INGENIOS LUNARES Y PLANETARIOS.                  Capítulo 6º      Subcap. 15

<> PROGRAMAS DE VUELOS LUNARES Y PLANETARIOS.  (Parte 2)

                                      Índice de este Apartado:

(*) Misiones que continúan al redactar estas líneas.

Mapa interactivo del Sistema Solar con la posición actual de las sondas de exploración de la NASA. 

https://eyes.nasa.gov/apps/orrery/#/homev

El ACE es un ingenio de investigación solar, y también de radiaciones galácticas, colocado en una órbita lejana de 1.500.000 Km como el SOHO, en el punto llamado Lagrange 1, lugar de equilibrio entre el Sol y la Tierra. Es una sonda controlada por la NASA y la NOAA, agencia USA de meteorología, para la observación continuada y diaria del Sol y el viento solar para prevenir en la Tierra, entre otras cosas, las tormentas geomagnéticas de origen solar. El tiempo previsto de trabajo es entre 2 y 5 años.

El proyecto surge el 19 de junio de 1983 en la Universidad de Maryland a raíz de propuesta de George Gloecker y Glen Mason y sobre documentación aportada por el Laboratorio de Física Aplicada de la Universidad Johns Hopkins. Inicialmente se denominó proyecto Cosmic Composition Explorer y no fue sacado adelante hasta que en 1986 y 1988 se replanteó su estudio. Finalmente fue aceptada de modo oficial el 22 de abril de 1991, firmándose contrato con la NASA y el GSFC de la misma. El diseño de la nave se realiza en noviembre de 1993, en la llamada fase B, oficialmente iniciada en agosto de 1992. Su costo fue de 16.500 millones de pesetas.

El ingenio pesa 785 Kg y tiene como estructura dos cubiertas octogonales. Mide 1,6 m de ancho y 1 m de alto. Utiliza hidracina como propulsante, llevando en total 195 Kg. Sus 4 paneles solares aportan 464 vatios (443 al cabo de 5 años de vida). Para el almacenaje de datos lleva 2 grabadoras y la capacidad es de 2 GB. Fue construido por el Laboratorio de Física Aplicada de la Universidad Johns Hopkins y en el proyecto intervienen, además de la citada Universidad y la NASA, el CALTECH. El principal investigador es E. C. Stone. Intervienen también investigadores de las universidades de Washington, Berna, Maryland, New Hampshire, Delaware y Chicago, del Laboratorio Nacional de Los Álamos, Instituto Max Planck, JPL, y otros.

La sonda lleva 9 instrumentos científicos, algunos mucho más sensibles que los anteriores empleados en otras sondas para fines parecidos. Los instrumentos de detección de alta resolución pueden identificar partículas solares y las procedentes de fuera del Sistema Solar, de baja y alta energía respectivamente. Los 6 espectrómetros llevados para análisis diversos de las partículas son el CRIS, SIS, SEPICA, SWICS, SWIMS y ULEIS, además de un detector de electrones, protones y partículas alfa, otro para tales partículas del viento solar, y un MAG o magnetómetro. Como carga útil secundaria se incluyen el RTSW y el SLAM, para mediciones en tiempo real del viento solar y medidas sobre la nave espacial en los 5 primeros minutos de vuelo, en el lanzamiento; son de interés estos últimos de la NOAA y el GSFC respectivamente.

25 AGOSTO 1997

16 h 39 m. Hora española. Es lanzado el ACE con un cohete Delta 7920-8 dotado de 9 boosters, en su misión 247, en la rampa 17-A de Cabo Cañaveral. Ocurre ello luego de un día de retraso debido a que la víspera unos pesqueros de gambas estaban dentro de la zona de seguridad; en principio el retraso fue de solo media hora pero luego se dejó para esta fecha. Una cámara instalada en el cohete dejó ver el ascenso y la separación de los 9 boosters, así como el momento que la primera fase de apagó.

A su satelización, la denominación COSPAR es 1997-045A.

El ingenio despliega luego sus 4 paneles solares. A partir de entonces, la sonda realiza una serie de maniobras hasta llegar a punto L-1, a 1.443.286 Km de la Tierra, al cabo de 100 días de vuelo. Su velocidad es de 738 Km/hora respecto a la Tierra.

13 SEPTIEMBRE 1997

Con un retraso de unos días se realiza una corrección de trayectoria. Uno de los motores estaba al parecer fuera de la orientación debida. La influencia de los gases de 2 de los motores de posición sobre los paneles solares resultaba superior a lo esperado.

24 SEPTIEMBRE 1997

Se completa la maniobra orbital OSM, para el posterior acceso hacia el punto L1.

En los días siguientes se fueron activando diversos instrumentos.

12 FEBRERO 1998

La ACE llega al punto previsto L1 sin novedad, desde donde comenzaría luego sus observaciones del viento solar, así como también de regiones de la Vía Láctea.

10 MAYO 1999

La sonda detecta una sorprendente bajada de afluencia del viento solar, fenómeno que se prolongó durante 2 días. El citado flujo de partículas solares bajó en un 98 % su densidad y su velocidad pasó a ser la mitad.

En 1999, con los datos obtenidos por el ACE los astrónomos se inclinan por creer que los rayos cósmicos, o núcleos atómicos muy acelerados, de gran energía, que surcan el espacio, se originan en el materia interestelar de gas y polvo cuando las supernovas explotan y lo bombardean o afectan con su onda de choque.

En 2004, la sonda estudiaba una afluencia de iones de helio procedentes de una tenue nube de origen interestelar y su interacción con el viento solar. Tal nube, rarificada con solo poco más de un 1 átomo cada 4 cm^3, mostró una temperatura de 6.000ºC.

==>LA MISIÓN ACECONTINÚA AL REDACTAR ESTAS LÍNEAS.

<> SONDAS CASSINI-HUYGENS. USA / ESA-EUROPA

Se trata de un programa norteamericano y europeo, de la NASA (JPL) y la ESA, principalmente para la investigación del planeta Saturno y su gran satélite Titán mediante el envío de una sonda que porta otra menor, denominada Huygens; el nombre Cassini se debe al astrónomo franco-italiano Jean Dominique Cassini (1625-1712) que en el Siglo XVII halló varios satélites y anillos de Saturno y su separación, y el de Huygens al también astrónomo y físico Christian Huygens (1629-1695), descubridor de Titán en 1655. El acuerdo entre europeos y americanos a estos efectos data de noviembre de 1986 y en el mismo también interviene la ASI, Agencia Espacial Italiana. La aprobación de la misión por el Congreso americano, luego de los estudios y anteproyectos correspondientes, se realiza el 9 de NOVIEMBRE de 1989; otra misión aprobada entonces era la CRAF para visita de un cometa y un asteroide, pero fue anulada el 29 de enero de 1992 por el citado Congreso.

Se pretende estudiar Saturno junto a sus satélites durante 4 años y en especial a Titán, el mayor satélite de todo el Sistema Solar, para tratar de buscar en el mismo rastro de una atmósfera primitiva que pudiera dar lugar a moléculas orgánicas implicadas en el origen de la vida. La sonda Cassini debía pues satelizarse en Saturno y la Huygens caería hasta la superficie de Titán. La sonda Cassini también observaría Titán desde su órbita sobre Saturno en unos 30 encuentros o aproximaciones.

Titán es el mayor satélite del Sistema Solar, mayor que el planeta Mercurio, y tiene una atmósfera que es un 60 % de mayor presión que la terrestre, conteniendo mucho nitrógeno y algo de metano e hidrógeno, pero sin oxígeno. La luz solar y la radioactividad hacen precipitar lluvias de complejos hidrocarburos que podrían dar lugar a mares líquidos de tales compuestos. Su ambiente tiene cierto parecido al de la Tierra primitiva, antes del desarrollo de la vida y de ahí en gran medida el interés de su estudio. La investigación de la Huygens comprendería el estudio de la atmósfera (temperatura, presión, composición, estructura, velocidad del viento, nubes, posibles relámpagos, si tiene ionosfera, etc.) y de la superficie y sus caracteres físicos y químicos, tratando de averiguar si es sólida o de mares.

Aparte del estudio de Titán, el estudio de Saturno se centra en:

• La magnetosfera, su configuración, composición de partículas, interacción con Titán y el viento solar, y su dinámica.

• La atmósfera del planeta, con sus vientos, temperaturas, ionosfera, estructura, rotación, etc.

• Satélites helados, sus caracteres geológicos, su superficie, composición y distribución, su estructura interna, y su interacción con la magnetosfera del planeta.

• Anillos y su estructura, composición, dinámica y su interacción con los satélites de Saturno.

El presupuesto inicial (en 1993) de todo el proyecto es de 1.900 millones de dólares, que en 1997, a la partida de la nave, son 3.260, o sea unas 500.000 millones de pesetas de entonces, de las que el 80 % lo asumen los Estados Unidos y el resto la ESA, y en el mismo participan 1.300 equipos científicos y de la industria de un total de 17 países; participan Estados Unidos, Italia, Alemania, Francia, Gran Bretaña, España, Austria, Hungría, Suecia, Chequia, Holanda, y la ESA en general.

Es nombrado director del programa en 1992 Richard J. Spehalski, quien fue sustituido en 1998 por Robert T. Mitchell.

Cassini sufrió en diciembre de 1992 modificaciones en su concepción inicial, suprimiendo entre otras cosas 2 brazos con 2 plataformas de instrumentos, por motivos económicos. Pero los instrumentos no fueron sino cambiados de posición, quedando adheridos a la pared de la sonda, aunque se sacrificaban así muchas posibilidades para la obtención de imágenes y otras observaciones. Un tanque de propulsante también se cambió por otro más ligero.

La sonda Cassini-Huygens pesa 5.820 Kg, de los que 2.150 Kg son de peso en seco, y a su vez 365 Kg de aparatos científicos, y 3.132 Kg de propulsante (MMH o mono-metil-hidracina y N2 O4, tetróxido de nitrógeno, e hidracina o N2H4). Este elevado peso es excepcional para una sonda planetaria de la época, y es una de las más pesadas de la historia; y tal factor será determinante para el uso del cohete más potente para el caso, el Titán-Centaur, y aun así se necesitó dotar al ingenio de una trayectoria de ayuda gravitatoria para llevarlo al lejano Saturno. La altura del Cassini es de 2 pisos: 6,8 m; su anchura es de 4 m. Es con tales medidas y peso la última sonda de una generación de grandes ingenios planetarios.

En general y básicamente, la Cassini consta de 4 partes: un módulo inferior o LEM, el de propulsión, PM o PMS, el de equipos o UEM, y la antena de alta ganancia HGA. Junto a ellos van el instrumental científico y la sonda Huygens. Su número total de circuitos interconectados es de 1.630 y 22.000 conexiones de cables con una longitud de los mismos de 14 Km.

El motor principal, que es doble, consume los citados MMH y N2O4y aporta 445 Newton de impulso y los 16 motores menores para orientación o control de posición, que gastan la hidracina, tienen 1 Newton. El sistema de propulsión fue realizado por la empresa Lockheed-Martin. El control de la sonda es realizado desde el JPL, con el equipo de control de misión Cassini RTO. El subsistema de control de la sonda es el CDS y el de control de posición AACS.

Su sistema de almacenamiento de datos es de 4 GB con 2 grabadoras SSR controladas por el CDS; la transmisión de datos se realiza a una velocidad de 115 KB/seg. Para comunicaciones lleva 2 transmisores, uno de repuesto para el caso de fallar el otro, y su seguimiento se efectúa con la red DSN de la NASA; el instrumental de la Cassini utiliza las bandas X, Ka y S. Su antena de alta ganancia HGA es de 4 m de diámetro, tipo parabólica fija; fue desarrollada por la Agencia Italiana Espacial y su capacidad de transmisión es de 249 KB/seg. Además, lleva otras 2 antenas de baja ganancia LGA. Para apoyo y enlace con la sonda Huygens lleva el PSE, instrumental de soporte de la sonda que consta de una estructura aviónica PSA, un dispositivo de eyección y rotación SED, y parte del experimento DWE.

Para la alimentación eléctrica lleva en cápsulas cerámicas 32,6 Kg de dióxido de plutonio 238, en 82 módulos, cantidad inusitada hasta entonces en una sonda planetaria, para alimentar 3 generadores radioisotópicos RTG; la posibilidad aquí de paneles solares queda despreciada dada la gran distancia de Saturno al Sol. Ello levanta una vez más repetidas protestas y manifestaciones diversas de los ecologistas por el peligro de un fallo en el lanzamiento o en el sobrevuelo que pudiera desparramar el material radiactivo, de gran pureza. Tal sistema eléctrico procuraría al cabo de 11 años aun 628 vatios a la nave. También llevaba baterías primarias de litio y dióxido de sulfuro.

Otros subsistemas son el de dispositivos mecánicos, el de control térmico, etc.

Como instrumental científico lleva los siguientes aparatos o sistemas para cubrir un total de 12 experimentos:

• ISS. Subsistema científico de imágenes. Consta de un instrumental que pesa 57,83 Kg y su consumo es de 55,9 vatios. Sus dimensiones son de 95 por 40 por 33 cm el NAC y 55 por 35 por 33 cm el WAC. El NAC es una cámara de ángulo estrecho, reflector de 2 m f/10,5, con 24 filtros, y 0,6 microrradianes por píxel de resolución. La WAC es una cámara de campo ancho, refractor de 20 cm f/3,5, con 18 filtros y una resolución de 60 microrradianes por píxel. Con las mismas se proyectó el estudio del planeta y su atmósfera, los anillos, sus satélites, interacciones gravitatorias con los mismos, sus superficies, etc. Su equipo de investigadores es el Departamento de Ciencias Planetarias de la Universidad de Arizona. El total de imágenes previstas tomar en color de Saturno y sus satélites es de 300.000.

• CIRS. Espectrómetro de composición IR. Es principal investigador (PI) Virgil G. Kunde del centro Goddard de la NASA. Se compone de una serie de interferómetros para captar emisiones IR entre 7 y 1000 micrómetros para el análisis de composición y temperaturas de las atmósferas de Saturno y Titán y también para observar la térmica de los anillos del planeta. El peso del instrumental es de 39,24 Kg y su consumo de 32,89 vatios. Mide 89 por 76 por 52 cm.

• RSS. Subsistema de radio ciencia patrocinado por el JPL. Utiliza las bandas K, S y X, y tiene por objetivo el estudio de la composición, presión y temperaturas de las atmósferas de Saturno y Titán, partículas de los anillos de Saturno, ionosfera y magnetosfera del mismo, ondas gravitatorias provenientes del exterior del Sistema Solar, etc. El peso del instrumental es de 34,38 Kg y su consumo es de 80,7 vatios.

• Radar Cassini. Estudio del JPL en banda K, en los 13,78 GHz, con la antena de alta ganancia HGA para el estudio de mares en Titán, su topografía y geología. Utiliza un radar de apertura sintética, SAR, con entre 0,35 y 1,7 Km de resolución; un altímetro, con una resolución de 24 a 27 Km en horizontal y de 90 a 150 m en vertical; y un radiómetro, con una resolución entre 7 y 310 m. El peso del instrumental es de 341,43 Kg y su consumo llega a los 108,4 vatios.

• VIMS. Espectrómetro planimétrico en IR y visible. El instrumental pesa 37,14 Kg y consume 27,2 vatios, siendo sus dimensiones 78 por 76 por 55 cm. Consta de dos instrumentos, uno para captar en la banda visible 96 canales, entre 0,35 y 1,07 micrómetros, y otro para el IR con 256 canales, entre 0,85 y 5,1 micrometros. Los estudios de este instrumental se fijan en la composición atmosférica de Saturno y Titán, su distribución, temperaturas, anillos de Saturno, posibles relámpagos en Titán y también vulcanismo, identificación de la superficie de Titán, superficies de otros satélites de Saturno, etc. Participa en esta investigación el Departamento de Ciencias Planetarias de la Universidad de Arizona.

• UVIS. Espectrógrafo de imágenes UV. Tiene un peso de 14,46 Kg y su consumo es de 11,83 vatios; sus dimensiones son 48 por 30 por 23 cm. Es PI Larry Esposito de la Universidad de Colorado. Consta de varios detectores UV, de longitud de onda entre 55,8 y 190 nanómetros. La misión de estos instrumentos es el estudio de la distribución, composición y temperaturas de la atmósfera y sus aerosoles en Titán y Saturno, así como la distribución de partículas de la magnetosfera de Saturno. Los detectores de que consta son el FUV, para el UV lejano, el EUV para el UV extremo, el HSP, fotómetro de alta velocidad, y el HDAC, célula de absorción del hidrógeno -deuterio.
•   CDA. Analizador de polvo cósmico. El PI Eberhard Grün, del Instituto alemán Max Planck. Consta de un detector de alta clasificación y un analizador de polvo. Pesa 16,36 Kg y tiene un consumo de 18,38 vatios. Sus dimensiones son 81 cm por 67 por 45 cm. Se trata de un estudio sobre el polvo interplanetario, y en la órbita de Saturno, en especial cerca de los anillos del mismo, la composición química de las citadas formaciones anulares, la interacción del polvo con la magnetosfera, la composición química de las superficies de los satélites de Saturno a partir de las partículas eyectadas desde las mismas, etc.
• CAPS. Espectrómetro Cassini de plasma. Es PI David T. Young, de Instituto de Investigación del Suroeste, de San Antonio. Consta de espectrómetros de masas de iones, de emisión de iones, de electrones, un motor de barrido y una unidad de proceso de datos. Pesa el instrumental 12,5 Kg y tiene un consumo de 14,5 vatios. Su misión es la medición del flujo de iones y electrones para el estudio de la ionosfera de Saturno, su campo magnético y fenómenos al mismo vinculados, los anillos, magnetosfera de Titán, interacción magnetosférica entre el planeta y este satélite, etc.
•   MAG. Magnetómetro de técnica dual. Es PI David J. Southwood del Colegio Imperial de Ciencia y Tecnología, de Londres. Pesa 3 Kg y consume 3,1 vatios. Consta de un magnetómetro de helio y otro de puerta de flujo. Su misión es el estudio de campos magnéticos y su interacción planetaria, la investigación del viento solar allí, la interacción de los satélites de Saturno en su magnetosfera, ésta y su composición y dinámica, etc.
•   RPWS. Ciencias de radio y ondas de plasma. Es PI Donald A. Gurnett, de la Universidad de Iowa. El instrumental tiene un peso de 6,8 Kg y un consumo de 7 vatios. Constaba de sensores de campos eléctricos, de campos magnéticos, una sonda Langmuir y receptores en bandas media, alta y amplia. Su misión es medir los campos eléctricos y magnéticos, la temperatura del medio interplanetario y las magnetosferas planetarias. Debía pues estudiar la configuración del campo magnético de Saturno, las emisiones de radio del mismo, posibles relámpagos en el citado planeta, interacción de Titán con el viento solar, la disociación en la alta atmósfera de este satélite, distribución del polvo y meteoritos tanto en el espacio interplanetario como en Saturno, etc.
•   INMS. Espectrómetro de masas neutras e iones. El instrumental pesa 9,25 Kg y consume 27,7 vatios. Su misión es medir las partículas y elementos de la atmósfera superior de Titán, los procesos químicos de la atmósfera del mismo, la interacción del viento solar sobre la atmósfera superior y de ésta con la magnetosfera, así como medir los iones y la composición de los anillos y los helados satélites de Saturno al sobrevolarlos.

• MIMI. Instrumento de imágenes magnetosféricas. Es PI Stamatios M. Krimigis del Laboratorio de Física Aplicada de la Universidad Johns Hopkins, de Laurel. Pesa el instrumental 16 Kg y consume 14 vatios. Tiene por misión medir la composición, energía, carga y distribución de electrones e iones, así el estudio de la magnetosfera de Saturno, su dinámica y su interacción con el viento solar, atmósfera del planeta, la de Titán, los anillos y los otros satélites.

  
  

          > HUYGENS

  
  

  La Cassini lleva en un costado a la cápsula Huygens para penetrar en Titán. Construida esta última con un presupuesto de 250.000.000 ECUs, unos 40.000 millones de pesetas, con intervención principal de 9 empresas europeas, siendo la principal la Aerospatiale francesa, a partir de mayo de 1993; fue probada en las instalaciones de la empresa alemana Daimler-Benz Aerospace Dornier, en Munich. Las empresas principales son: Dasa de Alemania, Alenia Spazio y Laben italianas, Aerospatiale de Francia, Fokker de Holanda, Etca de Bélgica, Martin Baker, Logica e IGG británicas, Oerlikon-Contraves de Suiza. Colaboran las empresas españolas CASA que construye la estructura interna y cableado de equipos, Crisa que hace maquetas para pruebas, y Tecnológica que diseña componentes electrónicos. La sonda fue diseñada por la ESA y su director científico sería Roger Bonnet. Su centro de control sería el HPOC, centro de operaciones, en Darmstadt, Alemania.

  Su peso es de 373 Kg y su diámetro modular de 1,3 m. Consta de 2 partes, el módulo de descenso DM y el enlace con la Cassini o ENA. Su estructura es de aluminio y tiene en la parte superior los paracaídas (sistema PDD) y en la inferior el escudo térmico. En el interior van los subsistemas y el instrumental científico. Su modelo de estructura, su térmica y pirotecnia se denominaron STPM. Los subsistemas comprenden la regulación térmica, las comunicaciones, el sistema eléctrico y el de control, llamado CDMS. El sistema térmico se apoya para calentar, con unidades RHU de 1 vatio, en el sistema eléctrico PCDU. Este último lleva 5 pilas de LiSO2, litio-dióxido de sulfuro que aportan 600 vatios. Lleva además un foco para iluminar el entorno de Titán al llegar. El sistema de control CDMS va ejecutando todas las fase del programa de vuelo de 22 días a partir de la separación de la sonda Cassini, recogiendo naturalmente todos los datos de los instrumentos científicos; el sistema comprende a su vez la unidad de tiempo de misión MTU, la unidad del sensor central de aceleración, la unidad del sensor radial de aceleración RASU, y la unidad de sensor de proximidad PSU. El subsistema de comunicaciones para la transmisión de datos al Cassini orbitando Saturno es el PDRS.

  El escudo térmico protector y de frenado es de 2,7 m de diámetro, que es el mayor diámetro de la sonda. El mismo tiene su misión en la fricción aerodinámica de la sonda y dispone de 250 losetas de silicio que se colocan en la parte frontal. Esta cubierta lleva también fibra de carbono trenzada y su capacidad térmica es para soportar 12.000ºC.

  
  

  La sonda lleva además los 6 siguientes instrumentos científicos para analizar la composición, procesos químicos, densidad, presión y temperatura de las capas de la atmósfera de Titán y su dinámica, el campo eléctrico, estudio de la física, composición y topografía del suelo de Titán y tomar imágenes en diversas frecuencias del espectro:

  1. El HASI, instrumento de investigación de la atmósfera, para medir la temperatura, presión, dinámica y composición de la atmósfera de Titán. Contiene el PWA para medir la electricidad atmosférica. Lleva para tal investigación sensores, acelerómetro, analizador de partículas, etc. Investigación de M. Fulchignomi, de la Universidad de Roma y participación de varios países: Italia, Francia, Holanda, Austria, Finlandia y España.

  2. Instrumental de ciencia de la superficie SSP. Contiene varios sensores para el estudio de las propiedades físicas del suelo de Titán en el punto de aterrizaje. Una sonda acústica se activa en los últimos 100 m del descenso, señalando los caracteres físicos del suelo, su rugosidad o si es un fluido, un mar, su movimiento (olas, por ejemplo) e incluso la profundidad. También informa en el descenso sobre temperatura, composición atmosférica, etc. Otros sensores, en caso de caer en alguna especie de mar, determinarían la densidad, temperatura, conductividad, etc. Investiga J.C. Zarnecki de la Universidad británica de Kent.

  3. Colector de aerosoles y pirolisis ACP. Sistema de filtraje de aerosoles de la atmósfera de Titán y posterior calentamiento de las muestras en un horno hasta la vaporización y descomposición de las mismas. El análisis de los resultados señala la composición de lo analizado. Investiga G. M. Israel del CNRS, Servicio de Aeronomía, de Francia.

  4. Radiómetro de descenso para imágenes espectrales DISR. Utiliza varios sensores y mide el flujo de radiación ascendente y descendente en la atmósfera de Titán, las partículas en suspensión. En la banda visible y en el IR observa también el suelo hacia donde se dirige la sonda, tratando también de ver el horizonte; el campo observado es todo a su al rededor, puesto que la sonda desciende la atmósfera girando. Investiga M. G. Tomasko de la Universidad de Arizona.

  5. Experimento Doppler de viento DWE. Emplea un oscilador ultraestable y una frecuencia muy estable, uno en el transmisor, llamado TUSO, y otro en el Receptor, denominado RUSO. Los movimientos de la sonda en la atmósfera de Titán son detectados y los vientos o movimientos de la misma son identificados así. Investiga M. K. Bird de la Universidad de Bonn.

  6. Espectrómetro de masas-cromatógrafo de gases GCMS. Contiene instrumental para analizar la química de la atmósfera de Titán, identificándola y estimando cantidades. También tiene por misión medir la composición de la superficie del mismo. Su peso es de 17,3 Kg y tiene un consumo de 110 vatios para calentarlo (durante 2,5 horas), siendo el consumo promedio de 41 vatios; la transmisión de datos es aquí de 1.700 bits por segundo. Investigación de H. B. Niemann del Centro Goddard.

  Los sistemas de imágenes utilizan varias bandas del espectro, UV, IR, visible, rayos gamma y rayos equis.

  
  

  La colaboración española se centra en el HASI con el que participa la empresa CRISA, el Instituto de Astrofísica de Andalucía y el Instituto Astrofísico de Canarias en su diseño y construcción en cuanto al PWA, instrumento de medición de la electricidad de la atmósfera; el mismo tiene un costo de 83.000.000 pesetas. El citado Instituto también interviene en el sistema de tratamiento de datos. Otras participaciones españolas en la Huygens son las de CASA, Sener y Technologica.

  Además, un modelo de prueba a escala de la Huygens, que fue llamado Comas Solá, fue probado en simulación por el INTA con un cohete sonda el 1 de DICIEMBRE de 1995 desde la base aérea Virgen del Camino, en León. El ensayo fue un éxito y la carga útil fue recuperada cerca de Tafalla, en Navarra, transmitiendo unos 6.000 datos atmosféricos. La prueba fue controlada por el Instituto Astrofísico de Andalucía.

  También se realizaron otras pruebas en otros lugares. Antes del citado ensayo, el 14 de MAYO de 1994, otro modelo Huygens fue probado, en su paracaídas y sistema térmico, desde 35 Km de altitud en que fue llevado por un globo soltado en la base sueca de Kiruna.

  El 22 de NOVIEMBRE de 1995 comenzaba oficialmente la fase ATLO, de ensamblaje, prueba y operaciones de lanzamiento, con la sonda para comprobar su funcionamiento y disposición para la misión.

  
  

  En el vuelo, separada de la Cassini cerca de Saturno, se dirige a Titán, y la entrada en éste de la Huygens se planifica de la siguiente manera:

  • La velocidad de llegada a la alta atmósfera de Titán sería de unos 21.900 Km/hora y en los 3 min siguientes ha de frenar hasta los 1.440 Km/hora. La estabilización se realiza dotando de un giro de 7 vueltas por minuto a la sonda. La activación de la sonda comprende, entre otras cosas, que son calentados con 300 vatios, para compensar el frío incidente, algunos sensores y transmisores.

  • El máximo frenado, que sería de 16 ges, y por lo tanto alcanzando la máxima temperatura, de unos 12.000ºC en el plasma que se forma en torno al frente de choque, se produciría entre los 300 y 250 Km de altura. La velocidad se estima en unos 18.000 Km/h a 270 Km de altura.

  • Entre 190 y 170 Km de altura se abriría el primer paracaídas, que tiene 2 m de diámetro. La velocidad es de Mach 1,5, unos 1.830 Km/h.

  • Entre 180 y 160 Km de altitud en la caída, siendo la velocidad de 100 m/s, y a 1 seg más tarde del despliegue anterior, se abriría el paracaídas principal de 8,3 m de diámetro.

  • Entre 175 y 155 Km de altura, siendo la velocidad de 80 m/seg y a 30 seg de la penetración en la atmósfera, el escudo frontal térmico se separaría. La velocidad habrá bajado a 0,6 Mach.

  • Entre los 172 y 152 Km de altitud, inmediato a la anterior operación, hasta unos 10 seg después, la sonda quedaría dispuesta para el aterrizaje. La velocidad sería de unos 290 Km/hora.

  • A 15 min del descenso, entre 140 y 110 Km de altitud, siendo la velocidad de 144 Km/h, se desplegaría el paracaídas de estabilidad y frenado, de 3 m de diámetro. Los aparatos científicos entrarían en acción.

  • Entre los 139 y 109 Km de altura, casi a la vez de la anterior operación, 1 seg después, el citado paracaídas quedaría abierto.

  • A los 2 min 30 seg de la fase final de descenso, a una velocidad de unos 20 a 25 Km/h, la sonda haría impacto en el suelo de Titán. La duración total de la caída desde el borde de la atmósfera de Titán debía ser de unas 2 o 2,5 horas.

  • En total, la transmisión de datos proyectada desde la superficie sería de solo 3 min, aunque se podría prolongar hasta 1,5 horas o más, en la esperanza más optimista. Luego, su batería quedaría agotada si antes, el gélido ambiente, no inutiliza diversos sistemas. En tal tiempo se debían enviar 1.100 fotografías.

  
  

  La sonda lleva un disco compacto, parecido a un CD-ROM, con las firmas y mensajes personales de un total de 616.403 de personas de 81 países (80.188 de Europa, y de aquí unas 4.000 de España) que respondieron al anuncio correspondiente (de revistas, etc.). También lleva diversa información de nuestro planeta y las firmas de J. D. Cassini y Ch. Huygens sacadas de documentos de su época. También iban 4 canciones de los músicos franceses Julien Civange y Louis Haeri. De tal disco se hacen 9 copias para museos. Se instaló sobre un lado de la sonda el 22 de agosto de 1997 entre 2 piezas de aluminio para protegerlo de los micrometeoritos y una envuelta antitérmica, bajo el instrumental científico.

  
  

  xxxxxxxxxxxxxxxxxxXXXXXXXXXXXxxxxxxxxxxxxxxxxxxxx

  
  

  En principio, la Cassini iba a partir en antes de noviembre de 1995 pero se reconsideró su trayectoria para elevar su peso de 5 a 6 Tm. El viaje sería de larga trayectoria en órbita solar, dando 2 vueltas completas y ayudándose de la gravedad de Venus (diciembre de 1996) y la Tierra (julio de 1998); a su paso por nuestro planeta rozaría la atmósfera de modo que se engendra una temperatura frontal de unos 12.000ºC y modifica su velocidad en 400 m/seg, llegando a 6 Km/seg, en una operación de 3 min. Las maniobras se definen como trayectoria VVEJGA. En noviembre siguiente debía pasar junto al asteroide Clarissa, y luego junto a Júpiter, que también le impulsaría gravitatoriamente, para finalmente llegar a Saturno en diciembre del 2.003. Sin embargo, el proyecto fue retrasado y por tanto las fechas serían otras, pero manteniendo las peculiaridades de la trayectoria. El 22 de MAYO de 1992 se aprobó modificar el modelo de sonda Cassini, simplificándola.

  El 20 de SEPTIEMBRE de 1993, la ESA y la empresa francesa Aerospatiale firmaban el contrato de construcción de la Huygens.

  La misión Huygens fue presentada oficialmente en 1994 en Burdeos y para entonces la previsión fijaba el lanzamiento para octubre de 1997. La primera vez que se suministró a la Cassini energía eléctrica fue el 6 de DICIEMBRE de 1995. La Huygens quedaba dispuesta para enviar desde Europa a Florida en marzo de 1997. Sin embargo, en tal año, en el mes de agosto, 2 meses antes de la partida se tienen problemas con los sistemas del cohete que amenazan el retraso de la partida. Tras ser llevada a los Estados Unidos el 11 de OCTUBRE de 1996 la Huygens, se completaba por parte del JPL el ensamblaje de los principales sistemas básicos de la sonda.

  Para el lanzamiento la NASA llegó a contemplar el envío al espacio en un Shuttle, en dos vuelos, uno para el motor principal de escape y otro para las sondas, pero la opción fue descartada por la ESA por compleja, porque exigía un ensamblaje de ambos en órbita.

  
  

  A primeros de SEPTIEMBRE de 1997 se localiza un problema en la sonda Huygens, consistente en la rotura de una tela u hoja metálica aislante de la misma, cuya reparación se prolonga por espacio de una semana al tener que desmontar la nave de la proa del lanzador, teniendo que ir a Florida dos decenas de técnicos europeos para la operación. Ello hace entonces retrasar la partida del 6 al 13 de octubre siguiente. La ventana de lanzamiento, de unos 30 días, finalizaba el día 4 de noviembre siguiente.

  El cohete impulsor primera fase es un Titán 4B de 20 m de altitud, 1.038 Tm de peso total y 1.040,5 Tm de empuje inicial. La segunda fase Centaur es de 4 m de anchura, 9 m de longitud, y lleva 24 Tm de propulsante. Porta una fase mejorada SRMU de aceleradores laterales. Es el 18 Titán Centaur que se utiliza. La altura total de toda la astronave asciende a 56 m. Las sondas quedaron dispuestas para instalar en el cohete el día 25 de septiembre de 1997, a lo que seguirían las habituales pruebas de integración. El lanzamiento previsto primero para el día 6 de octubre de 1997 y luego para las 10 h 55 m, hora española, del 13 de octubre siguiente fue suspendido por 48 horas, a solo 15 min del final de la cuenta atrás, debido a la presencia a gran altura de vientos muy fuertes; primero sufrió un retraso de 1 horas por problemas en el llenado de propulsante. Además, se encontró un problema con el ordenador de la sonda y en otro instrumental.

  
  

  15 OCTUBRE 1997

  10 h 43 m. Hora española; 08 h 43 m, GMT; 04 h 43 m, hora local. Es lanzada en la LC-40 de Cabo Cañaveral la sonda Cassini con un Titán 4B con toda normalidad. El disparo estuvo acompañado de las continuas y habituales protestas de los ecologistas por la carga de material radiactivo que se incluyó en la sonda, por el miedo a que un fracaso en el lanzamiento desparramara el plutonio por el medio ambiente; el riesgo real al respecto era sin embargo muy pequeño.

  A los 3 min 19 seg de la partida es separado el escudo protector de proa. A los 5 min 3 seg se encendió la segunda fase del cohete. A los 9 m 3 s se apagó la misma y a los 9 m 13 seg se separó del resto. A los 9 min 34 seg se enciende la fase Centaur y actúa durante 2 min 13 seg. La satelización tiene lugar en una órbita terrestre de 445 Km de apogeo por 170 Km de perigeo. A los 29 min 2 seg de la partida, se enciende de nuevo la fase Centaur que actúa durante más de 7 min para relanzar la Cassini hacia una órbita solar. A los 43 min de vuelo la sonda se separa de la fase de impulsión última e inicia así esta doble sonda un viaje de 7 años hasta Saturno, pasando primero 2 veces por Venus y por la Tierra y Júpiter.

