementos. Para el estudio de la masa, carga, composición y distribución energética de partículas del viento solar. Es principal investigador el suizo Peter Bochsler de la Universidad de Berna.
    La SOHO fue construida principalmente por la empresa Matra Marconi Space, de Toulouse, Francia, aunque participan 12 compañías consorciadas internacionales de 15 países. El centro de control se fijó en las instalaciones americanas del centro Goddard de la NASA en Greenbelt, Maryland, que también participa, además de en experimentos, con su red de seguimiento DSN. Los resultados o datos enviados por la sonda son repartidos entre más de 400 especialistas de 20 naciones. El costo presupuestado inicialmente para el proyecto ascendió a 1.000 millones de dólares, repartidos a partes iguales por europeos y americanos. El programa inicial de investigación era de solo de 2 años pero se esperaba prolongarlo hasta 6, previsión a la que ya se ajustó el ingenio, e incluso a una prolongación de 4 o más años.

2 DICIEMBRE 1995
09 h 08 m. Hora española; 08 h 08 m, GMT; las 03 h 08 m, hora local. Se produce el lanzamiento del SOHO con un cohete Atlas Centaur II-AS en Cabo Cañaveral con la colaboración de la empresa Lockheed Martin.
    Al satelizarse fue denominado en nomenclatura internacional como el objeto 1995-065A. Tal partida tiene lugar con una semana de retraso sobre lo previsto inicialmente (día 23 de noviembre) por problemas con el cohete lanzador.
    La trayectoria seguida es de un recorrido previsto de 4 meses de duración (para cubrir los citados 1.500.000 Km), aunque luego fueron solo apenas 2,5 meses.

20 DICIEMBRE 1995
    En ruta hacia su destino en el punto Lagrange 1, el SOHO realiza las primeras mediciones sobre el Sol, con imágenes UV y de la corona.

4 ENERO 1996
    Se hace una corrección de trayectoria cuando el ingenio está a 1.400.000 Km de la Tierra.

14 FEBRERO 1995
    La sonda llega al punto previsto de destino en su trayectoria semanas antes de lo previsto inicialmente. Desde tal punto, dado el ahorro de propulsante logrado, la vida útil del ingenio, calculada en principio en 6 años, se piensa que se iba a prolongar hasta 20 años.

    En MAYO de 1996 el ingenio observa al cometa Hyakutake, obteniendo imágenes excepcionales al pasar tal objeto cerca del Sol.
    En JULIO de 1996 el SOHO capta que el planeta Venus tiene una cola de plasma, a base de iones de oxígeno y carbono, más larga de lo creído y que casi llega a la órbita de la Tierra.
    Aunque fue dado paladinamente a conocer más tarde, por entonces también captó llamaradas solares que producían ondas sísmicas en el Sol de una equivalencia en energía de 40.000 veces el terremoto de San Francisco de 1906.
    Entre el 22 y el 28 de DICIEMBRE de 1996, el SOHO capta imágenes de un cometa, que se denominó SOHO 6, que cruzó por detrás del Sol pero no volvió a reaparecer por lo que se dio por hecho que se precipitó sobre nuestra estrella. El SOHO anteriormente ya había captado otros 6 cometas.

10 ENERO 1997
    El SOHO capta una fuerte emisión de radiación solar, observando un aumento repentino y notable de la velocidad y densidad del viento solar. Unas horas después los niveles bajaron.

9 ABRIL 1997
    El SOHO detecta otra fuerte emisión de radiación solar.

    A finales de AGOSTO de 1997, gracias a los datos aportados por el SOHO, que mide sobre la superficie solar todos sus movimientos, es dado a conocer que el Sol tiene en su interior corrientes de plasma hasta 24.000 Km de profundidad que van desde el ecuador a los polos en forma de chorro.
    Al poco, también por datos aportados por el SOHO, se explica la mecánica de cómo las emisiones electromagnéticas en bucles de la superficie solar calientan a gran temperatura la corona solar.

    El 19 de NOVIEMBRE de 1997, cuando sus observaciones iban a ser coordinadas con las de una plataforma SPARTAN en el curso de un vuelo tripulado Shuttle, tuvo problemas que hicieron retrasar la suelta de la citada plataforma. Los estudios conjuntos que se pretendían eran relativos a la coronal solar.
    Por imágenes tomadas a fines de 1997 con el espectrómetro CDS del SOHO del Sol se establece un nuevo fenómeno de actividad solar que se denominó “parpadeos” (blinkers). El mismo consiste en breves fogonazos de unos minutos o explosiones esporádicas sobre la superficie solar. Su estudio se cree entonces que tiene interés en la cuestión del calentamiento del plasma y la aceleración de partículas y su relación con el viento solar.

    El 26 de FEBRERO de 1998, el SOHO participa en el programa de observación solar al tiempo de un eclipse parcial sobre América. Los datos obtenidos desde la Tierra y por la sonda son coordenadas en el centro Goddard de la NASA.

    Gracias a la interpretación de datos tomados con el instrumental MDI del SOHO entre el 28 y 29 de MARZO de 1998 se determinó la existencia de manchas solares sobre el hemisferio oculto del Sol y las que aparecieron 10 días más tarde en la parte visible, marcando un significativo avance en las predicciones de la actividad solar.

    A mediados de ABRIL de 1998 se presentaron resultados de estudios del SOHO sobre la corona solar, indicando que las erupciones en la corona afectan a toda la estrella y que a veces ocurren en cadena y otras simultáneamente en distintos lugares por inducción del campo magnético que los conecta.
    Gracias también al citado CDS del SOHO, por entonces se da a conocer el descubrimiento de que el viento solar tiene movimientos de sus masas con rotación muy rápida, de 15 Km/seg y excepcionalmente de hasta 500.000 Km/hora. Se habían observado una docena de tales fenómenos, principalmente cerca de los polos en forma de tornados y de un tamaño equivalente al de nuestro planeta.
    Los días 1 y 2 de JUNIO de 1998 el SOHO captó cómo se precipitaron sobre el Sol 2 cometas, el SOHO 54 y SOHO 55, fragmentos de otros mayores; el total de cometas captados que el SOHO llevaba hallados era de más de medio centenar, como se deduce de tal numeración. A las pocas horas se captó, con independencia del hecho anterior, una fuerte descarga magnética y una violenta expulsión de gas en el Sol.

    En la madrugada del 25 de JUNIO de 1998 se pierde el contacto telemétrico con la sonda debido a un error de dos comandos de calibración rutinaria del sistema giroscópico enviados desde la Tierra, desde un centro de control de la NASA, y un tercero contestado luego. Se pensó que el ingenio había perdido su orientación correcta hacia el Sol, girando en posición vertical hacia el Sol, y, pasando a la situación denominada ESR (de readquisición de emergencia del Sol), en los siguientes días se esperó que el sistema automático reorientara la posición. Pero no ocurre tal reposicionamiento, quizá por agotamiento de sus baterías al no recargar tras perder la orientación al Sol y desde la Tierra se intenta hacerlo enviando órdenes sin lograr nada desde el centro Goddard de control. Entonces los técnicos empezaron a darlo por perdido, al menos por una temporada de 2 o 3 meses, hasta que la trayectoria de la órbita le llevara a una posición favorable para que los paneles recargaran lentamente de electricidad. La previsión señalaba que el SOHO debía estar en activo hasta el año 2003, si bien la misión básica de 2 años ya había sido cumplida para entonces.

23 JULIO 1998
    Se localiza la posición del SOHO por radar, con emisión desde el gran radiotelescopio de Arecibo, de 305 m de diámetro. Las ondas rebotadas se captaron en California y de tal modo se evidencia que el ingenio estaba girando sobre sí, tal como se sospechaba. Tal rotación era de una vuelta por minuto.

4 AGOSTO 1998
    A las 00 h 51 min, llega una primera señal del SOHO tras la pérdida de control que es captada por la estación australiana de la red de seguimiento. Sin embargo dura solo 10 seg con lo que el proceso se advertía lento. Se esperaba que las baterías fueran recargadas lentamente en las siguientes semanas.
    Las posteriores operaciones lograron breves transmisiones telemétricas que confirmaron la baja temperatura a bordo de la sonda y la falta de carga en las baterías, entre otras cosas.

8 AGOSTO 1998
    El SOHO transmite algo de información sobre su estado. Los técnicos enviaron órdenes para que los paneles recargaran al menos parcialmente. Tras 10 horas de recarga, el ingenio transmitió 7 secuencias sobre su estado.

16 SEPTIEMBRE 1998
    Los técnicos logran, tras una transmisión de órdenes, que el SOHO encienda motores para reorientarse correctamente. La recarga de los paneles solares es correcta y desde entonces se consigue volver a controlarlo. Lo primero que los técnicos hacen es chequear todos sus aparatos y sistemas para ver si su estado era bueno.
    Entonces se apreciará que 2 de los 3 giroscopios de la sonda fallaban como consecuencia de haber estado congelados durante la pérdida del contacto anteriormente referido, creando ahora problemas de orientación. Los técnicos estudian entonces como afrontar tales deficiencias.

    A mediados de OCTUBRE los técnicos llevaban recuperados ¾ partes de los aparatos del SOHO.
    El 21 de DICIEMBRE siguiente la sonda volvió a fallar, entrando en modo seguro automáticamente posiblemente por fallar su último giroscopio activo.
    A principios de FEBRERO de 1999, gracias a los datos de la SOHO, se estableció el origen de la radiación solar de alta velocidad que a veces llega a nuestro entorno con fuerza e inutiliza aparatos de comunicación de los satélites artificiales.
    Además, desde el 2 de tal mes la sonda quedaba reprogramada para no utilizar los giroscopios de un modo novedoso y sin embargo poder seguir con sus observaciones.
    El 27 de JULIO de 1999 capta una erupción solar de un tamaño poco habitual: 35 veces mayor que la Tierra.
    A partir del 24 de SEPTIEMBRE de 1999 la SOHO recibía programas informáticos nuevos, entre cuyas novedades estaba la de poder ejercer el control de la sonda sin giroscopios. Mientras tanto la actividad investigadora de otros sistemas se redujo al mínimo.
    El 28 de NOVIEMBRE el sistema de control de la sonda se reinició y mientras se intentaba devolverlo a la normalidad volvió a repetir el proceso. Se achacó a algún momento de intensa radiación. El siguiente día 10 de DICIEMBRE estaba ya repuesto.
    El 7 de ENERO el sistema de control del SOHO se reinició, casi con seguridad debido a la acción de las partículas de radiación que afluyeron sobre el mismo.
    El 16 de FEBRERO de 2000 se produjo en el Sol una gran erupción en una mancha que envió mucha materia en dirección a la Tierra y tardó en llegar unos 4 días, siendo detectada por el SOHO junto a otro destello más que careció sin embargo de eyección de materia.
    Por entonces, el SOHO llevaba descubiertos con su aparato LASCO, que captaba el entorno solar hasta 20.000.000 Km, un total de 102 cometas, récord en hallazgos de cometas. La mayoría de los mismos, sin embargo, desaparecieron al caer sobre la corona solar.
    El 15 de MAYO, coincidiendo con una alineación de los planetas Mercurio, Venus, Júpiter y Saturno, dentro del campo de observación del coronógrafo LASCO, la sonda toma imágenes al respecto.
    El 7 de FEBRERO de 2001, el SOHO, que llevaba descubiertos al rededor de unos 300 nuevos cometas en su paso por el horizonte solar, observó con el LASCO como uno de ellos se precipitaba sobre el Sol. Tal cometa, descubierto un día antes y fotografiado entre 2,7 y 1,6 millones de Km del Sol dejó ver una cola de medio millón de Km de longitud. Fue denominado C-2001C2/SOHO y se cree que su núcleo solo tenía unos 15 m de diámetro, debido a que solo era un fragmento de otro cometa mayor.
    El 2 de ABRIL de 2001, a las 21 h 51 m GMT se produjo una enorme erupción solar (astronómicamente anotada como de tipo X20) que proyectó materia a 17.200.000 Km/h hacia una zona del espacio, y en los siguientes días otras menores pero considerables. El SOHO captó el fenómeno, ocasionado sobre una gran mancha solar de un área igual a 13 veces la Tierra, y el mismo dio lugar a una gran tormenta geomagnética que duró un día y fue acompañada de auroras boreales.
    El 5 de FEBRERO de 2002 falla la alimentación de energía en un giroscopio y el sistema de control de la sonda se reinicia por ello. Tres días más tarde, el día 8, tras la actuación de los técnicos, se repone la sonda y vuelve a operar con normalidad.
    El 16 de mayo de 2002, el espectrómetro SUMER captó corrientes de viento solar sobre el mismo Sol de 320.000 Km/h de velocidad.
    El 1 de JULIO de 2002 se produce una enorme erupción o llamarada solar, de un tamaño como la distancia Tierra-Luna, que es detectada por el SOHO a las 15 h 19 min, hora española.
    Por esta época, gracias al SOHO se llevaban descubiertos casi 500 nuevos cometas, todos bajo la misma denominación del ingenio solar y el correspondiente número secuencial.