  La primera conexión con la sonda se realiza a los 52 min de vuelo. La trayectoria será casi perfecta; solo hay una desviación de 0,004º por lo que la primera corrección de trayectoria, prevista para los días siguientes, sería de solo 1 m/se en vez de los 26 m/seg previstos inicialmente. La denominación oficial COSPAR de la sonda Cassini será 1997-061A y la Huygens 1997-061B.

  
  

  16 OCTUBRE 1997

  La velocidad que sigue en la órbita solar, en paralelo a la Tierra, es respecto a ella de 15.120 Km/hora.

  
  

  23 OCTUBRE 1997

  Se realizan pruebas de comprobación de la Huygens desde el centro alemán ESOC de la ESA a través de la red de comunicaciones de la NASA. En el viaje, la sonda Huygens va inactiva y solo chequeada cada 6 meses, luego de quitarle los protectores y comprobar el instrumental, que resulta estar bien.

  En su trayecto, en el recorrido de mayor cercanía al Sol, para protegerse de éste, la sonda Cassini va orientada con su gran antena parabólica mirando al citado astro. Las comunicaciones se efectúan entonces con las antenas secundarias, 2 de baja ganancia.

  
  

  30 OCTUBRE 1997

  Se comunica la comprobación de que las 3 antes del experimento de ondas de plasma están ya desplegadas. Por entonces la sonda está a 4.700.000 Km de la Tierra, viajando a una velocidad de 26,5 Km/seg, respecto al Sol.

  
  

  31 OCTUBRE 1997

  El detector del polvo es activado y varios sistemas de la Cassini son comprobados.

  
  

  9 NOVIEMBRE 1997

  Se realiza la primera corrección de trayectoria, con un encendido de 34,6 seg que modifica la velocidad en 2,7 m/seg.

  
  

  10 NOVIEMBRE 1997

  A los 26 días de vuelo, Cassini alcanza el afelio de su órbita solar por vez primera.

  
  

  En este mes de NOVIEMBRE alcanza los 80 millones de Km de recorrido y para entonces se han completado la prueba de su instrumental con éxito. En la prueba se toman datos reales relativos al viento solar.

  
  

  A primeros de DICIEMBRE de 1997 la sonda está a 16 millones de Km de la Tierra, llevando recorridos 113.000.000 Km, y siendo su velocidad de 97.900 Km/h.

  
  

  A primeros de FEBRERO de 1998, la Cassini llevaba recorridos 271 millones de Km y su velocidad era de 120.000 Km/hora. Las comunicaciones se realizan con la Tierra con la antena 2 de baja ganancia, mientras la principal parabólica cumple su misión mirando al Sol para tapar el instrumental del calor de éste.

  A fines de FEBRERO de 1998 se efectúa el segundo ajuste de trayectoria; siendo de poca entidad el empuje preciso, se utilizaron los motores de orientación en vez del principal. Su velocidad es de 137.000 Km/h por entonces y va en aumento, y el número de Km recorridos es de 362 millones.

  
  

  25 MARZO 1998

  Se encuentra que hay una pequeña desorientación en la Cassini respecto a 2 estrellas de guía o referencia que hace actuar al sistema automático de protección contra fallos, quedando activado el sistema supletorio. El sistema informático dejó la nave en estado de baja actividad hasta que en la Tierra se emitieran instrucciones. La diferencia en el sistema de guía estaba sin embargo dentro de la tolerancia posible por lo que se interpreta que el sistema de control actuó con celo. El problema se soluciona sin novedad.

  La Cassini está por entonces a 17.000.000 Km de Venus y va a una velocidad de 143.000 Km/hora. El total de Km recorridos es de 440 millones por entonces.

  En los siguientes días, la Cassini pasa por el perihelio de la órbita solar y retransmite datos ficticios para la comprobación de la sonda Huygens.

  
  

  26 ABRIL 1998

  Día 194 de vuelo. La doble sonda pasa por vez primera cerca del planeta Venus, a 284 Km del mismo; la distancia a la Tierra era de 136.000.000 Km. La gravedad del planeta añade una velocidad de 25.200 Km/h, saliendo así la sonda a 141.000 Km/h. Algunos aparatos de la sonda enfocaron al planeta aprovechando el sobrevuelo.

  
  

  28 MAYO 1998

  A las 22 h 04 m, GMT, se llevó a cabo una prueba de calibración de instrumental en la Huygens.

  
  

  A mediados de OCTUBRE de 1998, la sonda estaba a 192,2 millones de Km de nuestro planeta, marchando a una velocidad de 73.900 Km/h aproximadamente; los Km recorridos eran ya 958,8 millones.

  
  

  2 DICIEMBRE 1998

  Día 413 de vuelo. Se realiza una corrección de trayectoria, con un encendido de 1,5 min de duración, frenando la velocidad desde 67.860 Km/h a 66.240 Km/h. La corrección sirve para acercar la trayectoria al encuentro, en sobrevuelo, del planeta Venus.

  
  

  A mediados de DICIEMBRE la sonda pasa por vez segunda por el afelio de su órbita en torno al Sol. Unos días después tenía previsto un período para el uso de la antena HGA.

  
  

  11 ENERO 1999

  El sistema de control de la Cassini detecta un error de orientación y se reinicia dejando varios sistemas no indispensables desconectados y reorientando la antena mayor hacia el Sol. Entonces se estaba realizando con la sonda una comprobación de su instrumental. Posteriormente se repuso el estado normal del ingenio y se volvieron a realizar las comprobaciones de instrumentos en preparación del segundo sobrevuelo del planeta Venus.

  
  

  4 FEBRERO 1999

  La sonda realiza la sexta corrección de trayectoria, encendiendo durante 2 min el motor principal. La variación de velocidad es de 11,5 m/seg, quedando en 20,02 Km/seg.

  
  

  25 MARZO 1999

  El detector de polvo cósmico es activado y funcionará captando 7 impactos de origen indeterminado en los siguientes 40 días.

  
  

  24 JUNIO 1999

  Día 617 de vuelo. La sonda sobrevuela Venus por segunda vez y pasa a solo 620 Km sobre sus nubes. Obtiene otra vez ayuda gravitatoria y también examina con su instrumental el planeta. Con los datos obtenidos se deja ver que en la atmósfera del planeta no parece haber relámpagos.

  
  

  6 JULIO 1999

  Día 629 de vuelo. La Cassini pasa por vez segunda por el perihelio de su órbita solar.

  
  

  11 AGOSTO 1999

  Se realiza una corrección de trayectoria, mediante un encendido de motores de 2 min 10 seg, para ajustar el inmediato paso de la sonda por las inmediaciones terrestres.

  
  

  18 AGOSTO 1999

  Día 672 de vuelo. La Cassini sobrevuela nuestro planeta a 1.171 Km de altura sobre el Pacífico, sobre la vertical de un punto cercano a la Isla de Pascua, a las 05 h 28 min, hora española, en otra maniobra de aceleración gravitatoria, pasando de 15 a 19,1 Km/seg. El impulso equivale a un consumo del cohete de 75 Tm de propulsante. Por entonces, la sonda llevaba recorridos ya 1.671 millones de Km.

  Durante los días del acercamiento fueron activados 9 de los aparatos de la sonda para observar el conjunto Tierra-Luna, principalmente para ajustar o calibrar los mismos.

  
  

  A mediados de DICIEMBRE la Cassini comienza a cruzar el cinturón de asteroides. Entonces lleva recorridos 2.000 millones de Km.

  
  

  23 ENERO 2000

  La sonda pasa a una distancia de unos 1.500.000 Km del asteroide Masursky y lo observa con sus aparatos, a la vez que la oportunidad sirve también para calibrarlos. La toma de fotografías se realiza aproximadamente 100.000 Km más adelante de la mínima distancia, entre 7 y 5 h después. Todos los aparatos activos de la sonda funcionaron correctamente en este lejano sobrevuelo.

  
  

  2 FEBRERO 2000

  Se procede con la sonda Huygens en la quinta comprobación de sus sistemas desde el ESOC en Darmstadt, Alemania. Durante 3 h 50 min se activó la telemetría de los aparatos, apuntando que todo iba bien, si bien más tarde se advirtió un problema en el enlace de comunicaciones con la sonda madre Cassini. El chequeo, que comienza a las 22 h GMT finaliza a las 01 h 38 min del siguiente día. El problema percibido estaría presente en realidad más tarde, al llegar a Titán, al desplazarse la Cassini mientras la Huygens iba a descender hacia la superficie del citado satélite. Se produciría entonces un ligero desplazamiento de la señal de radio emitida por la Huygens que no podría ser sintonizada por la Cassini debido a la estrechez del ancho de banda.

  
  

  A principios de ABRIL de 2000 la sonda salía del cinturón de asteroides.

  
  

  28 JULIO 2000

  Es realizada la 6 comprobación de la sonda Huygens.

  
  

  A principios de SEPTIEMBRE se procedió a realizar comprobaciones de enlace de comunicaciones entre equipos en tierra similares a los llevados por Cassini y la Huygens y se confirmó el fallo de desfase en la transmisión-recepción. El problema se estima que iba a suponer una pérdida parcial de datos en el enlace entre la sonda de la ESA y la Cassini.

  Desde entonces se estudian las posibles alternativas para solventar el problema, contemplando entre otras la reducción de velocidad de la Cassini para cuando soltara a la Huygens, velocidad que sería entre ellas de 5 Km/seg. Pero esta posibilidad limitaba luego las de la propia Cassini que debía visitar los satélites de Saturno. Otra opción podría ser, según dicen los técnicos entonces, soltar la sonda europea en el segundo sobrevuelo de Titán en vez del primero. La implicación de americanos y europeos dificultaba por otra parte una mayor rapidez en decidir la solución más idónea. Dada la distancia, las maniobras de las dos sondas tenían que ser automáticas y la Cassini debía dirigir su antena hacia la Huygens para captar sus señales, lo que sería más difícil si las mismas quedaban atenuadas. Los pocos datos disponibles sobre Titán, con sus vientos, densidad, etc., desconocidos o poco precisos, acrecentaba el temor sobre la suerte de la sonda. El punto positivo era que se disponía de más de un año para tomar una decisión resolutoria.

  
  

  4 OCTUBRE 2000

  La nave está, acercándose a Júpiter, a 81 millones de Km del mismo, y la misma prueba sus cámaras tomando una primera imagen del gran planeta utilizando distintos filtros.

  
  

  17 DICIEMBRE 2000

  Uno de los 4 giroscopios de la sonda muestra un elevado consumo eléctrico al bloquearse. La sonda suspende entonces automáticamente la toma de datos y se reorienta activando motores.

  
  

  21 DICIEMBRE 2000

  La Cassini reanuda sus observaciones tras desbloquearse solo el giroscopio.

  
  

  30 DICIEMBRE 2000

  Cassini pasa a una mínima distancia de Júpiter de unos 9.700.000 Km. Recibe entonces la ayuda gravitatoria que lo empuja un poco más, en 2 Km/seg, hacia el planeta Saturno.

  Al momento de este sobrevuelo, también estaba en torno al planeta la sonda Galileo, de tal modo que es la vez primera que hay dos ingenios cerca de Júpiter.

  
  

  31 ENERO 2001

  Comienzan los técnicos a realizar pruebas de calibración del sistema de comunicaciones de la sonda Huygens. Las mismas duran 6 días y tiene por objetivo superar el problema planteado por el fallo de desfase en la transmisión-recepción con la sonda madre Cassini. Las pruebas satisfacen a los técnicos.

  
  

  22 MARZO 20001

  Se lleva a cabo por séptima vez el chequeo de los sistemas de la sonda Huygens, y el mismo concluye al siguiente día sin novedad. Entonces las sondas Cassini-Huygens están 880.000.000 Km de nuestro planeta.

  
  

  En junio de 2001 la NASA y la ESA decide reajustar el plan de vuelo para subsanar el error detectado en los sistemas de comunicaciones entre la Huygens y la Cassini, previsiblemente falto de compensación ante el efecto Doppler al momento de la entrada en Titán de la subsonda, lo que habría causado pérdida de datos. Por lo pronto, la llegada de la Cassini se preveía ahora para el 1 de julio de 2004 y la suelta de la Huygens, pensada para noviembre de 2004, se retrasaba hasta el 14 de enero de 2005, luego de 3 sobrevuelos de la Cassini sobre Titán en vez de los 2 previstos inicialmente; estas maniobras no pensadas inicialmente suponen sin embargo un gasto añadido de propulsante (entre un 25 y un 33 % del de reserva, pensado gastar en la misión prolongada).

  
  

  20 SEPTIEMBRE 2001

  Se realiza con la Huygens la 8 tanda de pruebas para comprobarla, resultando estar bien todo. La transmisión de datos al respecto desde la sonda duró 4 h 18 min.

  
  

  Del 16 al 21 de NOVIEMBRE de 2001, la Huygens es probada, principalmente en sus comunicaciones con la sonda madre Cassini para comprobar la sincronización entre ambas.

  
  

  26 NOVIEMBRE 2001

  Comienza un período de 40 días para un experimento de detección de ondas gravitatorias con la sonda y en función de su velocidad, apreciando las más mínimas variaciones de la misma, de fracciones de segundo.

  
  

  3 ABRIL 2002

  Se realiza un encendido del motor de 9,8 seg de duración para un ajuste de trayectoria en lo que es la 13 maniobra de tal tipo del vuelo.

  
  

  En OCTUBRE de 2002 se realizó durante 5 horas la comprobación número 10 de los sistemas y aparatos de la sonda, siendo reactivada temporalmente para ello. Las cámaras de la Cassini tomaron así imágenes de Saturno aun a 285.000.000 Km que debía cubrir en el siguiente 1 año y 8 meses.

  
  

  En MAYO de 2003 se realiza la maniobra TCM 19, una corrección de trayectoria de la sonda que modificó en 1,58 m/seg la velocidad con un encendido de motores de 17,53 seg.

  
  

  12 MAYO 2003

  Durante una calibración de aparatos, se produce un fallo en el sistema de control de orientación y hace que el mismo se reinicie.

  
  

  A finales de septiembre de 2003 trascendió el estudio realizado con la señales emitidas por la sonda a mediados de 2002 con las que se comprobó una vez más la teoría de la relatividad de Einstein en relación a la desviación de las radioondas influenciadas por la masa del Sol (interpuesto entre el ingenio y la Tierra), de modo que las mismas se enlentecían ligeramente. Aunque el experimento no es el primero en su tipo sí que resultó ser de una precisión superior.

  Por entonces, en la Tierra, se ensayaba con maquetas de la Huygens su aterrizaje al modo que debía hacer la original en Titán; desde 1995 se hicieron 4 de tales pruebas en búsqueda de posibles fallos para prevenirlos en el descenso real al citado satélite de Saturno.

  
  

  1 OCTUBRE 2003

  Se realiza una corrección de trayectoria, la denominada 19B, con un encendido de 21,8 seg y una alteración de la velocidad de 2,015 m/seg.

  
  

  3 ENERO 2004

  Empiezan las observaciones científicas de la Cassini.

  
  

  9 FEBRERO 2004

  La sonda comienza la toma de imágenes de Saturno desde 69.400.000 Km del mismo y a 4 meses aun de viaje hasta el citado planeta.

  
  

  En ABRIL, la Cassini toma fotografías ya de Titán con resolución de 230 Km/píxel.

  
  

  27 MAYO 2004

  El ingenio lleva a cabo durante 6 min 02 seg una corrección de trayectoria (la TCM-20), con cambio de velocidad de 34,7 m/seg, para ajustar su próximo paso cerca del satélite Febe.

  
  

  11 JUNIO 2004

  22 h 56 m. GMT. La Cassini, que avanza a 20.900 Km/h en tales momentos, sobrevuela el satélite Febe a unos 2.068 Km de distancia y toma fotografías del mismo, pero en baja resolución, y otros datos que son retransmitidos al siguiente día. Una vez que posteriormente entrara en órbita sobre Saturno ya no se tenía previsto ningún otro sobrevuelo sobre este satélite.

  
  

  16 JUNIO 2004

  Se realiza una corrección de trayectoria (TCM-21) con un encendido de motores en frenado de 38,38 seg (3,68 m/seg menos de velocidad) para ajustar el pase seguro por el vacío entre los anillos F y G del planeta. Como precaución, la orientación en el sentido de la marcha de la sonda, ofrece la antena parabólica a modo de escudo contra impactos con posibles partículas en tal trayecto. Otra corrección prevista posterior no resulta necesaria.

  
  

  17 JUNIO 2004

  El sistema de control de la sonda inicia su programa para la secuencia de entrada en órbita sobre Saturno a dos semanas vista aun.

  
  

  1 JULIO 2004

  Las sondas llegan a Saturno tras un viaje de 3.500 millones de Km y casi 7 años de viaje. Su velocidad es de 5,2 Km/seg. La sonda se orienta poniendo su antena por delante en el sentido de la marcha 1 h 25 m antes del encendido de motores. El ingenio giraría otra vez para orientar el motor en frenado.

  01 h 12 min. GMT. A unos min solo de la operación anterior y luego de sobrepasar los anillos del planeta, entre los denominados F y G, es encendido el motor de la sonda para la satelización sobre el planeta. La velocidad al surcar la sonda tal espacio entre anillos es de 20 Km/seg y algunas livianas partículas de polvo impactan en tal condición contra la nave (contra la antena principal, parabólica) sin consecuencia; el total de impacto se estimó en unos 100.000 en 5 min, con un máximo de intensidad de 680 por seg.

  02 h 47 m. Finaliza la actuación del motor. La Cassini, con la maniobra SOI, se sateliza frenando en 626,17 m/seg, con una actuación de motores de 1 h 35 min (1 menos de lo calculado inicialmente). La altura orbital es de 20.300 Km sobre las altas nubes del planeta; también pasa a solo 2.000 Km del borde de los anillos citados. El motor actúa además modificando la dirección del empuje de modo que se movía a razón de 0,008º/seg con lo que al final de la actuación se cambió en 46º tal parámetro. El apogeo se localizaría a 9.037.181 Km y la inclinación respecto al ecuador del planeta es de 17,3º. Se convierte así el ingenio en la primera sonda en órbita sobre el planeta Saturno.

  04 h 30 m. La Cassini reorientada hacia la Tierra su antena transmite durante 20 seg. Las señales de radio tardan entonces en llegar a la Tierra 1 h 24 min.

  05 h 50 min. La sonda, tras surcar por detrás del planeta, vuelve a pasar, saliendo, entre los anillos F y G.

  El cruce del ingenio por los referidos anillos supuso para el mismo los consiguientes impactos del polvo que hay junto a tales formaciones hasta el punto de recibir mil por segundo en el momento culminante. Tales impactos se incrementaron y decrecieron inversamente en unos 2 min antes y después de cruzar el plano de los anillos.

  Las primeras 61 fotografías en tal llegada son de los anillos del gran planeta y lo son de gran detalle, en blanco y negro, y las más cercanas nunca logradas de tal formación; en las posteriores órbitas de la sonda sobre el Saturno los sobrevuelos ya no sería tan próximos.

  Desde su posición orbital, la Cassini ha de dar, durante 4 años, 76 vueltas al planeta, tiempo en el que los aparatos científicos hacen su labor sobre Saturno y sus satélites, con 7 de los cuales se planifican 52 sobrevuelos; sobre Titán el número de aproximaciones debía ser de 44, algunas muy cercanas. De las vueltas, 30 las hace pasando a una mínima distancia de menos de 1.000 Km.

  
  

  2 JULIO 2004

  Son tomadas las primeras fotografías de la luna Titán por parte de la sonda, aun a la distancia de 339.000 Km. En las mismas se desvela un poco su superficie y se aprecian nubes de metano en el polo sur de tal cuerpo.

  
  

  Del 5 al 11 de JULIO la sonda apenas estuvo en comunicación con la Tierra dado que en la alineación entre aquel planeta y el nuestro se interponía el Sol. El día 12 la posición ya era favorable. Además de Titán, y de los anillos del planeta, la sonda toma fotografías de otros satélites como Japeto, Mimas, Tetis y Rea. También obtiene datos sobre la magnetosfera de Saturno.

  
  

  13 JULIO 2004

  La Cassini rebasa la magnetosfera del planeta de los anillos. Estudia entonces el viento solar en la zona atravesada.

  
  

  A principios del mes de AGOSTO los estudios de la sonda se centran la actividad del viento solar sobre el campo magnético de Saturno, aunque sigue haciendo tomas de datos en general y fotografía los anillos además del planeta, incluido su polo sur.

  
  

  8 AGOSTO 2004

  El ingenio toma fotografías del satélite Mimas de Saturno desde 8.800.000 Km de este último.

  
  

  23 AGOSTO 2004

  La sonda realiza una corrección de trayectoria, la OTM-2, mediante una actuación de motor de una duración de 51 min 08 seg. Se modifica así la velocidad en 392,9 m/s y se eleva el periapsis en 300.000 Km para evitar pasar por los anillos del planeta, además de aproximar así el sobrevuelo sobre Titán.

  
  

  7 SEPTIEMBRE 2004

  Se lleva a cabo la tercera corrección de órbita OTM sobre Saturno.

  
  

  14 SEPTIEMBRE 2004

  Se hace la 15 revisión de los aparatos y sistemas de la sonda, con una duración de 12 h, que es la penúltima en preparación de la suelta o liberación de la subsonda Huygens prevista para diciembre siguiente.

  
  

  Mientras tanto, en tierra, se informó del descubrimiento por la sonda de un nuevo anillo en el planeta.

  
  

  6 OCTUBRE 2004

  La sonda fotografía los satélites de Saturno, Atlas, Prometeo y Jano.

  
  

  23 OCTUBRE 2004

  Se lleva a cabo con la sonda una corrección de su trayectoria, la OTM-4. Las señales tardan en llegar entonces a la Tierra 1 h 14 m.

  
  

  24 OCTUBRE 2004

  La sonda toma imágenes del satélite Rhea desde 1.700.000 Km de distancia.

  
  

  26 OCTUBRE 2004

  12 h 44 m. GMT. La sonda sobrevuela por vez primera Titán desde cerca, a unos 1.174 Km tan solo; la velocidad relativa de la sonda es de 6,1 Km/seg. Obtiene entonces fotografías diversas, las más cercanas, como nunca se habían logrado de tal satélite, y lo sondea con el radar, pero solo un 1% de la superficie; un espectrómetro IR, no obstante, falló debido a algún problema informático. Los detalles en las imágenes son con 300 m de resolución (en teoría de 100 m) y serían recibidos en la Tierra 2 días más tarde.

  
  

  28 OCTUBRE 2004

  La sonda pasa cerca de otro satélite de Saturno, Tetis, cruzando a 295.000 Km del mismo con una velocidad de 13,8 Km/seg.

  
  

  29 OCTUBRE 2004

  Se lleva a término la OTM-5, corrección de ajuste de ruta de la sonda.

  
  

  20 NOVIEMBRE 2004

  Es realizada la maniobra OTM-6, de rectificación de la órbita del ingenio, con un encendido de 3 seg que alteró la velocidad en 400 m/seg.

  
  

  23 NOVIEMBRE 2004

  El instrumental de la sonda europea Huygens, aun adherida a la Cassini, es chequeado por última vez (la 16 ocasión) y sin novedad, antes de proyectarla varias semanas más tarde hacia Titán.

  
  

  13 DICIEMBRE 2004

  La Cassini sobrevuela por vez segunda Titán, pasando a 2.358 Km del mismo y observa los cambios en su atmósfera respecto a su anterior visita, midiendo expresamente la densidad de la misma; este dato es vital en los sobrevuelos del satélite. Las imágenes obtenidas de Titán señalan la presencia de nubes en su atmósfera. La prevista maniobra OTM-7 de ajuste de trayectoria es anulada por no considerarse necesaria.

  
  

  14 DICIEMBRE 2004

  La sonda sobre vuela el satélite Dione a una distancia de 72.500 Km.

  
  

  15 DICIEMBRE 2004

  El ingenio sobrevuela el satélite Tetis a 560.000 Km de distancia.

  
  

  17 DICIEMBRE 2004

  Se realiza la maniobra OTM-8 con un encendido de 84,9 seg del motor de la sonda que alteró la velocidad en 11,9 m/seg para hacer más preciso el posterior acercamiento a Titán.

  
  

  25 DICIEMBRE 2004

  02 h. GMT. La Huygens es soltada de la Cassini con un impulso de muelles que le imprime una velocidad de 30 cm/seg; además, la subsonda va girando a razón de 7,5 vueltas por minuto para mantener la estabilidad. Emite unos minutos más tarde una señal de confirmación (que tarda en llegar 1 h 8 min a la Tierra, a las 3 h 24 m) y pasa a navegar en trayectoria propia. Unas 12 horas más tarde es enviada una fotografía tomada por la Cassini en la que se ve a la Huygens alejándose con éxito.

  
  

  27 DICIEMBRE 2004

  La Cassini lleva a cabo otro encendido de motores para ajustar su trayectoria.

  
  

  31 DICIEMBRE 20054

  La sonda sobrevuela el satélite Japeto a 123.390 Km de distancia.

  
  

  3 ENERO 2005

  Se realiza una nueva corrección de trayectoria de la Cassini, la OTM-10a.

  
  

  14 ENERO 2005

  04 h 44 m. GMT. La Huygens activa automáticamente todos sus sistemas. La Cassini mira entonces atenta con su antena hacia la subsonda.

  08 h 44 m. La Huygens comienza a transmitir.

  09 h 03 m. GMT. La Huygens llega a Titán (a su alta atmósfera). La velocidad de llegada es de 6 Km/seg y la altura sobre el satélite es de 1.200 o 1.270 Km.

  09 h 09 m. Se produce la máxima deceleración de la subsonda. Con el escudo aerodinámico primero y la apertura del paracaídas después, sobre los 300 Km de altitud el primero de ellos, a 170 Km el segundo y a 40 Km de altura el tercero, la velocidad es frenada hasta los 8 m/seg; el posterior contacto con el suelo se calcula a una velocidad de 6 m/seg.

  09 h 25 m. Se abre el paracaídas principal. El ingenio ya ha comenzado la transmisión de datos acerca del medio atravesado. En tal caída se toman fotografías a distintas alturas y los aparatos toman muestras de la atmósfera para su análisis; en el interior de la sonda, pese a las temperaturas extremas registradas en el exterior, se mantuvieron los 25ºC.

  09 h 49 m. La altitud de la Huygens es de unos 50 Km sobre el suelo de Titán. Para entonces la velocidad de rotación había pasado de los 9,5 giros/min iniciales al comienzo del descenso a 3,6 vueltas por min.

  10 h 30 m. Llegaba a la Tierra la señal primera enviada por la Huygens que confirmaba su entrada en la atmósfera del satélite.

  11 h 12 m. Es el momento en que la Cassini pasa más cerca de Titán en este sobrevuelo,a 65.000 Km de distancia, unas 50 veces más de lo calculado al principio de la misión.

  11 h 45 m. La cápsula toca el suelo de Titán a una velocidad de 4,5 m/seg. El descenso por la atmósfera de Titán es de 2 h 42 min de duración. El punto previsto de descenso son los 18,1º Norte y 208,7º de longitud Oeste, y el punto exacto resultó estar a 5 Km del determinado por los 10,2º de latitud Sur y 192,4º de longitud Oeste, y a 7 Km del lugar calculado en principio. Según se supo más tarde, la sonda al aterrizar rebotó dejando una huella de 12 cm de profundidad y luego se tambaleó cinco veces durante unos 10 seg, deslizándose en torno a los 35 cm sobre el suelo por una inclinación de unos 10º. Por esta dinámica en el aterrizaje se cree que tocó una piedra que sobresalía unos 2 cm y que hundió en el suelo, el cual se cree de una consistencia similar a la arena mojada y relativamente blanda. El contacto con tal suelo levantó una especie de polvo que se calificó de “esponjoso” pero seco, y que quedó en suspensión solo unos 4 seg.
  

  13 h 47 m. La Cassini gira su antena para orientarla hacia la Tierra y transmitir 23 min más tarde los datos de la Huygens. La transmisión de la sonda europea se prolonga 1 h 12 min tras el aterrizaje a través de la sonda madre, hasta que ésta se alejó; continuó transmitiendo hasta 3 h desde el suelo en total, pero a partir de ese tiempo las pilas se agotarían y cesarían las transmisiones. En total, la Cassini recibió datos durante un tiempo total de 3 h 54 min, incluido descenso y aterrizaje, de la Huygens, con un cúmulo global de 474 MB de información.

  La sonda-madre, recibida la información y orientada la antena hacia la Tierra, retransmite la misma con posibilidad de repetir la operación para garantía de no perderla. Uno de los dos canales de información entre las dos sondas no actuó y se perdieron algunos datos, si bien los canales tenían por misión duplicar la información en parte. En concreto, el 75 % de los datos se cursaron a través de ambos canales de forma duplicada, pero el 25% restante se dividió, de modo que se perdieron el 12,5% de los datos que comprendían entre otros los relativos a la conductividad eléctrica de la atmósfera del satélite y el perfil de vientos.

  El total de fotografías transmitidas por la Huygens es de 350, casi la mitad de las esperadas al fallar el referido canal; se dejaron de recibir otras 300.

  16 h 20 m. Se recibe con éxito en la Tierra la información de la Cassini para alegría de los participantes en la misión en los centros de control, tanto americano como europeo. Al poco tiene lugar una rueda de prensa.

  En marzo de 2007, este punto de Titán en el que se posó la sonda Huygens fue bautizado con el nombre de Hubert Curien Memorial Station, en memoria de uno de los principales impulsores del programa espacial en Europa, el francés Hubert Curien, fallecido en 2005.

  
  

  28 ENERO 2005

  La sonda realiza la maniobra OTM-12 de rectificación de la trayectoria orbital con un encendido de motores de 2 min y 0,1 seg que modificaron la velocidad en 18,68 m/seg.

  
  

  11 FEBRERO 2005

  Se realiza una corrección de trayectoria, la OTM-13, para ajustar un próximo sobrevuelo sobre Titán.

  
  

  14 FEBRERO 2005

  Cassini sobrevuela Titán por cuarta vez y lo hace pasando a 1.577 Km de distancia con una velocidad de 6.100 m/seg. Enfoca con sus aparatos hacia el satélite tomando datos térmicos, atmosféricos y magnetosféricos. También utiliza el radar. Enviada posteriormente la información, se descubrió en tal satélite un cráter de impacto de unos 60 Km de diámetro y otro de 440 Km.

  
  

  16 FEBRERO 2005

  La sonda sobrevuela el satélite Encélado a 1.167 Km de distancia.

  
  

  1 MARZO 2005

  Nueva corrección de trayectoria, la 15 OTM, con una actuación de motores de 40 seg, para ajustar el siguiente sobrevuelo con un satélite de Saturno.

  
  

  9 MARZO 2005

  Cassini sobrevuela de nuevo Encélado a solo 504 Km de distancia y toma fotografías del mismo. Gracias a los datos aportados se sabría que el citado satélite tiene una tenue atmósfera. También capta al mismo tiempo al satélite Tetis desde unos 85.000 Km de distancia.

  
  

  11 MARZO 2005

  Se realiza la 17 maniobra OTM con un encendido de 2,8 seg del motor principal para el ajuste de la órbita. La velocidad se modifica así en 0,42 m/seg.

  
  

  31 MARZO 2005

  20 h 05 m. GMT. Cassini sobrevuela el satélite Titán de nuevo y es la quinta vez. Pasa entonces a 2.402 Km de altura sobre el mismo que vuelve a ser objeto de observación.

  
  

  9 ABRIL 2005

  Se lleva a término la OTM-21 para reajustar la órbita de la sonda; el motor es encendido durante 37,35 seg y modifica la velocidad orbital en 5,82 m/seg.

  
  

  13 ABRIL 2005

  Se realiza una nueva corrección de trayectoria, la OTM-22, para precisarla en un nuevo acercamiento a Titán. El motor actúa durante 1 min 7,6 seg y la velocidad se modifica en 0,635 cm/seg.

  
  

  16 ABRIL 2005

  Cassini sobrevuela el satélite Titán otra vez, pasando en esta ocasión a 1.025 Km de altura (1.057 Km según otra fuente). Entre los datos tomados entonces figura la identificación de hidrocarburos en la alta atmósfera del satélite, algunos complejos y otros, como el metano, más elementales.

  
  

  28 ABRIL 2005

  Se realiza la maniobra OTM-24 para corregir la órbita y permitir el sobrevuelo cercano al satélite Encélado en julio siguiente. El encendido dura 2 min 11,6 seg, alterando la velocidad en 20,5 m/seg.

  
  

  1 MAYO 2005

  Se confirma el descubrimiento por parte de la Cassini de un nuevo satélite en Saturno, el provisionalmente denominado S/2005 S1, que circula entre los anillos del planeta.

  
  

  8 JULIO 2005

  Se lleva a término una maniobra de ajuste de trayectoria, la OTM-25, para enfilar hacia una posición de acercamiento al satélite Encélado.

  
  

  14 JULIO 2005

  Cassini sobrevuela el satélite Encélado a solo 173 Km de distancia. Se toman fotografías con gran detalle.

  
  

  2 AGOSTO 2005

  La sonda surca el espacio junto al satélite Mimas, tomando imágenes del mismo.

  
  

  3 AGOSTO 2005

  El ingenio reajusta su órbita con la maniobra OTM-26 para acercarse al satélite Encélado posteriormente.

  
  

  10 AGOSTO 2005

  Se lleva a cabo otra corrección de trayectoria, la OTM-27, para acercarse esta vez a Titán.

  
  

  22 AGOSTO 2005

  Cassini sobrevuela otra vez el satélite Titán, en tal ocasión a 3.660 Km de distancia.

  
  

  25 y 30 AGOSTO 2005

  Nuevas correcciones de trayectoria, las OTM-29 y 30. Una de las siguientes, la 32, sería anulada por no considerarla necesaria.

  
  

  7 SEPTIEMBRE 2005

  Cassini sobrevuela de nuevo Titán. Pero los datos tomados entonces se pierden en gran parte por un error de programación informática a bordo y un fallo en la estación terrestre de recepción.

  
  

  19 SEPTIEMBRE 2005

  Se lleva a cabo la maniobra OTM-33, recorriendo entonces la sonda su vuelta 15 en torno al planeta de los anillos, para corregir la trayectoria y permitir el sobrevuelo del satélite Tetis cinco días más tarde y el de Hiparión a continuación.

  
  

  24 SEPTIEMBRE 2005

  Cassini sobrevuela el satélite Tetis a 1.503 Km de distancia.

  
  

  26 SEPTIEMBRE 2005

  Cassini sobrevuela el satélite Hiperión a 1.010 Km de distancia.  Los datos de la observación del mismo, en total 85 MB de información, no fueron enviados a tierra de inmediato, sino al cabo de unos días. En su aproximación a este satélite, la sonda recibió de tal cuerpo un flujo de partículas que se tradujo en una descarga de unos 200 voltios; la acumulación de electricidad en Hiperión es debida a la electrostática.
  

  
  

  28 SEPTIEMBRE 2005

  Se realiza la OTM-35 para ajustar el paso de la sonda sobre el satélite Dione dos semanas más tarde.

  
  

  6 OCTUBRE 2005

  La prevista OTM-37 se considera innecesaria y es anulada.

  
  

  11 OCTUBRE 2005

  Cassini sobrevuela el satélite Dione a unos 500 Km de distancia, aproximación que sirve para observarlo. La velocidad de la sonda respecto a tal cuerpo celeste es entonces de 9 Km/seg.

  
  

  12 OCTUBRE 2005

  Tiene lugar la maniobra OTM-38, en la que el motor es encendido durante 1 m 32,7 seg, alterando la velocidad orbital de la sonda en 14,8 m/seg.

  
  

  21 OCTUBRE 2005

  Nuevo encendido de motores (OTM-39) para rectificar la trayectoria y permitir el paso de la sonda sobre los objetivos buscados. La siguiente maniobra (OTM-40) no sería necesaria y se anuló.

  
  

  28 OCTUBRE 2005

  Cassini sobrevuela Titán una vez más, haciéndolo esta vez a 1.353 Km de distancia. Al acercarse, la sonda toma fotografías y datos por radar y otros medios de la zona denominada Xanadu del satélite.

  
  

  31 OCTUBRE 2005

  Se lleva a cabo la maniobra de ajuste de trayectoria OTM-41 para redirigir el camino para la observación del satélite Rhea.

  
  

  13 NOVIEMBRE 2005

  Tiene lugar la OTM-42, con un encendido de motor de 12 seg que modificó la velocidad en 2,1 m/seg, reajustando así la ruta cara para la primera visita en sobrevuelo de la sonda al satélite Rhea.

  
  

  23 NOVIEMBRE 2005

  Se lleva a cabo la OTM-43.

  
  

  26 NOVIEMBRE 2005

  Cassini sobrevuela el satélite Rhea a 500 Km de altura sobre el mismo.

  
  

  27 NOVIEMBRE 2005

  Se ejecuta la maniobra OTM-44.

  
  

  26 DICIEMBRE 2005

  Nuevo sobrevuelo de Titán, el noveno, esta vez a 10.409 Km de distancia. Se toman de nuevo datos y fotografías sobre el gran satélite.

  En estas fechas, en la Tierra, la NASA considera extender la misión hasta 2010, 2 años más.

  
  

  29 DICIEMBRE 2005

  Se realiza la OTM-47 mediante un encendido de motores de 3 m 19 seg de duración que modificó la velocidad orbital en 179 m/seg.

  
  

  15 ENERO 2006

  Tiene lugar otro sobrevuelo del satélite Titán, el décimo, que se observado desde 2.043 Km de distancia mínima por la sonda.

  
  

  2 FEBRERO 2006

  Es llevada a cabo la corrección de trayectoria OTM-51 para ajustar otro sobrevuelo previsto sobre Titán mediante un encendido de motores de 3 m 23 seg de duración que modificó la velocidad en 0,186 m/seg.

  
  

  5 FEBRERO 2006

  Cassini pasa por el apoapsis de su órbita, a 4.100.000 Km de Saturno.

  
  

  27 FEBRERO 2006

  Se produce el 11º sobrevuelo de la sonda sobre Titán, pasando a 1.813 Km de distancia, ocasión aprovechada una vez más para auscultar al satélite.

  
  

  1 MARZO 2006

  Tras cancelarse la OTM-52 por no ser necesaria, tiene lugar la OTM-53 con un encendido de motores auxiliares de la sonda de 4 min 51 seg de duración que modificó la velocidad en 26,96 cm/seg.

  
  

  18 MARZO 2006

  Tiene lugar el 12 sobrevuelo de Titán por parte de la sonda. La distancia es esta vez entre ambos de 1.951 Km y de nuevo se toman datos del satélite.

  
  

  21 MARZO 2006

  Es realizada la OTM-56, corrección de trayectoria llevada a cabo con un breve encendido de motores de 2,71 seg de duración que alteró la velocidad en 44 cm/seg.

  
  

  5 ABRIL 2006

  Se lleva a cabo la OTM-57 para reajustar un nuevo sobrevuelo sobre Titán 25 días más tarde.

  
  

  26 ABRIL 2006

  Tiene lugar la maniobra OTM-58, actuando los motores durante 53 seg y alterando la velocidad orbital en 7,74 cm/seg. La finalidad de la operación es reajustar otro sobrevuelo previsto sobre Titán.

  
  

  30 ABRIL 2006

  La sonda pasa a 1.855 Km sobre la citada luna Titán, que es nuevamente examinada por los instrumentos de a bordo. Los datos consecuentes, que debían enviarse en las horas siguientes, no llegan todos al cortarse la comunicación durante un corto espacio de tiempo; tal anomalía se achacó en un primer momento a la incidencia de radiación cósmica.

  
  

  3 MAYO 2006

  Nueva corrección de trayectoria, la OTM-59, con un encendido de 3 seg que alteró la velocidad orbital en 47 cm/seg.

  
  

  17 MAYO 2006

  Se ejecuta la OTM-61 con un cambio de velocidad de 12 cm/seg.

  
  

  20 MAYO 2006

  Se produce un nuevo sobrevuelo de la Cassini sobre Titán, pasando esta vez a 1.879 Km de su superficie. La atmósfera del citado satélite es principalmente la estudiada en este caso mediante experimento de radio al momento de cruzar el horizonte.

  
  

  7 JUNIO 2006

  Es realizada la OTM-63, con un encendido de motores de 12 seg, para reajustar la trayectoria necesaria para un nuevo sobrevuelo sobre Titán previsto para el 2 de julio siguiente. La velocidad fue modificada en 1,9 m/seg.

  
  

  28 JUNIO 2006

  Se lleva a cabo la OTM-64, encendiendo motores durante 47,9 seg y alterando la velocidad en 69 mm/seg. En las horas siguientes se cubrió el motor principal para que no resultara afectado por el polvo de la zona que iba a atravesar la sonda.

  Casi a la vez, la Cassini cruza cerca del satélite Hiparión y toma fotografías del mismo desde 294.000 Km.

  
  

  30 JUNIO 2006

  Se enfoca a Titán con el radar del ingenio para probarlo y graduarlo.

  
  

  2 JULIO 2006

  Nuevo sobrevuelo del satélite Titán. Esta vez la sonda pasa a 1.906 Km del satélite y otra vez es explorado en diversos aspectos con los aparatos de a bordo.

  
  

  5 JULIO 2006

  Nueva corrección de trayectoria, la OTM-65, con un encendido de 1 min 37 seg de duración que altera la velocidad en 14 cm/seg.

  
  

  21 JULIO 2006

  Tiene lugar otro sobrevuelo sobre Titán, esta vez a solo 950 Km tan solo, la mayor aproximación del ingenio a tal satélite. La velocidad de la sonda en relación a tal cuerpo celeste es de 6 Km/seg. El ingenio enfoca al repetido cuerpo con sus instrumentos y se estudia su atmósfera y suelo, captando así lo que se inicialmente se identifican como lagos de metano, o quizá también de tal compuesto mezclado con etano; el mayor detectado es de 100 Km de longitud.

  
  

  1 AGOSTO 2006

  Se ejecuta la corrección de trayectoria OTM-69 encendiendo el motor durante 33,8 seg, de modo que se altera la velocidad en 5,4 m/seg.

  En las siguientes fechas, hasta el día 12, la interposición del Sol entre las órbitas del ingenio y la Tierra hace que se impidan o dificulten las comunicaciones.

  
  

  4 SEPTIEMBRE 2006

  Tiene lugar la maniobra OTM-70 con un encendido de motores de 2 min 44 seg de duración que altera la velocidad orbital en 2,27 m/seg.

  
  

  7 SEPTIEMBRE 2006

  De nuevo la Cassini sobrevuela Titán (18ª ocasión) y pasa esta vez en torno a los 1.000 Km del mismo.

  
  

  10 SEPTIEMBRE 2006

  Se realiza la maniobra OTM-71 con la sonda encendiendo su motor por espacio de 41 seg que alteran la velocidad orbital en 6,55 m/seg.

  
  

  14 SEPTIEMBRE 2006

  Tiene lugar la OTM-72 con otro encendido de motores, esta vez de 51 seg de duración, que sirve para alterar la velocidad en 8,2 m/seg y ajustar la trayectoria para acercarse nueva y posteriormente a Titán.

  
  

  17 SEPTIEMBRE 2006

  La sonda toma una imagen de los anillos de Saturno en una particular posición de iluminación, gracias a lo cual se identificará un nuevo y tenue anillo entre el grupo de los que ya se conocían y cerca de las órbitas de dos satélites.

  
  

  23 SEPTIEMBRE 2006

  Otra vez Cassini sobrevuela Titán y pasa a unos 960 Km del mismo, realizando nuevas observaciones, especialmente de la alta atmósfera del satélite.

  
  

  1 OCTUBRE 2006

  Se realiza la corrección de órbita OTM-75 con un encendido de motores de 40 seg de duración que altera la velocidad en 6,46 m/seg. Con la misma se reajusta la trayectoria para ir hacia el encuentro con Titán una vez más.

  
  

  6 OCTUBRE 2006

  Tiene lugar la corrección de trayectoria OTM-76 con un encendido de motores que altera la velocidad en 35,9 mm/seg solo.

  
  

  9 OCTUBRE 2006

  Tiene lugar otro sobrevuelo de la sonda sobre Titán, pasando en esta ocasión a 980 Km del mismo.

  
  

  22 OCTUBRE 2006

  Nueva corrección de trayectoria, la OTM-79, con un encendido de motores auxiliares de 44 seg de duración que alteraron la velocidad en solo 6,3 cm/seg

  
  

  25 OCTUBRE 2006

  La sonda pasa a 1.030 Km de Titán en 21º sobrevuelo sobre el mismo, siendo otra vez examinado con el radar. También se toman fotografías en alta resolución con el espectrómetro VIMS.

  
  

  9 NOVIEMBRE 2006

  La Cassini sobrevuela Encelado a 91.000 Km de distancia. También se lleva a cabo la maniobra OTM-80, encendiendo el motor principal durante 23 seg y alterando la velocidad en 3,6 m/seg, en reajuste de trayectoria para una nueva aproximación a otro satélite, Titán.

  
  

  27 NOVIEMBRE 2006

  Se realiza la OTM-81 de la sonda con un encendido de motores auxiliares que dura 2 min 40 seg y que altera la velocidad orbital en 22 cm/seg.

  
  

  12 DICIEMBRE 2006

  La sonda sobrevuela una vez más Titán, pasando a unos 1.000 Km del mismo con una velocidad relativa de 5,9 Km/seg. Nuevamente hace observaciones sobre el satélite.

  
  

  15 DICIEMBRE 2006

  Nueva corrección de trayectoria, la OTM-83, que consiste en un encendido del motor de 4,8 seg de duración que alteró la velocidad en 77 cm/seg.

  
  

  20 DICIEMBRE 2006

  Tiene lugar otra corrección de trayectoria, la OTM-84. El encendido del motor es de 42,7 seg de duración que cambió la velocidad en 6,8 m/seg.

  
  

  28 DICIEMBRE 2006

  Nuevo sobrevuelo de Titán (el número 23), cruzando la sonda esta vez a una distancia del mismo de 1.300 Km, siendo la velocidad relativa de 6 Km/seg. Se toman datos térmicos y sobre la gravedad de tal cuerpo celeste, entre otras cosas. Se obtendrá en este sobrevuelo una imagen con el instrumental VIMS de una gran nube sobre el Polo Norte de Titán.

  
  

  31 DICIEMBRE 2006

  Se lleva a cabo la OTM-86 y el encendido de motores dura 3 seg, alterando la velocidad orbital en 46 cm/seg.

  
  

  05ENERO 20067

  Tiene lugar la maniobra OTM-87 con un encendido del motor principal de 10,2 seg de duración, variando la velocidad orbital en 1,63 m/seg.

  
  

  10 ENERO 2007

  Se ejecuta la OTM-88 con un encendido de motores auxiliares que dura 27,9 seg, alterando la velocidad orbital en solo 41 mm/seg.

  
  

  13 ENERO 2007

  Se produce el 24 sobrevuelo de la sonda sobre Titán, a unos 1.000 Km, que es de nuevo estudiado con diverso instrumental. Se hace un sondeo radiométrico sobre las zonas polares, estudio de la composición atmosférica, se toman datos térmicos y de la relación de la magnetosfera de Saturno sobre tal satélite.

  
  

  15 ENERO 2007

  Nueva corrección de trayectoria orbital, la OTM-89, con un encendido de motores de orientación durante 2 min 38 seg que modificaron la velocidad en 21 cm/seg.

  
  

  21 ENERO 2007

  Otra pequeña modificación de la órbita (OTM-90) se lleva a cabo con una actuación del motor principal durante 14,5 seg y se altera la velocidad orbital en 2,37 m/seg.

  
  

  26 ENERO 2007

  Se efectúa la maniobra OTM-91 con un encendido de motores RCS de 7,9 seg de duración que alteraron la velocidad en solo 1,5 cm/seg.

  
  

  29 ENERO 2007

  Nuevo sobrevuelo de Titán, el 25, esta vez a 2.631 Km de distancia del suelo del mismo y nuevo fotografiado y observaciones, especialmente en esta ocasión de la influencia de la magnetosfera del planeta con la alta atmósfera del satélite.

  
  

  7 FEBRERO 2007

  Otra corrección de trayectoria, la OTM-93, lleva a encender el motor principal durante 1,52 seg que alteran la velocidad en 26 cm/seg para reajustar la ruta en otra inmediata visita a Titán.

  
  

  19 FEBRERO 2007

  Corrección de ruta OTM-94, con un encendido de motores auxiliares de 28 seg de duración, que altera la velocidad orbital en 3,7 cm/seg para otro acercamiento posterior a Titán.

  
  

  22 FEBRERO 2007

  Sobrevuelo número 26 sobre Titán, esta vez a unos 1.000 Km. De nuevo se sondea con radar el citado cuerpo y se examina su atmósfera.

  
  

  2 MARZO 2007

  Corrección de ruta OTM-96, con un encendido del motor principal de 4 seg de duración, que altera la velocidad orbital en 67 cm/seg. La siguiente OTM fue cancelada por innecesaria.

  
  

  10 MARZO 2007

  Sobrevuelo número 27 sobre Titán. La sonda pasa a 980 Km del citado satélite, que es observado con el instrumental de a bordo una vez más, en esta ocasión en especial el hemisferio norte.

  
  

  17 MARZO 2007

  OTM-99. Se realiza la maniobra con un encendido del principal motor de 9,95 seg de duración que modificó la velocidad en 1,6 m/seg.

  
  

  22 MARZO 2007

  OTM-100. Se realiza la misma con un encendido de motores auxiliares de 50 seg de duración que alteró la velocidad en 6,9 cm/seg.

  
  

  25 MARZO 2007

  Sobrevuelo número 28 sobre Titán. En esta ocasión sobrevuela al mismo a 1.010 Km de distancia, con gran precisión sobre lo proyectado.

  
  

  28 MARZO 2007

  OTM-101. Se realiza la misma con un encendido del motor principal de 3,22 seg de duración que alteró la velocidad en 52,7 cm/seg.

  
  

  2 ABRIL 2007

  OTM-102. Se efectúa tal maniobra con un encendido del motor principal de 16,7 seg de duración que alteró la velocidad en 2,69 m/seg.

  
  

  7 ABRIL 2007

  OTM-103. Se lleva a cabo la misma con un encendido de motores auxiliares de 26 seg de duración que alteró la velocidad en 3,3 cm/seg.

  Recordemos que todas estas correcciones tienen por finalidad ajustar la trayectoria para sobrevuelos principalmente de Titán.

  
  

  10 ABRIL 2007

  Sobrevuelo número 29 sobre Titán. La nave sobrevuela al mismo a una velocidad de 6,2 Km/seg a 990 Km de distancia y de nuevo realiza observaciones con el radar.

  Por entonces se informa que uno de los dos magnetómetros de a bordo, que había fallado desde noviembre de 2005, estaba finalmente considerado fuera de servicio.

  
  

  18 ABRIL 2007

  Tras cancelar la OTM-104 por innecesaria, se realiza la OTM-105 encendiendo el motor principal durante 22 seg que alteraron la velocidad en 3,51 m/seg.

  
  

  23 ABRIL 2007

  OTM-106. Se lleva a cabo la misma con un encendido de motores auxiliares de 9 seg de duración que alteró la velocidad en 1,7 cm/seg.

  
  

  26 ABRIL 2007

  Sobrevuelo número 30 sobre Titán. La nave sobrevuela al mismo a una velocidad de 6,2 Km/seg a 980 Km de distancia y otra vez se realizan observaciones por radar y otros medios.

  
  

  4 MAYO 2007

  OTM-108. Se lleva a cabo la misma con un encendido del motor principal de 34,51 seg de duración que alteró la velocidad en 5,6 m/seg.

  
  

  8 MAYO 2007

  OTM-109. Tiene lugar la misma con un encendido de motores auxiliares de 14,5 seg de duración que alteró la velocidad en 2,5 cm/seg. La siguiente OTM-110 sería luego cancelada.

  
  

  12 MAYO 2007

  Sobrevuelo número 31 sobre Titán. La sonda sobrevuela a 6,2 Km/seg el satélite a 960 Km de distancia. Las imágenes obtenidas entonces de tal satélite ponen de relieve la existencia sobre el mismo que los mares y lagos de metano (y/o etano) configuran islas, bahías y costas al estilo de las terrestres.

  
  

  20 MAYO 2007

  OTM-111. Se realiza la maniobra con un encendido del principal motor de 34 seg de duración que modificó la velocidad en 5,53 cm/seg. El objeto de esta corrección de ruta es dirigir la sonda hacia otro paso cerca de Titán.

  
  

  28 MAYO 2007

  Sobrevuelo número 32 sobre Titán. La sonda sobrevuela el satélite a 2.300 Km de distancia y de nuevo encara con sus aparatos al citado satélite, especialmente para tratar de tomar fotografías de la zona denominada Dilmun.

  
  

  30 MAYO 2007

  La sonda toma una fotografía de los anillos de Saturno con la cámara de campo ancho en la que luego se hallará un nuevo satélite del planeta.

  
  

  10 JUNIO 2007

  OTM-115. Son encendidos los motores auxiliares durante 25,5 seg que alteran la velocidad en 3,6 cm/seg. La maniobra tiene por finalidad reajustar la trayectoria para nueva visita a Titán.

  
  

  13 JUNIO 2007

  Sobrevuelo número 33 sobre Titán. Tal satélite es sobrevolado esta vez a 965 Km de altura y se observa de nuevo con diversos aparatos.

  
  

  Igualmente en JUNIO, sobre la base de los datos de la sonda Cassini, los astrónomos estimaban que quizá los satélites Dione y Tetis podrían tener actividad geológica que les hiciera expulsar partículas que estarían siendo atrapadas por el campo magnético de Saturno.

  
  

  21 JUNIO 2007

  Se ejecuta la OTM-117 con otro encendido de motores. La maniobra se hace de nuevo para reajustar la trayectoria para acercarse a Titán.

  
  

  26 JUNIO 2007

  OTM-118. Son encendidos los motores auxiliares para el reajuste definitivo de la trayectoria en el acercamiento a Titán.

  
  

  29 JUNIO 2007

  Sobrevuelo número 34 sobre Titán. El mismo, que es de nuevo examinado con los aparatos de a bordo, es sobrevolado a 1.932 Km de distancia con una velocidad de 6,2 Km/seg.

  
  

  19 JULIO 2007

  Sobrevuelo número 35 sobre Titán. Otro acercamiento de la sonda a tal satélite permite observar su zona ecuatorial en el IR y estudiar su ionosfera.

  
  

  6 AGOSTO 2007

  Tiene lugar la OTM-123 con otro encendido de motores para reajustar la trayectoria con el fin de acercarse una vez más a Titán.

  
  

  30 AGOSTO 2007

  Cassini pasa a 5.735 Km del satélite Rea, de quien toma fotografías y datos.

  
  

  31 AGOSTO 2007

  Sobrevuelo número 36 sobre Titán, que es de nuevo examinado en la aproximación de la sonda, pasando esta vez a 3.326 Km del mismo.

  
  

  10 SEPTIEMBRE 2007

  La sonda sobrevuela a 1.640 Km el satélite Japeto, del que se toman profusamente fotografías y datos. Cuando Cassini iba a retransmitir tal información, su sistema de control se reinició debida a radiación incidente y el envío tuvo que ser aplazado.

  
  

  13 SEPTIEMBRE 2007

  OTM-128. Se lleva a cabo la maniobra con un encendido del principal motor de 83,4 seg de duración que modificó la velocidad en 13,48 m/seg.

  
  

  14 SEPTIEMBRE 2007

  OTM-129. Se realiza la maniobra con un encendido de motores auxiliares de 1 min 19 seg de duración que modificó la velocidad en 0,98 cm/seg. La maniobra tiene por finalidad reajustar la trayectoria para otra visita a Titán.

  
  

  15 OCTUBRE 2007

  Cuando se cumplen los 10 años de la partida de la Tierra, la Cassini había transmitido en total a lo largo de ese tiempo unas 150.000 imágenes de sistema de Saturno (incluidas las tomadas por la subsonda Huygens).

  
  

  28 SEPTIEMBRE 2007

  OTM-130. Nueva maniobra de corrección de trayectoria para reajustarla en otro sobrevuelo de Titán.

  
  

  1 OCTUBRE 2007

  La sonda sobrevuela Titán a 975 Km de altura. Se observa especialmente la zona sur de tal satélite.

  
  

  5 OCTUBRE 2007

  OTM-131. Otra maniobra de corrección de trayectoria para reajuste general de la trayectoria.

  
  

  1 NOVIEMBRE 2007

  OTM-132. Maniobra de corrección de ruta.

  
  

  18 NOVIEMBRE 2007

  Nuevo sobrevuelo de Titán de la Cassini.

  
  

  Por entonces se informa de que el ingenio confirmaba la existencia de iones pesados negativos en la alta atmósfera de Titán.

  
  

  27 NOVIEMBRE 2007

  La Cassini capta descargas eléctricas en la atmósfera del hemisferio Sur de Saturno de una potencia 10.000 veces superior a los rayos terrestres. Tales tormentas se extienden allí por miles de Km y generan potentes ondas de radio.

  
  

  6 DICIEMBRE DE 2007

  La sonda toma imágenes de zonas de Saturno en las que se aprecian los fenómenos eléctricos captados días antes, ya citados.

  
  

  12 MARZO 2008

  La sonda pasa a solo 50 Km del satélite Encelado y observa su Polo Sur en busca un posible mar subterráneo, dado que en la zona hay géiseres considerables.

  
  

  En ABRIL de 2008 la NASA informó de su decisión de prolongar al menos en 2 años la misión más allá de julio, en que finalizaba la misión primaria. Así, con 60 órbitas nuevas, se pensaba sobrevolar 26 veces más Titán, 7 Encelado, y una vez Dione Helena y Rea, además de seguir el estudio de Saturno y sus anillos. Para entonces, tras recorrer 62 órbitas sobre el citado planeta, la sonda había enviado unas 140.000 fotografías, y sobrevolado 43 veces Titán, obteniendo diversos datos.

  
  

  10 JULIO 2008

  Día 3.921 de vuelo. Concluye la misión primaria de la Cassini. Se inicia la misión prolongada que es bautizada Equinoxy cuya finalización se fija primero para julio de 2010 y luego para septiembre del mismo año.

  
  

  11 AGOSTO 2008

  Nuevo sobrevuelo de la Cassini sobre el satélite Encelado, del que pasa a solo 50 Km con una velocidad relativa de 17,7 Km/seg. Tal cuerpo es examinado por la sonda, especialmente para observar los géiseres del mismo.

  9 OCTUBRE 2008

  La sonda sobrevuela el satélite Encélado una vez más, pasando a solo 25 Km del mismo, y se observa prioritariamente la región de géiseres. Se obtienen 1.500 tomas espectrales al respecto.

  
  

  31 OCTUBRE 2008

  Otro sobrevuelo sobre Encélado permite pasar a la sonda a 196 Km del mismo y se toman nuevas imágenes de su superficie en la zona de su Polo Sur.

  
  

  Los sobrevuelos de la sonda sobre tal satélite de Saturno permitieron obtener imágenes que evidenciaron alteraciones de la superficie de hielo de la zona del polo sur respecto a visitas anteriores. También se detectó amoníaco y otras sustancias en el agua expelida por hendiduras del suelo, evidenciando la existencia subterránea del agua en tal satélite.

  
  

  A principios de FEBRERO de 2009 se informaba del deterioro o bajo rendimiento mostrado desde el mes octubre anterior por los motores de la sonda que se estaban usando, los 8 del llamado grupo A, desde hacía ya 11 años. Se planifica entonces el uso de los motores de reserva.

  En MARZO siguiente se informó del hallazgo fotográfico el 15 de agosto anterior por parte de la Cassini de un cuerpo de unos 500 m de diámetro en el anillo G de Saturno.

  
  

  2 NOVIEMBRE 2009

  La sonda sobrevuela otra vez Encélado, esta vez a unos 100 Km de altitud, observando de nuevo sobre su Polo Sur emanaciones de vapor de agua y partículas de hielo que alcanzaron elevadas alturas. También se obtienen fotografías y se toman otros datos.

  
  

  21 NOVIEMBRE 2009

  Nuevo sobrevuelo de Encélado, a unos 1.600 Km de distancia del Polo Sur del satélite, con toma de más fotografías y datos térmicos, especialmente de una fractura de la superficie. Se observaron nuevas emanaciones de vapor de agua acompañadas de hielo, contabilizando más de 30 chorros de tal tipo, 20 de ellos nuevos y alguno ya conocido mostrando menor actividad que antes.

  
  

  A principios de 2010 se decidió prolongar la misión de la Cassini hasta 2017 con el aval de un presupuesto anual añadido de 60 millones de dólares a partir de 2011. Para entonces, la Cassini llevaba dadas 125 vueltas al planeta con 67 acercamientos orbitales a Titán y 9 a Encélado, y había obtenido unas 210.000 fotografías.

    30 SEPTIEMBRE 2010

• Destinada a completar los estudios de la sonda Clementine, la Lunar Prospector lleva los siguientes 5 aparatos científicos.
  

  • Espectrómetro de neutrones NS. Su peso es 3,9 Kg y el consumo eléctrico 2,5 vatios. Con el mismo se puede detectar el hidrógeno y así, identificando trazas de hielo, se intenta confirmar el posible agua congelado encontrado presumiblemente por la Clementine y también buscar gas; la identificación se establece por la captación de la proporción de los neutrones de baja, media y alta energía, procedentes del hielo bombardeado por los rayos cósmicos naturales. Los de baja energía son los identificados con el hielo. Su capacidad de averiguación en la penetración en el suelo lunar es de unos 50 cm y es la primera vez que se utiliza este aparato en una sonda interplanetaria para el estudio del agua. El procedimiento tiene, no obstante, un cierto margen de error. También capta el hidrógeno llevado por el viento solar. Consta de 2 cámaras con helio y un sistema de evaluación de energía, recubierta una de cadmio y otra de estaño para neutrones de alta energía o rayos cósmicos; la de cadmio sirve para captar los neutrones de baja energía procedentes del choque con hidrógeno. Construido por el Laboratorio Nacional de Los Álamos, de Nuevo México. Investiga William Feldman.

  • Espectrómetro de rayos gamma GRS. Su peso era de 8,5 Kg y consumía 3 vatios; iba en uno de los brazos de la sonda. Captando los rayos gamma y neutrones emitidos en la radioactividad de la superficie lunar, pretende estudiar tal suelo y buscar en el mismo los elementos: oxígeno, aluminio, hierro, potasio, calcio, silicio, uranio, titanio, torio y magnesio; la precisión del instrumental para captar tales elementos es del 7 al 15 % para el uranio, del 20 % para el titanio, torio y potasio, y del 45 % para el hierro. Para obtener los mapas de contenido en tales elementos, según del que se trate, se tardaba entre 1 o 2 meses (uranio, torio y potasio) hasta 20 meses (el calcio) en los barridos del aparato sobre el suelo selenita; para el hierro y el aluminio se tardaban 6 meses, para el titanio 3 meses, para el oxígeno 9, para el silicio 12 y para el magnesio 14 meses. Construido por el Laboratorio Nacional de Los Álamos, de Nuevo México.

  • Espectrómetro de rayos alfa APS. El instrumental es de un peso de 4 Kg y su consumo eléctrico es de 7 vatios; fue colocado sobre uno de los brazos de la sonda. Pretende captar gas radón (y también el polonio) surgido a través de la superficie lunar para identificar movimientos sísmicos, aunque sean débiles, de la Luna. Investiga Alan Binder, de la Lockheed.

  • Experimento Doppler sobre la gravedad DGE. Las variaciones de longitud de onda en las emisiones de radio en banda S por influencia de la gravedad sirven para el estudio de tal ente en la Luna y también para el cálculo de la altura en la órbita. Dado que las transmisiones de radio solo se captan estando visible la sonda, al pasar por la cara oculta el experimento no tiene objeto. Investiga Alex Konopliv, del JPL.

  • Magnetómetro MAG y reflectómetro de electrones ER; es una versión modificada del mismo aparato que llevó también la sonda MGS. Se pretende confeccionar el primer mapa de los campos magnéticos locales y su posible origen, así como estudiar el núcleo de la Luna. El ER mide la dirección y energía de los electrones captados con una precisión de 3 Km sobre el suelo selenita. Investiga (PI) Mario Acuna, del centro Goddard de la NASA, y Lon Hood, de la Universidad de Arizona, en el caso del MAG, y Robert Lin (PI), de la Universidad de Berkeley, en el ER.

  
  

  El costo total de la misión es de 51.000.000 $ en 1992, que en 1995 ya son 59 y en 1997 62,8, unos 9.000 millones de pesetas, de los que 20 millones son el costo de la sonda en si misma, 28 el del impulsor, siendo el resto el coste de mantenimiento y operaciones. El cohete a utilizar es un nuevo modelo, el LMLV-2, renombrado Athena 2, de la Lockheed-Martin, de 3 fases; es la primera vez que se utiliza tal tercera en este cohete de propulsante sólido. La nave es construida por la empresa Lockheed, bajo control del centro Ames. Es director del proyecto F. Scott Hubbard, del centro Ames de la NASA, en Moffett Field, California, desde donde se ejercería el control de la sonda en su misión, y principal investigador Alan Binder, de la Lockheed.

  Habida cuenta de que la sonda anterior inmediata, la Clementine, no era de la NASA, la presente Lunar Prospector es la primera misión selenita de tal agencia espacial desde hacía casi 25 años.

  Cabe añadir que en la sonda se incluyó una pequeña cápsula de policarbonato con recubrimiento de latón en el que figura una imagen del cometa Hale-Bopp y el cráter Meteor de Arizona. Dentro de la cápsula iban 28 gramos de las cenizas del famoso astrónomo Eugene Shoemaker que había soñado en vida ir a la Luna y fallecido medio año atrás. También se incluyó una inscripción con un pasaje de la obra “Romeo y Julieta” de W. Shakespeare.

  
  

  En 1995 estaba previsto lanzar la sonda en JUNIO de 1997. La presentación paladina de la sonda fue realizada en marzo de 1997 en las instalaciones de la Lockheed Martin en Sunnyvale, California. Luego, el inicio de la misión fue postergado al día 24 de SEPTIEMBRE de 1997, a las 11 h 27 m GMT, pero problemas con el cohete lanzador lo vuelven a retrasar hasta el 23 de NOVIEMBRE siguiente. Y a finales de octubre, de nuevo por causa del impulsor Athena-2, se indica que la nueva fecha de partida sería la del 5 de ENERO de 1998, para las 20 h 31 m, hora local. A primeros de DICIEMBRE de 1997 la sonda llega a las instalaciones de AstroTech en Titusville, cerca de Cabo Cañaveral, para su comprobación e instalación en el lanzador. Pero llegado el día 5 de enero, a última hora, un radar de seguimiento del disparo no actuaba correctamente y el lanzamiento se vuelve a retrasar. Se trabajó entonces contra reloj dado que las posibilidades para el disparo eran pocas. La ventana de lanzamiento fue de solo cuatro minutos sobre el momento preciso de cada oportunidad.

  
  

  7 ENERO 1998

  03 h 28 m 43 seg. Hora española; 02 h 31 m 43 seg, GMT; las 21 h 28 h 43 seg, hora local. Es lanzado en la rampa 46 de Cabo Cañaveral hacia la Luna la sonda. La segunda fase actúa a los 88 seg de vuelo. A unos 13 min de la partida finaliza su actuación el OAM o motor de ajuste orbital. Luego de 43 min y unos tres cuartos de órbita terrestre, se produce la separación del impulsor, y la sonda inició una rotación de 57 vueltas por minuto. La órbita terrestre tiene 198 Km de apogeo por 141 de perigeo y una inclinación de 29,25º. Actúa entonces durante 64 seg el motor Star 37FM de la sonda para la operación TLI, de inserción de trayectoria translunar.

  04 h 27 min. Unos 3 min después de insertarse en la trayectoria lunar la sonda es activada. Está entonces a 105 horas de su entrada en órbita lunar. En los primeros momentos, comprobados los sistemas de la sonda y activados sus aparatos de tipo científico, se evidencia que los mismos estaban bien pero había errores en la transmisión telemétrica debido a la trayectoria. También se detecta una temperatura un poco elevada a bordo que sería corregida cambiando la sonda de posición u orientación respecto al Sol. La nave irá además girando a razón de 11,2 vueltas por minuto a lo largo de su eje de longitud. Posteriormente, con un retraso de 1 h, se realiza una corrección de trayectoria. Luego se considera la posibilidad de realizar otra maniobra de este tipo más.

  La denominación internacional COSPAR de la sonda es 1998-001A.

  
  

  8 ENERO 1998

  Se realiza una pequeña corrección de trayectoria, modificando la velocidad en 8,4 m/seg. El período de rotación es entonces de 12,6 vueltas por minuto.

  
  

  11 ENERO 1998

  13 h 45 m. Hora española. La Lunar Prospector enciende motores para frenar la velocidad y dejarse atrapar en órbita lunar, sobre unos 71 Km de altura. El error en la llegada es de solo 11 Km en la altura con 33 seg de adelanto sobre el plan fijado. La anterior corrección prevista, la tercera, no se había realizado por la precisión de la trayectoria. En los momentos de tal llegada se perdió el contacto con la sonda durante 5 min por problemas de seguimiento telemétrico.

  Finalizada la maniobra de frenado con el motor, la sonda entra en órbita lunar polar inicial de 8.500 Km de apolunio y 11,8 horas de periodo, siendo la inclinación de 89,7º. Las comprobaciones señalaban que todos los aparatos de la sonda funcionaban bien. La velocidad de giro propio de la sonda es por entonces de 13,2 vueltas por minuto.

  
  

  12 ENERO 1998

  11 h 58 m. Se realiza el segundo encendido, con una actuación de motores de 27 seg, para ajuste orbital, quedando ahora la sonda en una trayectoria elíptica de 3,5 horas de período.

  
  

  13 ENERO 1998

  La sonda concluye el tercero de los encendidos de ajuste de la órbita, con 27 seg de actuación. La trayectoria seguida es de un período de 118 min y 153 Km de apolunio por 92 de perilunio; la inclinación es de 89,93º. El consumo, con estas operaciones orbitales hasta aquí, la última de 23,5 Kg, asciende a 104 Kg de propulsante, quedando un remanente de 34 para las sucesivas correcciones. La rotación propia se deja en 12 vueltas por minuto.