23 JULIO 2002
    Se detecta una fuerte erupción solar, la mayor de 4 ocurridas en el corto y excepcional período de 8 días (15, 18, 20 y este 23 de julio).

12 AGOSTO 2002
El SOHO llevaba descubiertos 500 cometas, el último en esta fecha y el que fue denominado C/2002 P3, con lo que se convierte entonces en el mayor descubridor de cometas de la historia.

24 MAYO 2003
    La sonda observa la aproximación de dos cometas al Sol que cruzan muy cerca al mismo, sobre la propia corona solar lo que hizo evaporar rápidamente una parte de los mismos. Sin embargo, sobrevivieron excepcionalmente y la SOHO vio como dejaban su trazo de cola y seguir su órbita.
    Para entonces, el número de cometas vistos por el SOHO caer en el Sol asciende a más de 600.
    En junio siguiente se informó de que la sonda tenía problemas con el motor de control de orientación de la antena mayor en relación a su apunte hacia nuestro planeta. Ello ponía en peligro las transmisiones de datos, si bien funcionaba la antena de baja ganancia, aunque su velocidad en transmisión solo permitía la telemetría de los sistemas ordinarios. A finales de mes se anunció que la sonda quedaría durante 15 o 20 días sin poder ser operativa por ello. Pero el uso en la Tierra de antenas de gran diámetro (34 y 70 m) mejoró la recepción de datos con la antena de la sonda de baja ganancia, subsanándose parcialmente el problema.

    A principios de octubre de 2003 al equipo encargado del ingenio SOHO le fue concedido el Premio de la Academia Internacional de Astronáutica por su labor investigadora con el mismo.

24 OCTUBRE 2003
    La sonda detecta un incremento acusado del flujo de protones provenientes del Sol, originados en una gran tormenta solar. En los siguientes días el fenómeno persiste y 4 días más tarde otra erupción solar fue identificada por el SOHO como una de las mayores captadas por este ingenio. Tales fenómenos produjeron en la alta atmósfera terrestre espectaculares auroras.

    En las siguientes semanas trascendió que gracias a los estudios del SOHO se había esclarecido el proceso por el cual el Sol invertía su campo magnético cada 11 años.

22 MARZO 2004
    El SOHO identifica con su instrumento LASCO a su 750 cometa, cifra récord en el descubrimiento de cometas por un ingenio, e incluso por supuesto por un astrónomo. El estudio de ¾ partes de las fotografías de la sonda en las que se descubren tales cometas fueron realizadas por astrónomos aficionados que obtuvieron tales imágenes por Internet.

5 AGOSTO 2005
    El ingenio detecta su cometa número 1.000, lo que lo convierte en el instrumento astronómico que más objetos de tal tipo descubre en la historia.

2 DICIEMBRE 2005
    Los técnicos responsables del ingenio celebran el 10º aniversario del lanzamiento del mismo. Su vida útil había sido superada en 8 años y se había podido observar un ciclo solar casi completo (de 11 años). Un resumen de los logros de la sonda en tal tiempo señala importantes descubrimientos sobre la física de nuestra estrella, su actividad y consecuencias en la Tierra, adelantando perturbaciones con 3 días de antelación, la radiación, etc.

    En la primavera de 2006 se aprobaba la prolongación de la misión hasta diciembre de 2009.
    En AGOSTO de 2006 se llevaban descubiertos 1.185 cometas con este ingenio. De ellos, 1.000 son del llamado grupo del polaco Arkadiusz Kreutz, cometas con un perihelio de menos de 1,5 millones de Km del Sol.

    El 13 de DICIEMBRE de 2006, el SOHO captó  una enorme llamarada solar, fenómeno que a su vez desencadenó el siguiente día en nuestro planeta una tormenta magnética e intensa radiación.

    En mayo de 2007 se informaba de los estudios del instrumental GOLF del SOHO sobre la gravedad solar, determinando que su núcleo gira más rápido que el resto de la estrella, pero menos de lo hasta entonces creído.
    En septiembre siguiente el número de cometas descubierto por el SOHO ascendía ya a 1.350.
    El 25 de junio de 2008 el SOHO descubría su 1.500 cometa, de los que cerca de 1.300 son en realidad fragmentos de cometas rotos en un pasado al acercarse al Sol.
    El 26 de DICIEMBRE de 2010, al cabo de 15 años de observaciones solares, la sonda descubría con su coronógrafo su cometa número 2.000, lo que supone por entonces más de un 50% de todos los cometas conocidos; fue identificado en la fotografía correspondiente por el polaco Michal Kusiak.
    El 6 de septiembre de 2011 capta una eyección de masa coronal solar que lanzó una importante emisión de radiaciones de la clase más intensa, calificada X. Tal fenómeno hizo alertar sobre la posibilidad de alterar momentáneamente la magnetosfera terrestre y las telecomunicaciones globales pues la emisión pasaría cerca de nuestro planeta.
    Entre los días 13 y 22 de diciembre de 2011, el SOHO captó nada menos que 25 cometas acercándose al Sol, estadística inusual en tan breve tiempo de solo diez días.

El 4 de mayo de 2012 el SOHO entró en modo seguro y estuvo inactivo durante una semana.  
    El 20 de agosto de 2013 el ingenio capta una importante eyección de masa coronal en un período de máxima actividad solar, alertando de la posible incidencia en nuestros sistemas de telecomunicaciones.
    El 14 de septiembre de 2015 el SOHO descubre un cometa que hacía el número 3.000 de sus hallazgos de tales cuerpos, triplicando los descubiertos desde tierra en toda la historia. En estos trabajos de identificación de los cometas se destaca la mayoritaria labor de aficionados y voluntarios, siendo quien detecta este emblemático 3.000 el tailandés Worachate Boonplod, de Samut Songkhram. Pronto a cumplirse veinte años de misión, la mejor contribución del SOHO es sin embargo al conocimiento del Sol y los fenómenos del mismo que nos influyen.
    El 4 de noviembre de 2016 el ingenio capta una erupción solar extraordinaria, de categoría X28.
   En el verano de 2017, gracias a los datos del SOHO, se confirma que el núcleo del Sol gira a razón de una vuelta 4 veces más rápido que las capas más externas del astro.




      ==> LA MISIÓN SOHO CONTINUA AL REDACTAR ESTAS LÍNEAS.


<> SONDA NEAR. USA

    El proyecto NEAR (Near Earth Asteroid Rendez-vous, encuentro con un asteroide cercano a la Tierra) es el primero enfocado como misión primordial para el estudio de un asteroide y se enmarca dentro del llamado plan Discovery de la NASA, por el que se conciben las sondas más pequeñas y baratas en las misiones espaciales, siendo la primera del mismo. Fue dispuesto por los americanos y el asteroide elegido es el 433 Eros, del que se pretende averiguar su tamaño exacto, forma, masa, volumen, gravedad, rotación, campo magnético, composición y geología en general, así como los caracteres de su superficie y su geografía. El estudio de los asteroides se relaciona desde dos puntos de vista, uno como cuerpos más antiguos en la formación del Sistema Solar, y por el riesgo que corremos de que uno de tales caiga catastróficamente sobre la Tierra.
    Se planificó para lanzarla en febrero de 1996 y que el encuentro con Eros tuviera lugar a principios de 1999, si bien también tendría que sobrepasar primero el asteroide 253 Mathilde en junio de 1997 y volver a las cercanías terrestres en enero de 1998 para, con la ayuda de la gravedad de nuestro planeta, dirigir su trayectoria aumentando la velocidad hacia el objetivo citado y cambiar el plano de la eclíptica por el de la órbita del objetivo, de 10,8º. Al llegar a Eros, luego de seguirle en su trayectoria desde diciembre de 1998, la NEAR debería frenar su trayectoria y satelizarse sobre tal asteroide desde donde lo examinaría con sus aparatos. La órbita, circular, se iría reduciendo desde los 200 Km hasta los 35 Km de distancia de Eros. Finalmente, en el 2.000, luego de un año de estudio, se quería que la sonda realizara una especie de aterrizaje en el asteroide, más que nada como ensayo para futuras operaciones de este tipo.
    El NEAR tenía un peso inicial de 805 Kg, 318 de ellos de propulsante (209 Kg de hidracina y 109 de oxidante, respectivamente en 3 y 2 tanques), 3 m de altura, 1,7 m de lado en forma de octógono, con una envergadura de 5,4 m con los 4 paneles desplegados, que eran de 1,8 por 1,2 m. Los motores, además del principal de 450 newton de fuerza, eran 4 de 21 newton y 7 de 3,5. Disponía, además de los sistemas normales de navegación, comunicaciones (con una antena de 1,5 m de diámetro), electricidad de 1.800 vatios aportada por los paneles, etc, de los 6 siguientes aparatos científicos: un magnetómetro MAG para medir el campo magnético, un láser NLR para proyectar sobre Eros y determinar su topografía, un espectrógrafo IR de aplicaciones geológicas NIS, un sensor de rayos gamma XRS, otro de rayos equis GRS, y una cámara multiespectral para analizar las características de la superficie del asteroide MSI. Otro experimento era el de gravimetría con radio ciencia. Las tomas fotográficas del ingenio en las condiciones de satelización previstas sobre Eros tienen una resolución de al rededor de los 4 metros. El ritmo calculado de envío de imágenes es de 800 fotografías diarias. Para almacenar los datos disponía de una grabadora de las llamadas del estado sólido con 1,1 GB de capacidad de almacenamiento y otra de 670 KB, modelo 16MB IBM Luna-C.
    El instrumental MSI-NIS pesaba 28 Kg y su consumo era de 16 vatios. El primero llevaba 8 filtros y podía tomar imágenes entre1 seg y 10 milésimas de segundo. Su resolución era de 1 m. El NIS tenía una resolución de 300 metros. Podían funcionar ambos hasta -30ºC. El investigador principal de los experimentos es Veverka. El instrumental XRS-GRS pesaba 26 Kg y su consumo era de 31 vatios; el investigador principal es Trombka. El magnetómetro MAG pesaba 1 Kg y consumía 1 vatio; es investigador principal Acuna. El láser NLR tiene por principal investigador a Zuber. El experimento de radio ciencia RS y gravimetría tenía por investigador principal a Yeomans.
    La construcción del ingenio corrió a cargo de la Applied Physics Laboratory de la Universidad Johns Hopkins, en Laurel, estado de Maryland, siendo la primera vez que una sonda interplanetaria no es planificada desde cierta cota y construida por la NASA; el centro de control también se ubicó en el mismo sitio. Los paneles solares de que disponía la sonda eran 4, facilitaban 1.800 vatios en una distancia al Sol de 1 UA y 400 vatios a 2,2 UA, y suponían la única parte móvil importante de todo el ingenio; además, es la primera vez que un ingenio planetario lleva paneles para su alimentación eléctrica más allá de la órbita de Marte. Para completar el sistema eléctrico llevaba unas pilas recargables de níquel-cadmio.
    El coste de la misión asciende a solo 122 millones de dólares, teniendo como límite 150, y el desarrollo del proyecto hasta su lanzamiento precisó de solo 2 años y 3 meses, 8 meses menos de lo calculado. Con el cohete Delta II el costo asciende inicialmente a unos 230 millones de dólares.

17 FEBRERO 1996
20 h 43 m. GMT. Es lanzado en la plataforma 17-B de Cabo Cañaveral por medio del cohete Delta-II 7925 de 3 fases el ingenio NEAR. Su satelización tiene lugar en los 183 Km de altura y 28,74º de inclinación. Al salir al espacio se convirtió en el objeto 1996-008A en designación internacional. A los 22 min de la partida el ingenio se separó de la última fase, que actuó en el relanzamiento a los 13 min de la entrada en órbita, y abrió los paneles. El camino iniciado es de 2.080 millones de Km hasta el encuentro con Eros. Pero durante el mismo solo sería activada en los encuentros, yendo por lo demás con los sistemas hibernados salvo en los contactos rutinarios de comprobación de los mismos.

27 JUNIO 1997
12 h 56 m. GMT. El NEAR sobrevuela el asteroide 253 Mathilde a una velocidad de 35.748 Km/hora a una distancia mínima de solo 1.212 Km de distancia, a 328 millones de Km de la Tierra, en un acercamiento de 25 min.
    Del citado cuerpo celeste debía de enviar 534 fotografías obtenidas en el acercamiento con la cámara multiespectral; la resolución estimada es de 100 m y la secuencia de tomas planificadas es de 24 imágenes a los 5,2 min antes de la máxima aproximación, 144 imágenes a 2,87 min, 188 a los 3 min después de la máxima aproximación, 188 a los 10 min y 178 hasta los 20 min. Puesto que la decisión de observar a Mathilde no había sido contemplada inicialmente, la cámara no había sido concebida para una observación en sobrevuelo a gran velocidad por lo que se dudaba que las imágenes pudieran ser buenas. La realidad es que solo toma 294 fotografías.
    Para ahorrar energía, dado que solo funcionaba con paneles solares y se consideraba la distancia al Sol, no se activaron el resto de aparatos científicos para observar a este asteroide. Pero también se utiliza el sistema de comunicaciones por radio para un experimento de estudio de las variaciones observadas en las transmisiones en el estudio del momento de inercia, con lo que se determina la densidad media, la masa y su distribución en el Mathilde.