  
  

  15 ENERO 1998

  12 h 27 m. Se realiza una corrección de trayectoria para tratar de dejar la altura orbital en unos 100 Km constantes. El encendido de motores dura 1 min 17 seg y la velocidad se disminuye en 12,1 m/seg. Otra actuación de motores se complementó con otros 16 seg y la velocidad se redujo en otros 2,6 m/seg más. La órbita en que queda es de 100 Km de apolunio por 99 Km de perilunio; la inclinación orbital es ahora de 90,1º y el período de 118 min. También se reorientó entonces la sonda.

  
  

  Durante el primer año, según el plan trazado, la sonda tiene por misión realizar el mapa completo del suelo lunar, en operación que se repite hasta 26 veces. La altura operativa debía ser bajada al cabo de 3 años, al final de la vida operativa, a solo 10 Km para obtener fotografías de alta resolución.

  
  

  21 ENERO 1998

  La órbita de la Lunar Prospector es de 120 Km de apolunio por 80 de perilunio y lleva dadas por entonces 113 órbitas. La influencia gravitatoria había hecho caer un poco la órbita de la sonda.

  
  

  26 ENERO 1998

  La sonda es reorientada en su posición y realizar un ajuste de su giro para mejorar la orientación de los paneles solares hacia el Sol; el número de comandos enviados para la reorientación es de 24. La maniobra de reorientación con 12 actuaciones de motores se realiza a las 18 h 18 min y por espacio de unos 2 min. El ajuste de la velocidad de rotación de la sonda se efectúa a las 18 h 54 min y el disparo dura solo 0,61 seg, reduciendo la velocidad de 12,1 a 11,94 vueltas al minuto. La órbita, que es la número 174, tiene entonces 112 Km de apolunio por 88 de perilunio, y un período de 118 min.

  
  

  5 FEBRERO 1998

  Comienza a rumorearse que la Lunar Prospector había hallado agua sobre uno de los polos lunares. La NASA no emite sin embargo confirmación y dice que se están acumulando datos enviados por la sonda.

  
  

  18 FEBRERO 1998

  La sonda recorre una órbita de 115 Km de apolunio por 85 de perilunio, 118 min de período, de los que 43 son de ocultación en su recorrido orbital sobre la cara oculta de nuestro satélite natural.

  
  

  3 MARZO 1998

  La NASA anuncia para dos días más tarde una conferencia de prensa sobre los primeros datos enviados por la sonda Lunar Prospector. Se comenta si se confirmará la existencia de agua en la Luna.

  En los siguientes días se iba a llevar a cabo una corrección de la órbita de la sonda para elevarla a unos 100 Km ya que las perturbaciones gravitatorias la desplazaban lentamente. También se preveía la interposición de la Tierra, en eclipse, respecto al Sol con la sonda, de modo que los paneles solares no iban a recibir durante unos 46 min en un par de ocasiones la luz solar; los técnicos han de estudiar la carga de las baterías y el consumo eléctrico a bordo por ello.

  
  

  5 MARZO 1998

  En la mentada conferencia de prensa del centro Ames de la NASA sobre los datos enviados por la Lunar Prospector se confirman los rumores de que la misma había hallado agua en la Luna en forma de hielo, tanto en el Polo Sur como en el Polo Norte, donde incluso encuentra en doble cantidad; la baja proporción de hielo mezclado con polvo se cifra entre el 0,3 y el 1 %. El volumen de hielo contabilizado en principio se cifra en el equivalente a unos 9 Km^2 de extensión por 10 m de profundidad, pero se citarán cifras tan dispares en m^3 del agua entre 11 y 330 millones de Tm. Los datos de la sonda no estaban aun lo suficientemente estudiados para determinar las cantidades.

  A partir de aquí la noticia salta a los primeros planos de actualidad del mundo y deja entreabierta una puerta a las especulaciones sobre el futuro de colonización humana de la Luna. El agua es factor primordial en tal colonización pues del mismo se pueden entonces obtener tanto el elemento para la vida doméstica y agricultura espacial como para propulsantes y oxígeno para respirar. De otro modo, habría que llevar el agua en costosos vuelos.

  Pero además, la Lunar Prospector también aportó otros datos sobre gravimetría y la distribución de elementos químicos en la superficie.

  
  

  7 MARZO 1998

  Se realiza una nueva corrección de trayectoria.

  
  

  11 MARZO 1998

  La sonda está en su 711 vuelta a la Luna y su órbita tiene 106 Km de apolunio por 94 de perilunio con un período de 118 min.

  
  

  12 MARZO 1998

  Tiene lugar un eclipse en penumbra de la Luna por interposición de la Tierra ante los rayos solares. Los paneles de la sonda reciben pues menos luz durante unos 46 min.

  
  

  13 MARZO 1998

  Se realizan a partir de las 17 h varias maniobras con la sonda, ajustando el eje de giro y la velocidad de 12,17 a 11,95 vueltas por minuto.

  
  

  18 MARZO 1998

  La Lunar Prospector lleva dadas 797 vueltas a la Luna y está en una órbita de 115 Km de apolunio por 84 de perilunio, con un período de 118 min; la inclinación orbital es de 90,4º. La sonda va entonces girando sobre sí misma a razón de 11,95 vueltas por minuto.

  
  

  31 MARZO 1998

  Es realizada una maniobra de ajuste de la orientación, modificándola en 4,7º con 32 actuaciones de motores.

  
  

  1 ABRIL 1998

  La nave lleva dadas 968 vueltas a la Luna y está en una órbita de 93,4 Km de apolunio, 90,2 de perilunio, 90,2 min de período.

  
  

  A primeros de SEPTIEMBRE de 1998 transciende que, según los datos nuevos enviados por la sonda, la cantidad de agua lunar hallada era 10 veces superior a las primeras estimaciones, si bien se advertía que las mismas precisaban aun de una comprobación directa dado que la investigación del Lunar Prospector se realizaba por métodos indirectos no del todo fiables.

  También envía datos sobre campos magnéticos, mascoms, distribución de elementos químicos en la superficie, etc.

  
  

  19 DICIEMBRE 1998

  Luego de concluir el programa primario, la sonda reduce, mediante un encendido de motor, la órbita lunar de unos 100 a 35 Km de alturas medias; la operación se desarrolló así: desde una órbita de 122,5 por 77,5 Km se bajó, con 46,8 seg de encendido de 2 motores, a 77,5 por 50,5 Km; luego, con los otros 2 motores, activados durante 2 min 30,4 seg, la sonda queda en una órbita definitiva de 55 por 25 Km. Desde tal nueva situación, el ingenio realiza durante un mes observaciones más precisas. La previsión señala para el tiempo posterior una nueva reducción hasta los 25 Km de altura. El remanente de propulsante en esta fecha de unos 18 Kg.

  
  

  A principios de ENERO de 1999 la sonda está una órbita lunar de 30 por 50 Km de perilunio y apolunio respectivamente, pretendiendo aun bajar la segunda hasta igualar en una órbita prácticamente circular.

  Unas semanas más tarde la órbita es de 15 por 45 Km. Por entonces los sistemas de la sonda funcionan bien excepto que tiene un pequeño problema con el detector APS.

  
  

  A mediados de MARZO se hizo una evaluación de los datos aportados por la sonda, apuntando que los mismos confirmaban la teoría de la formación de la Luna por impacto sobre la Tierra de algún gran cuerpo. Además, quedaban de relieve diversos datos sobre la composición mineral de la superficie selenita, indicando por ejemplo la existencia de torio procedente de impactos meteoríticos con una resolución de 60 Km, y sobre el campo magnético.

  A principios de JUNIO, cuando la sonda rota a solo unos 30 Km de altura sobre la Luna, se comunicaba que la misma caería de su órbita para estrellarse previsiblemente el siguiente día 31 de julio contra el suelo lunar del Polo Sur, en algún cráter donde se creía que había hielo, a una velocidad de 1.760 Km/h; el peso de la sonda entonces es de 161 Kg y la propuesta nacía del investigador David Goldstein de la Universidad de Texas. De tal modo se esperaba que se produjera vapor en el impacto que confirmara la existencia de tal agua congelada a ojos de satélites enfocados desde órbita terrestre y observatorios de superficie. La cantidad o masa de agua, o hielo de moléculas OH, que se calculó que podía evaporar era de unos 18 Kg. La operación necesitaba sin embargo de una precisión excepcional en la caída que no podía ser garantizada.

  
  

  26 JULIO

  Comienzan las maniobras para preparar el impacto con una elevación en 5 Km del periastro.

  
  

  27 JULIO 1999

  Tras una actuación de un motor, el ingenio comenzó a rotar a 23,4 vueltas por minuto sobre su propio eje para aumentar la estabilidad.

  
  

  30 JULIO 1999

  Para aumentar el impacto se elevó la órbita de la sonda hasta los 200 Km de altura en el apoastro antes de lanzarla contra el suelo. La órbita en la que quedaría finalmente es de 17 Km de periastro por 234 de apoastro.

  
  

  31 JULIO 1999

  A las 11 h 52 min, hora española, con 1 min de retraso sobre lo fijado, la sonda impacta a una velocidad de 6.048 Km/h en el cráter Mawson de 40 Km de diámetro y 4 Km de profundidad, sobre los 87,5º de latitud Sur y 42,1º de longitud Este; en tal momento las señales de radio cesaron tajantemente. A los 4 seg se esperaba ver una nube de polvo que debería haber permanecido en suspensión durante unos 30 min para ser observada por el satélite SWAS y el Hubble desde su órbita terrestre y los observatorios terrestres de Keck en Hawai, McDonald en Texas, Arizona, California y otros, 18 principales en total. En tal nube se esperaba detectar vapor de agua. Una primera apreciación de las observaciones tras el impacto apuntó a la falta de polvo en suspensión. Los observatorios terrestres no habían podido observar la hipotética nube provocada por el impacto. La posibilidad de que la sonda hubiera impactado en una roca o un borde de cráter, o que la nube no se hubiera elevado lo suficiente, o que el sistema de detección en red montado no fuera el adecuado, o que no hubiera tal agua, se hizo ver en las especulaciones que justificaban la falta de la esperada nube de polvo.

  
  

  A principios de SEPTIEMBRE siguiente finalmente la NASA señaló que no se había detectado tras el impacto vapor de agua. También admitió que la hipótesis de la existencia de agua basada en la detección realizada de hidrógeno molecular podría ser errónea y tratarse solo de hidrógeno libre.

  
  

  En base a los datos aportados en general por la sonda en el transcurso de su labor orbital, el centro privado Lunar Research Institute, fundado y dirigido entonces por Alan Binder, recibió en noviembre de 1999 el encargo de la NASA de confeccionar un actualizado y detallado catálogo de mapas de la Luna, sobre composición del suelo, relieve, campos magnéticos, etc.

  
  
  <> SONDA PLANET-B (NOZOMI).  JAPÓN

  
  

  El Planet B es un proyecto del ISAS y la NASDA japonesas para el estudio de la atmósfera marciana y los efectos allí del viento solar desde una órbita sobre Marte. Es el primer vuelo japonés a Marte, y es así que Japón es el tercer país en lanzar una sonda a tal planeta. El proyecto data de 1991, momento en el que se presupuestó con 12.000 millones de yenes, unos 9.400 millones de pesetas de entonces.

  La sonda con el motor tiene un peso de 536 Kg, de los que 280 son de propulsantes y 35 de aparatos científicos. Su altura es de 58 cm, la anchura es de 1,6 m en forma de prisma, y porta 2 paneles solares, sobresaliendo también de su figura un largo brazo, una antena parabólica en la parte superior, y el motor principal en la inferior.

  Ha de llevar 14 aparatos como instrumental para tomar imágenes del Marte y medir la estructura, composición y caracteres dinámicos de la ionosfera marciana, el campo magnético, y la incidencia del viento solar en los mismos. Los aparatos científicos llevados son los siguientes: una cámara MIC para imágenes, un espectrómetro de masas neutras NMS, otro de iones EIS, un analizador térmico de plasma TPA, otro de iones ISA y otro de electrones ESA, un magnetómetro, un contador de polvo MDC, espectrómetro UV (UVS), detector de ondas de plasma PWS, experimento de radio, escáner del UV extremo XUV, mapeador de iones y polvo IMI, y un analizador en baja frecuencia de ondas de plasma LFA. El instrumental NMS pesaba 2,7 Kg, consumía 7,4 vatios y estaba construido en titanio y magnesio.

  La cámara de imágenes marcianas MIC de la sonda, va dotada de 3 cámaras CCD Kodak KLI 4103 de 4.104 píxeles y filtros rojo, verde y azul. Tiene un tamaño de 23,5 cm por 9,2 cm por 15 cm; su peso es de 2,5 Kg y el consumo de la misma asciende a 14 vatios. Tiene 21,4 mm de apertura, 30 mm de distancia focal y utiliza f 1,4. La memoria de imagen es de 1 MB y el formato utilizado JPEG. Es principal investigador el profesor Tadashi Mukai de la Universidad de Kobe.

  Las investigaciones marcianas se centran en tomas fotográficas y medidas físicas de diversas zonas de interés del suelo del planeta, variaciones morfológicas de las capas superficiales, depósitos de hielo en las mismas y evolución de los polos, actividad meteorológica, vientos y nubes, etc. Los investigadores japoneses participantes pertenecen a las universidades de Tokio (Kei Kurita, Masaru Kono, Hirohide Demura, Toshiko Takata y Sho Sasaki), Kyoto Gakuen (Kyosuke Iwasaki), Kyushu-Tokai (Yasunori Narumi), Chiba (Akihito Kondoh), al Servicio Geológico del Japón (Tsukasa Nakano), Nishi-Harima Astronomical (Noritaka Tokimasa), al observatorio Hida de la Universidad de Kyoto (Tokuhide Akabane) y a la universidad americana de Arizona (Goro Komatsu). También se deberían fotografiar y fotografiar los satélites marcianos Deimos y Phobos; son investigadores Hiroshi Ishimoto y Tadashi Mukai de la Universidad de Kobe.

  La fecha fijada de lanzamiento fue la del 4 de julio de 1998. Al principio el ingenio debía ser satelizado en una órbita terrestre de 7.000 Km de perigeo por 400.000 de apogeo (con lo que sobrepasa la órbita de la Luna). La trayectoria le permite a la sonda aprovechar la gravedad de la Luna para aumentar el apogeo de su órbita hasta salir en diciembre siguiente hacia órbita solar en un segundo paso; de tal modo se suple el empleo de un lanzador de mayor potencia y por lo tanto de un coste superior.

  El plan de vuelo estipula seguidamente la llegada del ingenio a Marte para el 11 de octubre de 1999. La órbita marciana proyectada se calcula en 300 Km por 47.500 Km de alturas mínimas y máximas respectivamente, una inclinación de 148º y un período de 38 horas. Desde tal posición debía estudiar el planeta durante 1 año marciano (equivalente prácticamente a casi 2 terrestres) con posibilidad de una misión extendida de igual período de tiempo.

  En los esbozos del proyecto se llegó a contemplar un módulo de descenso al suelo de Marte con un rover dotado de 4 ruedas, 3 paneles solares, 2 brazos mecánicos, 3 cámaras estero, instrumental de análisis orgánico, etc.

  El presupuesto del fue de 100 millones de dólares y el coste final ascendió a los 153 millones. La empresa contratista es la NEC japonesa. Participan en colaboración con aparatos científicos otros países como Alemania, Francia, Estados Unidos, Canadá y Suecia.

  
  

  4 JULIO 1998

  18 h 12 m. GMT; las 03 h 12 min, hora local. Es lanzado en la base nipona de Kagoshima el Planet B. La astronave, rebautizada entonces Nozomi(que significa “esperanza”) fue puesta en órbita sin novedad en una trayectoria elíptica de 200 Km de perigeo por más de 300.000 Km de apogeo. El cohete impulsor es un Mu-5, de 30,5 m de altura. La denominación internacional de la sonda es 1998-041A.

  La sonda habría de permanecer unos 5 meses en la órbita terrestre de gran apogeo para luego salir hacia una órbita solar de transferencia al encuentro hacia Marte. En tanto permanecía en la órbita terrestre se dedicó a obtener datos sobre el campo magnético terrestre y la interacción en el mismo del viento solar, así como a la obtención de fotografías de la Tierra.

  A principios de OCTUBRE de 1998 la sonda aprovecha el campo gravitatorio lunar para modificar su trayectoria, aumentando la velocidad.

  
  

  20 DICIEMBRE 1998

  La sonda recibe de la Tierra el último impulso gravitatorio, pero el mismo no resulta ser el esperado y se ha de compensar con un encendido de motores para que la trayectoria hacia Marte fuera la adecuada; además, en tal maniobra una válvula falla y se produce un elevado consumo de propulsante. Esto hará que la llegada posterior al planeta rojo se retrase en unos 4 años y 2 meses, en una trayectoria también de acceso pero más lenta; así, tal encuentro pasa del 11 de octubre de 1999 a diciembre del 2003.

  
  

  21 ABRIL 2002

  La sonda resulta afectada por una tormenta solar que duró unas 6 h, dando lugar a mal funcionamiento en el sistema eléctrico, uno de cuyos efectos secundarios fue el enfriamiento hasta la congelación (posteriormente) del propulsantey el corte de las comunicaciones con la Tierra. Para su reposición habría que esperar a septiembre en que la trayectoria, con paso en órbita solar cercano a la Tierra, permitiría el calentamiento y por lo tanto la descongelación.

  
  

  En DICIEMBRE de 2002 sobrevuela la Tierra para recibir una asistencia gravitatoria en su trayectoria hacia el planeta rojo.

  El alargamiento del vuelo más de lo inicialmente previsto añadió también algunos problemas de deterioro de algunos sistemas que se dejaron notar en los meses siguientes. De tal forma, quedaron inutilizadas las transmisiones en banda S y el sistema de energía dio muestras de fallar en parte.

  
  

  19 JUNIO 2003

  14 h 43 min. GMT. Nueva asistencia gravitatoria en sobrevuelo de la Tierra a 11.000 Km de altura, maniobra no prevista inicialmente pero obligada tras el fallo de la del 20 de diciembre de 1998. Tras la misma se comprobaría la correcta trayectoria de la sonda enfilando hacia Marte.

  
  

  A principios de DICIEMBRE, con la sonda a 2 semanas de su llegada a Marte, los problemas de deterioro en parte de los sistemas subsistían y los japoneses empezaron a considerar en la firme posibilidad del fracaso. El fallo principal se achaca al tenido con motivo de la tormenta solar de abril de 2002.

  
  

  9 DICIEMBRE 2003

  Se intenta desesperadamente reponer el sistema eléctrico; para tal fecha se había previsto anteriormente una corrección de trayectoria. Al no lograr el control del sistema, los nipones optaron por dejar que la sonda sobrevolara el planeta sin maniobrarla para la satelización. Es decir, la Nozomi seguiría en órbita solar, cancelando la misión marciana y evitar así el riesgo de impacto en el planeta. Para ello, con los motores auxiliares, se distanció de la ruta de acercamiento a Marte.

  
  

  14 DICIEMBRE 2003

  La Nozomi sobrevuela Marte a un poco menos de 1.000 Km del mismo, quedando en órbita solar sin posibilidad ya de realizar estudio alguno sobre el planeta.

  Lo previsto era que en esta fecha la sonda sobrevolara inicialmente a 900 Km el planeta y frenara a continuación, tras un recorrido de 700 millones de Km; la órbita marciana en la que debió quedar era de 300 Km de periapsis por 27.300 de apoapsis.

  
  
  <>SONDA DEEP SPACE 1.  USA

  
  

  El DS-1, o Espacio Profundo número 1, es un ingenio de exploración de asteroides y cometas, y es la primera sonda que pertenece al NPG, programa New Millenium, Nuevo Milenio, de la NASA, para dotar a los ingenios espaciales de nueva tecnología y miniaturización.

  Su objetivo inicial concreto era sobrevolar en enero de 1999, entre solo 5 y 10 Km de distancia, el asteroide McAuliffe, así como el planeta Marte en abril del 2.000, ayudándose de la gravedad del mismo para ir luego, en junio siguiente, al cometa West-Kohoutek-Ikemura. En paralelo, otro objetivo es la prueba de las nuevas tecnologías aplicadas a una sonda. Los objetivos más al detalle son: estudio de las propiedades físicas (dimensiones, masa, morfología, etc.) del asteroide; estudio del cometa y sus características físicas (dimensiones, masa, volumen, densidad, etc.); estudio del viento solar y su interacción sobre el asteroide y el cometa; estudio general de la radiación en el espacio; comprobación de las nuevas tecnologías en la nave con vistas a su perfeccionamiento y uso en otras sondas posteriores. La duración primaria del plan de vuelo es de 2 años.

  
  

  El peso total de la sonda es de 490 Kg, de los que 377 Kg son peso en seco, 31 Kg el peso de la hidracina y 82 Kg de gas xenón. Su altura es de 2,5 m, su ancho, sin paneles solares, es de 1,7 m por 2,1 m. Porta en sus sistemas las siguientes últimas novedades tecnológicas del momento, hasta un total de 12.

  • Agente autónomo remoto, RAX. Es el sistema de control de toda la sonda, comprensivo de todos sus sistemas y recursos, sobre todo para tomar decisiones a grandes distancias que no permiten la inmediata resolución desde el centro de control terrestre.

  • Navegación óptica autónoma. El sistema permite a la sonda localizar su posición con independencia del tradicional apoyo del centro de control, pudiendo efectuar de modo automático las correcciones necesarias de trayectoria. De este modo, la red de seguimiento DSN se podía dedicar más a la recepción de datos.

  • Señal de control de operaciones. Comunicaciones automáticas de la sonda para indicar su estado y el de sus aparatos, sin necesidad de requerimientos terrestres.

  • Amplificador de banda Ka de estado sólido. Permite manejar más datos con una antena menor y comprimirlos con menor energía en la transmisión. Se utilizan nuevas bandas de frecuencias más altas y a velocidades mayores en el envío de los datos.

  • Transpondedor pequeño del espacio profundo. Es un dispositivo para combinar varias funciones distintas en el sistema de comunicaciones con lo que se ahorra peso y se mejora la eficacia en las transmisiones. Utiliza, como es obvio, la banda Ka citada, tanto en transmisión como recepción; también utilizaría la banda X.

  • Paneles de concentración solar. La sonda lleva 2 paneles solares para la alimentación eléctrica de gran rendimiento que utilizan 720 lentes ópticas Fresnel para aumentar la efectividad entre un 15 y un 20 % sobre los paneles tradicionales; también se utilizan baterías especiales de litio. Similar tecnología fue utilizada anteriormente en el satélite Meteor. El aporte energético es de 2,6 kW inicialmente. Cada panel está formado por 4 de 113 por 160 cm que van plegados a la partida. En total suman 3.600 células solares.

  • Módulo de control de energía PASM. Aportado por el MIT, Laboratorio Lincoln, y desarrollado por la Lockheed Martin, la Boeing y el JPL, tiene por finalidad el estudio de la electricidad en los dispositivos de a bordo, y también la radiación y su incidencia sobre los mismos. Fue diseñado para conectar hasta con 40 voltios y 3 amperios.

  • Electrónica de baja energía. La sonda lleva dos tipos de mecánica y tecnología microelectrónica que utilizan muy bajo voltaje. Esta electrónica utiliza anillo oscilador, multiplicador, y transistores de 0,9 voltios.

  • Propulsión eléctrica solar, SEP. Es una de las mayores novedades de la sonda. Es un motor iónico o IPS, de 30 cm de diámetro que consume 2.000 vatios de la energía de la que aportan los paneles solares. El propulsante es gas xenón, del que van 81,5 Kg en un tanque, de los que se calculan gastar 75 aproximadamente en la misión primaria. La aceleración iónica del motor citado es de 31,5 Km/seg y el empuje de 0,09 Newtons, o bien 9,8 gramos y un impulso específico de 3.100 segundos con la máxima energía y de 1.900 con la mínima. Con 500 vatios desarrolla un empuje continuo de 20 milinewtons. En teoría, la velocidad límite del sistema está en los 112.976 Km/hora, que es casi 7 veces más que el cohete de propulsante químico y unas 10 veces de menor consumo; la variación de velocidad achacable al motor es de 13.000 Km/hora durante 1 año y 8 meses y su límite viene dado por la disponibilidad de los vatios aportados por el panel solar. Se preveía que el motor de la sonda, al terminar en otoño de 2001 su misión, hubiera funcionado durante 583 días, o bien unas 14.000 horas. Es la primera sonda interplanetaria, y primer ingenio espacial en general, en usar como sistema principal propulsor el sistema iónico, que aunque de bajo empuje el mismo es prolongado. Luego de iniciar el centro Lewis y el JPL en noviembre de 1992 el desarrollo, la prueba del sistema completó el 25 de septiembre de 1997 las 8.000 horas de funcionamiento y fue construido por la compañía Hughes Electron Dynamics División.

  • Espectrómetro de imágenes y cámara miniatura integrada. Como instrumental científico lleva una cámara espectrómetro miniaturizada, de 12 Kg de peso, llamada MICAS para análisis, con un tubo de 10 cm de diámetro, en banda visible, IR y UV de la composición química, geomorfología y atmósfera de los objetivos a estudiar; la franja a captar es entre los 500 y 1000 nanómetros para la banda visible, entre 80 y 185 en la UV, y entre 1200 y 2400 en el IR. Fue desarrollada por el Geological Survey, la Universidad de Arizona, el JPL y otros.

  • Espectrómetro integrado de iones y electrones. Otra investigación, llamada PEPE, es un experimento de plasma de exploración planetaria, con instrumental de 6 Kg de peso, que es un espectrómetro de iones y electrones para medir el viento solar y su interacción en los objetivos a estudiar, con un 5 % de resolución en la medición de energías entre los 3 eV y los 30 KeV. Fue construido por el Laboratorio Nacional de Los Álamos y el Instituto de Investigación del Sudoeste. Lleva un microcalorímetro aportado por la Universidad de Stanford.

  • Estructura multifuncional. La estructura es de aluminio, aportada por el Laboratorio Philips de la Fuerza Aérea y la Lockheed Martin Astronautics. Se utiliza un nuevo de tipo de chasis, incorporando nuevos elementos, respecto a los tradicionales, que hace bajar el peso y el cableado de modo significativo.

  
  

  Entre todos, destacan el citado SEP pero también el sistema de control y el de navegación por su autonomía, lo que supone un avance importante gracias a la informática, con programas creados en el centro Ames de la NASA, y que no precisan del nivel de control terrestre de anteriores misiones. Tales programas contienen las suficientes instrucciones para la autocorrección cuando, conforme al plan fijado, el vuelo real no se desarrolle de acuerdo al mismo, ajustando en lo preciso automáticamente y en su momento. Además, contiene un sistema igual de autochequeo de sistemas y aparatos y diagnóstico de fallos. En cualquier caso, desde la Tierra se le pueden seguir enviando nuevos planes y objetivos en el vuelo.

  El equipo científico del proyecto está formado por los siguientes quince principales investigadores, presididos por Robert M. Nelson del JPL y Tom Morgan de la NASA: Joseph Wang y Bonnie Buratti, del JPL; Daniel Boice, Alan Stern y David Young, del Southwest Research Institute de San Antonio; Robert Brown, Daniel Britt y Bill Sandel, de la Universidad de Arizona; Frances Bagenal, de la Universidad de Colorado; Roger Yelle, de la Universidad de Boston; Tobias Owen, de la Universidad de Hawai; Laurence Soderblom, del Geological Survey, en Flagstaff; Wing Ip y Nicolas Thomas, del Instituto alemán Max Planck; y Jurgen Oberst, del DLR alemán.

  La sonda fue construida por la empresa Spectrum Astro en Arizona que la entregó al JPL mediado 1997. El presupuesto del proyecto es de 135 millones de dólares, cifrando en 82 millones el costo de la sonda. El coste final sería de 152,3 millones de dólares.

  La presentación de la misión se realizó a finales de agosto de 1997. Entonces la ventana de lanzamiento fijada está entre el 1 y el 31 de julio de 1998, pero en abril anterior se anunció el retraso hasta el período entre el 15 y el 30 de octubre por retrasos en la electrónica de control eléctrico de la sonda y en la comprobación de su programa informático. Este retraso haría que la trayectoria tuviera que ser recalculada y el objetivo cambiado, de modo que el nuevo asteroide fue el 1992 KD que debía ahora sobrevolar a solo 10 Km de distancia el 28 de julio de 1999, con fin de la misión primaria en octubre de 1.999, y 2 años más tarde, en septiembre de 2.001, el cometa Borrelly. También se calculó que podría sobrevolar el cometa Wilson-Harrington en enero del 2.001.

  El 17 de agosto de 1998 llegaba la sonda a Cabo Cañaveral, enviada desde el JPL, para ser comprobada y encajada en el cohete impulsor utilizado que es el Delta 7326, cuyo montaje se inicia el 10 de septiembre en el complejo 17A. El 22 de septiembre, la sonda se llevaba a la nave de montaje de la fase última Star 37FM y el 5 de octubre al complejo 17A para su adaptación en la proa del cohete. La ventana de lanzamiento finalizaba el 10 de noviembre. El cohete también llevó en su segunda fase un satélite pequeño llamado SEDSAT-1 de comunicaciones para radioaficionados.

  
  

  24 OCTUBRE 1998.

  12 h 08 m. GMT. Es lanzado con 9 días de retraso la DS-1 con el cohete Delta 7326, número 261, en la plataforma 17A de Cabo Cañaveral. La tercera fase llevó la sonda a 550 Km de altura sobre la vertical del Océano Índico, donde ambos se separaron.

  Al empezar la recepción telemétrica se produjo un retraso de unos 13 min.

  
  

  27 OCTUBRE 1998

  Una inadecuada orientación de un panel de la DS-1 hacia el Sol se resuelve sin problemas, pero el sensor solar falla por dos segundos sin que se sepa entonces la causa.

  
  

  30 OCTUBRE 1998

  La sonda se reorienta para ofrecer nueva postura al Sol y precalentar su motor iónico.

  
  

  31 OCTUBRE 1998.

  A partir de esta jornada los técnicos miden el rendimiento de los paneles solares.

  
  

  2 NOVIEMBRE 1999.

  Los técnicos encuentran que la sonda se había corregido en su orientación, ligeramente desviada. Por entonces se dio presión al propulsante xenón, en preparación de la activación del motor.

  
  

  10 NOVIEMBRE 1998.

  En la activación del motor iónico, el mismo se apaga automáticamente tras actuar durante 4,5 min. Se intenta activarlo repetida vez y con distintos niveles de potencia durante 16 horas. El problema del sensor solar es identificado con el programa informático de control. También por entonces se activó por error el mecanismo de apertura de los paneles y un buscador estelar en dos ocasiones sin funcionar.

  
  

  16 NOVIEMBRE 1998.

  La sonda es fotografiada por el telescopio de Monte Palomar.

  
  

  17 NOVIEMBRE 1998.

  Se comprueba el sistema de navegación automática de la sonda y la misma pasa a estar regida por el sistema llamado de modo seguro.

  
  

  20 NOVIEMBRE 1998.

  Se envían cambios realizados en el correspondiente programa informático para la sonda. La sonda está entonces a 3,7 millones de Km de la Tierra.

  
  

  24 NOVIEMBRE 1998.

  Se consigue activar el motor iónico de la DS-1 de forma normal y sin problema alguno. Los fallos anteriores se achacan entonces a contaminación arrastrada desde la Tierra y eliminada sola en el prolongado vacío espacial.

  
  

  2 DICIEMBRE 1998

  El motor iónico de la DS-1 lleva ya más de una semana de funcionamiento continuo y con el mismo se probaron distintas potencias, en 6 niveles distintos (6, 27, 48, 69, 83 y 90).

  Por entonces también había quedado liberada del protector la cámara espectrómetro.

  
  

  8 DICIEMBRE 1998

  Es apagado el motor iónico, que deja así superada su fase de pruebas tras un funcionamiento prolongado de dos semanas.

  
  

  5 ENERO 1999

  La DS-1 está a 17.000.000 Km de la Tierra. Tras una nueva actuación del motor, éste es detenido. La acumulación de horas de funcionamiento es de 850 y se habían realizado en total 59 reinicios de forma automática.

  
  

  23 FEBRERO 1999

  La sonda pasa a modo seguro, interrumpiendo la comprobación de un espectrómetro, pero a las pocas horas se repuso a estado normal.

  
  

  16 MARZO 1999

  Se vuelve a encender el motor iónico de la sonda.

  
  

  A mediados de ABRIL, la NASA apuntaba que de las 12 nuevas tecnologías de la sonda, la fase de prueba de 7 de ellas había finalizado con éxito. El motor iónico llevaba entonces acumuladas 1.300 horas de funcionamiento. Por entonces solo se registra una pequeña deficiencia en el funcionamiento de un detector UV.

  
  

  27 ABRIL 1999

  Es apagado el motor iónico.

  
  

  6 MAYO 1999

  El sistema de seguridad de la sonda, que están entonces a 110 millones de Km de la Tierra, pasa a modo seguro, de tal forma que se reorientó hacia el Sol y las comunicaciones se canalizaron a través de la antena secundaria. Los técnicos buscan entonces la causa.

  
  

  17 MAYO 1999

  La sonda inicia el experimento RAX de autocontrol. En la prueba un aparato simuló un fallo y el sistema resolvió el problema con éxito, pero el siguiente día fracasó no apagando el motor cuando debió hacerlo al parecer por errores en el programa. No obstante, el sistema facilitó una lista de posibles causas, resultando, tras análisis de los técnicos, ser un fallo de coordinación en el intercambio de datos dentro del programa.

  A los 4 días, el sistema de autocontrol había demostrado su solvencia, superando 4 errores simulados preparados al efecto.

  
  

  29 JULIO 1999

  04 h 46 min. GMT. A 188 millones de Km de distancia de la Tierra, la sonda sobrevuela el asteroide Braille a una distancia mínima de 26 Km tan solo con una velocidad relativa de 56.000 Km/h. Unos 15 min tras pasar a la mínima distancia del citado cuerpo tomó solo 2 imágenes de baja resolución en blanco y negro del mismo, pero si tomó otro tipo de datos. El hecho de no haber tomado más fotografías y sobre todo en la mínima distancia fue debido a un error de orientación; la imagen primera y mejor fue tomada a 70 min inmediatos anteriores al máximo acercamiento. El sistema de autocontrol había sido desconectado en esta ocasión.

  
  

  30 JULIO 1999

  Es encendido el motor iónico para una corrección de trayectoria en busca de una posterior mejor posición para sobrevolar el cometa Wilson-Harrington para 6 meses más tarde.

  
  

  11 NOVIEMBRE 1999

  La DS-1 está a 241.000.000 Km de la Tierra. El sistema de control de la sonda se reinicia debido al fallo de un sensor de guía por una estrella, que ya había venido anteriormente dando problemas. También se registran fallos en un espectrómetro, el PEPE. La reorientación hacia el Sol también hizo girar hacia el mismo la antena mayor y se perdió el contacto con la Tierra.

  Poco después se estudiaba la posibilidad de proyectar la sonda en sobrevuelo sobre el cometa Borrelly en septiembre de 2001.