3 JULIO 1997
    Para la jornada se fijó una corrección de trayectoria.

15 SEPTIEMBRE 1997
    Luego de un cambio de planes científicos con el detector de rayos gamma de a bordo, modificando el programa informático, la NEAR detecta con una fuente de tales energías que duró 10 seg. Posteriormente acusaría 6 emisiones más que también serían captadas por otros ingenios espaciales.

9 ENERO 1998
    Se realiza una corrección de trayectoria, y es la 10 maniobra de tal tipo de la sonda.

23 ENERO 1998
    A las 08 h 23 m, hora española, la sonda NEAR llega a las cercanías terrestres, sobrevolando a 530 Km sobre la vertical del sudoeste de Irán, para con la ayuda de la gravedad de nuestro planeta salir impulsado en nueva trayectoria hacia el encuentro con el asteroide Eros. La velocidad del ingenio es de 46.670 Km/h. La alteración cambia la inclinación orbital de 0,5 a 10,2º y el afelio de 2,17 a 1,77 UA y la maniobra se denomina EGA. En este sobrevuelo, la sonda obtiene imágenes de nuestro planeta, del hemisferio Sur (África, Asia y Antártida), que transmite sin novedad. Igualmente en el acercamiento, también fue avistado por astrónomos con telescopios.

6 FEBRERO 1998
    A partir de entonces y por espacio de casi un año, la sonda viaja con el instrumental científico inactivo.

5 NOVIEMBRE 1998
    La NEAR está a unos 4 millones de Km del asteroide Eros e inicia la toma de imágenes del mismo.

20 DICIEMBRE 1998
    La sonda llega al entorno de Eros e inicia las maniobras para dejarse capturar por el citado asteroide con una corrección de trayectoria. En los días anteriores se hubo de corregir un fallo en el sistema informático de la sonda.
    Al cabo de 4 min del previsto encendido de 20 min para frenar la sonda cerca del Eros, el motor se apaga, se pierde la orientación del ingenio al dispararse los motores de posición y se pierde al final el contacto con la sonda; esto ocurre a las 23 h 10 m, hora española.

22 DICIEMBRE 1998
    Tras permanecer durante 27 horas sin contacto, los controladores consiguen reanudar las comunicaciones y comprueban que el motor estaba bien y que la sonda había pasado al estado llamado de modo seguro. Había sido un problema informático que produce un corte eléctrico a los motores y que tarda 27 min en restaurar. Pero el hecho es que la NEAR, que en la abortada operación solo gastó 30 Kg de hidracina, ya no iba a poder quedar en el entorno de Eros e iba a pasar de largo. La previsión había indicado que el siguiente día 28 debía estar a 21.000 Km del asteroide, pero ahora iba sin frenar a gran velocidad.

23 DICIEMBRE 1998
19 h 43 m. Hora española. La sonda sobrevuela Eros a 3.830 Km de distancia mínima y toma unas 1.100 fotografías del mismo. Desde la mínima distancia consigue 222 fotografías del suelo del asteroide y con los datos aportados por la sonda se determinan las principales características del mismo.
    Los técnicos apuntan que la posibilidad de satelizarse en Eros quedaba aplazada en aproximadamente un año, hasta la nueva coincidencia de las órbitas solares de la sonda y el asteroide, y en el supuesto de que no fallara el motor u otros sistemas.

3 ENERO 1999
    Los técnicos consiguen encender el motor de la NEAR durante 21 min y altera la velocidad en 935 m/seg; primero hizo otro encendido de 3 min que modificó la velocidad en 5 m/seg. La maniobra pretende facilitar el encuentro con Eros a 13 meses vista, en febrero del 2000, dejando a la sonda en una órbita paralela por detrás y un poco por debajo del asteroide (visto desde el Sol).

20 ENERO 1999
    Se realiza una pequeña corrección de trayectoria, aumentando la velocidad en 14 m/seg.

23 FEBRERO 1999
    La sonda pasa al llamado modo seguro o de reinicio sin que entonces se supiera cual era el problema.

4 AGOSTO 1999
    El sistema de control de la sonda se reinicia en prevención de seguridad.

12 AGOSTO 1999
    Nueva corrección de trayectoria de la sonda, la TCM-19, que modifica la velocidad en 21 m/seg. Entonces está a 536.000 Km del asteroide Eros.

20 OCTUBRE 1999
    La sonda NEAR realiza una corrección de trayectoria, la TCM-20, resultando en una primera apreciación que el motor había actuado en torno al 35 % menos de lo calculado. La distancia es entonces de 221.000 Km al asteroide Eros.

6 DICIEMBRE 1999
    Se lleva a cabo otra corrección de trayectoria, la 21, actuando el motor 6,57 % menos de lo calculado. Entonces, la sonda está a 101.000 Km aproximadamente del asteroide Eros.

3 ENERO 2000
    La sonda está a 68.000 Km de Eros. Los técnicos en tierra preparan las operaciones para tratar de satelizarla sobre el asteroide. Se llevan ya tomadas para entonces gran número de fotografías del mismo desde la NEAR.

10 ENERO 2000
    La sonda está a 52.000 Km de Eros. A partir de entonces, la sonda envía ya datos sobre el asteroide.

    A mediados de ENERO, para preparar el encuentro con Eros, se realizan varias simulaciones de la operación de satelización y otras actividades en tal cuerpo por parte de la sonda. A final del mismo mes, la NEAR se halla a solo 17.000 Km del asteroide y toma imágenes del mismo.

2 FEBRERO 2000
    Aunque se tenía previsto para la jornada una maniobra de corrección de trayectoria, la misma es suspendida al reiniciarse el sistema de control de la sonda a las 5 h GMT debido a un problema en el sistema de orientación. La maniobra se dejó entonces para el siguiente día.

3 FEBRERO 2000
    Se realiza la maniobra de ajuste de trayectoria TCM-22 para el encuentro con Eros mediante un encendido de motores de 1 min 30 seg. La distancia al asteroide es de 7.000 Km.

8 FEBRERO 2000
    Nuevo ajuste de trayectoria. El asteroide y la sonda están entonces a 220.000.000 Km del Sol y a 260.000.000 de la Tierra.
    El plan original, no cumplido debido a los fallos de finales de 1998, habría sido la llegada de la sonda con velocidad relativa respecto a tal cuerpo celeste de 5 m/seg. Tras la actuación de los motores, se hubiera satelizado en una órbita de 1.000 Km de distancia sobre el citado asteroide. Tal órbita se hubiera reducido luego hasta, si hubiera sido posible, posarse en el asteroide.

14 FEBRERO 2000
16 h 33 min. Hora española; 15 h 33 min GMT. Comienza un último encendido de motores de 57 seg, la sonda, que llega con velocidad de 10 m/seg y está entonces a 327 Km del centro del asteroide. La órbita es de 327 Km de periapsis por 450 de apoapsis, con un margen de error aproximado de unos 50 Km en ambos casos; quedaría en los siguientes días en una más baja órbita sobre Eros, a unos 200 Km de altura. Es pues la NEAR el primer satélite artificial de un asteroide. La maniobra es delicada porque la débil gravedad de este cuerpo celeste hizo necesario un ajuste muy preciso. El sentido de la satelización es el contrario al del giro propio de Eros. En los meses siguientes, la perspectiva era reducir altura hasta 50 Km; posteriormente se elevaría a 500 Km para tomas generales y más tarde debería descender a 2 Km para la correspondiente actuación del espectrómetro IR, e incluso posteriormente intentar hacerla aterrizar. Una hora más tarde tras la satelización, la sonda envía la primera fotografía de Eros desde su nueva posición.
    Desde la primera posición orbital, la sonda comenzó el fotografiado y sus observaciones con el magnetómetro, el altímetro, etc. En un primer vistazo, el asteroide se ofreció geológicamente más interesante de lo esperado, con zonas brillantes que atrajeron la atención de los científicos. La distancia de Eros a la Tierra es entonces de 256.000.000 Km y las señales tardan en llegar en consecuencia 15 min.

16 FEBRERO 2000
18 h 36 min. GMT. La sonda entra en el llamado modo seguro, reiniciándose, a perder su orientación el sensor estelar, pero el problema se soluciona horas más tarde y a las 13 h 30 min del siguiente día reanudaba su actividad de observaciones.

24 FEBRERO 2000
    Se efectúa la maniobra de corrección de órbita que queda en 200 por 366 Km de altura sobre el asteroide.

1 MARZO 2000
    Es encendido el motor de la sonda durante 40 seg para iniciar el descenso orbital.

3 MARZO 2000
    Se realiza otra maniobra para cambiar la órbita de la sonda hacia otra de 200,6 por 209,1 Km de altura; la misma se logra con un encendido de 15 seg tan solo. Por entonces se activarían el espectrómetro de rayos gamma y rayos equis y el aparato láser para calcular distancias, en el primer caso para determinar la abundancia de elementos en Eros.

    Por entonces, la NEAR fue rebautizada en tierra como sonda Shoemaker en honor al geólogo y astrónomo Eugene M. Shoemaker.

2 ABRIL 2000
    Se realiza una corrección orbital y la sonda queda en una órbita de 200 por 100 Km sobre Eros. Para entonces, había transmitido ya 2.400 imágenes del asteroide con resoluciones de 50 m, además de información de otro tipo.

11 ABRIL 2000
    Una nueva maniobra de corrección orbital se realiza, con un encendido de 5 seg, para dejar la altura constante en cerca de los 100 Km.

22 ABRIL 2000
    Es llevada a cabo otra corrección de trayectoria sobre Eros, la quinta, para bajar la órbita hasta los 50 Km de periapsis, siguiendo el apoapsis en los 100 Km.

30 ABRIL 2000
    Con el sexto encendido de motores, la órbita de la NEAR queda en 50 Km de altura constante sobre Eros. Los acercamientos sucesivos suponen aumentar la resolución de las observaciones con los distintos aparatos.

4 MAYO 2000
    Una intensa emisión del Sol de rayos equis permitió a la sonda observar, con su espectrómetro, su incidencia en la superficie de Eros. El estudio sobre una franja de 6 Km de anchura apuntó características similares a los primitivos terrenos en este sistema solar.

13 MAYO 2000
    El elevado consumo de energía del espectrómetro de IR cercano hizo que el mismo fuera desconectado, permaneciendo así varias semanas.

    A principios de JUNIO, el total de lecturas IR realizadas sobre el 60% del asteroide por la sonda ascendía a unas 58.000. Pero el aparato detector antes citado queda apagado.

7 JULIO 2000
    Se realiza la maniobra 7 de encendido de motores, la primera de dos de encendido de motores para reducir la altura orbital hasta los 35 Km de altura.

14 JULIO 2000
    Se lleva a cabo la maniobra 8 de encendido de motores y la órbita de la NEAR queda en los 35 Km de altura constante sobre Eros. Debido a la forma irregular del asteroide, la altura mínima es ocasionalmente en el trayecto de solo 19 Km.

24 JULIO 2000
    Una vez finalizadas las observaciones de cerca, la sonda vuelve a elevar su altura orbital, aumentando con un nuevo encendido de motores de 23 seg (TCM 9) el apoapsis hasta los 50 Km.

31 JULIO 2000
    Se ejecuta la maniobra 10 de encendido de motores en órbita y la altura orbital de la NEAR queda de nuevo en los 50 Km de altura constante.

8 AGOSTO 2000
    Mediante un encendido de motores la sonda cambia de plano orbital, de 90 a 106º. Es la TCM-11.

26 AGOSTO 2000
23 h 26 min. GMT. Se efectúa la TCM 12 y la órbita queda entre alturas de 50 a 100 Km de la superficie de Eros.

13 OCTUBRE 2000
05 h 45 min. GMT. Se realiza la maniobra de encendido del motor TCM 14. La nueva órbita es de 100 por 50 Km.

20 OCTUBRE 2000
    Se lleva a cabo la maniobra TCM 15 y la sonda queda en órbita de 50 Km de altura constante.

25 OCTUBRE 2000
    Con la maniobra TCM 16 se deja la órbita en 50 por 21 Km de altura sobre Eros. La sonda se aproxima en un punto a una distancia mínima de solo 5,3 Km del suelo de Eros. La mayor cercanía de la órbita resulta también más inestable y por lo tanto no puede permanecer en tal posición mucho tiempo. La velocidad orbital de la sonda es entonces de unos 22 Km/hora.

26 OCTUBRE 2000
    Nuevo encendido de motor (TCM 17) y la órbita se cambia a una de 200 por 63 Km.

3 NOVIEMBRE 2000
    Otro encendido del motor, de solo 3,5 seg, y la órbita pasa a ser de 200 Km de altura constante. Desde aquí se realizan mapas generales del asteroide.

7 DICIEMBRE 2000
    Nuevo encendido de motor, maniobra TCM 19, y la órbita pasa a ser de un periapsis de 35 Km por un apoapsis de 200 Km.

13 DICIEMBRE 2000
    Se efectúa la TCM 20, con un encendido de 1 min o poco más, y la órbita pasa a ser circular de 35 Km de distancia constante sobre el centro del asteroide Eros.
    El total de fotografías enviadas hasta entonces por la sonda asciende a unas 150.000, además de gran número de datos.

21 ENERO 2001
    Un nuevo encendido del motor para cambiar de órbita lleva a la sonda a una trayectoria de 35 por 24 Km sobre Eros.

28 ENERO 2001
    Se realiza la corrección TCM 22 y la órbita pasa a ser de solo 2,74 Km de altura sobre el suelo del asteroide, lo que hace que la sonda roce el suelo del mismo. Más tarde, en la misma fecha, con otro encendido, de 3,8 seg, se eleva la altura mínima para dejar la órbita en circular de 35 Km.

12 FEBRERO 2001
15 h 15 min. GMT. Se realiza un encendido del motor de la sonda, entonces a 26 Km de altura, para acercarla al suelo del asteroide; esto se produce a 316.000.000 Km de la Tierra y la órbita sobre Eros pasa a ser de 35 Km por 7,5 Km sobre el centro del asteroide y por lo tanto queda en ruta de colisión con su superficie. Se intenta un sobrevuelo a solo 500 m del suelo del asteroide para obtener imágenes de gran nitidez, con una resolución de 10 cm tan solo. La velocidad calculada que llevara incluso al aterrizaje a la sonda es de 3 Km/hora o poco más. La maniobra consta de 4 ajustes con los motores, la primera a una distancia de 5 Km, la segunda a 3 Km y el resto a menos, y entraña riesgos porque la sonda debía quedar con la antena orientada hacia la Tierra y los paneles solares (y antenas) sin daño para sobrevivir al roce con el suelo del asteroide.
    La sonda no había sido diseñada para tal aterrizaje, pero su propulsante estaba casi agotado, de modo que había poco que perder. El área del asteroide elegida es la llamada Himeros y tiene unos 5 Km de radio, está lleno de piedras de distintos tamaños, y en el acercamiento, progresivo, de una duración de unas 4,5 h, la sonda debía ir tomando fotografías cada vez de más cerca y enviarlas a la vez a la Tierra (de almacenarlas y finalizar su vuelo en impacto no podría luego transmitirlas).
    La operación se desarrolla con expectación y la sonda comienza a enviar una fotografía cada minuto, la última a solo 120 m de distancia del suelo; de tal imagen llegó solo una parte y cogía un trozo de terreno de solo 6 m, siendo la resolución de 1 cm. El total de imágenes enviadas en estos últimos 5 Km fue de 69. Finalmente todo sale bien y,
20 h 01 min 52 seg. GMT. La muy baja gravedad de Eros y una velocidad de 1,9 m/seg (7 Km/h) permiten el contacto de aterrizaje de la sonda, siendo así el primero sobre un asteroide de un ingenio humano. Luego aun llegaron señales a la Tierra, a velocidad reducida de 10 bits/seg, confirmando la supervivencia de la NEAR. Se comprobó que los motores de posición podían aun funcionar y el pequeño choque se cree que causó un rebote. La sonda quedó a unos 200 m del lugar previsto. Al ver que podía funcionar se le activó el magnetómetro el siguiente día 15 y se consideró la posibilidad de que encendiera el motor para cambiar de posición en un corto salto, pero la idea fue luego desechada dada la escasez de propulsante. De cualquier forma la misión se extendió en 10 días para tomar datos con el instrumental disponible.
    En total, la sonda NEAR Shoemaker tomó unas 160.000 fotografías de Eros y obtuvo datos muy superiores en cantidad a los previstos inicialmente.

18 FEBRERO 2001
    Se reciben en tierra los datos del magnetómetro tomados 3 días antes.

    En total, tras el aterrizaje se siguió la misión durante 14 días. En tal posición, apoyada la sonda sobre sus paneles solares, los aparatos científicos de a bordo aportaron datos sobre el suelo del repetido cuerpo celeste e indicaron su composición química. Fue la última labor de la sonda NEAR.

28 FEBRERO 2001
    Tras el envío de órdenes al respecto, la sonda pasa a estado de aletargamiento y dejó de emitir hasta nueva orden desde la Tierra.

10 DICIEMBRE 2002
    Luego de más de 21 meses de silencio, se intenta contactar con la sonda pero no se logra su reactivación. Quizá había quedado averiada debido al intenso frío sideral.

<> SONDA MARS GLOBAL SURVEYOR. USA

    Aprovechando una aproximación de Marte y luego del fracaso del Mars Observer en 1993, la NASA vuelve a intentar seguir con la exploración de Marte con un proyecto de dos naves, la presente MGS, Mars Global Surveyor (Topógrafo Global de Marte) y la Mars Pathfinder, ambas enmarcadas dentro del programa general de sondas baratas y pequeñas Discovery, de bajo peso, proyecto general que fue estudiado en firme desde 1991, principalmente por el centro Ames de la NASA y el equipo de William Keiser del JPL, y bajo cuyo primer propósito se querían lanzar a Marte una veintena de tales pequeñas naves. El programa pretende enviar cada aproximación marciana, cada 26 meses, y hasta el año 2.005, pares de sondas, una para orbitar y otra para aterrizar. Los objetivos generales son el estudio del suelo marciano y su geología, el clima y la posible existencia de vida. Además, al mismo tiempo debía volar la nave rusa Mars96, misión en la que también colaboran los americanos, aunque tal sería un fracaso total en el principio del vuelo.
    En este caso concreto el ingenio MGS está destinado a ser un satélite de Marte, en órbita polar, desde donde observaría principalmente su superficie a fin de confeccionar planos fidedignos de la misma y determinar futuros descensos allí. Los objetivos vuelven a ser, de un modo general, el estudio de la superficie de Marte, su atmósfera y meteorología, y campo magnético durante un año marciano (687 días). Desde tal posición orbital polar el ingenio sobrevolaría cada 7,2 días todo el globo marciano

    El plan de vuelo, concebido tras el fracaso del referido Mars Observer y para cubrir el 80 % de las observaciones previstas para éste, fijó su partida para noviembre de 1996, dentro de una ventana que iba del 6 al 25 del citado mes, con la idea de que la nave llegara a una órbita en Marte en septiembre de 1997 y empezara sistemáticamente sus observaciones del suelo marciano a partir de marzo de 1998. La inserción orbital en el planeta rojo se haría con ayuda del frenado aerodinámico en una llegada tangencial sobre la atmósfera marciana. Este aerofrenado se prolongaría varios meses para ajuste de la órbita y actuaría en un promedio reductor de la velocidad en unos 5 m/seg hasta quedar en una casi circular de 378 Km de altura, de 117 min 39 seg de período.

    La nave tiene un peso de 1.062 Kg, una altura de unos 3 m y un diámetro de 1,5 m, sin contabilizar paneles, ni antenas, con los que alcanza una envergadura de 10 m. Como sistemas propios consta de un sistema de control, uno de navegación con motores de propulsión y posición, estabilización sobre 3 ejes, un sistema eléctrico que lleva 2 paneles solares a ambos lados, y sistema de comunicaciones. Todos ellos fueron alojados en un módulo rectangular de 80 cm de altura de equipos y otro de propulsión con los motores y tanques de propulsante. El instrumental científico se colocó sobre el exterior de los módulos.
    El motor principal es de 659 Newtons de empuje y se nutre de los hipergólicos tetróxido de nitrógeno (N2O4) e hidracina. Para orientación lleva un bloque de pequeños motores de 4,45 Newtons de empuje. El total de propulsante llevado son 385 Kg de los que el 75 % son gastados en la maniobra MOI de inserción en órbita marciana. El cuerpo de la nave pesaba 595 Kg y los aparatos científicos 75 Kg.
    Los ordenadores de la nave son 2 idénticos, cada uno de los cuales controlado por un microprocesador Marconi 1750A de 128 KB de memoria ROM que contiene las rutinas básicas de supervivencia para el caso de reinicio. Para la grabación de otros datos, incluidos los científicos, se cuenta con 2 grabadoras de 375 MB, siendo la primera vez que una sonda espacial lleva una memoria RAM en vez de un sistema magnetofónico para almacenaje masivo de datos, lo cual reduce la complejidad operativa. Los paneles solares son de 1,85 m de ancho por 3,53 m de longitud. En los extremos de los paneles van dos aletas en prolongaciones de igual anchura de, en total, 81,3 cm añadidos y geometría adecuada para actuar como ayuda en el freno controlado con la atmósfera de Marte en la maniobra de inserción orbital allí; esta técnica ya se ensayó primero con la sonda Magallanes en Venus. Cada panel en si mismo consta de 2 placas de células solares de silicio y arseniuro de galio. La aportación energética de los mismos es entre 660 y 980 vatios, en dependencia de la menor o mayor cercanía al Sol de Marte. Como acumuladores para subsistir en los pasos de sombra lleva 2 pilas de níquel-hidrógeno que pueden funcionar 1 hora sin recargar. Para las comunicaciones lleva una antena de alta ganancia de 1,5 m de diámetro. Se añade otra antena y ambas utilizan la banda X trabajando en los 8,4 GHz e utilizando 25 vatios. La capacidad para las recepciones de señal es de 500 bits/seg, que equivalente a 750 comandos por minuto. Las retransmisiones en cambio son de 85.333 bits/seg (10,6 KB/seg), esperando que en total los 6 instrumentos científicos de la sonda enviaran 83 GB de información sobre Marte.

    Entre los aparatos científicos de que fue dotado había 5 que eran copia de los del Mars Observer. Todos los aparatos científicos de la sonda son 6: espectrómetro, altímetro, magnetómetro, y 3 cámaras.
    El MOC, cámaras del Mars Orbiter para el estudio global de la superficie y atmósfera marcianas, su interrelación, los sucesivos cambios climáticos a lo largo de sus días, meses y años, y el estudio sistemático de determinadas áreas locales con alta resolución a los mismos efectos. La capacidad de barrido de la cámara es de 140º para el gran angular y de 0,4º para el objetivo de campo estrecho o teleobjetivo, siendo la resolución de 280 m en el nadir y 2 Km en el limbo la primera, y 1,4 m la otra. El gran angular tiene un objetivo de 11,3 m y f/6.5 y el estrecho de 3,5 y f/10. La detección espectral la realizan el gran angular en los 0,57 micrones, banda del rojo, los 0,40 a 0,45 micrones, banda del azul, y la de campo estrecho de los 0,50 micrones a los 0,90. Su electrónica es de 32 bits, 10 MHz, lleva un microprocesador SA3300, una memoria EPROM de 128 KB, unas velocidades de envío de datos de 700, 2856, 9.120 y 29.260 bytes/seg en tiempo real, y su programa contiene 38.000 líneas en código de lenguaje C. El equipo completo pesa 21 Kg y sus dimensiones son de 80 por 45 cm. Como principal investigador figura M. Malin y participan otros del Instituto Tecnológico de California y la Universidad de Cornell.
    El altímetro láser, MOLA, tenía un peso de 25,85 Kg y consumía 34,2 vatios. Principalmente para el estudio topográfico del suelo marciano, con una resolución media global de 30 m, sirve también para el análisis de la reflectividad de la superficie, con una precisión del 10 %, y estudios de mineralogía. El instrumental que lleva es un transmisor láser y un receptor parabólico de 50 cm. Las áreas tomadas son de 160 m de lado y la resolución vertical es de 40 cm, utilizando 10 pulsos por segundo. Dispone de 4 filtros de 20, 60, 180 y 540. En su parte electrónica utiliza un microprocesador 80C86 y la velocidad de transmisión de datos es de 618 bits/segundo. Es principal investigador D. E. Smith, del GSFC de la NASA, centro con el que también participan el MIT (M. T. Zuber), la Universidad Brown, y otros.
    El TES, espectrómetro de emisión térmica, tiene por objetivo determinar la composición geológica de la superficie marciana, distribución y composición del polvo atmosférico, localización de hielo, nubes de dióxido de carbono condensado, y sus temperaturas, distribución y abundancia, y estudio de las variaciones en la distribución del hielo en los casquetes polares. Lleva un interferómetro Michelson para trabajar en las bandas espectrales de los 6,25 a 50 micrones y con una resolución espectral de 5 a 10 cm^(-1). Su electrónica utiliza un microprocesador 80C86, tiene una memoria RAM de 600 KB, la transmisión de datos en tiempo real alcanza los 4.992 bits/seg. En una placa de este instrumental, con misión de calibración, se colocó un diminuto grano del meteorito marciano Zagami, hallado en 1962 en Nigeria; de tal modo, este pequeño trozo volvería a su planeta de origen al final, cuando el ingenio finalizara su misión y cayera sobre el suelo marciano. Es investigador principal Philip Christensen y el instrumental fue construido en la Universidad de Arizona; otros miembros del equipo del TES fueron Stillman Chase, Todd Clancy, Roger Clark, Barney Conrath, Hugh Kieffer, el ruso Ruslan Kuzmin, Mike Lain, Greg Mehall, John Pearl y Ted Roush.
    El MAG/ER, magnetómetro y reflectómetro para el estudio de la naturaleza del campo magnético de Marte y su interacción con el viento solar, también pretende el estudio de la ionosfera del planeta. Utiliza microprocesador 80C86, 16 KB de memoria, y retransmite datos a razón de 1.296 bits/seg. Es principal investigador M. Acuña, del GSFC de la NASA y colaboran diversos centros como CNES francés, la Universidad austriaca de Graz, la Universidad Rice, etc.
    El transmisor marciano MR, recibe la telemetría con todos los datos del instrumental de otra sonda aterrizada en Marte y la retransmite a la Tierra. Utiliza antenas y transmite con una velocidad de entre 8 y 128 KB/seg. Recibe en la frecuencia de los 401,5 MHz y 405,6 MHz, y transmite en los 437,1 MHz con 1,3 vatios.
    Otro experimento se realiza con la radio, RS, utilizando un oscilador ultraestable USO, con lo que se pretende determinar por el índice refractario y en combinación con la DSN de seguimiento terrestre, la densidad, temperatura y presión por encima de los 20 metros de altitud en bajas alturas en la atmósfera marciana, así como la estructura a pequeña escala de atmósfera e ionosfera. También se pretende el estudio de la gravedad y corteza del planeta y su estructura. El sistema utiliza las frecuencias 7164,624 MHz, 8417,716, y 8416,368 MHz. Encabeza el equipo de investigación G. L. Tyler, de la Universidad de Stanford, y participan el JPL, el GSFC, y un centro francés.