  
  

  14 ENERO 2000

  Se ordena a la sonda girar a razón de 1 vuelta cada hora usando tres pequeñas antenas de baja ganancia a fin de precisar el momento de máxima intensidad de señal. Se logró luego detener el giro con la antena principal apuntando a Tierra y se tomó el control total sobre la sonda de nuevo.

  
  

  21 JUNIO 2000

  El motor iónico es encendido y la maniobra busca la ruta adecuada para ir al encuentro del citado cometa Borrelly. El motor es probado con varios encendidos y apagados. El problema planteado por el fallo del sensor estelar es resuelto con el uso de la cámara fotográfica de a bordo con ayuda de un programa informático.

  
  

  23 OCTUBRE 2000

  Se envía una última secuencia de instrucciones a la sonda antes de que se cortaran las comunicaciones debido a la interposición del Sol en su trayectoria respecto a la Tierra.

  
  

  11 NOVIEMBRE 2000

  La sonda queda ocultada por el Sol, visto desde la Tierra, y hasta 2 días más tarde no reaparecería.

  
  

  En MARZO de 2001, los técnicos enviaron secuencias informáticas nuevas a la sonda para corregir algunos defectos en el control de la orientación en la toma de fotografías, comprobados en el sobrevuelo del cometa Braille. Al parecer, el exceso de oscuridad de este cuerpo no era lo más apropiado para una las cámaras.

  
  

  21 MARZO 2001

  El motor iónico de la sonda sobrepasa las 10.000 h de funcionamiento; su gemelo terrestre de prueba iba por las 15.500 h lo que suponía una posibilidad de garantía para la continuación del de la sonda.

  
  

  28 JUNIO 2001

  Se realiza en tierra una segunda simulación del encuentro a sostener por la sonda y el cometa Borrelly, en preparación del mismo. La sonda está en tal momento a 107 millones de Km de tal cometa. La velocidad de la misma respecto al Sol es de 26,9 Km/seg.

  Por entonces, el motor de la DS-1 sumaba 516 días de funcionamiento y consumido a cambio 57 Kg del combustible xenón.

  
  

  21 AGOSTO 2001

  La sonda registra un problema con su configuración. Los técnicos logran sin embargo reponer su estado.

  
  

  22 SEPTIEMBRE 2001

  22 h 30 min. GMT. La DS-1 pasa a 2.200 Km del cometa Borrelly y obtiene del mismo datos y en total 52 imágenes en blanco y negro, desde 32 min antes de tal mínima distancia, que fueron publicadas dos días más tarde mostrando el parecido de tal objeto a un asteroide. La velocidad respecto al cometa es de 16,5 Km/seg. Unos 2 min antes del encuentro, la cámara fue apartada para que los detectores de electrones e iones observaran la envuelta de gas y polvo del cometa. Asimismo se tomaron datos del campo magnético y de la composición química de Borrelly, así como sobre la interacción del viento solar sobre los gases que lo envuelven.

  
  

  El 18 de diciembre de 2001 la NASA daba por finalizada la misión. Al final, el motor iónico había consumido el 90 % del xenón llevado y actuado durante 670 días.

  
  
  <>SONDA MARS CLIMATE ORBITER.  USA

  
  

  El proyecto Mars Surveyor Orbiter 98, renombrado Mars Climate Orbiter, o MCO, perteneciente a la serie New Millenium, es uno de los dos vuelos conjuntos previstos para el estudio de Marte aprovechando la aproximación del planeta. Este ingenio tiene por misión satelizarse en Marte en tanto que el otro vuelo tiene por destino el aterrizaje en el citado planeta. Forma parte de la segunda misión del plan de envío masivo de pares de sondas a Marte cada 2 años que se iniciara con el MPF (de aterrizaje) y MGS (de satelización en Marte) lanzados en 1996. No solo se busca profundizar en el conocimiento del planeta rojo sino sentar la base que pueda permitir más adelante el viaje tripulado para un momento aun entonces indeterminado.

  El logotipo de la misión fue diseñado por David Seal, que también diseña la de la sonda compañera, la Mars Polar Lander.

  Se pretende fundamentalmente el estudio de la atmósfera y clima marcianos, su composición, estructura, etc., a fin de realizar un control diario de la meteorología, determinar los cambios sobre el suelo del planeta por la incidencia de tal atmósfera, las temperaturas de la misma y un detallado estudio del polvo en suspensión en la repetida envoltura gaseosa y su contenido en agua, así como otros detalles. Se quiere de tal modo realizar un intenso estudio climatológico y de los recursos marcianos, así como establecer las posibilidades de que en un tiempo pasado hubiera habido vida en Marte.

  El ingenio también ha de servir como retransmisor de telemetría de otros ingenios a enviar a Marte más adelante.

  La sonda tiene un peso de 629 Kg, 291 de ellos de propulsante y 338 de peso en seco, y mide 2,1 m de altura y 1,6 por 2 de lado. Fue construida su estructura en titanio y aluminio.

  Sus motores van dispuestos en el llamado PM o módulo de propulsión. El motor principal, utilizado solo para el frenado de inserción orbital en Marte, de 65 Kg de empuje (640 Newtons), consume de propulsante hidracina y tetróxido de nitrógeno; la presurización de los tanques se realiza con helio. Para correcciones de trayectoria lleva además 4 motores de 2,25 Kg de empuje y para el control de posición otros 4 motores que son de solo 91 gramos de empuje; éstos usan hidracina.

  Para la alimentación eléctrica lleva 11 m^2 en 3 paneles solares de células de arseniuro de galio, de 1 m de ancho y una longitud total de 5,5 m, orientables en dos ejes. Las baterías son de hidrógeno-níquel, de 16 amperios/hora, y con las mismas se cubren los espacios de sombra sobre los paneles. La energía disponible es de 1.000 vatios a la partida y 500 en Marte.

  El sistema electrónico de control, C&DH, lleva un procesador RAD6000 de 32 bits de hasta 20 MHz de velocidad, y la capacidad de almacenaje de datos RAM es de 128 MB.

  Las comunicaciones se realizan en banda X y UHF, y para las mismas dispone de una antena de alta ganancia de 1,3 m de diámetro y otra de media ganancia. Utiliza un amplificador de 15 vatios para transmitir en banda UHF.

  Como sistema térmico, además de pinturas adecuadas, material aislante Kapton, usa persianas y radiadores bajo control electrónico.

  
  

  Los aparatos científicos iban en el llamado EM, módulo de equipos, dispuestos encima del módulo de propulsión o PM. Eran dos equipos: MARCI y PMIRR.

  El MARCI, de solo 2 Kg de peso, para toma diaria de imágenes atmosféricas y del suelo con 2 cámaras MCI, una de ellas gran angular WA, y otra de ángulo medio MA. La primera es de un FOV, campo de visión, de 140º y utiliza 5 bandas espectrales, 5 de la visible y 2 de la UV en baja resolución, y la segunda tiene un FOV de 6º y 10 bandas espectrales visibles e IR cercano en alta resolución. La MA cubre áreas de 40 Km de lado y su resolución es de 40 m por píxel sobre el nadir. La WA aporta resoluciones de hasta 7,2 Km por píxel. Estos aparatos, también llamados sensores de imagen de estado sólido, fueron contratados en 1997 a la Eastman Kodak y miden solo 6 por 6 por 12 cm y disponen de CCD. Es PI Michael Malin del Sistema de Ciencias Espaciales Malin, de San Diego.

  El sensor de IR llamado PMIRR se dispuso para medir a diario la temperatura de la atmósfera, los niveles de vapor de agua y las concentraciones de polvo en suspensión; el PMIRR es una versión reconstruida del mismo instrumento llevado por el perdido Mars Observer de 1993 y es el resultado de la colaboración del JPL con la Universidad de Oxford y el Instituto de Investigación Espacial de Rusia. Es PI Daniel McCleese del JPL, y Vasili Moroz del IKI ruso. Su resolución vertical es de 5 Km. Tal instrumentación pesa 42 Kg y gasta 41 vatios de energía. Sus medidas son de 65 por 58 por 30 cm.

  
  

  Las pruebas de resistencia de la sonda en simulación del entorno marciano fueron realizas en las instalaciones de la Lockheed Martin, de Denver, a principios de 1998. En septiembre de tal año, la sonda llegaba al KSC a bordo de un C-17. Allí fue probada, llena de propulsante y acoplada a la fase tercera Star 48 de propulsante sólido.

  
  

  Para su lanzamiento, fijado para el 10 de diciembre de 1998 y retrasado en 24 h por un problema informático de control de los ordenadores de a bordo, se llegó a contemplar, sin resultado, la posibilidad de utilizar el cohete ruso Molniya. El impulsor decidido sería finalmente el Delta II-7426 para partir sobre la plataforma 17A de Cabo Cañaveral. Tras el funcionamiento de la tercera fase el ingenio despliega los paneles solares y, orientados hacia el Sol, viaja así hasta el planeta rojo. Para cumplidos unos 15 días de vuelo se fijó una corrección de trayectoria.

  La llegada a Marte se fijó para el 23 de septiembre de 1999, al cabo de 286 días de vuelo, con un frenado de 16 min aproximadamente que dejaría a la sonda en una órbita de unos 160 Km de periapsis, 39.000 de apoapsis y un período de 29 horas; la velocidad de llegada sería de 5,9 Km/seg y tras el frenado, en la operación llamada MOI, la misma quedaría en menos de 4,7 Km/seg. La satelización debía ser seguida de un aerofrenado hasta el 22 de noviembre siguiente, como se hizo anteriormente con el MGS, para situar la sonda en órbita definitiva un poco por encima de los 400 Km de altura constante; la sonda adquiere primero la llamada configuración de aerofrenado según el reposicionamiento de sus partes móviles y luego debía ser sustituida por la llamada configuración de trabajo.

  Entre el 3 de diciembre de 1999 y el 8 de febrero, la sonda habría de servir como enlace o repetidor en las transmisiones de otra sonda, la MPL, entonces recién llegada al suelo marciano. Desde tal posición de órbita circular debía iniciar su labor planimétrica en febrero del 2000 y hasta finales del 2001 o principios del 2002. La duración de la misión es un año marciano (casi 2 terrestres), aunque se esperaba que las transmisiones duraran al rededor de los cinco años. El fin de la misión se proyectó para el día primero de diciembre del 2004. El costo del programa, se enmarca en el conjunto con la sonda MPL, y asciende a 320 millones de dólares, cerca de los 50.000 millones de pesetas. A la MCO le corresponden 125 millones.

  
  

  11 DICIEMBRE 1998.

  18 h 45 m 51 seg. GMT. Es lanzado el MCO en el complejo 17A de Cabo Cañaveral.

  18 h 46 m 51 seg. Ya agotados, se desprenden los boosters del impulsor Delta.

  El funcionamiento inicial de la segunda fase del cohete llevó 11 min más tarde a la tercera fase con la sonda a una órbita de 189 Km de altura. El encendido final del mismo cohete lleva tal carga a una altura de 900 Km de altitud. Entonces encendió su motor la fase 3 Star 37 FM que actúa durante 1 min 28 seg, de modo que sale con velocidad de escape hacia una órbita solar de transferencia hacia Marte. Aproximadamente unos 4 min más tarde fue abierto el panel solar.

  
  

  12 DICIEMBRE 1998.

  Se comprueba que la trayectoria es correcta. Sin embargo, también se observa que el sistema de orientación de la sonda tenía algunos pequeños fallos y la temperatura en algunas partes del sistema propulsor no era la adecuada.

  
  

  19 DICIEMBRE 1998

  La antena de media ganancia de la sonda queda permanentemente orientada hacia la Tierra.

  
  

  21 DICIEMBRE 1998

  Se realiza una corrección de trayectoria mediante un encendido de motores de 2,8 min de duración que altera la velocidad en 19,1 m/seg. También se reajusta la posición para una mejor orientación de paneles al Sol.

  
  

  23 DICIEMBRE 1998

  Son activados con normalidad dos de los instrumentos científicos de la MCO para su prueba, el radiómetro y la cámara.

  
  

  4 MARZO 1999

  La segunda corrección de trayectoria de la MCO estaba prevista para el 25 de enero anterior, pero el estudio de la operatividad de la cámara de la sonda la retrasó hasta esta fecha. Se activaron 4 motores durante 8,2 seg para alterar en poco más de 3 Km/h la velocidad.

  
  

  A principios de ABRIL, la velocidad de la sonda era de 100.750 Km/h. A finales del siguiente mes de MAYO había recorrido ya casi dos tercios del camino, más de 400 millones de Km, quedándole aun unos 250 millones. La distancia a la Tierra es sin embargo de 55 millones de Km.

  
  

  25 JULIO 1999

  Se lleva a cabo la tercera corrección de trayectoria.

  
  

  7 SEPTIEMBRE 1999

  16 h 30 min. GMT. Con el instrumento MARCI la sonda toma la primera fotografía de Marte desde 4.500.000 Km del mismo. Tal imagen, de poca calidad, muestra al planeta como una muy lejana media Luna.

  
  

  15 SEPTIEMBRE 1999

  Se lleva a cabo una corrección de trayectoria de la sonda, la cuarta del viaje, con un encendido de 15 seg de los motores.

  
  23 SEPTIEMBRE 1999
  

  Llegada a Marte del MCO tras recorrer 670 millones de Km en 9 meses. Para las 10 h 50 min, hora española (01 h 50 min, hora de California), se había fijado el inicio de la secuencia para el encendido de motores de la sonda para su frenado, el que le debía llevar a dejarse capturar en una órbita por la gravedad de Marte. Un minuto más tarde los paneles solares de la sonda se cerraron para evitar algún daño posible en la maniobra. El encendido debía ser de 16 min 23 seg de duración. A las 11 h 01 min, es decir 11 min más tarde, el motor debió encenderse pero para entonces el ingenio estaba oculto en su trayectoria por Marte. La ocultación llegó a las 10 h 55 min. La aproximación en la maniobra deja ver a los controladores que la sonda se acercaba unos 25 Km por debajo de lo esperado. Al sobrevolar el planeta, en plena maniobra de inserción orbital y pasada la ocultación a las 11 h 19 min, se aperciben de la pérdida de señal de la sonda.

  En tal llegada, el sobrevuelo de la sonda se produce a 57 Km de altura cuando debía hacerlo entre 139 y 149 Km. Una altura de menos de 85 Km resultaba insuperable para la sonda y la atmósfera y gravedad del planeta proyectan la sonda contra el suelo de forma directa, casi con seguridad quemándola y fraccionándola en una entrada excesivamente rápida; la sonda no llevaba escudos aerodinámicos porque no tenía previsto descender.

  Un error anterior en los datos de navegación o de cálculo del ángulo de llegada acababa de hacer fracasar la misión. Unas 14 h más tarde, a las 15 h, hora de California, los controladores del vuelo abandonaban toda esperanza de supervivencia de la sonda y dejaban de intentar captar señales.

  La órbita inicial sobre tal planeta de la sonda debió ser de 160 por 38.600 Km; la órbita posterior hubiera debido ser de 373 por 437 Km, con una inclinación de 92,9º y a partir de ahí debía realizar un aerofrenado con ayuda de la atmósfera de Marte.

  En los siguientes días, el análisis de datos aclaró que error de datos procedía de una falta de conversión entre el sistema de medidas americano o anglosajón y el métrico, entre la empresa constructora Lockheed Martin y la NASA. Algo tan inocente como un simple cálculo de equivalencia de medidas había hecho acercarse a la nave a Marte utilizando la medida de libras en la potencia aplicada al motor para correcciones de trayectoria en tanto que la NASA creyó que eran en Newtons. Los técnicos, al parecer, se apercibieron que la sonda iba a llegar a solo 57 Km de altura sobre Marte a 1 hora del encuentro cuando ya no había tiempo para reaccionar corrigiendo el punto de encuentro.

  
  
  <>SONDA MARS POLAR LANDER. USA

  
  

  El proyecto Mars Surveyor Lander 98, renombrado Mars Polar Lander o MPL, perteneciente a la serie New Millenium, es el otro de los dos vuelos conjuntos previstos para el estudio de Marte aprovechando la aproximación del planeta. Esta sonda tiene por misión aterrizar en la zona cercana al Polo Sur de Marte en tanto que el otro vuelo tiene por destino satelizarse en el citado planeta. Además este vuelo comprende la misión Deep Space 2,con 2 penetradores del suelo marciano, dispuestos no solo para la investigación sino como ensayo cara a futuras y más ambiciosamente baratas experiencias de este tipo. Forma parte de la segunda misión del plan de envío masivo de pares de sondas a Marte cada 2 años que se iniciara con el MPF y MGS lanzados en 1996. El vuelo busca no solo incrementar el estudio de Marte, buscando en particular agua en el suelo, sino también ir adquiriendo experiencia para un futuro viaje tripulado aun no concretado por entonces.

  El ingenio aterrizado en Marte debía estudiar la composición del suelo y buscar agua y moléculas orgánicas en el mismo, así como estudiar meteorología local. Debe tomar también imágenes del entorno donde descienda con cámaras estéreo, y llevar una estación meteorológica y un analizador de gases.

  El peso total de la sonda es de 576 Kg, de los que 290 son de peso en seco, 82 Kg de la etapa de crucero, 140 Kg del escudo y sondas DS-2, y el resto, 64 Kg, propulsante hidracina contenida en 2 tanques. La sonda mide 3,6 m de ancho con los paneles abiertos y 1,06 m de altura. Se configura en una plataforma que lleva 3 patas para el aterrizaje. Se le dota de 2 baterías de paneles solares, 4 fijos y 2 más para una vez aterrizado abrir a ambos lados, así como un mástil para los instrumentos meteorológicos en la parte superior, que se eleva en 1 m; los paneles solares tienen 2,6 m^2 de área en total y utilizan células de arseniuro de galio, aportando 200 vatios en el suelo de Marte. La batería, de 16 amperios/hora, para períodos de sombra es de hidrógeno-níquel. También lleva un brazo mecánico para recoger muestras y penetrar en el suelo hasta 1 m de profundidad. Debajo de los paneles solares viajaban los 2 penetradores de la misión DS-2 hasta antes de entrar en la atmósfera marciana a su llegada. Para el vuelo de crucero la sonda lleva motores RCS de control de posición que consumen hidracina. Para el frenado en el descenso final la sonda dispone de 3 grupos de 4 motores, 12 en total, de un empuje de 266 Newton. El sistema de control electrónico de la sonda dispone de un procesador RAD6000. Para las comunicaciones se utiliza la banda X y de intermediaria a la sonda MGS o la compañera de viaje en el tiempo, la MCO, llevando 2 antenas, una LGA y otra MGA, de alta y media ganancia respectivamente.

  El ingenio viaja hasta Marte entre dos conchas o escudos, uno de los cuales, el superior, soporta el paracaídas y el otro va sobre la base. Ambos se desprenden en el descenso atmosférico por el planeta destino. El diámetro de los escudos es de 2,4 m.

  El total de aparatos científicos de la sonda son: MARDI, LIDAR, MVACS, un micrófono y los 2 penetradores DS-2.

  El MARDI es una MCI monocroma contratada a la Eastman Kodak en 1997, cámara dotada de CCD para tomar imágenes en el descenso y tener así una visión global de aquella zona polar. Las imágenes de las áreas captadas, desde un máximo de 9 Km de lado, tienen una resolución de entre 7,5 m y 9 mm por píxel. Es principal investigador Michael Malin, del Centro Malin, constructor del instrumental.

  Los americanos invitaron a los rusos a aportar instrumental de medición para esta sonda y el mismo sería el LIDAR que lleva un láser de arseniuro de galio-aluminio para el análisis del polvo atmosférico marciano. Es principal investigador V. S. Linkin del IKI ruso. Es el primer experimento completo ruso incluido en una sonda planetaria americana.

  El instrumental para el estudio del clima es denominado MVACS y comprende una cámara estéreo de imágenes de la superficie, o SSI, un analizador térmico de gas, o TEGA, instrumental meteorológico, o MET, y un brazo robótico articulado de 2 m de longitud, RA, dotado de cámara, RAC, y sonda térmica. Es PI David Paig.

  El brazo debía ser manejado por Jeff Slostad, de la Universidad de California, en Los Ángeles, y con el mismo se podían obtener muestras de terreno de hasta 1 m de profundidad gracias a una perforadora que llevaba.

  El instrumental SSI deriva del IMP del Mars Pathfinder y lleva óptica dual y un CCD. El MET iba sobre un mástil de 1,2 m y su misión es la medida de la velocidad y dirección del viento, la temperatura, presión y otros parámetros atmosféricos; un segundo mástil de 90 cm mide también la velocidad del ciento y tiene 2 sensores de temperatura cerca del suelo. El analizador de gas examina muestras del suelo por una sola vez, tomadas por el brazo mecánico, para ver los componentes volátiles del mismo y su concentración calentándolos en el lugar de depósito del citado brazo; las mediciones posibles se refieren al oxígeno, vapor de agua y dióxido de carbono.

  Bajo idea de Janet Luhmann, de la Universidad de California, y David Juergens, del JPL, la Sociedad Planetaria aportó por su parte un micrófono desarrollado por la Universidad de California y del tamaño de los audífonos de los sordos, ocupando todo unos 5 por 5 cm de lado y 1 cm de grueso, para llevar a bordo acoplado al LIDAR y poder registrar los ruidos del vientos marciano; se emitirían públicamente luego vía Internet. El instrumento, que pesa 50 gramos, también podría captar el ruido del brazo escarbando en el suelo marciano. La toma de sonidos marcianos sería inicialmente de solo 15 seg diarios. Su consumo es de solo 0,1 vatios. El coste del instrumento ascendió a 50.000 $.

  Asimismo, la sonda lleva un microchip con la firma de miles de estudiantes.

  
  

  >DEEP SPACE 2.

  
  

  Para el análisis del subsuelo se proyectaron 2 penetradores intentando buscar hielo y vida en el subsuelo, calcular su temperatura, caracteres, medir la presión atmosférica, etc. Constan cada uno de dos partes, una de penetración y otra que queda fuera del terreno penetrado, unidas ambas por cable. Tenían forma de T, de 27,5 cm de largo y 35 cm de diámetro con el escudo, y 10,56 cm del largo y 39 mm de ancho el penetrador propiamente dicho, y de 10,53 cm de alto y 13,6 cm de diámetro la parte restante. El peso total es de 3,5 Kg, de ellos 670 gramos el cuerpo superior y 1,737 Kg el resto. El escudo envolvente pesaba 1.165 gramos y eran dos conchas capaces de soportar los 2.000ºC de temperatura que se engendran en la entrada atmosférica; fueron desarrollados y probados en el Centro Ames de la NASA. Son los primeros penetradores en su tipo en una misión planetaria, los primeros dotados de microelectrónica de alta integración y primeros en operar a una temperatura de -120ºC y capaces de soportar decenas de miles de ges de impacto, y primeros en otras diversas especificaciones. Su costo fue de 29,2 millones de dólares, 28 de construcción y desarrollo y 1,2 de análisis de datos y asistencia en misión. Fueron construidos también con tecnología New Millenium y encuadrados en la llamada misión Deep Space 2, DS-2, y Mars Microprobe, Microsonda Marciana.

  Unos 18 seg antes del llegar a la atmósfera marciana, los penetradores debían seguir solos su camino, separándolos un mecanismo de la sonda madre Mars Surveyor Lander, y yendo a caer a lugares distintos entre los 50 y 200 Km del lugar de descenso del citado ingenio principal e impactando entre unos 600 a 720 Km/hora con ángulo de menos de 12º. El lugar de caída se fijó sobre un área delimitada al rededor de los 73º de latitud Sur y 210º de longitud Oeste. La penetración en el suelo se calculó entre 30 cm y 2 m, en dependencia de la suerte de clase de terreno; tal profundidad se determina con un acelerómetro que indica la deceleración producida y así se averiguará también el carácter del terreno. El fuerte choque debe separar cada penetrador en dos partes, una que queda enterrada y otra sobre la superficie, pero unidas eléctricamente por un cable flexible de Kapton de gran resistencia al impacto y la vibración; fue desarrollado y probado por la Lockheed Martin y fabricado con la Electrofilm Manufacturing Co., de Valencia, y la Pioneer Circuits Inc de Santa Ana, ambas en California.

  La parte de la superficie debe actuar como estación meteorológica y enviar datos para su transmisión a la Tierra a través del Mars Surveyor Lander; llevaba, además de la antena y el sistema de comunicaciones, un acelerómetro de descenso, un detector solar, un sensor de presión meteorológica y dos baterías de litio.

  Las baterías citadas tenían un voltaje de entre 6 y 14 voltios, 600 miliamperios, y gran capacidad de resistencia a la baja temperatura (-80ºC) y al impacto (80.000 ges), y fueron desarrolladas y fabricadas por la Yardney Technical Products de Pawcatuck.

  El sistema de comunicaciones, de solo 50 gramos de peso, podía transmitir a una velocidad de hasta 500 kilobits por segundo y entre 380 y 480 MHz con hasta 640 milivatios y con temperaturas entre -120ºC y 50ºC; su volumen era de solo 8 cm^3, 64 cm^2, y fue desarrollado por el JPL y fabricado por las Tiawan Semiconductor Manufacturing Corp. y la American Microelectronics Inc., siendo de cuenta de la Universidad del Estado de Ohio el modelo de antena.

  El sistema de sensores de presión meteorológica, también miniaturizado al máximo, podía captar presiones entre 0 y 12 milibares y operar con temperaturas entre los -80ºC y +50ºC, y precisaba de 5 voltios y operar con 20 milivatios; fue desarrollado por la Universidad de Stanford, calibrado por el centro Ames y fabricado por la Lucas Novasensor.

  La parte que penetra en el subsuelo lleva 2 sensores de temperaturas, el acelerómetro e instrumental electrónico y de control.

  La microelectrónica llevada, mixta digital y analógica, fue desarrollada por la Boeing y fabricada por la Austria Mikro Systeme. La microelectrónica de energía de la sonda fue desarrollada por la Boeing Missiles&Space en Kent y pesaba solo 5 gramos y ocupaba 5,6 cm^3, siendo denominada ASIC, circuitos integrados de aplicaciones específicas. Solo consumían un milivatios de energía.

  El microcontrolador avanzado, o AMC, es un procesador 80C51 de 8 bit, 128 KB de RAM, que ocupaba solo 3 cm de longitud y pesaba 90 gramos; fue desarrollado con el laboratorio Phillips de la Fuerza Aérea, la Boeing, la Lockheed Martin, Techology Associates, la General Electric, el centro LaRC de la NASA, la Universidad de Tennessee y la Mission Research Corp.

  Los detectores de presión y temperatura deben actuar cada hora hasta el agotamiento de las baterías, calculada en unos 20 días; la temperatura del suelo se calculaba por la dada por los sensores en los 30 min siguientes al impacto en el enfriamiento tras el calor generado así. Además, los penetradores debían demostrar las posibilidades de esta nueva técnica de penetración pasiva. Unos minutos tras el impacto, un pequeño taladro debe sacar en el subsuelo una muestra de terreno de 0,1 gramos para buscar en el mismo hielo de agua. Por ello, tal muestra debe ser calentada en 10ºC para ver la posible cantidad de vapor de agua liberada. El experimento es preparado por el JPL y el CALTECH

  Una prueba de estos penetradores fue realizada el 29 de octubre de 1997 en el desierto de Nuevo Méjico con éxito. El prototipo era de 2 Kg y fue disparado contra el suelo a 644 Km/hora de velocidad, equivalente a 20.000 ges, y absorbiendo una deceleración en el choque de 45.000 ges.

  Son directores o jefes del proyecto Kari Lewis y David Crisp. El equipo científico, con Suzanne Smrekar al frente, se repartía las experiencias del DS-2 del modo siguiente: estudios atmosféricos, Robert Haberle y Daniel McCleese, respectivamente del centro Ames y JPL, ambos de la NASA; geología, James Head, de la Universidad Brown, Bruce Murray, del CIT, Larry Soderblom, del Servicio Geológico, y Steve Squyres, de la Universidad de Cornell; y geofísica, David Paige, de la Universidad de California en Los Ángeles, Suzanne Smrekar, del JPL, Sean Solomon, del Instituto Carnegie, y Aaron Zent, del centro Ames.

  <<<<<<>>>>>>

  
  

  Al momento de la llegada a las cercanías de Marte, a unos 4.600 Km de distancia y a 15 min del aterrizaje la sonda tiene 20.520 Km/h de velocidad y en tal momento se activa el sistema de guía para la operación. A 2.300 Km y 10 min del final del vuelo, con una velocidad de 22.320 Km/h, los paneles solares y el motor de crucero son separados. El aterrizaje de la sonda principal, tras llegada sobre la atmósfera marciana a 6,91 Km/seg sobre los 125 Km de altura y a 5 min del final del vuelo, se proyecta tras un frenado aerodinámico con ayuda de paracaídas y motores. A 8.800 m de altitud y a 2 min del final del vuelo, cuando la velocidad es de 1.764 Km/h, la sonda abre los paracaídas. La toma de imágenes con el instrumental MARDI se ha de realizar desde los 7,3 Km de altura en el descenso, casi al mismo tiempo que la apertura de paracaídas; entonces lleva 3,2 min de la entrada atmosférica. A la vez, el escudo inferior de frenado y resguardo térmico en la entrada es desprendido. A 1,8 Km de altura se sueltan los paracaídas y el ingenio, guiado por el radar Doppler desde los 1,4 Km de altura y hasta los 40 m, frena con los motores hasta una velocidad constante de 2,4 m/s y hasta 12 m de altura. Van entonces unos 5 min de entrada atmosférica y está a 25 seg del final del vuelo. El aterrizaje se debía producir a una velocidad de 1 m/seg aproximadamente entre los 73º y 76º de latitud Sur y cerca de los 210º de longitud Oeste, cerca del Polo Sur, como se ha indicado, a unos 900 Km del mismo. El lugar, sin precisar el exacto antes del vuelo, fue elegido en base a las imágenes tomadas por el MGS en 1998, en razón tanto al interés geológico como a su accesibilidad para el aterrizaje; el momento elegido es la primavera marciana en este hemisferio marciano, para así permitir mayor luminosidad y mejor ángulo solar para recargar paneles, que son abierto a los 20 seg del aterrizaje.

  
  

  Con el MCO, el presupuesto conjunto de las dos sondas importó 320 millones de dólares, cerca de los 50.000 millones de pesetas. A la MPL le correspondieron 195 millones.

  Las pruebas de resistencia de la sonda en simulación del entorno marciano fueron realizas en las instalaciones de la Lockheed Martin a principios de 1998. La sonda fue luego llevada a Cabo Cañaveral el 1 de octubre de 1998 en un C-17 de la USAF.

  El impulsor decidido sería el Delta II 7425, Delta Star 48, y el lugar de partida la rampa LC17B de Cabo Cañaveral; la sonda llegó al KSC el 1 de octubre de 1998 para ser montada, comprobada y dispuesta sobre el impulsor. La ventana de lanzamiento se fijó en 14 días a partir del 3 de ENERO de 1999. Tras la separación de la tercera fase del impulsor, son desplegados los paneles solares y orientados hacia el Sol; hacia los 15 días de vuelo se realiza una corrección de trayectoria, teniendo previstas hasta otras 4 en el viaje hasta el planeta. La llegada a Marte, al cabo de justo 11 meses de viaje, se calculó para el 3 de DICIEMBRE del mismo año; unos momentos antes de la entrada en la atmósfera marciana se liberan las dos sondas penetradoras DS-2. La misión primaria, de 90 días, se programó hasta el 29 de FEBRERO del 2.000 y la misión prolongada, de ir todo bien, hasta el 31 de MAYO siguiente.

  El director de operaciones del proyecto es Richard Cook y para las 2 sondas DS-2 Sarah Gavit.

  
  

  3 ENERO 1999
  21 h 21 min. Hora española. Es lanzado el MPL en Cabo Cañaveral sin más novedad que un ligero retraso en el 265 disparo Delta. A los 4 min 24 seg se apaga la primera fase del impulsor. Actúa entonces la etapa 2 durante 6 min 44 seg llegando con su carga a una órbita de 191 Km de altura. Unos 23 min más tarde vuelve a encenderse la fase 2, ahora actuando durante 20 seg. El encendido de la etapa 3 tiene lugar luego durante 1 min 28 seg. A los 42 min, la sonda se separa de la fase impulsora que lo insertaba en la trayectoria de transferencia hacia Marte.

  
  

  A mediados de ENERO se solventa un pequeño problema con el programa informático de la sonda que hacía que los cohetes menores funcionaran más de lo debido. De igual modo, un detector estelar de orientación que no había actuado correctamente volvía a estar normal.

  
  

  21 ENERO 1999

  Se realiza una corrección de trayectoria, la primera, con 3 días de retraso. Durante 3 min la sonda encendió 4 de sus 8 motores, tras poner en posición con un giro de 180º. La velocidad fue alterada en 16 m/seg.

  
  

  15 MARZO 1999

  Es llevada a cabo la segunda corrección de trayectoria con el encendido de 4 motores laterales durante 10 seg y la correspondiente modificación de velocidad en 0,89 m/seg. Entonces, la sonda está a 16,51 millones de Km de nuestro planeta.

  
  

  A principios de ABRIL la velocidad de la sonda era de 106.000 Km/h. A finales del siguiente mes de MAYO había recorrido ya casi la mitad del camino, estando a unos 360 millones de Km y quedándole aun algo menos de los 400 millones. La distancia a la Tierra es sin embargo de 39 millones de Km.

  
  

  25 AGOSTO 1999

  La NASA hace público el punto de descenso en el Polo Sur marciano de la sonda, precisando que sería en los 76º Sur y 195º Oeste; el margen en el aterrizaje estaría dentro de una franja de unos 20 Km de ancho por 200 de largo. En el lugar se calculó que el Sol luciría y no dejaría a la sonda en sombra durante los 3 meses de su misión, cuestión vital para el abastecimiento energético a través de sus paneles. Además, el sitio no tenía pendientes de más de 10º y una orografía suave para facilitar el aterrizaje, sin dejar de ser lugar de interés científico.

  
  

  1 SEPTIEMBRE 1999

  Se realiza la tercera corrección de trayectoria de la sonda con un encendido de motores que dura 30 seg y el que aumenta la velocidad del ingenio en 2,3 m/seg.

  Por entonces el ingenio está a 36.000.000 Km de Marte y se acerca al mismo a una velocidad de 3.700 m/seg.

  
  

  23 SEPTIEMBRE 1999

  La pérdida de la sonda compañera de vuelo, la MCO, obliga a reajustar el programa de vuelo de la MPL para cuando llegara a Marte, dado que se pensaba utilizar la primera como repetidor en las comunicaciones de la MPL con la Tierra. Piensan entonces utilizar a la sonda MGS aun en órbita marciana o bien las comunicaciones directas.

  
  

  7 OCTUBRE 1999

  Para esta fecha se tenía prevista una corrección de trayectoria, pero el fallo de la MCO hizo que se suspendiera prudentemente tal operación, dejándola para el siguiente día 20, para evitar una posible repetición del mismo en tanto se revisaban los datos al detalle.

  
  

  9 OCTUBRE 1999

  Datos contrapuestos en el sistema de control de la sonda hacen que el mismo deje al ingenio en modo de reinicio. Tras la intervención de los técnicos, horas después, volvería a estado normal de vuelo de crucero.