    La construcción fue adjudicada el 8 de julio de 1994 a la empresa Lockheed Martin, en Denver, que tenía un plazo de poco más de 2 años para ello. La sonda fue llevada a Cabo Cañaveral en agosto de 1996, siendo la fecha fijada entonces para el lanzamiento la del 6 de noviembre siguiente.
    El costo del proyecto, incluida la sonda y el cohete lanzador Delta, es de solo 235 millones de dólares. Dado el bajo peso de la sonda no se usó el habitual cohete Titan utilizado en otras ocasiones para disparos planetarios con lo que el ahorro respecto al Delta es de 300 millones de dólares. El centro de control será de nuevo el JPL californiano.
    El primer intento de disparo en la fecha del 6 de noviembre de 1996 falla debido al mal tiempo.

7 NOVIEMBRE 1996
18 h 00m 49,996 seg. Hora española; las 12 h 00m 49,996 seg, hora local; 17 h 00 m 49,996 seg, GMT. Es lanzado en la plataforma 17A de Cabo Cañaveral el MGS por medio de un cohete Delta II, el Delta 7925. A su salida al espacio, su designación internacional será 1996-062A. El vuelo hacia Marte es de 300 días de duración y con un recorrido de unos 692 millones de Km.

8 NOVIEMBRE 1996
    Al abrirse los paneles solares, en uno de ellos se rompe una pieza del mecanismo de apertura. El panel queda completamente desplegado pero a 20º de la posición prevista. A efectos de su misión de abastecimiento eléctrico la merma no es considerable pero ello hará que la llegada a Marte del ingenio sea replanteada toda vez que el frenado es parcialmente aerodinámico y se corre el riesgo de que tal acción lo pliegue de nuevo. Por ello, la posición de llegada es con la sonda girando para que la fuerza centrífuga le impida cerrarse. Para completar la operación se programa un frenado aerodinámico durante más tiempo.

21 NOVIEMBRE 1996
    Se realiza una corrección de trayectoria, la primera tras el lanzamiento.

14 MARZO 1997
    La otra nave en vuelo hacia Marte, la Mars Pathfinder, sobrepasa en su ruta a la del MGS que viaja más lentamente para facilitar su inserción en órbita marciana y ahorrar propulsante.

20 MARZO 1997
    Para la jornada se tiene fijada la segunda corrección de trayectoria. No había ya ninguna otra prevista. En caso de algún error en tal maniobra, para el día 21 de abril siguiente se tenía prevista la posible rectificación.

10 JUNIO 1997
    La sonda está a 143,2 millones de Km de la Tierra, yendo a una velocidad relativa de 21,63 Km/seg. A la vez está a 22,89 millones de Km de Marte, siendo la velocidad de 3,40 Km/seg respecto al citado planeta. La distancia al Sol es de 217,07 millones de Km y la velocidad relativa de 22,46 Km/seg. Las señales tardan en llegar a nosotros 7 min 57 seg.

    A finales de JULIO de 1997, a menos de 1 mes de la satelización prevista en Marte, los técnicos de la NASA ensayan la satelización de la MGS cuando la sonda está a 202.000.000 Km de la Tierra y a 11.760.000 Km de Marte.

11 AGOSTO 1997
    Son activadas las cámaras de imágenes para su calibrado apuntando desde entonces y por espacio de varios días a varias estrellas de la constelación del Escorpión (Beta, Omega-1 y Omega-2).

15 AGOSTO 1997
    EL MGS va a una velocidad que cubre a diario 242.500 Km y está a 6.750.000 Km de Marte. Su velocidad es de 21,8 Km/seg respecto al Sol y el ingenio está a 226.680.000 Km de la Tierra.

19 AGOSTO 1997
    Tras calibrar las cámaras de imágenes, se toman las primeras fotografías de Marte en el vuelo. También se toman datos con el espectrómetro de emisión térmica que evidenciará el dióxido de carbono de la atmósfera marciana, confirmando el buen funcionamiento del aparato.
 
21 AGOSTO 1997
    La sonda es hecha girar para apuntar mejor con sus aparatos hacia el planeta Marte durante 1 hora.

22 AGOSTO 1997
    El ingenio está a 5.040.000 Km de Marte y va a 245.200 Km/día de velocidad, 21,85 Km/seg respecto al Sol. Las imágenes tomadas del planeta rojo, dada la distancia, tienen aun una resolución de 21 Km, equiparable a la del Hubble en órbita terrestre.

25 AGOSTO 1997
    La sonda es ajustada en su trayectoria para la inserción orbital adecuada prevista para los siguientes días. La velocidad en modificada en 0,39 m/seg y es la última maniobra para tal menester.

29 AGOSTO 1997
    EL centro de control envía a la sonda los comandos finales para su satelización en el planeta rojo.

5 SEPTIEMBRE 1997
    La sonda está a 1.560.000 Km de Marte y va a 249.350 Km/día de velocidad. Respecto al Sol marcha a 22,04 Km/seg. La distancia a la Tierra es de 248.700.000 Km.

9 SEPTIEMBRE 1997
    Es activado, por medios pirotécnicos, una válvula para dar presión a los tanques de propulsante para preparar la actuación del motor en la satelización. La sonda está a 600.000 Km de Marte y su velocidad es de 251.000 Km/día.

10 SEPTIEMBRE 1997
    La distancia a Marte es de unos 300.000 Km.

12 SEPTIEMBRE 1997
    Día 309 de vuelo del MGS.
03 h 04 m. Hora española. Llega la sonda al punto de inicio de maniobra para la entrada en órbita polar de Marte en la llamada maniobra MOI a 1.550 Km de distancia entonces del planeta; su velocidad es entonces de 5.090 m/seg. El encendido de frenado de motores es de 22 min 39 seg que consumen 281,75 Kg de propulsante tetróxido de nitrógeno frenando la sonda en 973,03 m/seg; queda pues el ingenio con una velocidad de menos de los 15.000 Km/hora. La cantidad de propulsante que queda en los tanques es de un 31 % de hidracina y de un 9% de tetróxido de nitrógeno.
03 h 17 m. A poco más de 12 m tras iniciar el encendido, la MGS pasa por detrás de Marte visto desde la Tierra. La señal en consecuencia se pierde entonces. La distancia a la Tierra es de 254.560.000 Km.
03 h 26 m. Hora española; las 01 h 26 m, GMT. Tras una actuación de motores de 22 min 39 seg, el ingenio queda entonces en órbita marciana. La misma es inicialmente de 54.026 Km de apoapsis por 262 Km de periapsis y 44 horas 59 min 34 seg de período. A partir de aquí, irá frenado con ayuda de la atmósfera marciana su trayectoria para quedar dispuesto al cabo de 6 meses, el 14 de marzo siguiente, en una órbita de media de unos 378 Km de altura para iniciar su labor de investigación sistemática durante un año marciano (687 días nuestros), hasta el 31 de enero del año 2.000.
03 h 57 m. La MGS reaparece por el otro lado de Marte y su señal vuelve a llegar a la Tierra, confirmando la satelización correcta.

13 SEPTIEMBRE 1997
    Día 310 de vuelo del MGS y 2º en órbita de Marte. Los técnicos activan por la tarde a 2 h del comienzo de la segunda órbita el magnetómetro y espectrómetro de emisión térmica del ingenio.

14 SEPTIEMBRE 1997
    Día 311 de vuelo del MGS. El equipo de control del vuelo se dedica a enviar a la sonda nuevos programas e instrucciones para disponerla para el trabajo de estudio de Marte desde la órbita seguida. Algunos aparatos son activados para su comprobación.

15 SEPTIEMBRE 1997
    Día 312 de vuelo del MGS. Cuatro de los aparatos de la sonda eran activados durante unos 20 min cuando recorre el periapsis de la tercera órbita, de unos 263 Km de altura sobre Elysium Planitia. La MGS toma datos sobre el campo magnético de Marte, confirmando su existencia y resultando mayor de lo esperado. Sin embargo, el mismo resulta ser muy débil, 800 veces menor que el de la Tierra; no impide ello que en el pasado hubiera podido ser mucho más fuerte, de modo que protegía de las radiaciones al suelo del planeta, añadiendo un punto de posibilidad a la existencia de vida en tal pasado.

16 SEPTIEMBRE 1997
    Día 313 de vuelo del MGS y 5º en órbita de Marte. El MGS alcanza el apoapsis de la órbita, de 54.002 Km, y recibirá orden de encender el motor principal durante 5 seg para bajar un poco tal trayectoria, hasta 150 Km de altura el periapsis, con un frenado de 4,4 m/seg. Además, el frenado producido por la atmósfera del planeta también va a cumplir a partir de entonces su papel, según lo calculado, hasta dejar el apoapsis en unos 450 Km. La Tierra está a 258.150.000 Km.

18 SEPTIEMBRE 1997
    Día 315 de vuelo del MGS y 7º en órbita sobre Marte. Se realiza un encendido de motores para bajar el periapsis a 128 Km. El encendido de los mismos dura 20 seg y frena la velocidad en 799 m/seg.

19 SEPTIEMBRE 1997
    Día 316 de vuelo del MGS y 8º en órbita de Marte. A las 15 h 28 m, hora española, el MGS pasa por el apoapsis, de más de 53.000 Km, de su 5 órbita en el planeta rojo; su velocidad es entonces de 360 m/seg. La fricción aerodinámica hace aumentar en 10ºC la temperatura de los paneles solares. La acción paralela es el frenado de tal atmósfera sobre la sonda.

20 SEPTIEMBRE 1997
    Día 317 de vuelo del MGS y 9º en órbita de Marte. A las 8 h 59 min, hora española, el MGS pasa por el periapsis marciano. El siguiente frenado de la sonda se había calculado para bajar el periapsis de los 128 a los 117 Km, pero se consideró que sería suficiente dejarlo en 121 Km.

23 SEPTIEMBRE 1997
    Día 320 de vuelo del MGS y 12 día en órbita de Marte. El ingenio pasa por el periapsis de la séptima órbita, la cuarta soportando el frenado aerodinámico de la atmósfera marciana que hace ya descender el apoapsis desde 53.595 Km a 53.340 Km. La mínima altura entonces sobrevolada sobre el planeta es de 120,9 Km y el período de la órbita es de 44,08 horas.

24 SEPTIEMBRE 1997
    Para las 06 h 31 m, hora española, se fijó el encendido de motores de la sonda para bajar posteriormente el siguiente periapsis a 116 Km. Con ello se pretende aumentar el frenado hasta los 5 metros/segundo por cada órbita, en vez de 0,65 m/seg que era el parámetro que venía registrando. Los sistemas de la sonda siguen funcionando de modo satisfactorio.

27 SEPTIEMBRE 1997
    La nave completa 9 órbitas sobre el planeta y los técnicos indican que la atmósfera marciana estaba resultando un poco más densa de lo esperado lo que acentuaba el aerofrenado. El período orbital es entonces de 42,75 horas. La nave funciona bien, aunque la antena principal, debido a una vibración de los paneles solares, se desvió en 2º en su apunte hacia la Tierra, pero luego se corregiría el problema.

    A primeros de OCTUBRE se dan a conocer las primeras imágenes de zonas de Marte tomadas por la cámara MOC en prueba de calibración por la MGS. Entre tales imágenes se hallan algunas de un posible lecho oceánico, de un enorme cañón y de un cráter de 21 Km de diámetro.

3 OCTUBRE 1997
    El apoapsis es de 48.770 Km, el periapsis de 110 Km y el período de 39,25 horas. Por entonces, los nuevos datos sobre el campo magnético de Marte aportados por el MGS apuntan que el planeta no tiene, como se había creído días atrás, un campo magnético mayor del creído anteriormente, sino que en su superficie se detectaban al menos dos grandes masas de material magnético que daba lugar a la confusión. Otros datos logrados por entonces por la sonda señalan una temperatura mínima de -129ºC en el Polo Sur y una máxima de -7ºC en zonas ecuatoriales. Por entonces la nave lleva dadas 12 órbitas al planeta rojo.

6 OCTUBRE 1997
    Al alcanzar el 15 paso por la mínima altura de la órbita de la sonda se descubre que el panel solar que no se había desplegado correctamente mostraba un movimiento impreciso al no estar completamente rígido.

12 OCTUBRE 1997
    Los técnicos deciden suspender la larga maniobra de aerofrenado de la MGS por el problema detectado con el panel solar. Entonces la nave es elevada a una órbita de 171 Km de altura mínima, para así para evitar un rozamiento incontrolado que pudiera precipitar la sonda hacia una órbita no deseada; el encendido correspondiente es de 2,3 m/seg. A partir de entonces se trata de buscar una solución para proseguir el aerofrenado.

14 OCTUBRE 1997
    Mientras la sonda sigue girando sobre Marte a razón de una vuelta cada 35,4 horas, en la Tierra, los técnicos estudian la mejor manera de continuar el aerofrenado, entonces suspendido.

23 OCTUBRE 1997
    El MGS gira en órbita de 45.135 Km de altura máxima sobre Marte, 173 Km de altura mínima y con un período de 35,4 h. Para entonces la sonda había examinado entre otras cosas la topografía cercana al monte Olimpo y tomado fotografías del Valles Marineris.
    Los estudios sobre el panel solar no abierto y la mayor densidad atmosférica hallada determinan que se decida continuar con el aerofrenado pero con una cadencia de mayor lentitud. La altitud sería un poco más de lo previsto para el citado frenado para que el panel no sufriera tanto. La consecuencia es que el plazo de 4 meses para la operación se iba a alargar, aunque también se estudia cambiar la altura prevista de unos 400 Km.

31 OCTUBRE 1997
    Se comunica por parte del centro de control que se ha tomado la decisión de reanudar el siguiente 7 de noviembre el frenado aerodinámico de la MGS, luego de de un pormenorizado análisis y simulaciones por ordenador. El aerofrenado se iba a prolongar entre 8 y 12 meses más de los inicialmente programados pero no afectaba ello la capacidad científica de la sonda, pero si a la órbita prevista sobre Marte. La nueva órbita final iba a barrer la superficie marciana con los aparatos de la MGS de sur a norte, contrariamente a lo previsto que era de norte a sur. Por otra parte, la prolongación del aerofrenado no iba a ser continua en ese año de retraso, sino que la operación iba a tener un intervalo de descanso de 6 meses para facilitar la mejor posición posterior del Sol. El aerofrenado nuevo debía ser 12 veces menor que el calculado en principio para que el rozamiento fuera más suave, aunque más lento, y no afectara tanto al panel. La órbita entonces seguida sigue siendo de 45.135 Km de apoapsis, 173 Km de periapsis y 35,4 horas de período.

7 NOVIEMBRE 1997
    Se reanuda el aerofrenado del MGS con encendido de motores de 50 seg que supone un frenado de 1,9 m/seg sobre el apoapsis de la 36 órbita sobre Marte. El periapsis pasará a ser entonces de 134,8 Km y el apoapsis de 45.088 Km.

14 NOVIEMBRE 1997
    La órbita seguida tiene por esta fecha 44.383 Km de apoapsis, 124,4 Km de periapsis y 34,8 horas de período. Por entonces se prevé que la reducción del periapsis fuera de 4 Km más y la del período orbital de 24 min en cada órbita.

26 NOVIEMBRE 1997
    El MGS completa la 49 vuelta en Marte, la 13 vuelta desde la reanudación del aerofrenado. Tiene entonces una órbita de 41.907 Km de apoapsis, 123,5 de periapsis y 32,1 horas de periodo. La reducción prevista entonces del período de la órbita es de 14 min por cada vuelta.
    Las fotografías enviadas por entonces por la sonda mostraban una gran tormenta de polvo sobre el hemisferio Sur del planeta que lo cubría en una quinta parte de su superficie; además, una de las imágenes parecía captar el lecho de una antigua laguna de 1 Km de diámetro. Tal tormenta supone un incremento del calor en la atmósfera y en consecuencia una ligera dilatación de la misma. Por ello, la sonda, a partir del 28 de NOVIEMBRE, se encuentra con un incremento del 120 % en la densidad atmosférica con el consiguiente aumento del frenado cuando está en la órbita 51. En consecuencia, se enciende el motor para aumentar la altura mínima orbital en unos 7 Km.

12 DICIEMBRE 1997
    La órbita seguida por el MGS tiene entonces 39.378 Km de altura máxima y 127,1 Km de mínima, con un período de 29,6 horas.

23 DICIEMBRE 1997
    La tormenta de polvo está desvaneciéndose en Marte y el ingenio MGS continua con el aerofrenado, de modo que en los últimos 10 días, dando 8 órbitas, ha rebajado el apoapsis en 1.994 Km y el período en 1,9 horas. La trayectoria seguida entonces tiene 37.384 Km de apoapsis, 122,4 Km de periapsis y 27,7 horas de período.
    Se estudian por este tiempo operaciones de observación científica de la sonda para desarrollar entre mayo y septiembre de 1998, tiempo en el que el aerofrenado se paralizaría para dar tiempo a la adecuada posición de Marte respecto al Sol.

9 ENERO 1998
    El aerofrenado continúa con la MGS sin novedad. La órbita tiene 32.744 Km de altura máxima, 122 Km de mínima y 23,5 horas de período, llevando dadas para entonces 87 vueltas al planeta.

30 ENERO 1998
    La MGS lleva ya más de 100 vueltas al planeta y tiene entonces una órbita de 27.777 Km de apoapsis, 121 de periapsis, y un período de 19,2 horas. La distancia a la Tierra es entonces de 333.330.000 Km. El aerofrenado sigue con regularidad y sin novedad, mientras que los aparatos científicos de la sonda envían datos sobre el suelo marciano a nuestro planeta.
    Dado que, según la posición del ingenio, el frío podía afectar algunos aparatos como el altímetro láser, que no debía estar por debajo de 10ºC, se hizo rotar la sonda a razón de 2 vueltas en cada órbita. Hasta entonces venía manteniendo una posición fija con la antena principal enfocada hacia la Tierra.

13 FEBRERO 1998
    La MGS lleva dadas 128 vueltas al planeta Marte y su órbita tiene 17 horas de período y 117 Km de periapsis.

18 FEBRERO 1998
    Hasta finales del siguiente mes, algunos instrumentos científicos de la MGS quedan desactivados. El intervalo tiene por objeto realizar nuevos ajustes de aerofrenado entre otras cosas.

23 FEBRERO 1998
    La órbita de la MGS es de 15,7 horas de período, resultante en 1 h 33 min menos de lo que se pensó dos meses atrás, un periastro de 118,8 Km y un apoastro de 23.442 Km. El aerofrenado sigue con regularidad, pero en los días anteriores se había notado un incremento de la afluencia del polvo en suspensión en la atmósfera marciana. Con el experimento de radiociencia se estudia la atmósfera al atravesar las ondas en las comunicaciones la delgada capa de gas marciano.

13 MARZO 1998
    La MGS lleva entonces recorridas 174 vueltas al planeta y su período orbital es de 13,2 horas, su apoapsis de 20.041 Km y su periapsis de 117,2 Km. La Tierra está por entonces a 351.850.000 Km de Marte.

16 MARZO 1998
    Se da a conocer que la MGS había seguido la evolución completa de una tormenta de polvo marciana, siendo la primera vez que esto ocurría. A la vez, se publican imágenes obtenidas por la MGS en los anteriores meses de noviembre y diciembre. Por los datos aportados se evidencia que Marte tuvo en un pasado mucha más cantidad de agua de la creída hasta entonces, con señales de un océano y profundos cañones erosionados por el agua.

18 MARZO 1998
    La órbita seguida tiene 20.041 Km de apoapsis por 117,2 Km de periapsis y un período de 13,2 horas.

27 MARZO 1998
    En la 201 vuelta a Marte, la MGS enciende motores durante 6,6 seg, elevando la velocidad orbital en 4,4 m/seg, para subir el periapsis de 125 a 170,6 Km, fuera del efecto de frenado aerodinámico, dada la escasez de moléculas atmosférica a tal altura; el apoapsis es de 17.865 Km. Entonces la sonda llega a su lugar de aparcamiento orbital, con período de 11 h 38 min 38 seg, en espera de que Marte alcanzara una posición adecuada en relación al Sol para el inicio del trabajo previsto. La reanudación del aerofrenado se calculó por entonces para continuar en septiembre siguiente y hasta marzo de 1999 en que iniciaría el trabajo rutinario de toma sistemática de imágenes.
    Por entonces, los instrumentos científicos de la sonda activados son el magnetómetro, el altímetro láser y las cámaras MOC. Dos días más tarde se activaría el espectrómetro de emisión térmica.

    En los días 3, 4 y 5 del mes de ABRIL de 1998, la MGS sobrevuela respectivamente los puntos de aterrizaje de las sondas Viking 1, Mars Pathfinder y la zona de Cydonia donde los Viking había obtenido la famosa fotografía de un rostro humanoide en una formación presuntamente artificial; esta última región se sobrevuela a 392 Km de altura en la órbita 220. Las imágenes de la zona del Viking 1 no resultaron precisas y el lugar del Lander quedó fuera por 150 m del campo de la cámara. El lugar del Viking 2, en Utopía Planitia, estaba bajo unas nubes y en 3 ocasiones en que se sobrevoló no fue posible apreciar nada.
    El siguiente día 7 de ABRIL se publicaba la nueva fotografía tomada sobre el sitio de la famosa cara marciana con una resolución de 4,3 m, 10 veces superior en resolución a la original del Viking, y el resultado fue que se trataba, como se suponía, de un terreno irregular en el que no había nada artificial.

    Por entonces también habría de fotografiar Ares Vallis, el lugar donde estaba del Mars Pathfinder, distinguiéndose en las imágenes sobre el lugar las lomas llamadas “Twin peaks" y el cráter "Big”, pero no se apreció la sonda, ni mucho menos el pequeño Sojourner, debido a la niebla. Se esperaba no obstante en posterior ocasión, con situación más favorable, poder tomar nuevas fotografías y distinguir la sonda citada aterrizada.

12 ABRIL 1998
    La MGS fotografía Chryse Planitia, el lugar de aterrizaje del Viking 1 con 2,7 m de resolución.
   
    Durante todo el mes de ABRIL la MGS transmitió en total 25 MB de información desde Marte.

1 MAYO 1998
    La órbita de la Mars Global Surveyor es de 17.877 Km de apoastro por 174,3 de periastro, siendo el período de la misma de 11,6 horas. Nuestro planeta está entonces a 369.120.000 Km.

    A partir de los primeros días de MAYO la interposición del Sol entre la Tierra y Marte dejan a la sonda durante medio mes incomunicada, produciendo en los límites del tiempo ruidos por interferencia ETM solar.

    A primeros de JUNIO de 1998, se comunica que gracias a los instrumentos de la sonda MGS, por medio del TES, se había detectado acumulación de hematites o cristales de óxido ferroso generados por actividad hidrotermal cerca del ecuador de Marte, en una zona de casi 500 Km de diámetro. Asimismo por entonces se encontró hielo en el fondo de algunos cráteres y cañones no localizados sobre los polos marcianos.

    Hacia la mitad del siguiente mes de JULIO, al tiempo que nuestro planeta está entonces aproximadamente a unos 377.000.000 Km de Marte, tardando las señales en llegar 21 min, el MGS gira en una órbita de 17.881 Km de apoapsis y 176,4 Km de periapsis, con un período de 11,6 horas.