  Como consecuencia de la pérdida de la sonda compañera MCO, se rehizo el sistema de comunicaciones para retransmitir la señal de las subsondas DS-2 y se pensó que las mismas utilizaran de puente la sonda entonces activa en órbita marciana MGS como sustituta de la MCO durante la primera semana tras llegar a Marte. Pero ello no sería viable y solo el sistema propio de la MPL, menos potente, podía ser utilizado.

  
  

  30 OCTUBRE 1999

  Se lleva a cabo la tercera corrección de trayectoria de la sonda con 10 días de retraso, tiempo en el que se estudió la situación para evitar algún fallo como el de la MCO. El encendido del cohete es de 12 seg y su velocidad es de 4,8 Km/seg respecto a Marte. La sonda está entonces a menos de 14 millones de Km de Marte y a 228 de la Tierra.

  
  

  1 NOVIEMBRE 1999

  Es encendido el sistema de radar de la sonda en preparación de su descenso en Marte; la comprobación es positiva y luego fue otra vez apagado en espera de que llegara su momento definitivo. El reciente fracaso de la MCO, dejó a los técnicos en un estado de actividad febril para impedir un nuevo fallo y durante el mes de noviembre trabajaron intensamente estudiando y simulando la trayectoria y operaciones de la MPL.

  
  

  A mediados de NOVIEMBRE, los técnicos estaban temerosos que las bajas temperaturas espaciales afectaran a los aparatos que iban a ser reactivados en la sonda para su inminente aterrizaje en el polo Sur marciano. En concreto se temía por los motores de frenado en iba a actuar en los últimos 2 Km y por tal motivo se planificó un precalentamiento de los mismos.

  Al poco tiempo se informó que las 2 sondas DS-2 quedaban bautizadas como Amundseny Scott, los primeros exploradores de los polos terrestres. Por entonces la MPL está a 5.500.000 Km de Marte y su velocidad es de 4.860 m/seg.

  
  

  30 NOVIEMBRE 1999

  18 h. GMT. Se efectúa la cuarta y última corrección de trayectoria de la sonda. Es encendido su motor durante 12,6 seg y la velocidad es modificada en solo 6 cm/seg. Entonces la sonda está a 3.500.000 Km de Marte.

  
  

  3 DICIEMBRE 1999

  La MPL llega a Marte tras un viaje de 757.000.000 Km; la Tierra está entonces a unos 250 millones de Km. El lugar al que teóricamente se dirigiría la sonda está en los 76º de latitud Sur y 195º de longitud Oeste. El pasillo de entrada en la atmósfera marciana es de 10 Km de anchura, sobre 125 Km de altura, y de una longitud de 40 Km. A 9 h del momento de la llegada se envió una última orden de corrección de trayectoria.

  14 h 25 min. GMT. A 5 h 36 min de la llegada la MPL giró para orientarse por una estrella. Unos 4 min más tarde se activó el sistema de calentamiento de los motores para el frenado. También se calentó la cámara MARDI a 2 h 41 min de la repetida llegada.

  18 h 35 min. A 1 h 26 min, la reorientación de la sonda hacia la Tierra devolvió el contacto con la red de seguimiento.

  19 h 07 min. A 54 min del momento de aterrizaje comienzan la última fase de vuelo con el inicio de la secuencia de aterrizaje.

  El proceso de operaciones en la llegada en los 12 últimos minutos es automático, según el propio programa de control con que se planificó a la sonda. De tales operaciones no se tiene pues en tierra confirmación puntual. Por ello, se supone que la MPL:

  19 h 46 min. A 15 min del aterrizaje el sistema de guía se inicializa, siendo la velocidad de 6.200 m/seg y la distancia a recorrer 2.210 Km aun.

  19 h 49 min. A 12 min del aterrizaje, la sonda envía la última señal a Tierra al reorientarse para la entrada en la atmósfera; la señal, dada la distancia entonces habida con Marte, tarda en llegar a la Tierra 14 min. La distancia es entonces al punto de aterrizaje de 1.426 Km y la creciente velocidad de 6.400 m/seg.

  19 h 51 min. A 10 min del aterrizaje, las 2 microsondas DS-2 se separan. La velocidad es de 6.600 m/seg y la distancia que queda 959 Km.

  19 h 56 min. A 5 min del aterrizaje entra en la alta atmósfera marciana; la distancia al suelo es de 142 Km y la velocidad de 6.900 m/seg.

  19 h 57 min. A 4 min del aterrizaje, a 125 Km de altura, los sensores de control del proceso se activarían; la velocidad empezaría a frenar con una deceleración que será entonces de 12 ges. La temperatura que soporta el escudo térmico es de unos 1.650ºC.

  19 h 58 min. A 3 min del aterrizaje, se activa la cámara MARDI.

  19 h 58 min 50 seg. A 2 min 10 seg del aterrizaje, la altura sería de 9 o 9,5 Km y la velocidad de 496 m/seg. Entonces se desplegaría el paracaídas y el altímetro radar comenzaría a actuar. También se desprende 7 seg después el escudo protector en la entrada atmosférica; la velocidad sería ya de 286 m/s y la altura de 8 Km. La cámara MARDI comenzaría a realizar tomas.

  19 h 59 min 30 seg. A 1 min 30 seg del aterrizaje, se abrirían las patas para el aterrizaje. La altura sería entonces de unos 2.500 m.

  19 h 59 min 40 seg. A 1 min 20 seg del aterrizaje, la concha superior sería desprendida. Acto seguido, a 1.600 m de altitud, con 80 Km/h de velocidad, el motor de frenado se encendería y el paracaídas se desprendería. El sistema de control haría actuar en los siguientes 40 seg al motor y mediría la altitud.

  20 h 00 min A 11 seg del aterrizaje, el sistema de radar se apagaría; la altura sería de 40 m y la velocidad de 13 m/seg.

  20 h 00 min 53 seg. A 7 seg del aterrizaje, la sonda estaría a unos 12 m de altura y su velocidad sería de 2,4 m/seg.

  20 h 00 min 58 seg. A 2 seg del aterrizaje la velocidad sería de menos de 2,5 m/seg y el motor se apagaría.

  20 h 01 min. GMT; las 21 h 01min, hora española; las 04 h 01 min en hora local marciana. Se produciría el aterrizaje.

  20 h 06 min. Los paneles solares deberían estar desplegados.

  20 h 09 min. La antena debería orientarse hacia la Tierra.

  20 h 37 min. En este momento, se debía recibir la primera señal de la MPL que confirmara su aterrizaje en Marte y una primera imagen del lugar en blanco y negro. A la vez, se supone que las dos DS-2 se habrían clavado en el frío suelo marciano a unos 60 Km de la MPL.

  Pero ninguna señal llegó entonces de la MPL. Se pensó que la antena no se orientaba bien hacia la Tierra. El tiempo fue pasando y los técnicos en Pasadena esperaban inquietos al no llegar ninguna señal. Se empezó a pensar en los posibles fallos, como la reiniciación del ordenador de a bordo, o la antena que podría estar bloqueada, o que el frío intenso polar estaría paralizando los sistemas. Así que se esperó un tiempo para que los mismos se auto-recuperasen, incluso que si la antena se hubiera bloqueado para que se activara el sistema supletorio de otra menor en UHF, pero las señales siguieron sin llegar. También se enviaron repetida vez órdenes a través de las mismas 3 grandes antenas de la red de seguimiento para tratar de provocar alguna respuesta en la sonda y que orientara sus antenas hacia la Tierra, pero todo fue en vano. El pensamiento pasó entonces hacia consideraciones más graves, de que la MPL se hubiera estrellado en las maniobras de reentrada, por fallos posibles diversos, o se hubiera posado en alguna grieta profunda o sobre una ladera y estuviera volcada; semanas más tarde aun se especulaba con la posibilidad de que hubiera caído en una gran grieta, la que no aparecía, en tamaño importante, en las fotografías de que se disponía. Los técnicos no se dieron por vencidos y diariamente en los siguientes días durante una semana estuvieron atentos a la escucha de la posible señal de la sonda en las ventanas u horas previstas para el caso. Pero nada llegó y hubo todo tipo de conjeturas en la búsqueda de las causas. Uno de los fallos posibles más probable es la falta de un precalentamiento adecuado de los motores de frenado, que a su llegada a Marte estarían congelado por el largo viaje en el frío espacial.

  Sobre el posible éxito de las DS-2 nada se sabría, porque tampoco hubo señal y sus baterías eran limitadas. Su velocidad de impacto se estimó en 644 Km/hora. Podrían haber impactado sobre roca sobre la que se hubieran destruido, o quizá en terreno muy blando y penetraron más de lo calculado. Las DS-2 debían retransmitir a través de la MGS y de no enviar señal en las siguientes 29 h al aterrizaje tenían que automáticamente intentarlo cada 3 horas durante 1 min hasta el agotamiento de las baterías.

  Tampoco pudo ser que la sonda MGS, operativa en órbita marciana, captase señal alguna de ninguna parte de la MPL. La posible obtención de fotografías de la zona donde se esperaba que hubiera aterrizado o impactado la sonda no daba esperanzas puesto que lo pequeño de la sonda y la insuficiente resolución de su mejor cámara no permitían obtener imagen. Cabía, eso sí la posibilidad, de que se captara el resultado del impacto, puesto que habría producido un cráter en el terreno suficiente para ser visto. Por ello, sin esperar gran cosa, se dirigió a la MGS para la toma de imágenes al respecto desde unos 383 Km de altitud, labor que inició el siguiente 16 de DICIEMBRE y en ella estaría hasta el día 24 posterior.

  El 17 de ENERO de 2.000, la NASA comunicó oficialmente que dejaba definitivamente de intentar captar la MPL.

  Los estudios de los técnicos fijaron finalmente el punto de descenso en los 75º de latitud Sur y 163,5º de longitud Oeste para la DS-2, a unos 60 Km del lugar donde presuntamente está el MPL, en los 76,1º de latitud Sur y 195,3º de longitud Oeste; el sitio se desplazó 10 Km del previsto.

  Como consecuencia directa del fracaso del MPL, el programa de exploración marciana de la NASA se vio revisado, con amenaza de aplazamiento de los siguientes vuelos, e incluso de su cancelación. También se formó un comité de estudio del fracaso para tratar de hallar las causas del mismo y corregir errores. La NASA nombró a A. Thomas Young para presidir el equipo investigador, denominado Mars Program Independent Assessment Team. El citado equipo debía también evaluar el resto de programas proyectados para el estudio de Marte.

  A finales de ENERO de 2000, la Universidad californiana de Stanford, en Palo Alto, comunicó que el estudio detallado de las señales que había recibido con su antena de 45 m desde Marte en los intentos de captar al MPL había puesto de relieve que el 18 de diciembre y 4 de enero una muy débil señal con secuencia lógica aparentemente procedente de Marte había sido captada; se trataba de una señal de solo 1 vatio en banda UHF. Ello hizo que la NASA, aun sin mayores esperanzas, volviera a enviar órdenes a la posición de la MPL buscando que la misma respondiera. Otras grandes antenas del planeta (de Gran Bretaña, Holanda e Italia), a instancias de la NASA, también fueron dirigidas hacia Marte con iguales intenciones. El 25 de enero siguiente se enviaron desde la misma antena de tal Universidad de Stanford señales para provocar la respuesta de la sonda. A partir del 1 de febrero también se enviaron otras señales que buscaron inútilmente que la sonda reiniciara sus sistemas. Pero a mediados del mismo mes de febrero, la NASA apuntó que tales señales no tenían procedencia marciana, reiterando que la nave se había perdido.

  A finales de marzo de 2000, los análisis de los equipos de investigación del propio JPL apuntaron como una de las causas más probables del fallo de la MPL el apagado del motor en el frenado en descenso al suelo marciano, a unos 80 m de altura, posiblemente por error de interpretación al abrirse las patas, creyendo el sensible sistema que la sonda había aterrizado ya. El choque y posterior destrucción sería pues la razón del silencio, pero no justificaba ello el destino también callado de las dos DS-2. Sería sin embargo esta hipótesis la finalmente aceptada sobre el fracaso de la sonda. Otra causa más lejana, o política, que se apuntó fue la falta de medios y personal tras los recortes económicos.

  Por su parte, el informe de A. Thomas Young apuntó a una mala gestión de los fondos asignados a estas misiones, a la descoordinación de las entidades participantes, y a la falta de responsables experimentados, dado que los directores más capaces se habían jubilado. Como resultado directo de los informes, una de las dos misiones siguientes previstas para lanzar a Marte, la de aterrizaje, fue anulada.

  Al mismo tiempo la prensa citó el hallazgo de que las pruebas del motor de frenado en tierra de la MPL habían sido un fracaso por error en el diseño, hecho que la NASA habría ocultado a la luz pública según investigadores independientes; parte de los fallos se descubrieron al hacer revisión cuando la sonda estaba ya en vuelo y de ahí que se tratara de tapar el asunto puesto que ya no había nada que hacer. Como es natural la NASA negó que hubiera anomalías en las pruebas y que la posibilidad de fallo del motor no se había ocultado.

  Muy ulteriormente, en marzo de 2001, trascendió que la NIMA, que examinaba las imágenes de la sonda MGS en órbita marciana, había hallado sobre la posición calculada en el Polo Sur un punto que parecía ser la MPL aterrizada; las fotografías eran de una resolución de 1,5 m. Surgió entonces la duda y la especulación de que tal vez la sonda hubiera aterrizado y que el fallo hubiera estado en el sistema de comunicaciones. Pero los especialistas de la propia NASA no tenían la misma interpretación y pensaron que el punto podría ser también cualquier otra cosa porque el tamaño no se correspondían al de la nave, dado que las fotografías no tenían la resolución suficiente que la identificara. Así que optaron por volver a estudiar las imágenes.

  En mayo de 2005 se hicieron públicas las imágenes estudiadas que tal MGS había logrado del presunto lugar de caída de la MPL (y también del punto de aterrizaje del Lander del Viking 2, y aun antes de otras sondas). Tales fotografías muestran casi con toda probabilidad los puntos donde están el cuerpo principal del MPL, un trozo o parte del mismo y su paracaídas desprendido. Para entonces, se estaba ya en la creencia de que el motor del MPL había fallado apagándose a unos 40 Km de altura antes de aterrizar en vez de los 20 previstos, lo que habría provocado daños suficientes para impedir el posterior funcionamiento de algún aparato vital, o de varios. El fallo sería concretamente del sistema de control de la secuencia y hasta entonces todo habría funcionado bien.

  
  
  <>SONDA STARDUST.  USA

  
  

  El proyecto Stardust (que significa “polvo de estrella”) consiste en el vuelo de una sonda espacial hasta el cometa Wild-2 para tomar del mismo materia y volver a la Tierra con la misma para su análisis, en una operación única y primera en su tipo. La misión se enmarca dentro del llamado plan Discovery de sondas de bajo coste, en el que tienen cabida y precedente las sondas NEAR, Mars Pathfinder y Lunar Prospector. Los objetivos, en toda su extensión, además de la referida recogida de polvo, son el estudio de la composición química y mineralógica de los cometas, la distribución de tal composición, la búsqueda en especial de agua o hielo y elementos como el carbono, nitrógeno, oxígeno, hidrógeno, etc., el estudio de isótopos, así como de rayos cósmicos, etc. Se resume ello en los campos de la exobiología, astrofísica y en general de las ciencias planetarias y el estudio de la composición de la materia primitiva del Sistema Solar. El citado cometa Wild 2 fue elegido considerando que su posición orbital alejada por encima de Marte hasta 1974 no permitía la erosión del mismo por el calor solar y conserva así sus características primigenias.

  La sonda, que tiene un peso de 375 Kg, mide sin contar los paneles desplegados 66 cm de lado y 1,6 m de longitud, utiliza para la alimentación eléctrica 2 paneles solares de 6,6 m^2, dispuestos a ambos lados de la sonda; la envergadura es de 4,8 m. Destaca también en la misma una antena parabólica para las comunicaciones, el sistema de propulsión que utiliza monopropulsante hidracina, los escudos protectores para los impactos de partículas del cometa, y, sobre una cápsula de 2 conchas de libre retorno SRC de 1 m de diámetro y 46 Kg de peso, una paleta plegable para captar el polvo de la coma del cometa Wild-2. El sistema de control, C&DH, lleva un procesador RAD6000 de 32 bytes y una capacidad de almacenaje de información para 128 MG. El sistema de comunicaciones lleva una antena de alta ganancia de 80 cm de diámetro, además de otra de baja ganancia solo para recepción, y una más de media ganancia para transmisión solo; el sistema es de 15 vatios. Las baterías del sistema energético, de 16 amperios, son de hidrógeno-níquel y los paneles solares tienen 6,6 metros cuadrados. El sistema de control térmico comprende, además de las pinturas térmicas adecuadas, radiadores, calentadores, y persianas. Los escudos protectores para el choque con las partículas de cierta entidad del cometa estaban construidos a base de 5 láminas, una sobre otra, de cerámica y carbono, separadas en 5 cm.

  A la paleta, sobre células de aluminio, se le dotó del material aerogel, de muy baja densidad, pues el 99,8 % es aire, fluorescente y poroso; tal material tiene baja conductividad térmica e índice refractario y es 39 veces más aislante que la fibra de vidrio y 1000 veces más ligero que el vidrio. El colector de polvo, con una superficie total de 1.000 cm^2 en cada cara, se hizo en bloques o celdas de 1 (la cara B) y 3 centímetros (la cara A) de aerogel. Se esperaba captar más de 1.000 partículas mayores de 15 micrones de diámetro y otras menores; es decir, las partículas son de un tamaño del orden de una milésima de milímetro y toda su masa no sería mucho más allá de 1 miligramo como mucho. Los impactos de las micropartículas son amortiguados por el material citado como una esponja. La orientación de la paleta permitía que los impactos procedentes del polvo interplanetario o el venido de fuera (interestelar) incidieran en una cara y el polvo cometario en la otra.

  La sonda lleva un analizador de impactos de partículas cometarias y de polvo interplanetario, CIDA, y monitores de flujo del polvo, DFM. El CIDA es como se indica un analizador del polvo, compuesto de un espectrómetro de masas que deriva de los llevados por las sondas Giotto y las VEGA rusa y un analizador de iones, y funciona a partir de los iones obtenidos por impacto del polvo en una rejilla electrostática; según la polaridad y masa de los mismos se identifica la composición del polvo. El investigador principal a cargo de la experiencia es Jochen Kissel del Instituto Max Planck y el analizador fue desarrollado en tal centro alemán en Heidelberg; el programa informático para el mismo fue hecho por el Instituto Meteorológico Finlandés.

  Se hace además análisis de las muestras del polvo durante el vuelo para el caso de que no fuera posible la posterior recuperación de la cápsula.

  El polvo cometario recogido con el aerogel sería enviado tras el pliegue de la paleta sobre una cápsula que, a la vuelta a la Tierra, con unos paracaídas descendería por nuestra atmósfera y sería recogida en un punto fijado y con ayuda de una radio-baliza que se le incluyó al efecto.

  La sonda también lleva una cámara de imágenes de alta resolución con CCD. La cámara de imágenes tiene un gran angular con 8 filtros, y está derivada de las cámaras de los Voyager y de la Cassini. Es de una apertura de f/3,5, 200 mm de distancia focal, un área espectral entre 380 y 1100 nanómetros, un campo de 3,5º y una resolución de 60 microrradianes por píxel. Finalmente cabe añadir que en el ingenio se incluyó un microchip que contenía los 58.214 nombres puestos en el monumento a los veteranos de la Guerra del Vietnam en Washington. Además, en grabación, viajan los nombres de otras 1.480.000 personas de todo el mundo.

  
  

  El plan de vuelo fija la salida el 6 de FEBRERO de 1999 hacia una órbita solar con sobrevuelo VEGA de ayuda gravitatoria terrestre y de Venus. Entre octubre de 1999 y marzo del año 2.000 recogería polvo interplanetario. El 14 de enero del 2001 pasaría cerca de la Tierra que impulsaría con su gravedad al ingenio hacia su destino. Entre mayo y octubre del 2.002 volvería a recoger más polvo interplanetario. El encuentro con el cometa Wild 2 para recoger polvo del mismo a una distancia de unos 100 o 150 Km, y cruzando a una velocidad de 6,1 Km/seg, a una distancia de 1,85 UA del Sol y a 242 millones de Km de la Tierra, se fija el 2 de ENERO del 2004. El regreso a la Tierra se fijó para el 15 de ENERO del 2.006; su caída, llegando con 12,8 Km/h de velocidad, con una reentrada girando a 1,5 vueltas por minuto para la estabilización, se calculó para ser en un lago seco de Utah.

  La sonda es construida por la empresa Lockheed-Martin Astronautics y el centro de control sería el JPL. El director nombrado del proyecto es Kenneth L. Atkins, del JPL. Todos los principales investigadores científicos de la misión son Donald E. Brownlee (Universidad de Washington), Peter Tsou (JPL), Benton C. Clark (Lockheed Martin Astronautics), Martha Hanner (JPL), Fred Horz (JSC de la NASA), Jochen Kissel (Universidad de Heidelberg), Marcia Neugebauer (JPL), Ray Newburn (CALTECH), Scott Sandford (Centro Ames de la NASA), Zdenek Sekanina (JPL), Anthony L. Tuzzolino (LASR) y Mike Zolensky (JSC de la NASA).

  El cohete impulsor elegido fue el Delta II-7426, dotado de 4 booster de propulsante sólido con una última fase Star 37 FM. El costo de la misión se cifró en 208 millones dólares.

  El 5 de FEBRERO de 1998, al tiempo que se iniciaba la prueba del sistema eléctrico, era ensayada la recuperación de la cápsula de muestras del polvo cometario desde 4 Km de altura, a donde se llevó en globo, sobre el UTTR, centro de pruebas y entrenamiento de Utah, al lado de Salt Lake City; el aterrizaje se realizó con cierta suavidad gracias a un paracaídas.
  

  
  6 FEBRERO 1999
  

  Previsto el disparo para las 21 h 06 m 42 seg, GMT, la operación hubo de retrasarse 24 horas por pequeños problemas en el sistema emisor del cohete Delta cuando faltaban 1 min 42 seg para el despegue; la ventana de lanzamiento para este período era de solo unos segundos y por eso se dejó la operación para el siguiente día. La ventana de lanzamiento en general finalizaba el siguiente día 25.
  

  
  7 FEBRERO 1999
  

  22 h 04 min 15 seg. Hora española. Se produce el disparo de la sonda Stardust con un Delta 7426 en la rampa 17A de Cabo Cañaveral.

  A los 1 min 6 seg se separaron los boosters del Delta. La primera fase siguió funcionando hasta los 4,5 min y la segunda lo hizo 5 min después para luego apagarse. A los 11 min se encendió de nuevo la segunda fase que actuó entonces durante otros 2 min. A los 24 min 27 seg se separó la fase tercera de la segunda. Esta última fase se encendió a los 25 min 4 seg y actúa durante 2 min.

  22 h 31 min 34 seg. A los 27 min 19 seg de vuelo la sonda se separa de la tercera fase del Delta. Tras permanecer breve y parcialmente en una órbita de 189 Km de altura la sonda está relazada hacia la órbita solar de transferencia. Unos 4 min más tarde abrió los paneles solares y los orientó convenientemente hacia el Sol.

  22 h 51 min. La estación terrestre de Australia de la red de la NASA capta las señales de la sonda. La denominación internacional de este ingenio es 1999-3A. El cometa Wild 2, objetivo de la misión, está en tal momento a 820 millones de Km de la Tierra.

  
  

  22 FEBRERO 1999

  La trayectoria de la sonda es muy precisa y una corrección prevista no se considera necesaria.

  
  

  8 MARZO 1999

  Comienzan las pruebas de comprobación de la cámara de la sonda. El ingenio está entonces a unos 15 millones de Km de nuestro planeta. Durante este mes de MARZO serían activados además los detectores y analizadores de polvo espacial y cometario.

  
  

  A principios del mes de ABRIL, la velocidad de la sonda era de 114.000 Km/h aproximadamente.

  A mediados de MAYO estaba a unos 200 millones de Km del Sol. Por entonces, el dispositivo de aerogel para captar polvo empezó su lento despliegue que debía durar más de 7 meses. En las semanas siguientes el instrumento CIDA se reinició solo, pero luego mostró que funcionaba bien.

  
  

  18 JULIO 1999

  El sistema de control de la sonda deja a la misma en el llamado modo seguro o de reiniciación debido a un error de orientación. Seis días después los técnicos de control se percatan del hecho.

  
  

  26 JULIO 1999

  La sonda es devuelta al modo operativo normal.

  
  

  4 AGOSTO 1999

  La Stardust vuelve a ser hallada en modo seguro.

  
  

  Un mes más tarde el problema de los reinicios del sistema de control de la sonda quedaba solventado por los técnicos tras hallar el error que lo producía.

  
  

  En NOVIEMBRE, la sonda se reinició y permaneció así durante semanas

  
  

  14 DICIEMBRE 1999

  Se reorienta la sonda para que la antena parabólica apuntara hacia nuestro planeta. Un sensor solar que fallaba comienza a no recuperarse como lo venía haciendo hasta entonces. La sonda se halla por entonces a 246 millones de Km de la Tierra.

  
  

  28 DICIEMBRE 1999

  Se realiza una pequeña corrección de trayectoria, la TCM-A, con una variación de velocidad de 11 m/s.

  
  

  En los días 18, 20 y 22 de ENERO se efectúa la maniobra DSM-1. Se efectúan 3 encendidos del motor de aproximadamente media hora de duración. Respectivamente se altera la velocidad en 58, 52 y 48 m/seg. En total, se acumulan entonces un funcionamiento del motor durante 1 h 38 min 4,4 seg; el total de propulsante gastado en ello asciende a 29,34 Tm. El consumo del propulsante es de 4 gramos diarios.

  
  

  22 FEBRERO 2000

  Se realiza el despliegue el colector de polvo cometario e interplanetario llevado a bordo.

  
  

  01 MAYO 2000

  Finaliza esta primera tanda de recolección del polvo interplanetario con el repliegue de la paleta

  
  

  24 MAYO 2000

  Se realiza la corrección de trayectoria 3, TCM-3, retrasada desde febrero. La sonda enciende al efecto su motor durante 1 min 12 seg. También se realizan varias comprobaciones. Por entonces la nave está a 288 millones de Km de la Tierra.

  
  

  8 AGOSTO 2000

  La sonda es sometida a un chequeo los sistemas de la sonda tras intensas tormentas magnéticas procedentes del Sol, sin que se hallara problema alguno pese a diversos temores.

  
  

  Por entonces, un problema, debido a algún ente contaminante, que afectaba a la óptica de cámara del sistema de navegación de la nave preocupaba a los técnicos pues hacía que las imágenes resultaran menos nítidas de lo debido.

  
  

  4 OCTUBRE 2000

  El sistema de control de la sonda se reinicia y el centro de control pierde el contacto durante un día. Al volver a recibir señal, se interpretó que el problema había sido que la sonda había perdido la orientación. Se estimó que los sistemas habían recibido una sobrecarga de instrucciones y fue el origen de la pérdida de contacto al responder el sistema de control con la reiniciación. Entonces se estaba comprobando el funcionamiento de la cámara prevista para utilizar en el encuentro con el cometa Wild 2.

  
  

  9 NOVIEMBRE 2000

  Una excepcional e intensa emisión de radiación solar obliga a suspender una corrección de trayectoria toda vez que los sensores de posición se veían así confundidos con fogonazos que podían ser identificados como estrellas. El sistema informático de la sonda optó por reiniciarse y orientarse hacia el Sol con sus paneles hasta recibir órdenes del centro de control de la misión. La maniobra se deja para el día 28 siguiente y el normal funcionamiento se restableció totalmente 2 días más tarde.

  
  

  5 ENERO 2001

  Se realiza la quinta corrección de trayectoria en el vuelo.

  
  

  15 ENERO 2001

  11 h 13 min. GMT. La sonda pasa a una mínima distancia de 6.012 Km de la Tierra (en vertical sobre África del Sur) que impulsaría con su gravedad al ingenio hacia su destino. La velocidad del ingenio es entonces de 35.840 Km/h. La precisión en esta operación es tal que no es necesaria la maniobra posterior de reajuste prevista de trayectoria (la TCM-6).

  A partir de esta mínima altura de sobrevuelo, para calibrar las cámaras, tomó 23 imágenes de la Luna, que sobrevuela a 108.000 Km unas 17 horas más tarde.

  
  

  En MARZO el problema con la óptica de la cámara seguía y se achacaba a que se empañaba. No solo afectaba el problema a la toma de fotografías sino también al sistema de guía que usaba tal aparato. Los responsables estudiaban el problema tratando de localizar que clase de fluido era el que se evaporaba y producía el empañamiento. Sometiendo a calor tal óptica se podía eliminar el problema pero se trataba de impedir además que volviera a presentarse. También por entonces se había bloqueado el disco de filtros de color y no giraba.

  
  

  12 AGOSTO 2001

  Concluye una tanda de labor el analizador de polvo interplanetario, siguiendo activo aun hasta el siguiente mes de septiembre, momento en el que sería apagado.

  
  

  16 AGOSTO 2001

  La sonda se reinicia pero el error que lo origina es corregido sin mayor problema.

  
  

  17 ENERO 2002

  La sonda, que entonces está a 395.000.000 Km de la Tierra, lleva a cabo una maniobra de corrección de trayectoria, con un encendido de 1 min 51 seg, para ir al encuentro final del cometa Wild 2, entonces previsto para casi justo dos años más tarde. La modificación de velocidad es de 2,65 m/seg.

  
  

  18 ABRIL 2002

  La sonda pasa por el afelio de su órbita, a 407.000.000 Km del Sol.

  
  

  5 AGOSTO 2002

  Comienza la sonda a captar polvo interplanetario con la paleta de aerogel dentro de un período de tiempo que se preveía finalizar el siguiente 9 de diciembre.

  
  

  A continuación se dispuso el sobrevuelo de un asteroide como ensayo para el posterior con el principal objetivo, el Wild 2

  
  

  2 NOVIEMBRE 2002

  04 h 50 min. GMT. La sonda sobrevuela el asteroide Annefrank a unos 3.300 Km de distancia y 7 Km/seg de velocidad relativa, y lo observa durante 30 min y toma entonces 70 fotografías del mismo. Las operaciones de control de las cámaras en su enfoque fueron un éxito.

  
  

  16 JUNIO 2003

  Se efectúa una corrección de ruta de la Stardust.

  
  

  18 JUNIO 2003

  21 h 00 min. GMT. Con un encendido de motores de 24 min 16 seg, que gastaron 6,08 Kg de hidracina, se lleva a cabo otra corrección de trayectoria de la sonda con una variación de velocidad final de 34,4 m/seg, siendo la total de 124.300 Km/h. Para entonces el ingenio había cubierto 2.900 millones de Km de recorrido.

  
  

  16 JULIO 2003

  Se lleva a cabo la 9 corrección de trayectoria con una variación de 1 m/seg en la velocidad luego de una actuación de motores de 43 seg de duración.

  
  

  13 NOVIEMBRE 2003

  A algo menos de 2 meses del previsto encuentro con el cometa, la sonda lo fotografía desde 25.000.000 Km. Su imagen es aun así de una lejana y débil luz. Cinco días más tarde se enviaron más fotografías.

  
  

  3 DICIEMBRE 2003

  Se realiza una corrección de trayectoria, la 10ª, de la sonda para ajustar el sobrevuelo de la misma sobre su objetivo.

  
  

  30 DICIEMBRE 2003

  La Stardust comienza a entrar en la envuelta o nube de gas y polvo (coma) del cometa Wild 2. El ingenio está entonces en la tercera órbita solar desde que saliera de la Tierra.

  
  

  2 ENERO 2004

  19 h 40 min. GMT. La sonda llega a su objetivo tras un recorrido de 2.320 millones de Km y casi 5 años de vuelo. Pasa a 6,1 Km/seg de velocidad a 236 Km (o 241 según otra fuente) del núcleo del cometa Wild 2, por su cola, que está entonces a una distancia de 1,85 UA del Sol y a 389 millones de Km de la Tierra. Recoge polvo del mismo a una distancia de entre 100 y 150 Km durante 10 horas. El trayecto principal de sobrevuelo de la zona del polvo dura 8 min y, a pesar del miedo de los técnicos por algún grave impacto, la sonda sobrevive a tan peligroso acercamiento al cometa soportando al menos media docena de granos de cierta entidad; posteriormente se comprobará que ni siquiera los paneles solares tuvieron daño alguno. A continuación comienza a enviar un total de 72 fotografías, tomadas una cada 10 seg, y datos de los aparatos detectores, obtenido todo en tales momentos del sobrevuelo. Las imágenes serán las más nítidas obtenidas de un núcleo de cometa hasta entonces.

  
  

  A principios de FEBRERO siguiente se llevó a cabo una corrección de trayectoria de la sonda sin novedad.

  En MARZO son dadas a conocer algunas de las fotografías tomadas sobre el cometa Wild 2.

  
  

  16 NOVIEMBRE 2005

  A 2 meses de la llegada prevista a la Tierra, se realiza el 17º ajuste de ruta de la sonda. La modificación de velocidad es de 4,17 m/seg.

  
  

  5 ENERO 2006

  18 h. GMT. Con un encendido de 8 motores secundarios de hidracina que duraría 1 m 47 seg, tiene lugar la 18ª corrección de trayectoria de la sonda para enfilar correctamente hacia el pasillo de reentrada en la alta atmósfera de la Tierra. La alteración de la velocidad es de 2,4 m/seg y el consumo de propulsante es de 385 gramos.

  
  

  14 ENERO 2006

  5 h 35 m. GMT. Nuevo reajuste de trayectoria (el último), con alteración de la velocidad en 4,64 Km/h, cuando la sonda está aun a 706.000 Km de la Tierra. Los motores funcionan entonces durante 58,5 seg.

  
  

  15 ENERO 2006

  05 h 57 m. GMT. A 11.728 Km de la Tierra es liberada la cápsula SRC de libre retorno de la sonda que porta las muestras de polvo cometario. Unos cables son cortados y unos muelles la separan del resto.

  06 h 13 m. La sonda madre enciende motores para ir a parar a una órbita solar luego de pasar a una distancia mínima de la Tierra hacia las 10 h.

  09 h 57 m. Unas 4 h más tarde de la separación, la cápsula SRC penetra en la alta atmósfera terrestre, sobre los 125 Km de altitud a 12,9 Km/seg de velocidad, la más elevada hasta entonces en reentrada atmosférica terrestre para un objeto artificial. Soporta entonces la fricción aerodinámica gracias al escudo protector. Unos 3 min más tarde redujo su velocidad a poco más de unos 1.600 Km/hora sobre unos 32 Km de altura. Abre entonces un paracaídas menor. Unos 4 min más tarde, a 3 Km de altura el paracaídas se desprendió y desplegó otro mayor.

  10 h 12 m. Finalmente se posa en el desierto del estado americano de Utah, en terrenos de la USAF, llamados UTTR, de un área de 84 por 30 Km, con una velocidad de unos 16 Km/hora. Finaliza así un viaje de 7 años de duración en el que se recorrieron unos 4.600 millones de Km. Al aterrizar, las cuerdas del paracaídas se cortaron automáticamente.

  Un sistema emisor en radiofrecuencia señala el lugar de aterrizaje de la cápsula para facilitar su recuperación. Unos helicópteros la localizan en cuestión de minutos y tras su enfriamiento es embarcada en uno de ellos. La cápsula fue luego llevada, por supuesto sin abrir, primero al Michael Army Air Fieldy luego al centro de la NASA en Houston donde llegaría el día 17 siguiente y son analizadas las muestras de polvo cometario capturadas, estimadas a la llegada de unas 1.000, la mayor de 1/3 de mm. Se dijo por entonces que el examen detallado de tales muestras suponía un trabajo de una década de tiempo. La universidad encargada del trabajo es la de Berkeley en California y para tal labor se anunciaba un programa de colaboración de unos 30.000 voluntarios a los que se facilitaría por Internet información microscópica.

  En MARZO siguiente se habían sacado del material aerogel 150 partículas, 45 de ellas notoriamente visibles; el tamaño de las partículas oscila entre 1 y 50 micras. Su análisis señaló minerales que sorprendieron a los astrónomos y los que resultaron estar formados estelarmente a altas temperaturas.

  El 1 de agosto de 2006 comenzaba el programa de análisis microscópico virtual por Internet llamado stardust@home para el estudio con ordenadores de voluntarios de los millones de escaneos realizados de los granos más pequeños de polvo traídos por la sonda en el material aerogel. En tal fecha había apuntados ya más de 115.000 voluntarios iniciales. Los granos mayores ya habían sido extraídos y estaban siendo examinados aparte.

  En principal resultado de la investigación del material del cometa Wild 2 es que no aparecen los materiales vírgenes que se pensaban del Sistema Solar en su estado primitivo y sí otros alterados en procesos conocidos de impactos y calentamientos. En general, resultan parecidos a los compuestos de los asteroides. En el verano de 2009, se informaría del hallazgo del aminoácido glicina en las muestras citadas, reforzando la idea tenida de la existencia en el espacio de los componentes básicos de la vida.

  
  

  En cuanto a la sonda principal Stardust en órbita solar se planificó su uso para observaciones diversas aprovechando el buen funcionamiento de sus aparatos y sistemasen una extensión no prevista del programa.

  
  

  29 ENERO 2005

  La sonda queda en hibernación en espera de tomar una determinación sobre su destino futuro.

  
  

  En JULIO de 2007 se aprobaba la utilización de la sonda para nuevas observaciones cometarias y como apoyo en otros estudios astronómicos. Bajo la denominación de NEXT, el nuevo programa busca ahora una visita al cometa Tempel 1 que había sido abordado por otra sonda, la Deep Impact, justo 2 años antes. La fecha de la nueva visita se fija para el 14 de febrero de 2011.

  
  

  18 NOVIEMBRE 2008

  Se realiza un ajuste de trayectoria.

  
  

  5 ENERO 2009

  Nuevo ajuste de rumbo para realizar con precisión un posterior sobrevuelo sobre la Tierra.

  
  

  10 ENERO 2009

  Se envían a las últimas instrucciones a la sonda para el encuentro con nuestro planeta.

  
  

  14 ENERO 2009

  19 h 40 m. GMT. La Stardust se acerca a 9.157 Km de la Tierra en su órbita solar para recibir así asistencia gravitatoria. La velocidad de la sonda es entonces de 36.000 Km/h.

  
  

  17 FEBRERO 2010

  Se lleva a cabo una corrección de trayectoria de la sonda, entonces a la altura de la órbita de Marte, mediante un encendido de motores de 22 m 53 seg de duración que modifica la velocidad en 24 m/seg. La acción prevé así un retraso en la llegada al destino (Tempel 1) de 8 h 20 m, pero se mejora la posición de observación al llegar.

  
      15 FEBRERO 2011
  04 h 39 m. GMT. La sonda sobrevuela el cometa Tempel 1 a unos 181 Km de altura. El cometa, que entonces está a 132 millones de Km de la Tierra, se convierte así en el primero visitado por dos sondas espaciales. Las imágenes tomadas, 72 en total en alta resolución, dejan ver el cráter ocasionado en 2005 por el impacto del proyectil de la otra sonda, la Deep Impact. Tales fotografías permitirían la observación de los cambios habidos en el cometa en esa diferencia de tiempo.
  
  24 MARZO 2011
      Finalizada la misión NEXT de la sonda en órbita solar, y agotado su propulsante, se produce la última transmisión de la misma, dando por concluidas las operaciones del vuelo. Una de las últimas cosas que se hizo con el ingenio fue precisamente gastar el remanente de propulsante, con un encendido de 146 seg de duración, solo con el fin de comprobar si los cálculos al respecto eran correctos en función de la acumulación de encendidos y cantidad de propulsante total.
  

  
  

  
  

  
  <>SONDA MARS GEOCHEMICAL MAPPER.  USA

  
  

  La originalmente denominada Mars Surveyor 2001 Orbiter fue una misión del programa bienal norteamericano de investigación marciana con dos sondas, una para orbitar el planeta y otra para el aterrizaje. La presente pretendía la satelización en Marte desde cuya posición habría de seguir la investigación del planeta profundizando en algunos aspectos fundamentales, en especial de la química y minerales de su superficie, y buscando agua; también, en general, se investigan fuentes de energía. El presupuesto del programa es de 297 millones de dólares, de ellos 53 corresponden al lanzamiento, 165 a la sonda y su desarrollo y las 79 restantes a operaciones de misión y de ciencia.

  A principios del otoño de 2000 la misión fue renombrada Mars Odyssey 2001 (Odisea marciana) rememorando el film de Kubrick “2001. Una odisea del espacio” y Mars Geochemical Mapper (MGM) cartógrafo geoquímico marciano.

  El peso de la sonda es de 729,5 Kg al partir de la Tierra, de las que 353,4 Kg son de propulsante y 44,5 el instrumental científico. El ingenio, de forma irregular, construido en principalmente en aluminio y titanio, mide 2,2 m de largo, por 1,7 m de alto y 2,6 m de ancho. La estructura de la nave, en dos módulos, pesaba 81,7 Kg. Los paneles solares desplegados, de 5,7 m de largo, que supondrían un total de 7 m^2 de superficie, aportaban 1.500 vatios en las cercanías terrestres y 750 en Marte, y portaría una antena parabólica de alta ganancia de 1,2 m de diámetro por la que el flujo de datos salía a 110.000 bits/seg. El almacenaje de energía se hacía en pilas de 16 amperios/hora de níquel-hidrógeno; todo el sistema eléctrico pesaba 86 Kg. El sistema de control y mando utilizaría un procesador RAD6000 y memorias RAM de 128 MB y una ROM de 3 MB. El sistema de comunicaciones utiliza las bandas X en la UHF y su peso es de 23,9 Kg. Todo el sistema de almacenamiento de datos pesaba 11,1 Kg y su capacidad es de 1 GB. La orientación se realizaría con una cámara de orientación por estrellas; el sistema de guía, navegación y control pesaba 23,4 Kg. Como propulsante utiliza hidracina y tetróxido de nitrógeno para un motor principal de 63,5 Newton de fuerza y para correcciones de posición lleva 4 motores menores de 0,1 Newtons y 4 de 2,3 Newtons; el peso del sistema sin el propulsante ni el helio para dar presión es de 49,7 Kg. El sistema de control térmico pesaba 20,3 Kg y comprendía, además de aislantes y pinturas, radiadores, calentadores y persianas. Había además 24,2 Kg más de mecanismos diversos, para hacer girar la antena, para despliegue del espectrómetro de rayos gamma y paneles solares. La construcción de la sonda correspondió a la empresa Lockheed Martin en Denver.

  Sobre un largo brazo dispondría del GRS o espectrómetro de rayos gamma para la teledetección del hidrógeno entre otras cosas; en total podía captar 20 elementos (oxígeno, silicio, hierro, carbono, cloro, potasio, etc.) y penetrar hasta 1 m en el suelo. Otros aparatos científicos que llevaría habrían sido el MMI, o instrumental de investigación morfológica/mineralógica, monitor de radiación, un detector de neutrones de alta energía HEND, un espectrómetro IR THEMIS, y un espectrómetro de rayos gamma GRS que debió haber llevado la fracasada sonda Mars Observer y del que es PI William Boynton de la Universidad de Arizona. El GRS, que en realidad lleva además dos detectores, pesa 30,5 Kg, consume 32 vatios y mide 46,8 por 53,4 por 60,4 cm; el espectrómetro de neutrones mide 17,3 cm por 14,4 cm por 31,4 cm, el de neutrones de alta energía 30,3 cm por 24,8 cm por 24,2 cm, y la caja de electrónica del conjunto 24,3 cm por 28,1 cm por 23,4 cm. El HEND ocupa 22 por 20 por 16 cm y tiene como PI a Igor Mitrofanov.

  El THEMIS, con el que se hacían tomas en 5 bandas del espectro visible más en 9 de IR para identificación de minerales, pesa 11,2 Kg, consume 14 vatios y mide 54,5 por 37 por 28,6 cm, y del mismo es PI Philip Christensen de la Universidad de Arizona en Tempe. Con el mismo se proyectó obtener 15.000 imágenes de 20 por 20 Km de área de suelo marciano, con una resolución de 20 m.

  Para el experimento llamado MARIE o MREE, Martian Radiation Environment Experiment, se llevaría un espectrómetro para evaluar la radiación marciana en el entorno orbital. Es PI Gautum, Badhwar, del JSC. Este instrumental tiene 10,8 por 23,2 por 29,4 cm de dimensiones, pesa 3,3 Kg y consume 7 vatios. Lleva un procesador Intel y su memoria es de 120 MB.

  La fecha prevista para el inicio del vuelo, con un Delta II, fue la del 7 de ABRIL del 2.001, dentro de una ventana de disparo de 21 días. Al cabo de varios meses de vuelo, con 5 correcciones previstas de trayectoria, la sonda debía llegar a Marte, el 20 de OCTUBRE del 2.001, e insertarse en una trayectoria de solo 46 Km de altura mínima luego de maniobra aerofrenado con un encendido de 21 min. La órbita sería elevada para quedar en 500 por 100 Km de apoapsis y periapsis. Este último parámetro habría de ser luego elevado hasta los 200 Km y, tras abrir los paneles solares, antes no desplegados por cuenta de la maniobra de aerofrenado, se dejaría la sonda en una órbita circular de 500 Km de altura. Posteriormente, la misma sería dejada en otra más baja, de 400 Km de altitud. La maniobra de aerofrenado debía durar 76 días. La inclinación sería casi polar, 92,91º y el período final sería de 118 min. Con tal posición, la sonda sobrevolaría cada 25 órbitas casi el mismo punto, a solo 12 Km de la vertical anterior. Luego de 500 días, la órbita sería cambiada en su inclinación. Al cabo de 1.100 días de estancia en órbita de Marte finalizaría la misión, pero seguiría hasta los 5 años siendo utilizada por repetidor de comunicaciones de otros ingenios por tal período en Marte.

  El reajuste a mediados de 2000 del programa de sondas a Marte de la NASA, tras dos fracasos seguidos meses antes, hizo pensar en cancelar la misión. Pero la misma siguió adelante y la sonda era entregada en el SAEF-2, en el KSC, en la noche del 4 de enero de 2001 para su ensamblaje final y disposición previa a ser montado en el cohete Delta (comprobación de paneles solares y otros sistemas, llenado de propulsante, etc.).

  La sonda y su programa fueron especialmente revisados en esta ocasión, luego de que las dos sondas consecutivas inmediatas anteriores fracasaran en sus propósitos sobre el planeta rojo. Por ello hubo un seguimiento distinto respecto a procedimientos anteriores en el desarrollo de la sonda por parte de la constructora Lockheed Martín y el JPL. También se extremó la precaución con los programas informáticos de control de la sonda y sus operaciones, se introdujeron algunas mejoras en sistemas (válvulas en el sistema de propulsión, electrónica sin interferencias, etc.) y se tomaron más precauciones en las maniobras (aerofrenado inicial de mayor altura, habilitado de una estación de seguimiento más en Santiago de Chile para fases posteriores al lanzamiento, etc.).

  Es director del programa marciano por parte de la Lockheed Robert L. Berry, y por parte del JPL Firouz Naderi, del programa científico sobre Marte Dan McCleese, del proyecto de la Odyssey George Pace y de ciencia de la Odyssey R. Stephen Saunders. Son directores de la NASA en estos aspectos: del programa de la sonda Mark Dahl, y del programa científico de la misma Michael Meyer. En las operaciones de la misión colaboran principalmente pues con el JPL la Lockheed Martín, pero también el centro Langley de la NASA (en el aerofrenado).

  
  

  7 ABRIL 2001

  15 h 02 min. GMT; 17 h 02 min, hora española; las 15 h 02 min, GMT. Es lanzada en la rampa 17 de Cabo Cañaveral la Odyssey con un Delta II-7925 en la primera de las ventanas programadas; había otra media hora más tarde y en los 20 siguientes días dos diarias de entre ½ y 1,5 h. La astronave tiene un peso inicial total de 230.983 Kg.

  A los 1 min 06 seg se desprende el primero de una serie de 3 boosters, cuyo último es separado a los 2 min 11 seg. A los 4 min 32 seg se separó la primera fase tras agotarse 8 seg antes. A los 4 min 37 seg se enciende la fase segunda. A los 4 min 41 seg se separa la carcasa de protección de la carga útil. A los 10 min 3 seg finaliza el encendido de la segunda fase. La órbita es de 189 Km de altura. A los 24 min 32 seg se vuelve a encender la segunda fase y la tercera fase comienza a girar. A los 33 min de vuelo la sonda se separa del resto del cohete. A los 36 min los paneles solares de la sonda son desplegados y minutos más tarde se activa el sistema de comunicaciones cuya primera señal es recibida en la estación DSN australiana de Canberra a los 53 min de vuelo. Emprende entonces la sonda un viaje de 460.000.000 Km. Marte está en tal momento a 125.000.000 Km de nosotros.

  El primer chequeo de sistemas de la sonda solo apuntó como pequeña anomalía una temperatura algo elevada en un sensor en un panel solar. Su número COSPAR es 2001-14A.

  
  

  15 ABRIL 2001

  Se debía efectuar la primera de las 5 correcciones de trayectoria previstas, pero tras comprobar la misma se decidió que no era necesaria.

  
  

  19 ABRIL 2001

  A fin de comprobar y calibrar la cámara THEMIS, tras ser activada, la misma tomó una fotografía de la Tierra desde 3.000.000 Km. Con los medios IR de la sonda se identificó una temperatura de 50ºC bajo cero en la Antártida y 9ºC sobre Australia, comprobándose en este último caso la correspondencia en tierra de 10ºC. También se activaría por entonces el espectrómetro de rayos gamma.

  
  

  27 ABRIL 2001

  La sonda, que viaja a una velocidad de 3,3 Km/seg respecto a la Tierra, se hallaba ya a 3.500.000 Km de nosotros.

  
  

  4 MAYO 2001

  Se realiza un ensayo de calibración con el sistema propulsor de la sonda y observar así las alteraciones sobre la velocidad que pudieran ocasionar los pequeños motores de orientación.

  
  

  9 MAYO 2001

  La antena principal de la Mars Odyssey es probada en transmisión telemétrica; la cercanía aun a la Tierra, a 9.500.000 Km, había hecho utilizar hasta entonces otra de menor ganancia.

  
  

  El 8 y el 17 de MAYO el detector correspondiente de la sonda capta dos estallidos de rayos gamma que son analizados en tierra conjuntamente con otras detecciones de otros ingenios espaciales.

  
  

  23 MAYO 2001

  Se realiza un encendido de motores auxiliares durante 1 min 22 seg y la velocidad queda modificada en 3,6 m/seg. La buena trayectoria no hace necesaria mayor maniobra, ahorrándose propulsante. La sonda está entonces a 14.300.000 Km de la Tierra.

  
  

  2 JULIO 2001

  La sonda, que está a cerca de los 35.000.000 Km de la Tierra, enciende motores auxiliares durante 23 seg en un ajuste de su ruta con un cambio de velocidad de 0,9 m/seg. Unos días antes, se cursaron instrucciones al ingenio para que abriera el protector del espectrómetro de rayos gamma para activarlo luego.

  
  

  A finales de agosto de 2001 se observa en los datos telemétricos que las comunicaciones del instrumental de estudios sobre radiación ambiental no resultaban adecuadas por lo que se procedió a reiniciar el aparato, fallando en tal intento. Los demás sistemas funcionaban bien. El instrumento MARIE quedó así por lo pronto inactivo. Más tarde se supo que se trataba de un fallo en la memoria informática de su control.

  
  

  31 AGOSTO 2001

  La sonda es reorientada en su posición de marcha hacia Marte.

  
  

  6 SEPTIEMBRE 2001

  Se realiza una prueba en las telecomunicaciones con la sonda, y se simula su reorientación hacia la posición de llegada sobre la prevista órbita marciana.

  
  

  17 SEPTIEMBRE 2001

  04 h 06 min. GMT. Se realiza la tercera corrección de ruta de la sonda con un encendido de 12 seg de los motores; la velocidad queda modificada en 0,45 m/seg. Por entonces, quedaba establecido que los problemas tenidos con el sensor de estrellas se debían al reflejo de la tapa abierta del espectrómetro de rayos gamma, por lo que tal tapa debía ser cerrada en los momentos necesarios de uso de tal detector estelar.

  Durante el viaje, la información acumulada por la sonda indica que el nivel de radiación era el doble o más del habido en órbitas bajas sobre la Tierra.

  
  

  12 OCTUBRE 2001

  04 h. GMT. Se lleva a cabo una corrección de trayectoria, quedando alterada la velocidad en 0,277 Km/h, siendo la velocidad relativa de 23 Km/seg.

  
  

  24 OCTUBRE 2001

  Llega la sonda a la órbita de Marte con una velocidad de 5.907 m/seg tras un viaje de 200 días y 460 millones de Km de recorrido. A unas 2,5 horas antes de llegar al momento de iniciar el frenado para la satelización, la sonda queda orientada en la posición adecuada para tal maniobra. La Tierra está entonces a 150.000.000 Km y las señales tardan así 8 min 30 seg en llegar.

  02 h 12 min. GMT. Llega a la Tierra la señal de confirmación de presurización de los tanques de propulsante.

  02 h 18 min. En las comunicaciones, la sonda deja de utilizar la antena principal, tal como se fijó, y se utilizan las otras disponibles.

  02 h 26 min. GMT; 04 h 26 min, hora española. El motor de la sonda realiza un encendido de frenado de 19,7 min de duración para dejarse atrapar por el campo de gravedad de Marte; quema entonces 262,8 Kg de propulsante. Unos 10 min más tarde comienza la fase de ocultación al desaparecer en el horizonte (vista desde la Tierra).

  02 h 39 min. La sonda sobrevuela Marte a una distancia mínima de 300 Km de altura.

  02 h 45 min. Se apaga el motor de frenado al cabo de 20 min de funcionamiento.

  02 h 49 min. La sonda se reorienta y dirige la antena principal hacia la Tierra.

  02 h 56 min. Media hora más tarde del ocultamientoreaparece el ingenio sobre la otra faz de Marte y en Tierra, al llegar la señal, se confirma la entrada en órbitapara alegría de los técnicos que, tras los fracasos de las sondas marcianas anteriores, no las tenían todas consigo. La misma es inicialmente de 26.818 Km de apoapsis por 272 de periapsis, 93,42º de inclinación y 18 h 36 min de período. En las siguientes semanas progresivamente, durante 76 días en principio, se iría reduciendo la altura máxima con maniobras de encendidos de motores y el aerofrenado o aerobraking. Las maniobras de aerofrenado ya fueron citadas en el caso de la sonda MGS, primera en utilizarlas en Marte. La órbita final debía ser teóricamente de unos 400 Km de altura y circular, con una inclinación de 93,1º respecto al ecuador marciano y un período de menos de 2 h.

  03 h 01 min. La sonda comienza a enviar datos telemétricos acerca del estado de sus sistemas.

  El tiempo de investigación de la misión primaria se debía desarrollar entre enero de 2002 y julio de 2004, en total 917 días, iniciándose a los citados 76 días de la llegada la órbita sobre Marte. En tal tiempo la sonda calibraría sus aparatos y comenzaría a realizar tomas de cartografiado.

  
  

  26 OCTUBRE 2001

  La sonda pasa por la altura mínima de su órbita, a 128 Km. El apoapsis es de 27.000 Km. Comienzan entonces las maniobras de aerofrenado hasta dejar sucesivamente la órbita en una operativa circular de 400 Km de altura. Para entonces algunos de sus instrumentos científicos están ya activados.

  
  

  31 OCTUBRE 2001

  La sonda obtiene las primeras imágenes térmicas sobre Marte, dentro de la comprobación y calibración de aparatos.

  
  

  2 NOVIEMBRE 2001

  La sonda toma desde 22.000 Km de altitud su primera fotografía del suelo marciano para comprobar y calibrar el instrumental THEMIS; tal imagen es del polo sur y comprende un área de 6.500 Km de longitud y una resolución por píxel de 1 Km. Algún aparato como el espectrómetro de neutrones y el detector de los de alta energía también fueron comprobados y luego vueltos a apagar.

  
  

  30 NOVIEMBRE 2001

  La sonda está en una órbita de 15.300 Km de apoapsis, 103 Km de periapsis y 10 h de período. Para entonces, en pleno aerofrenado, ya había dado 55 vueltas al planeta. Las pequeñas correcciones efectuadas eran una docena.

  En tales días, la Mars Odyssey utilizaba el detector de neutrones de gran energía mientras recorría los apoapsis.

  Dos semanas después se supo que la detección por la sonda de notables cantidades de hidrógeno molecular en el suelo marciano parecía señalar la existencia de agua congelada.

  
  

  27 DICIEMBRE 2001

  La NASA informa que la sonda estaba en una órbita de 3 h 15 min de período.

  
  

  12 ENERO 2002

  09 h 18 min. Hora española.La MGM concluye la maniobra de aerofrenado con un encendido de motores cuando recorre su 332 vuelta en torno Marte, durante 4 min 24 seg, aumentando la velocidad en 20 m/seg y elevando la órbita hasta 201 Km de altura mínima, siendo el apoapsis de unos 500 Km. La órbita final debía ser sin embardo de 400 m y circular.

  
  

  15 ENERO 2002

  Se realiza una corrección de trayectoria, aumentando la velocidad orbital en 56 m/seg y pasando el periapsis a ser de 419 Km y la inclinación a 93,1º.

  
  

  17 ENERO 2002

  La sonda enciende de nuevo motores durante 3 min 15 seg y el apoapsis se rebaja de 520 a 450 Km con una disminución de velocidad de 27 m/seg.

  Por entonces, están activos 3 instrumentos de la sonda (espectrómetros de rayos gamma y neutrones).

  
  

  28 ENERO 2002

  Son encendidos los motores durante 15 seg para corregir en 1 m/seg la velocidad orbital.

  
  

  30 ENERO 2002

  Se realiza con la sonda una nueva corrección orbital, con un encendido de 25 seg de duración y una velocidad corregida en 2 m/seg.

  
  

  6 FEBRERO 2002

  La sonda abre su antena parabólica hasta entonces en posición guardada para evitar daños en el aerofrenado.

  
  

  A principios de MARZO se informa del hallazgo por parte de la sonda de hielo e hidrógeno en cantidades importantes en el hemisferio sur de Marte.

  Por entonces quedó repuesto el instrumental MARIE y comenzó a transmitir datos sobre la radiación en el entorno marciano.

  A finales de MAYO se informa del hallazgo por parte del espectrómetro de rayos gamma de la sonda de gran cantidad de hidrógeno (ya identificado dos meses atrás) hasta 1 m de profundidad, lo que hace suponer abundancia de agua helada en el subsuelo marciano, en el hemisferio sur, suficiente para llenar un mar de 500 m de profundidad.

  
  

  4 JUNIO 2002

  La sonda despliega el brazo de 6,2 m que lleva al espectrómetro de rayos gamma GRS en su extremo.

  
  

  A principios de DICIEMBRE trascendió el hallazgo por parte de la sonda de un área de agua helada en el Polo Sur marciano, si bien solo de unos 30 Km de anchura.

  Mediado el año 2003, los datos de la sonda indicaban con mayor detalle las formaciones de hielo seco, debajo de las cuales aparecieron capas de agua helada en abundancia, en las zonas del polo Norte marciano al llegar la primavera del planeta.

  También por entonces las imágenes IR de la sonda pusieron de relieve alteraciones térmicas anómalas en el suelo marciano en la depresión de Hellas, con temperaturas en torno a los 9º más elevadas que el resto de la zona y cuyo origen es objeto de especulaciones.

  
  

  28 OCTUBRE 2003

  En un día de un período de gran actividad solar e intensas radiaciones, el sensor destinado a mediciones de tal orden quedó fuera de servicio. Intentado en los siguientes días su reactivación no se logró en las fechas inmediatas.

  
  

  A finales de DICIEMBRE de 2003 la sonda sobrevuela el supuesto lugar de aterrizaje del ingenio europeo Beagle 2 para intentar captar señales de comunicación del mismo, pero no lo consigue.

  
  

  23 MAYO 2004

  02 h 29 m. Hora española. La sonda completa su 10.000 vuelta al planeta rojo. La misma está siendo utilizada como repetidor de telecomunicaciones en el reenvío de fotografías de los rovers Spirit y Opportunity en el suelo marciano, con por un porcentaje de hasta el 85% de tal información.

  
  

  Sobrepasado el período de vida útil de la sonda, que seguía funcionando bien, se aprobó la misión extendida con final previsto de la misma en septiembre de 2006; es decir, se prolonga en un año marciano.

  Pero afinales de SEPTIEMBRE de 2006 la NASA optó por prolongar en otros 2 años la misión puesto que la Mars Odyssey seguía actuando sin problemas.

  
  

  7 DICIEMBRE 2006

  Debido posiblemente a los efectos de una intenta emisión temporal de radiación solar, el sistema de control de la sonda se reinició y dejó sus sistemas en el denominado modo seguro, sin ulteriores problemas aparentemente.

  
  

  14 SEPTIEMBRE 2007

  La sonda registra un fallo y se reinicia en modo seguro de la misma forma que hizo anteriormente. También esta vez, comprobada por los técnicos, la Mars Odyssey, recuperada, volvió a la labor rutinaria en los días siguientes.

  
  

  En MARZO de 2008 se informaba del hallazgo de la sonda con su instrumental THEMIS de unos 200 puntos del hemisferio sur de Marte donde se evidencian depósitos salinos, lo que vino a confirmar la antigua existencia de mares o lagunas en el planeta.

  
  

  30 SEPTIEMBRE 2008

  La Odyssey enciende motores durante 6 min para ajustar la órbita y comienza a sincronizarla con el Sol. Posteriormente se harán otras correcciones de este tipo.

  
  

  En OCTUBRE siguiente se informaba de la extensión del programa de la sonda hasta septiembre de 2010. Entonces se modificó la órbita de la misma para mejor posición en las tomas en la banda del IR.

  
  

  9 JUNIO 2009

  Se realiza un ajuste de trayectoria mediante un encendido de motores de 5,5 min de duración. Así finalizaba el ajuste orbital de la sonda sobre Marte, iniciado en septiembre anterior para facilitar las observaciones de la misma sobre la zona diurna, adelantando la hora de modo que el terreno marciano en general estaba menos frío. Se permitía así aumentar un poco la resolución del instrumental IR, si bien como contrapartida se dejaría de usar el espectrómetro de rayos gamma por inversa razón, aunque su labor se daba ya por concluida.
  
  

  En la primavera de 2010 se dispuso a la sonda para intentar captar alguna señal de la sonda Phoenix en el suelo marciano y entonces en silencio. Estuvieron atentos a la señal en 150 sobrevuelos entre febrero y abril, y en 61 sobrevuelos en mayo, sobre el lugar, junto al polo norte, por si tal ingenio se hubiera reactivado y aun emitiera, aunque ya no se esperaba que lo hiciera.
  

  
  

  14 JULIO 2010

  El sistema de control de la sonda se reinicia y queda en modo seguro. Tras los análisis de rigor, el problema se encontró en un sistema electrónico que dirige la orientación del panel solar y se soluciona por el momento con el uso del sistema redundante.

  La sonda volvió a operar con normalidad dos días más tarde. Al mismo tiempo se dio a conocer el mapa completo de Marte, confeccionado con 21.000 imágenes obtenidas por la cámara THEMIS de la Mars Odyssey, de mayor resolución que los conocidos anteriormente; la mayor resolución es de 100 m.

  
  15 DICIEMBRE 2010

      La sonda bate los 3.340 días de trabajo sobre Marte que era el récord de lasonda MGS.
  
      En 2012 se ordenó el uso del instrumental de reserva de la sonda para continuar su labor desde la órbita sobre Marte, luego de advertir fallos o problemas en los aparatos primarios. Tal equipamiento, tras su prueba al principio de la misión en 2001, no había vuelto a ser utilizado.
  
  19 OCTUBRE 2014
       El cometa Siding Spring C/2013 A1 pasa  en sobrevuelo a menos de 140.000 Km de Marte, arrastrando una cola de polvo que hizo que la sonda fuera puesta en posición orbital adecuada para su protección, en la cara opuesta de Marte a la del sobrevuelo del cometa, con una maniobra realizada el anterior 5 de agosto. Tras el paso del peligro, que duró unos 100 min, los datos enviados por la sonda apuntaron a su buen estado, habiendo realizado además observaciones del cometa a su aproximación al planeta.
  
      Entre el 7 y el 21 de JUNIO de 2015, la sonda reduce su actividad de observación y suspende la transmisión de datos, dado que en tal período se produce una conjunción, alineación entre Marte y la Tierra con el Sol justo en el centro, y por tanto no son posibles las comunicaciones con nuestro planeta.
      Dos días más tarde, la Mars Odyssey da su vuelta número 60.000 a Marte. Para entonces lleva allí casi 14 años, desde el 24 de octubre de 2.001, y ha recorrido 1.430 millones de Km, sin contar el trayecto entre la Tierra y el citado planeta. La perspectiva de vida útil de la sonda es que puede aun durar activa una década más.
      El 29 de SEPTIEMBRE de 2017 observa en el IR con su instrumental THEMIS al satélite marciano Phobos.
      El 24 de ABRIL de 2019 el citado THEMIS es enfocado hacia el satélite marciano Fobos por vez primera en su fase de iluminación llena para un examen IR. Los análisis de datos tienen interés para tratar de averiguar la composición de los terrenos del satélite; entre estos últimos están el hierro y el níquel.
      El 9 de DICIEMBRE de 2019 fotografía completamente iluminado por el Sol al satélite Fobos nuevamente. La temperatura máxima que registra el mismo es de 27ºC.
      El 25 de FEBRERO de 2020 obtiene nuevas fotografías del citado Fobos, ahora eclipsado parcialmente por Marte. La temperatura en el mismo baja a -123ºC.
      El 27 de MARZO de 2020 se toman más fotografías de Fobos, también en otro eclipse.
     En ABRIL de 2022, la NASA decide prolongar 3 años más la misión. Se ha de dedicar la sonda a observaciones térmicas de piedras y hielo del subsuelo, mediciones de la radiación y datos climáticos. La misión extendida también se aprovecha para hacer que la sonda sirva de repetidor en las comunicaciones con la Tierra de otras sondas y se prologará en tanto haya propulsante en la misma para su mantenimiento orbital.
      Entre el 11 y el 25 de NOVIEMBRE de 2023, debido a la interposición del Sol, las comunicaciones con la sonda quedan cortadas, aunque la misma sigue realizando su labor programada.
      El 20 de MAYO de 2024 la sonda captó los efectos de la radiación generada por una tormenta solar en el entorno marciano, con unos niveles altos de partículas energéticas que llegaron a cegar un sensor de orientación estelar durante 1 h.
      El 30 de JUNIO de 2024 la Mars Odyssey lleva dadas 100.000 órbitas al planeta Marte luego de casi 23 años sobre el mismo. Tal recorrido equivale a unos 2.200 millones de Km. Las reservas de propulsante para correcciones orbitales son entonces de unos 4 Kg, equivalentes a un tiempo estimado de vida órbita útil de año y medio.
  
  

  
  

   ===> LA MISIÓN MGM CONTINÚA AL REDACTAR ESTAS LÍNEAS.

  
  
  <>SONDA MAP.  USA

  
  

  Primera sonda de estudios astronómicos en órbita en el punto Lagrange 2, de equilibrio gravitatorio, a 1.500.000 Km de nuestro planeta en dirección opuesta al Sol. Sería la primera sonda que utiliza tal punto por lo alejado de la Tierra, lo suficiente para que en sus investigaciones no hubiera perturbaciones terrestres, y venía a suceder en las investigaciones al satélite COBE, al que debía superar 35 veces en detalle en el mapa celeste a confeccionar. Desde aquí, el ingenio estudia el campo magnético y las emisiones en 5 bandas de microondas durante un mínimo de 2 años a fin de trazar un preciso mapa celeste en este último aspecto; tal radiación de microondas se tiene por un residuo de la propia creación del Universo, estimadamente entonces hace unos 14.000 millones de años, del Big Bang, pensando entonces que la sonda podría facilitar una imagen de las estructuras del incipiente Universo cuando solo tenía 380.000 años y así tratar de determinar su evolución y futuro, con todas las extensas implicaciones que ello tiene. Se esperaba obtener una imagen del Universo con la medición de las mínimas diferencias térmicas en tales bandas de microondas, pudiendo el instrumental captar diferencias de millonésimas de grado en tal aspecto.

  El proyecto fue aprobado por la NASA en 1996 y el costo del miso es de 145.000.000 $. El centro encargado de la sonda es el Goddard de la NASA ayudado de la Universidad Princeton. También participan especialistas de las universidades de Brown, Chicago, California (Los Ángeles) y de la Columbia Británica de Vancouver en el Canadá. Fue construida por la empresa Swales Aerospace.
  

  La MAP (que significa “sonda anisotrópica –por la variación observada- de microondas”) pesa en total 840 Kg, de ellos 72 de propulsante. Dispone de 6 aparatos científicos, entre ellos un magnetómetro en el extremo de una pértiga, dos radiómetros y un telescopio con dos reflectores. Como protección térmica llevaba una pantalla circular de 5,1 m de diámetro que tenía además células solares.
      También fue llamada MIDEX-2.
  

  
  

  30 JUNIO 2001

  19 h 46 min. GMT. Es lanzada en Cabo Cañaveral, en la plataforma 17B, sin novedad la sonda MAP con el 286 cohete Delta, un 7425. Fue dirigido hacia una órbita de un perigeo, apogeo e inclinación en relación al Ecuador respectivamente de: 182 por 292.492 Km con 28,7º de inclinación. Aproximadamente hora y media más tarde, la sonda se separaba de la fase 3 del impulsor, abriendo luego los paneles solares, ya en ruta hacia Lagrange 2, inicialmente en una órbita de una elipse muy pronunciada. Su número COSPAR es 2001-27A.
  
  02 JULIO 2001
      Comienzan a ser activados y comprobados los sistemas e instrumental de a bordo.
  
  30 JULIO 2001
      Justo un mes más tarde del lanzamiento se ayuda en sobrevuelo de la Luna en una asistencia gravitatoria.
  