18 AGOSTO 1998
    La MGS da su 500 vuelta al planeta Marte. En las órbitas 476 y 501, la sonda enfoca con su instrumental al satélite marciano Phobos, obteniendo detalladas imágenes desde 1.080 Km de distancia mínima; tal objeto celeste estaba entonces a 1 Km de la posición prefijada esperada, pero ello no impidió su observación.

28 AGOSTO 1998
    La sonda da la 520 órbita en torno al planeta rojo; el período orbital es por entonces de 11,6 horas, la altura mínima es de 173,8 Km y la máxima 17.861 Km. Por entonces, la misma está transmitiendo un total de 500 MB de información.

9 SEPTIEMBRE 1998
    Se encuentran ciertas variaciones en las comunicaciones establecidas con la sonda MGS.

23 SEPTIEMBRE 1998
    Se pensaba reducir el periapsis con una corrección de trayectoria el 14 de septiembre, pero la operación se demoró hasta esta fecha por dos pequeños fallos, uno debido a la pequeña alteración en las comunicaciones del día 9 anterior y el otro por un problema de bajo nivel en los acumuladores de electricidad detectado por el ordenador el día 17 siguiente.
    Así pues, una vez subsanados los problemas, en esta fecha se realiza un encendido de motores de 15 seg de duración, de 11,62 m/seg de velocidad, en el apoapsis de la 573 órbita para bajar el periapsis hasta 127 Km de altura. Unas 7,5 horas más tarde la nave pasa por tal altitud mínima.

    La antena de alta ganancia de la sonda, que aun estaba plegada para que no resultara afectada por los encendidos de motores en las correcciones sucesivas de frenado en la órbita, debía ser abierta por medio de su sistema de muelle con un resorte de freno de tipo hidráulico. La antena se esperaba que sirviera, además de ser usada para las normales transmisiones sin necesidad de orientar toda la sonda, para las futuras misiones de los Mars Polar Lander y sus dos sondas penetradoras DS-2. Se temía que, cual había sido el caso en otros ingenios espaciales, la antena no se desplegara correctamente; al abrirse, por burbujas en el líquido hidráulico que se forman en la microgravedad, podría dar una sacudida o apertura muy rápida.

6 DICIEMBRE 1998
    Se da a conocer que, gracias a los datos topográficos logrados con el altímetro de la MGS, en el Polo Norte de Marte había una cantidad de hielo inferior a la creída y estaba en el fondo de una depresión. Con el instrumental MOLA se barrió con unos 2.600.000 impulsos láser tal parte marciana, con resolución horizontal de entre 5 y 30 m, dando una idea más precisa que la conocida del citado polo del planeta.

28 ENERO 1999
    El periapsis orbital es elevado en 3 Km, hasta los 103 Km de altura, para disminuir el rozamiento y por tanto el aerofrenado. El aparato MAG/ER es apagado para realizar las maniobras hasta el siguiente 4 de febrero.

2 FEBRERO 1999
    En el centro de operaciones de apoyo de la misión en Denver, en instalaciones de la Lockheed, se produjo un pequeño accidente que hizo perder las comunicaciones con el JPL con todos sus datos. La situación se restableció a las 12 horas.

4 FEBRERO 1999
21 h 11 m. Hora española. Se enciende el motor y se corrige la velocidad orbital en 61,9 m/seg sobre los 450 Km de máxima altura orbital. El período orbital queda en 1,97 horas y la inclinación es de 93º. Se inician así las maniobras para ajustar los parámetros de la órbita hacia una sincronía con la iluminación solar de las áreas marcianas y se da por concluido el prolongado aerofrenado. Se pretende que la sonda sobrevuele justo a las 14 horas, hora local marciana, el ecuador del planeta.

19 FEBRERO 1999
    Se realiza una última corrección de trayectoria, modificando la velocidad orbital en 22 m/seg, para dejar a la sonda en una órbita de trabajo, en principio de 405 Km de apoapsis por 379 Km de periapsis.

8 MARZO 1999
    La MGS comienza su labor de toma de imágenes sistemática de todo el globo marciano. La primera tanda dura hasta el siguiente día 28. El tiempo previsto de actuación de tomas es de 18 horas, o sea 9 órbitas, seguido de 6 h de envío de datos con reorientación de la antena parabólica hacia la Tierra, que se desplegaría correctamente al final el día 28 siguiente.

4 ABRIL 1999
    La sonda inicia su labor planimétrica regular sobre Marte. El ingenio responde bien, pero los técnicos tienen problemas con las transmisiones a través de su antena de alta ganancia que parecen quedar resueltos a partir de 5 días más tarde. La antena gira en su posición para la correcta orientación en el envío de datos a la Tierra en vez de toda la sonda, de modo que no pierde tiempo en esta operación y puede así trabajar de continuo. El envío de datos acumulados durante todo el día en las grabadoras de la MGS se realiza en tandas de 10 horas de paso por la ventana de una de las 3 antenas de la red DSN terrestre; además, cada 3 jornadas se transmiten datos en tiempo real entre 40 y 80 KB/seg.

15 ABRIL 1999
    Falla el sistema de orientación de la antena principal hacia la Tierra al no girar hacia los lados, si bien si lo seguía haciendo en la dirección arriba-abajo, y la nave pasa a reinicio o modo seguro. Por lo pronto la transmisión se continuó utilizando la antena de baja ganancia. Se piensa que el fallo es debido a algún bloqueo por algún trozo de cable, fragmento o cosa parecida.

    A finales de MAYO se publicaban la primera evaluación topométrica global del planeta Marte en base a los datos aportados hasta entonces por la sonda MGS, en total unos 27 millones de datos obtenidos por el altímetro láser. La precisión máxima de los puntos es de 13 m y la distancia entre ellos es de 60 Km. Luego, la sonda siguió realizando la misma labor con tomas con el altímetro de 900.000 medidas diarias.

    Tras el fallo a finales de SEPTIEMBRE de 1999 de la MCO, se pensó en utilizar la MGS para apoyo en las comunicaciones de las sondas DS-2 que debía soltar en diciembre siguiente otra sonda, la MPL.

16 DICIEMBRE 1999
    Tras el fracaso de la sonda MPL 13 días antes en su intento de amartizar en el polo sur marciano, se dirigieron las cámaras de la MGS en su sobrevuelo sobre tal zona de Marte, donde se suponía que había caído la MPL, en busca de alguna imagen que pudiera identificar algún resto de la sonda accidentada.
    En las dos siguientes semanas efectúa 19 tandas de observaciones sobre la zona en que se cree que cayó la MPL, pero no se halló señal alguna.

    Hacia MAYO de 2000 quedaban a disposición en Internet más de 20.000 fotografías obtenidas por la MGS en Marte hasta entonces. Los tipos de imagen eran de resoluciones de 7,5 y 1,5 Km.

21 JUNIO 2000
    La NASA informa de las imágenes tomadas desde 1997 por la sonda MGS con su cámara MOC sobre distintos puntos de Marte en las que se ven indicios de la existencia en algún tiempo de manantiales, fuentes, filtraciones de agua. Se exhiben 150 fotografías, de las 25.000 acumuladas por la sonda MGS, que mostraban detalles que se identificaron como erosión producida por agua, según la NASA, si bien agua como tal no aparece en tales imágenes y este hecho se habría producido hace miles de años, quizá hace un millón

A finales de 2000, gracias a diversas imágenes tomadas por la cámara MOC de los lugares marcianos de Terra Western Arabia, Valles Marineris, Hellas y Terra Meridiani, se informaba de la existencia de gruesas capas de rocas sedimentarias que evidenciaban la antigua existencia de lagos o mares marcianos de poca profundidad. De haber fósiles de la posible antigua vida marciana, seguramente estarían allí.
A la vez, la NASA aceptaba la prolongación de la misión de la MGS hasta abril de 2002, un año terrestre más. En este tiempo la sonda se programa para obtener fotografías especialmente de las zonas elegidas para futuros aterrizajes.

18 ENERO 2001
    La sonda registra un fallo en uno de los giroscopios que operaban para la estabilización de la sonda, sin mayor trascendencia ya que fue activado entonces el de reserva. Al parecer fue debido a un cortocircuito que fundió un fusible de 7 amperios.

31 ENERO 2001
    Finaliza la misión primaria de la sonda de fotografiado del suelo marciano. El resumen de su labor hasta entonces es el de haber dado 8.505 vueltas a Marte tomando más de 58.000 fotografías, 98 millones de medidas en bandas del espectro y 490 millones de registros de altimetría.
    A partir de entonces, los objetivos de tomas fotográficas de la misión extendida se dirigen hacia zonas elegidas para posibles aterrizajes de futuras sondas o naves, o bien por otros motivos de particular interés. La MGS se quiere mantener activa por parte de los responsables al menos hasta enero de 2004 en que se prevé la llegada de sondas o robots de superficie para poder utilizar la presente como repetidor en las telecomunicaciones con las nuevas.

    En la primavera (en la Tierra) de 2001, la sonda MGS observa sobre Marte dos tormentas de arena que cubrieron áreas tan grandes como el estado americano de Arizona. También obtiene nuevas fotografías de la famosa “cara de Marte” con 2 m de resolución por píxel y facilitando ahora imágenes tridimensionales por combinación con otras anteriores.

En SEPTIEMBRE de 2001, al cabo de 4 años en órbita sobre Marte, la sonda ya había enviado a la Tierra un total de más de 100.000 fotografías del mismo.

5 NOVIEMBRE 2001
    La sonda toma la fotografía número 100.000 sobre Marte; la misma es relativa a la zona de Cyane Sulci, junto a la gigantesca formación de Olympus Mons.
    Por entonces, la cámara MOC estaba siendo utilizada con un ángulo de observación en torno a los 16º.

    En la primavera de 2003 la NASA colocaba en sus páginas de Internet dedicadas a la sonda un total de 11.664 nuevas imágenes tomadas por la misma del suelo marciano entre febrero y julio de 2002. El total de fotografías, así disponibles, ascendía a 123.800.

8 MAYO 2003
    La sonda, aprovechando la particular alineación del caso, fotografía excepcionalmente desde su posición en la órbita marciana la Tierra y la Luna, con Júpiter al fondo junto con algunos de sus grandes satélites: Calisto, Ganímedes y Europa. La distancia en tal momento entre Marte y la Tierra es de 150.000.000 Km. La Tierra aparece como una media luna sobre la que se apercibe América Central y del Sur.

1 JUNIO 2003
    La MGS dirige su cámara MOC para fotografiar Fobos desde una distancia de 9.650 Km; las imágenes resultaron de una resolución de 36 m por píxel.

    Para NOVIEMBRE del mismo 2003, la MGS había transmitido ya más de 155.000 fotografías del suelo marciano, pero las de alta resolución solo suponían imágenes de un 3% de tal superficie.

25 DICIEMBRE 2003
    La MGS fotografía el lugar del presunto aterrizaje de la sonda europea Beagle 2, unos 20 min luego de tal descenso. La imagen es dada a conocer 4 días después.

5 ENERO 2004
    La sonda fotografía con el instrumental MOC en alta resolución parte del área donde se creía de debió posarse el Beagle 2 europeo de la misión Mars Express. En las imágenes no se identifica rastro alguno del citado ingenio desaparecido.

26 MAYO 2004
    El ingenio cubre la órbita número 25.000 en torno a Marte y sigue activa sin novedad tomando datos del planeta. Para entonces había retransmitido unas 180.000 imágenes del suelo del planeta, algunas de las cuales son de alta resolución.

OCTUBRE 2004
    Finaliza la segunda misión extendida y comienza la tercera. El propulsante disponible a bordo permite a la sonda seguir operativa previsiblemente hasta el año 2010. Por entonces se anunció también una nueva técnica a utilizar por este satélite marciano en la obtención de imágenes de la superficie del planeta que permitiría dar 3 veces mayor nitidez a las mismas; tal modo consiste en hacer girar el ingenio en el sentido de la marcha para prolongar la exposición fotográfica. La nueva resolución es de 50 cm por píxel, identificando así objetos de más de 1,5 m de envergadura. 

MAYO 2005
    Se dan a conocer públicamente las primeras imágenes tomadas de otra sonda en órbita sobre Marte, obtenidas por la MGS de la europea Mars Express el anterior 20 de abril desde 200 Km aproximadamente y también de la americana Mars Odyssey el siguiente 21 del mismo abril desde unos 120 Km (±30 Km de error).

    A finales de SEPTIEMBRE de 2006 la NASA optó por prolongar en 2 años la misión dado que la sonda aun funcionaba bien.
    Pero el 2 de NOVIEMBRE siguiente, al reorientar sus paneles solares, uno de los motores de los mismos evidenció problemas y el sistema de control utilizó otro alternativo. Luego se produjo un corte de comunicaciones que no lograron ser restablecidas hasta el día 5 de noviembre, tras dos jornadas en blanco, pero solo durante 4 órbitas. La última transmisión no contenía datos telemétricos, mostrando que su sistema de control se había reiniciado y posteriormente dejó de emitir. Se piensa que el sistema informático estaba tratando de reorientar los paneles para la debida recarga eléctrica como prioridad para la subsistencia de la sonda e implícitamente no estaba orientada correctamente hacia la Tierra para las comunicaciones. Finalmente se pensó que el fallo era debido al motor de control del movimiento de uno de los paneles solares y consecuente con ello fallaría el sistema de alimentación de energía.
    Dos semanas más tarde, la NASA daba por perdida la MGS, aunque se señaló que seguiría a la espera de poder recibir alguna señal de la misma por un tiempo. Al final, tras 10 años de misión sobrepasando ampliamente las expectativas, había enviado entre otras cosas unas 240.000 fotografías de la superficie marciana.
    En abril de 2007, tras el análisis final por una comisión de técnicos, se informó que el origen del problema que llevó a dejar fuera de servicio a la sonda había sido probablemente un error informático, un fallo en los programas y los comandos enviados desde la Tierra unos 5 meses antes. En la orientación automática de los paneles al Sol se había producido un recalentamiento y el agotamiento de baterías en unas 11 h, quedando la antena fuera de la orientación correcta a la Tierra.

<> SONDA MARS 96. RUSIA

    Los rusos, luego del fracaso del programa Fobos en 1989, vuelven a Marte con el proyecto inicialmente llamado Mars 94, en referencia al año previsto para el inicio del vuelo (en concreto, para la fecha del 21 de octubre de 1994), con una amplia participación internacional de un 30 %. También fue nombrado como Mars 8, en continuación al programa Mars ya visto.
    Originalmente el ingenio era un orbitador franco-ruso que no disponía de módulo de descenso para la investigación del planeta citado desde una posición orbital. Sin embargo, la situación económica de Rusia, con una fuerte inflación y todo tipo de restricciones, no le permitió el desarrollo del proyecto y el mismo hubo de ser retrasado en un refundido con otro que le iba a suceder, el Mars 96 que comprendería finalmente un orbitador y 2 módulos de descenso al suelo de Marte; antes se consideraron varias posibilidades, como el envío de dos sondas al mismo tiempo y la colaboración internacional con los americanos que al mismo tiempo que el Mars 96 envían también  sus dos sondas, las Mars Global Surveyor y Mars Pathfinder.
    El vuelo llevaría al cabo de casi 11 meses de viaje a la sonda a una órbita elíptica sobre Marte el 12 de septiembre de 1997, tras un vuelo de dos correcciones previstas de trayectoria. Allí, 2 días antes de entrar en órbita al llegar, soltaría 2 cápsulas y más tarde, ya en órbita, 2 subsondas penetradoras para clavarse en el suelo marciano. Con tales ingenios en el suelo se realizaría durante 2 años un análisis de la atmósfera, suelo y radiación de Marte.

    El peso del ingenio con la última fase fue de 6,18 Tm (3.159 Kg en seco y en órbita) de las que 1.100 Kg son de aparatos científicos, con los que debía realizar 38 experimentos. Su altura era de 3 m y de lado medía 1,5 m. Llevaba 2 cápsulas de aterrizaje y dos sondas penetradoras. Como fuente de energía se llevan paneles solares en el módulo principal. Para el sostenimiento energético de las 2 cápsulas y los 2 penetradores, las mismas disponían de 4 generadores que utilizaba 18 barras de 15 gramos cada una de dióxido de plutonio 238.
    El modelo de cápsula de descenso, que al posarse en el suelo de Marte se hubiera abierto dejando caer 4 pétalos, pesaba unos 30 Kg y poseía detectores, sensores ópticos, un sensor meteorológico finlandés (colocado en la parte más alta, a 60 cm de altura), un espectrómetro Alpha Protón de rayos equis de construcción alemana, un magnetómetro francés, una cámara rusa, instrumental para un experimento americano, etc. Para la reentrada llevaba también un escudo térmico. Las cápsulas aterrizarían en la zona de Amazonis Planitia por medio de paracaídas, que llevaban bordado el logotipo publicitario de una emisora de Moscú que financia parcialmente la misión, y la ayuda de una bolsa, tipo air-bag, en el contacto con el terreno; por esta última circunstancia de la bolsa amortiguadora, se calculaba que el aterrizaje definitivo se produciría tras unos 30 rebotes.
    El modelo de penetrador tenía forma cónica o embudo de 2 m de longitud y 65 Kg de peso, y contenía 10 pequeños instrumentos; uno de ellos es un fotómetro construido por la Universidad americana de Colorado para medir el brillo celeste allí, tomando diariamente durante unos segundos datos y por espacio de varios años. La caída sobre el suelo de Marte de los penetradores se realizaría con ayuda de un escudo hinchable de tipo aerodinámico. Al caer con una velocidad calculada de 288 Km/hora deberían haberse incrustado entre 1 y 6 m en el suelo.
    El ingenio orbitador de la sonda llevaba por su parte aparatos científicos con los que estudiaría entre otras cosas al alta atmósfera marciana y las acciones del viento solar sobre ella. La posición orbital en Marte prevista era de un período de 14,77 horas en una órbita elíptica de unos 300 Km de periapsis. En el diseño de uno de los aparatos, el espectrómetro planetario Fourier, para el estudio del espectro IR, temperatura y presión, de la atmósfera marciana, participaron españoles del Instituto de Astrofísica de Andalucía.
    El total de aparatos científicos es de 12 para el estudio de la atmósfera y superficie marcianas, 7 para el estudio del plasma y 3 para investigación astrofísica. Los aparatos son: un sistema espectral de imágenes estereoscópicas en una plataforma llamada ARGUS que comprende cámaras de TV de alta resolución estereoscópica y multifuncional (HRSC), una de navegación (NC), otra gran angular (WAOSS), y un espectrómetro IR y en banda visible (OMEGA); un espectrómetro IR planetario Fourier (PFS); un radiómetro de planimetría (TERMOSCAN); un espectrómetro de planimetría de alta resolución (SVET); un espectrómetro óptico multicanal (SPICAM); un espectrofotómetro UV (UVS-M); un radar de onda larga (LWR); un espectrómetro gamma (PHOTON); un espectrómetro de neutrones (NEUTRON-S); un espectrómetro de masas (MAK). La cámara WAOSS, de cooperación alemana, para el estudio de la atmósfera marciana, tenía un peso de 7,1 Kg, y sus características técnicas se definen así: una distancia focal de 21,7 mm, un ángulo de toma de 80º, una resolución angular de 64 segundos de arco por píxel, una resolución espacial de 96 m a 300 Km de distancia, un ancho de banda de 496 Km a igual distancia, una banda espectral entre 0,4 y 0,7 micras, 5.184 píxeles por barrido de línea, y una resolución radiométrica de 8 bit.
    Los aparatos para el estudio de plasma fueron: ASPERA-C, espectrógrafo de iones y partículas neutras; FONEMA, analizador de iones; DYMIO, espectrómetro omnidireccional ionosférico; MARIPROB, espectrómetro ionosférico de plasma; MAREMF, analizador de electrones y magnetómetro; ELISMA, complejo de ondas; y SLED-2, espectrómetro de partículas cargadas de baja energía. Los aparatos para el estudio astrofísico eran: el PGS, espectrómetro gamma de precisión; LILAS-2, espectrómetro de destellos gamma solares y cósmicos; EVRIS, fotómetro de oscilaciones estelares; y RADIUS-M, complejo de control de radiación y dosimetría. La parte central de control, microprocesadores y memoria, de la sonda se denominó MORION-S.
    Estaba previsto que las cápsulas y penetradores en el suelo marciano transmitieran sus señales al orbitador, pero también a la nave americana Mars Global Surveyor, enviada al mismo tiempo, para utilizarla como reemisor.

    El costo real del proyecto es en total de más de 300 millones de dólares, contado el mantenimiento y aportación de todos los países. Para Rusia supone unos 122 millones de dólares, de ellos 86 son el costo de la propia sonda, y para el resto de países unos 180 millones de dólares. Unos 15.000 millones de pesetas es la aportación mayoritaria de Francia y Alemania. En el proyecto participan con los rusos un total de 20 países (USA, Francia, Alemania, Finlandia, etc).
    El diseñador jefe de la misión es Alexandr Moisheyev y la construcción de la sonda corrió a cargo de la empresa Lavochkin. El seguimiento es efectuado desde el centro de control de Evpatoria, en Crimea, vuelto a usar para una misión tal después de 8 años. La nave espacial fue llevaba a Baikonur el 15 de octubre de 1997, comenzando 3 días más tarde las labores de integración y prueba.
    El ingenio también fue llamado Mars 8, asimilado al programa Mars, cuyo anterior lanzamiento había tenido lugar en el año 1973, es decir, 23 años atrás.

16 NOVIEMBRE 1996
21 h 48 m 52,75 seg. Hora española; las 23 h 48 m 52,75 seg, hora de Moscú. Es lanzado en Baikonur con un cohete Protón K la sonda Mars 96; el disparo es televisado en directo. Es satelizada sobre la Tierra a continuación, en órbita de 160 Km de perigeo, momento en el que asume la designación internacional de 1996-064A. Desde tal posición, la sonda, unida aun a la cuarta fase del cohete, debía ser relanzada en la órbita solar de transferencia hacia Marte de 500 millones de Km y 300 días de duración.
    Pero en la primera órbita cuando se trató de hacer actuar la citada cuarta fase de 15 Tm de peso, llamada Bloque D2, la misma no actúa como se esperaba funcionando durante 3 min. El encendido es de solo 20 segundos y actúa fuera de la dirección correcta. A las 23 h 25 min, hora española, se pierde el contacto por radio, cosa prevista a vista de la trayectoria fijada, pero siendo recuperado 12 min más tarde de lo calculado. Durante 3 min se mantendrá luego el contacto para volverlo a perder de un modo definitivo. Cuando se comprueba entonces el camino de la nave, el resultado es que la Mars 96 queda en una trayectoria sobre la Tierra de 145 por 171 Km de perigeo y apogeo, respectivamente.
    El programa de la sonda, como así estaba previsto en el vuelo de haber salido bien lo planificado al alejarse del entorno terrestre, hizo que la misma abriera los paneles solares y se separara de la fase fallida. Además activó el motor de correcciones de trayectoria y dejó el perigeo del ingenio en solo 75 Km, con 400 Km de apogeo, por lo que caería inevitablemente sobre la alta atmósfera para quemarse en las siguientes horas; si hubiera actuado correctamente este motor, elevando un poco la órbita, al menos hubiera dejado entreabierta la posibilidad de ser recuperado por un Orbiter Shuttle americano.

17 NOVIEMBRE 1996
02 h 32 m. Hora española. A las 04 h 43 m de partir en tierra, la sonda cae sobre un área de 320 Km de longitud por 80 Km de ancho sobre el Océano Pacífico, Chile y Bolivia. Al caer sobre la atmósfera, la sonda se fraccionó en dos partes. La cuarta fase D2 caería al siguiente día, 18, entre las 1 h 30 min y las 2 h 30 min, hora española, en la misma zona.
    Los militares bolivianos hallaron luego restos del Mars 96 en la posición 20º 44’ 50” Sur, 67º 44’ 20 seg Oeste, al este de Salar de Uyuni.

    Semanas más tarde, aun no se había encontrado la otra parte de la nave. Del plutonio que llevaba no se halló en principio rastro alguno y se señaló que no entrañaba peligro porque el contenedor de seguridad era fiable y aun de ser quebrado hay que tener presente que el plutonio iba en forma cerámica insoluble al agua; el contendedor del material radiactivo era de doble pared, de 15 cm de longitud por 10 cm de diámetro, capaz de soportar altas presiones y una temperatura superior a los 2.500ºC. Según los rusos había caído en el Pacífico, entre la Isla de Pascua y la costa de Chile, y según los americanos entre el norte de Chile y Bolivia.
    El fallo de la fase última del cohete sería achacado a un problema eléctrico tenido en la preparación del lanzador en tierra que hubiera podido averiar algún componente y como resultado a su vez de los recortes económicos rusos. Sin embargo, días más tarde de la destrucción del ingenio, se supo por la prensa moscovita que la etapa propulsora D2 llevaba almacenada 7 años, y era considerada ahora desfasada y poco fiable.
    El fracaso supuso una gran decepción para los rusos, e incluso para los americanos. Para los primeros, sumidos en una grave crisis económica, supone el abandono de su retrasado y recortado programa de sondas planetarias por mucho tiempo. Si la misión no hubiera fracasado la sonda el costo, con el mantenimiento durante años del control y seguimiento, hubiera llegado a los 1.000 millones de dólares, lo cual también significa que los centros espaciales que se iban a ocupar de ello quedaron sin poder realizar la actividad prevista. Además, el ingenio no había sido asegurado debido al recorte económico por lo que no hubo ningún tipo de compensación.


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