  17 AGOSTO 2001
      Finaliza la fase de comprobaciones.
  
  01 OCTUBRE 2001

  Al cabo de 3 meses de vuelo y dar 3 vueltas completas en torno a la Tierra, la MAP llegó a Lagrange 2. Desde esta posición iniciaría más tarde su labor de toma de datos. A diario observaría un 30% de la bóveda celeste y toda completa cada 6 meses en las bandas entre los 22 y 90 GHz.
  
  ABRIL 2002
      Completa la primera etapa del programa de observaciones.
  

  
  

  Entre las conclusiones más importantes derivadas de los datos aportados por el ingenio está la evaluación, publicada a principios de 2003, de que el Universo tiene una edad de 13.700 millones de años. También reveló que las primeras estrellas aparecieron a solo 200 millones de años del Big Bang, en la mitad del tiempo creído hasta entonces.

  En FEBRERO de 2003 la sonda fue rebautizada como WMAP, añadiendo la W en honor al cosmólogo David Todd Wilkinson, uno de los padres del proyecto que había fallecido en septiembre de 2002.

  En MARZO de 2006 los científicos del proyecto WMAP presentaron al público los datos aportados por el ingenio, precisando con los mismos la imagen que se tiene del nacimiento del Universo en el Big Bang.

  En ABRIL de 2008 se daba a conocer que con los datos de este ingenio se había evidenciado que los neutrinos primigenios impregnan todo el Universo.

  En las semanas siguientes se dio a conocer que por los datos del ingenio se confirmaba la creencia de que el Universo se está enfriando y oscureciendo.

  
  

  20 AGOSTO 2010

  El WMAP toma sus últimos datos, completando su programa de observaciones tras 9 años de labor, pese a que lo proyectado eran solo dos. Tal trabajo se puede decir que tiene continuidad en gran medida en la sonda europea Planck.

  
  

  9 SEPTIEMBRE 2010

  La sonda enciende motores para dejar la posición Lagrange 2 en que estaba, dirigiéndose hacia una órbita solar final.

  
  
  <>SONDA GENESIS. USA

  
  

  Proyecto de la NASA de una sonda para tomar muestras del viento solar y traerlas a la Tierra para su posterior análisis. Se buscaba estudiar los isótopos de nitrógeno, oxígeno, gases nobles, partículas cargadas, etc., del viento solar. Con todo ello, con tal material original del Sol, se buscaba entender mejor su composición y los procesos en el mismo, así como el material de sus orígenes y evolución; por extensión los estudios también comprenden los de las estrellas similares al Sol. El motivo de traer a la Tierra tales muestras está en la dificultad de su estudio in situ, puesto que se exige gran precisión de análisis, y dotar de aparatos y sistemas adecuados a la sonda para realizar los estudios en el espacio resultaba muy costoso; aun así también se llevan sensores similares a los incluidos en las misiones ACE y Ulises, también de investigación solar. La importancia de recoger muestras directas de viento solar antes de su incidencia en la magnetosfera terrestre reside en la virginidad de tales radiaciones para tratar de comprenderlas mejor y por tanto saber interpretar mejor cuanto ocurre en nuestra estrella. El punto destino en el espacio para la sonda es así el Lagrange 1, punto de equilibrio orbital a 1.500.000 Km de la Tierra en dirección al Sol. El motivo por el que la sonda se aleja tanto de la Tierra para tal captura de muestras es para evitar la alteración producida en tal viento solar por la magnetosfera terrestre.

  El costo proyectado de la misión es de 216 millones de dólares (264 millones en 2004). El programa sería a desarrollar por el JPL. La empresa encargada de la construcción de la sonda es la Lockheed Martin Astronautics. Es director del proyecto Chet Sasaki, del JPL, y PI Donald Burnett, del CIT; en otros cargos de responsabilidad intervienen Lloyd Oldham, de la Lockheed, Roger Wiens, del LANL, Eileen Stansbery, del JSC, y Marcia Neugebauer, Nancy Cuevas, Richard Bennett y Virgil Mireles, del JPL, así como Don Sweetnam.

  El ingenio pesa 636 Kg al partir (494 Kg de peso en seco), incluida una cápsula de 210 Kg, y tiene forma cilíndrica, de 2,3 m por 2 m de lado, y va dotado de 2 paneles solares de 6,8 m de longitud para su alimentación eléctrica, además de los habituales sistemas de comunicaciones, con su antena, control térmico pasivo, control de posición con motor de hidracina, etc. La cápsula es para el regreso y contiene el sistema colector de viento solar, por vía triple y de forma circular y puestos en columna.

  En cuanto a aparatos científicos dispone de 5, siendo el modelo de sistema colector de partículas del tamaño de una rueda de bicicleta. La sonda lleva detectores de iones y electrones, un recopilador o concentrador de iones bajo campo eléctrico y unos colectores para captar las referidas muestras de viento solar, en total entre 10 y 20 microgramos de tales muestras. El modelo de colector de partículas de la sonda es uno formado por hexágonos de silicio puro y un detector discoidal de un material llamado vidrio metálico (utilizado en la gama alta de algunos palos de golf y compuesto de una aleación de niobio, circonio, cobre, níquel y aluminio; también se utilizan como materiales diamante, zafiro, oro y silicio) especialmente pensado para captar helio y neón. En el desarrollo de los sensores y el recopilador contribuye el Laboratorio Nacional de Los Álamos y el centro espacial de Houston; los aportados por el mismo tienen 6 millones de dólares de costo. Tales sensores constan de pares de placas metálicas curvas con carga eléctrica y funcionan con la variación de voltaje haciendo que las partículas cargadas del viento solar se dirijan hacia el contador sin impactar en las superficies. Por este medio se esperaba especialmente hallar isótopos de oxígeno. Tales sensores tendrán también como función determinar el momento más adecuado para abrir los colectores de viento solar, según estimación oportuna de los científicos.

  El ingenio va a bordo de un Delta 7326, de 3 aceleradores de propulsante sólido, y parte de la rampa 17A de Cabo Cañaveral. La tercera fase es una Star 37FM. Tras el disparo inicia un viaje de 3 meses hasta el punto de destino Lagrange 1. Desde tal lugar inicia su labor que debían prolongar durante 2 años, al término de los que su motor se encendería para emprender el retorno luego de que los colectores fueran cerrados automáticamente para evitar posterior contaminación. Dentro de la cápsula, retornarían en reentrada por la atmósfera a nuestro planeta con 11 Km/seg de velocidad y con un ángulo preciso (con un margen de solo 0,08º), donde serían capturados en vuelo en su descenso en paracaídas, que reduciría la velocidad de caída a 5 m/seg, por un par de helicópteros especializados en estas operaciones sobre la desértica Área de Prueba y Entrenamiento de Utah; un helicóptero debía enganchar con una vara y un garfio en su extremo el paracaídas de la cápsula, disponiendo entre los dos aparatos aéreos de 12 oportunidades de captura sobre un área predeterminada de 30 por 84 Km. El paracaídas es de nylon de tipo parapente de 10,5 m de ancho por 3 de fondo y del mismo colgaría la cápsula con cables de Technora, un tipo de Kevlar. El resto de la sonda, en su aproximación a la Tierra, acabaría cayendo sobre el Pacífico. Las muestras serían luego llevadas al Centro Espacial de Houston para su estudio. Además serían analizadas por el Laboratorio Nacional de Los Álamos.

  La sonda debía partir inicialmente en enero de 2001 y retornar a la Tierra en agosto de 2003. Pero fue retrasada al 10 de febrero siguiente y posteriormente al 30 de julio para dar tiempo de salida a otra sonda, la marciana Mars Odyssey; con ello el retorno a la Tierra se retrasaría a junio de 2004. La sonda llega finalmente a la base de Florida el 31 de mayo de 2001 y a partir del siguiente 7 de junio se comprobaba su sistema de comunicaciones y otros de a bordo. El 17 de julio la sonda era colocada en la fase última Star 37FM y el 18 se situaba sobre el cohete impulsor Delta 7326 en la misma rampa 17A de Cabo Cañaveral.

  
  

  08 AGOSTO 2001

  16 h 13 min. GMT. Tras 5 aplazamientos en la partida (por problemas en un sistema y también debido al mal tiempo en 3 de las ocasiones), se produce al fin el lanzamiento de la sonda Genesis en Cabo Cañaveral. Una vez en ruta en solitario, la sonda mantiene un giro de 1,6 vueltas por minuto en torno a su eje de longitud. La red de seguimiento encargada es la DSN, del espacio profundo de la NASA, con estaciones en Australia, California y Madrid.

  17 h 17 min. La sonda se separa de la última fase del cohete.

  
  

  10 AGOSTO 2001

  17 h 21 min. GMT. Se realiza un ajuste de trayectoria de la sonda mediante un encendido de 53,5 seg de motores que modifica la velocidad en 5,2 m/seg.

  
  

  En AGOSTO los técnicos comprobaban sus sistemas y aparatos, y se analizó el viento solar, indicando que el mismo tenía una velocidad de 380 Km/seg, estimando la densidad de los protones en 1 por cm^3, y la temperatura de cerca de 90.000ºC. En tal calibración se ayudaron de datos obtenidos por la sonda ACE.

  
  

  En octubre, la sonda, aun no llegada a su punto Lagrange 1, comienza su labor de recogida de partículas del viento solar.

  
  

  13 NOVIEMBRE 2001

  A punto de llegar a su destino orbital, la sonda cierra el contenedor para muestras que estaba abierto en parte. Los sistemas funcionan todos bien, pero las baterías de dióxido de litio de la cápsula de retorno acusan recalentamiento, llegando a 23ºC, debido a un fallo en un radiador de calor; no obstante, se estima que tales baterías podrían funcionar así hasta los 42ºC y aguantar hasta los 60ºC.

  
  

  16 NOVIEMBRE 2001

  La sonda llega al punto Lagrange 1, a 1.500.000 Km de la Tierra, luego de un viaje de 32.000.000 Km de recorrido, sin novedad con un encendido final de motor durante 4 min 28 seg. Para concentrarse en la maniobra de llegada, la labor científica del ingenio es suspendida entre el día anterior y hasta el siguiente día 19. Para dos semanas más tarde se tenía previsto abrir los colectores para recogida de muestras del viento solar.

  
  

  30 NOVIEMBRE 2001

  Tras las oportunas comprobaciones, se procede a activar el instrumental de control científico. Al margen de la captura de partículas de viento solar, los aparatos de investigación debían obtener datos a partir de entonces sobre la composición del mismo, la temperatura, densidad, velocidad, etc. de la repetida emanación del Sol.

  
  

  3 DICIEMBRE 2001

  Son abiertos los colectores, enfocados hacia el Sol, para captar en el aerogel las partículas de viento solar. En tal posición debía quedar hasta abril de 2004.

  
  

  16 ENERO 2002

  Son encendidos los motores de la sonda durante 4 min 42 seg para permitir sostener la posición orbital en L-1, en lo que es la segunda corrección de trayectoria de tal tipo.

  
  

  22 MAYO 2002

  Se realiza una corrección de trayectoria.

  Al siguiente día, la sonda completaba su primera órbita en su posición L-1.

  
  

  En el mismo mes, una fuerte emisión de radiación solar cegó el sensor de la sonda y el mismo hubo de ser repuesto por medios informáticos.

  
  

  3 DICIEMBRE 2003

  Comienza la recolección de partículas de viento solar por parte de la sonda.

  
  

  1 ABRIL 2004

  La sonda completa su recolección de muestras del viento solar. A continuación se dispone todo para el retorno a la Tierra de la misma.

  
  

  1 MAYO 2004

  El ingenio sobrevuela nuestro planeta a 386.000 Km de distancia y corrige su trayectoria cara al encuentro final.

  
  

  9 AGOSTO 2004

  12 h. GMT. Es encendido el motor de la sonda, que funcionará hasta 50 min, para cambiar la velocidad en 1,4 m/seg; se consumen 500 g de propulsante. Tal corrección de trayectoria es la 20 de la misión y con la misma se ajusta la misma para la adecuada llegada a la Tierra.

  
  

  8 SEPTIEMBRE 2004

  Llega de retorno a la Tierra la cápsula de la Genesis que, recordemos, pesa 210 Kg, luego de un viaje de 32.000.000 Km.

  15 h 52 m 46 seg. GMT. Se realiza la reentrada atmosférica. La llegada es con una velocidad de 11 Km/seg sobre el Este de Oregon y en dirección a Nevada. El escudo térmico hace frenar la velocidad.

  15 h 54 m 53 seg. Debía ser abierto el paracaídas de guía a los 33 Km de altura.

  16 h 00 m. A unos 6 min de la operación anterior, a los 6.100 m, el paracaídas principal, en forma de parapente, debería haberse abierto y la sonda planear entonces a 15 Km/h de velocidad sobre el desierto de Utah, en terreno de la USAF (elUS Air Force's Utah Test and Training Range al suroeste de Salt Lake City).

  Se preparó para la captura en vuelo desde los 3 Km a los 1,2 Km de altitud un par de helicópteros militares Eurocopter Astar 350B2 dotados de garfio de 6 m de largo y pilotados por 2 especialistas en acrobacias cinematográficas (Dan Rudert y Cliff Fleming) que esperaron merodeando la zona, uno 300 m por encima del otro, y asistidos por radar para ir al encuentro preciso; contaban para el acierto con 5 intentos y 10 min de tiempo. Apoyan la operación además otros aviones sobre la zona y se utiliza el sistema GPS. Uno de los helicópteros debía pues recuperar en vuelo la cápsula y dejarla suavemente en suelo. De tal modo se evitaba un choque y la consecuente contaminación. Luego, la cápsula debía ser llevada a la NASA en Houston para el examen de los 20 microgramos de muestras del viento solar traídas.

  Pero la realidad fue otra. Tras la reentrada la cápsula, que fue observada con cámaras a distancia, no se estabilizó y giraba sin control. No abrió entonces el paracaídas de guía, ni el principal a continuación, y se precipitó como un bólido estrellándose a las 16 h 04 min, GMT, a una velocidad de 305 Km/h, pese a que inicialmente se señalaron cifras entre 311 y 360 Km/h, en el desierto de Utah y quedó semienterrada cerca del lugar conocido por Granite Peak. Los técnicos recogieron los restos y trataron de recuperar en lo posible las cajas con las muestras de viento solar. Aunque en un primer momento no había garantías, sí se tenían firmes esperanzas de que los habitáculos de tales muestras no estuvieran rotos y por tanto contaminados. El total de trozos recuperados de la sonda fueron unos 9.400.

  En los siguientes días se informó que parte del material para el estudio había sido felizmente recuperado; 2 contenedores estaban intactos en su sitio. La otra parte, otros 2 contenedores de muestras, estaban en cambio rotos. Los envases debían ser previamente limpiados con cuidado y se pensaba utilizar un baño de nitrógeno. Este material fue llevado en un primer momento a una sala limpia (esterilizada) de la base militar del Ejército en Utah, la Dugway Proving Ground.

  En cuanto al fallo en la apertura de paracaídas, la primera evaluación lo achacó a problema con algún sensor, el sistema de control o el de energía eléctrica. Los sistemas pirotécnicos para la apertura de los mismos no se habían activado. Más tarde, analizado el asunto, se aclaró que el fracaso del sistema había sido debido al diseño defectuoso de los sensores y aun posteriormente a que un sensor (o todos según se dijo después) estaba colocado al revés en los mismos planos de construcción de la sonda de la Lockheed Martin. Fue pues un fallo de diseño. Pero la NASA se preguntaba además ¿por qué no había sido detectado el fallo en las fases de verificación y prueba previas? Se culpó en definitiva a la Lockheed de no haber comprobado el sistema.

  De las muestras, interesaba especialmente los isótopos de oxígeno y de nitrógeno; este último con su contenedor salvado. Los receptáculos dañados fueron los colectores hexagonales, aparentemente rotos, si bien no con ello se excluía la posibilidad del estudio pretendido.

  
  
  <>SONDA CONTOUR.  USA

  
  

  Es una misión de la NASA (JPL) de una sonda para sobrevolar 2 o 3 cometas de corto período, analizando espectralmente sus núcleos, polvo, gas, etc., y aprovechando su paso por las cercanías solares, al tiempo de su máxima actividad. La misión fue aprobada en principio en 1997 y el costo proyectado es de 154 millones de dólares (el coste estimado al lanzamiento sería de 159 millones) y la sonda pertenecería a la clase Discovery y sería diseñada y construida en la Universidad Johns Hopkins, en su Laboratorio de Física Aplicada, en Maryland. También colaboran la Universidad de Cornell, New York, el GSFC, que aporta un espectrómetro, y la compañía alemana Hoerner&Sulger, con el analizar de polvo. Es jefe científico del proyecto, o PI, Joseph Veverka, de la Universidad de Cornell.

  La sonda es un hexaedro de 2 m de alto por unos 2 de ancho que pesaba al partir 775 Kg, de ellos 328 Kg de peso en seco, 377 de propulsante sólido (fase Star) y 70 Kg de hidracina. El abastecimiento energético se realiza con células solares dispuestas por todas las paredes de la sonda, de modo que se evita el uso de motor de control. Una de las bases actúa de escudo contra el polvo cometario, construido en materiales Nextel y Kevlar, de 25 cm de grueso, y la otra lleva una antena de baja ganancia y otra de alta ganancia de 45,7 cm de diámetro, así como, a un lado, un motor. Para guardar los datos llevaba 2 grabadoras de estado sólido de 3,3 GB cada una, capaces de contener 600 fotografías. La resolución máxima de éstas es de 4 m; en las bandas espectrales la resolución es entorno a los 150 m. La velocidad de transmisión en los sobrevuelos de los objetivos es de 100 KB/seg. La estabilización se haría por rotación. Sobre un lateral va el instrumental CRIPS y cerca del escudo el NGIMS.

  El instrumental científico de la sonda es el siguiente:

  • CRISP. Espectrógrafo de imágenes remotas, de 12 Kg de peso y 36,1 vatios de consumo, para la obtención de imágenes de alta resolución y espectrales, en IR y color con 10 filtros; lleva telescopio de 10 cm de apertura y 68,3 cm de longitud focal, un CCD de 1.024 píxeles y un espejo móvil para girar en seguimiento en los sobrevuelos de los objetivos desde unos 6 min antes de la máxima aproximación. Aportado por el APL (Laboratorio de Física Aplicada de la Universidad Johns Hopkins) en Laurel, Maryland.

  • CIDA. Analizador de polvo de los cometas, de 12 Kg de peso y 13 vatios de consumo. Fue diseñado por la empresa alemana Von Hoerner&Sulger GMBH.

  • NGIMS. Espectrómetro de masas de iones y de gas neutro, de 8,8 Kg de peso y 22,6 vatios de consumo; aportado por el GSFC de la NASA para determinar la composición química del núcleo y partículas de la coma de los cometas, en especial la abundancia de agua, anhídrido carbónico, metano, amoníaco y sulfuros. Situado tras el escudo contra el polvo cometario para su resguardo de los efectos impactantes del polvo.

  • CFI. Para imágenes con gran angular aportado también por el APL de la Universidad Johns Hopkins. La misma pesa 1,8 Kg y capta en especial el UV. Lleva un telescopio de 6 cm de diámetro y 30 cm de distancia focal, también con 10 filtros y CCD para blanco y negro, así como 4 espejos para reflejar las imágenes y no exponerse directamente al polvo de los cometas. Se dispone para funcionar cuando la sonda llegue a 2.000 Km de distancia del objetivo.

  
  

  En febrero de 2000, la NASA aprobaba el comienzo del desarrollo de la misión. El inicio del vuelo se calculó entonces para julio del 2002 y el 12 de noviembre de 2003 la sonda debería sobrevolar con velocidad de 28,25 Km/seg a 100 Km de distancia el primer objetivo, el cometa Encke, entonces a 1,07 UA del Sol y 4.050.000 Km de la Tierra. Luego tendría que acercarse el 3 de junio del 2006, con una velocidad de 14 Km/seg al cometa Schwassmann-Wachmann-3, entonces a 0,95 UA del Sol y 49,5 millones de Km de la Tierra; este último se había fragmentado en 1999 y se esperaba ver así su interior.También se contempló inicialmente que el 8 de agosto de 2008 podría visitar el cometa d’Arrest, sobrevolándolo a una velocidad de 11,8 Km/seg en un punto situado a 1,35 UA del Sol y 54 millones de Km de la Tierra.

  Tras finalizar en el Centro Goddard de la NASA sus pruebas (vibraciones, térmicas, etc.) durante 2 meses, la sonda fue enviada a Cabo Cañaveral, donde llegó el 24 de abril de 2002.

  
  

  3 JULIO 2002

  06 h 47 min 41 seg. GMT. Tras un aplazamiento de 2 días para comprobar que polvo hallado en un panel solar de la sonda no era otra cosa, es lanzada la CONTOUR con un Delta II (7225) en la LC-17A de Cabo Cañaveral. La CONTOUR quedó al cabo de unos minutos en una órbita elíptica tras un funcionamiento de 1,5 min de la tercera fase, de 108.614 Km de apogeo y 212 Km de perigeo inicial, con 30,6º de inclinación; en parecida órbita permanecería durante más de un mes. Su número COSPAR es 2002-034A.

  
  

  15 AGOSTO 2002

  08 h 49 min. GMT. Se produciría, de forma automática, el encendido de la última fase,de propulsante sólido, la Star-30BP, para la inserción de la sonda en órbita solar con un incremento de 1,92 Km/seg en la velocidad que ya teníadesde la órbita terrestre en la que había permanecido.Entonces la CONTOUR sobrevolaría el Océano Índico a solo 225 Km de altitud.

  09 h 35 min. GMT. Se pierde el contacto con la sonda cuando se intenta confirmar el éxito de la actuación de los motores. Los sucesivos intentos no tienen éxito, utilizando también el sistema secundario de comunicaciones.

  
  

  En las siguientes jornadas, los técnicos comienzan a considerar que la sonda podría haberse fragmentado en dos partes, por explosión, en la maniobra de inserción en órbita solar luego de que la Universidad de Arizona apuntara la detección de dos objetos volando en paralelo donde se suponía que debía estar la CONTOUR, a 400.000 Km de altura, separados por 250 Km de distancia; más tarde se hallóa 6.000 Km un tercero.

  
  

  19 AGOSTO 2002

  La NASA aun mantiene la esperanza de contactar con la sonda, cuyo programa de control para emergencia tenía que activarse a los 4 días y comenzar a emitir señales tras orientarse automáticamente hacia la Tierra.

  
  

  20 AGOSTO 2002

  Por medios astronómicos (observatorios de Arizona, California y Hawai) se localiza la CONTOUR en órbita solar pero fragmentada, si bien existía un cuerpo principal que parecía estar intacto. Se estimó que la rotura habría sido debida a la actuación final del motor cohete último que la insertó en la órbita solar. Se piensa en una tobera en mal estado que podría haberse roto.

  
  

  21 AGOSTO 2002

  Nuevas observaciones desde los observatorios apuntan que la sonda estaba partida por lo menos en 3 trozos que se encontraban a 2.000.000 Km de nuestro planeta, volando a 6,1 Km/seg.

  
  

  Aun con todo, entre el 17 y 20 de DICIEMBRE siguiente se hizo un último intento de comunicación con la nave, entonces a 68.000.000 Km de la Tierra, entendiendo que entonces la alineación de la antena con nuestro planeta era la correcta. Pero no hubo respuesta, dando por finalizada así la fracasada misión.

  Sin saber verdaderamente la causa, se cree que al actuar el motor de propulsante sólido se fracturó por calentamiento de la estructura, o bien el citado cohete explotó, o tal vez por fallo del sistema de control, aunque también existen otras posibilidades más remotas, como un choque con un meteorito o basura sideral.

  
  

  El programa de investigación no cumplido de la sonda fue el siguiente (excluidas pues las asistencias gravitatorias con la Tierra):

  Fecha	Acción
  12 Noviembre 2003	Sobrevuelo del cometa Encke a unos 100 Km del núcleo y a 28,25 Km/seg de velocidad relativa. Durante 10 min hubiera tomado datos con sus aparatos.
  18 Junio 2006	Sobrevuelo del cometa Schwassman-Wachmann 3 con una velocidad relativa de 14 Km/seg y a unos 100 Km de distancia. El mismo se había fragmentado en 1999 y se esperaba ver así su interior.
  16 Agosto 2008	Sobrevuelo del cometa d’Arrest.

  
  
  <>SONDA MUSES-C.  JAPÓN

  
  

  Se trata la misión de la primera visita de una sonda japonesa al asteroide 1998SF36(inicialmente era el Nereus o el 1989ML) para su estudio, tratando de recoger 10 gramos de muestras de su terreno, de 3 lugares distintos, y volver con las mismas a la Tierra en una cápsula de 40 cm de diámetro. También se pretende el desarrollo de la tecnología necesaria para la futura conquista de asteroides. Por otra parte, el estudio de los asteroides resulta interesante en tanto que se supone que son unos de los cuerpos más antiguos del Sistema Solar que pueden aportar pistas sobre la formación y evolución del mismo. El estudio se centra en su masa, densidad, campo magnético, forma, composición, etc.

  Durante 2 meses, la sonda debía realizar un mapa del asteroide, obtener un modelo tridimensional con sus observaciones y acercarse a solo 100 m del mismo. La gravedad existente sobre el suelo del asteroide se calcula en solo 0,0001 m/seg^2 con una velocidad de escape de 30 cm/seg tan solo.

  La sonda medía 1,5 m por 1,5 m por 1,2 m y su peso era de unos 500 Kg, de los que 65 fueron de propulsante iónico y 50 de propulsante químico tetróxido de nitrógeno e hidracina, y 20 pertenecían a la cápsula de retorno; el sistema de navegación y guía suponía 40 Kg. Para la propulsión se le dotó de un doble motor iónico, con plasma generado por microondas sobre gas Xenón, sistema de poco empuje pero de elevado rendimiento muy adecuado para el caso y ya conocido anteriormente por su uso en otras misiones. También llevaba motores químicos de 20 Newtons. Para la energía eléctrica utilizaba dos pares de paneles solares de arseniuro de galio de 700 kW, de 12 m^2 de superficie, y pilas de níquel de 15 amperios. El sistema de navegación y guía era autónomo y el sistema de comunicaciones utilizaba las bandas X y S, llevando una antena de alta ganancia de 1,5 m de diámetro y un transmisor de 20 vatios en banda X.

  La sonda llevaba como aparatos científicos una cámara de imágenes AMICA. Para observar la superficie del asteroide tenía una Cámara Óptica de Navegación (ONC), un detector de luz y fluctuaciones (LIDAR), sensores FBS, y un láser LRF. El sistema autónomo de navegación utiliza los aparatos ONC y LIDAR para su guía.

  También debía portar un rover norteamericano de 1 Kg de peso que hubiera llevado una cámara de imágenes y un espectrómetro IR. Pero a últimos de octubre de 2000 la NASA optó por la cancelación del rover que la sonda japonesa debía llevar por motivos económicos y de desarrollo tecnológico; su presupuesto era de 21 millones de dólares, si bien al final (2005) el costo fue de 80 millones de euros. La NASA sin embargo declaró su intención de colaborar en el proyecto en otros aspectos. Pero al final se incluiría otro robot propio más pequeño en sustitución de éste.

  En el proyecto del ISAS, Instituto Espacial y de Ciencias Astronómicas del Japón, colabora la NASA americana a través del centro Ames y el JPL en el caso del suspendido rover; el centro Ames colabora en la prueba del escudo térmico para la reentrada en la atmósfera terrestre. El costo del mismo fue evaluado inicialmente en 104 millones de dólares, unos 4.680 millones de pesetas, pero en el momento del lanzamiento ascendía a 175 millones de euros.

  El ISAS proyectó una campaña denominada The Little Prince Campaignbajo la que se recogieron 877.490 nombres de personas de 149 países para llevar grabados en la misión. Tal grabación iría en una esfera de 10 cm de diámetro llamada Target Marker que se soltaría para caer sobre el suelo del asteroide y servir de lugar de referencia en un posterior descenso.

  El vuelo estaba previsto para iniciar en ENERO del 2.002 con un lanzamiento con un cohete Mu-5 en Kagoshima. Al cabo de 20 meses, en SEPTIEMBRE del 2003, la sonda había de llegar a su destino y satelizarse sobre unos 10 Km del asteroide de destino y acercarse al mismo 3 veces, gracias a su muy baja gravedad, especiando tales aproximaciones con saltos de unos 100 m de altura; dejaría entonces un pequeño robot llamado MINERVApara el análisis del terreno. Para recoger las muestras, el ingenio en principio dispararía 10 proyectiles de un gramo a 200 m/seg de velocidad aproximada, y luego recoge trozos de roca desprendida; luego se optó por una bola de 5 gramos. El pequeño robot, cilíndrico, tendría un peso de 591 gramos, un diámetro 12 cm y una altura de 10 cm, y llevaría 3 cámaras CCD; iba envuelto en células solares que podían aportar hasta 2,2 vatios.

  La vuelta de la sonda hacia la Tierra con tales muestras en una cápsula de 20 Kg se planea para ENERO del 2.006 y su caída sobre el desierto de Australia, donde debía descender colgada de un paracaídas.

  A principios de agosto de 2000, los japoneses comunicaban que la partida de la sonda se iba a retrasar y que el objetivo pasaba a ser el asteroide 1998 SF36 en vez del Nereus. La nueva previsión indicaba una fecha de partida entre noviembre y diciembre de 2002, con un pase de ayuda gravitatoria de la Tierra en mayo de 2004. El objetivo sería alcanzado ahora en septiembre (luego junio) de 2005, y en el mismo la sonda tomaría muestras tres veces para regresar luego de 5 meses a la Tierra, llegando en junio de 2007. Aun más tarde, el objetivo se pensó en cambar por el asteroide 1989ML y la fecha del encuentro por la de 2003 con un vuelo de 15 meses hasta el objetivo y una fecha de junio de 2006, que luego sería junio de 2007, para el final de la misión, con un tiempo total de la misma de 4 años. Pero al final se mantiene como objetivo al 1998 SF36.

  En octubre de 2002, a poco más de un mes de la fecha prevista para partir, se indicó que por un problema en el sistema de orientación de la sonda, la partida quedaba retrasada hasta mayo de 2003. El motor iónico duplicado de la sonda completaba 18.000 horas de funcionamiento en enero del mismo 2003, lo cual aventuraba garantías para su gemelo destinado a viajar al espacio.

  
  9 MAYO 2003
  

  04 h 29 min. GMT; las 13 h 29 min, hora local; 06 h 29 min, hora española. Es lanzada en Kagoshima sin novedad la sonda Muses C con un cohete Mu 5, el quinto cohete de este modelo. La sonda es enviada luego a una órbita solar con destino al cinturón de asteroides, comenzando su trayectoria de encuentro con el asteroide 1998SF36, o Itokawa.

  Tras su inserción en la órbita solar fue renombrada HAYABUSA, que significa en japonés “halcón peregrino”.

  
  

  En octubre siguiente completaba más de las 1.000 horas de funcionamiento de los motores iónicos.

  A finales de tal año 2003, una fuerte erupción solar barre el cielo y afecta los paneles solares de la sonda, que sufren así cierta degradación.

  
  

  19 MAYO 2004

  Se realiza una asistencia gravitatoria en sobrevuelo a 3.725 Km de distancia sobre nuestro planeta. En los días anteriores aprovechó para tomar fotografías de la Tierra calibrando la cámara.

  
  

  A finales de 2004, el motor de la sonda acumulaba 20.000 h de actuación consumiendo en total 20 Kg de propulsante. El impulso así logrado de forma acumulada suponía 1,3 Km/seg de velocidad.

  
  

  31 JULIO 2005

  Queda averiado uno de los 3 giroscopios de la sonda.

  
  

  Entre el 29 de julio y el 12 de agosto el ingenio toma fotografías del asteroide Itokawa, llegando al mismo. Entonces avanza a 38 m/seg hacia el mismo.

  
  

  12 AGOSTO 2005

  La sonda está a 35.000 Km del Itokawa.

  
  

  24 AGOSTO 2005

  El ingenio llega a 8.880 Km del asteroide objetivo de la misión.

  
  

  1 SEPTIEMBRE 2005

  La distancia al objetivo es de 1.900 Km, acercándose a 18 Km/h. Para entonces se habían apagado los motores iónicos (desde los 3.500 Km de distancia) y sus cámaras apuntan regularmente hacia el citado cuerpo celeste.

  
  

  4 SEPTIEMBRE 2005

  La sonda está a 1.000 Km del Itokawa y se acerca al mismo a 10 Km/h.

  
  

  5 SEPTIEMBRE 2005

  Las imágenes tomadas del asteroide comienzan a ser claras sobre la forma del mismo, semejante a un cacahuete. Nave y objetivo están aproximadamente entonces a 300 millones de Km de nuestro planeta.

  
  

  12 SEPTIEMBRE 2005

  01 h 17 m. GMT. La sonda llega a una distancia mínima de 20 Km del Itokawa desde donde ha de estudiarlo durante un par de meses. Toma entonces una primera fotografía en color del asteroide.

  
  

  30 SEPTIEMBRE 2005

  La aproximación de la sonda al asteroide es de 6,8 Km. Durante las 4 semanas siguientes observa desde tal posición al asteroide en busca del sitio más adecuado para una mayor aproximación.

  
  

  2 OCTUBRE 2005

  Otro giroscopio deja de funcionar y para nivelar su posición la sonda ha de hacer un gasto extra de propulsante.

  
  

  3 NOVIEMBRE 2005

  19 h 17 m. Se inicia un ensayo de aproximación y comprobaciones para preparar el descenso de la sonda sobre el asteroide.

  4 NOVIEMBRE 2005

  03 h 30 m. GMT. Cuando el ingenio estaba a 700 m del suelo del mismo se interrumpió por precaución debido a que aparecieron datos técnicos no esperados (o que los mismos no fueron interpretados debidamente) y se volvió a distanciar.

  El lugar de descenso final elegido para el acercamiento había que seleccionarlo entre el bautizado como SEA y el llamado “Desierto de Woomera”.

  
  

  9 NOVIEMBRE 2005

  Se vuelve a ensayar la aproximación al asteroide, llegando a 70 m del mismo. La temperatura del suelo del asteroide en la zona iluminada es de unos 100ºC.

  
  

  12 NOVIEMBRE 2005

  Se lleva a cabo la prueba final de descenso hacia el asteroide con una velocidad de 10 m/seg, se llega a 55 m del asteroide para luego comenzar a alejarse automáticamente como medida de seguridad. Cuando se distancia a 15 cm/seg, a unos 200 de distancia del Itokawa, se libera al robot MINERVA (que estaba previsto ser liberado a los 17 m). Así que este último –según se dice entonces- falla e ignora el suelo del Itokawa, apartándose del mismo, según imágenes tomadas por la sonda madre. El centro de control ignora entonces donde fue a parar y más tarde se achaca el fallo a un error de cálculo del momento de la suelta dado que la sonda principal estaba entonces alejándose y su velocidad fue superior a la necesaria para que el MINERVA descendiera.

  No obstante, el MINERVA envía en las siguientes 18 h información sobre el asteroide (telemetría, fotografías, campo eléctrico y temperaturas) aunque se sostiene que no había llegado a posarse en el mismo. Tal robot tenía fijado saltar posteriormente sobre tal suelo de 10 en 10 m un par de días sobre el asteroide, tomando los datos relacionados.

  
  

  19 NOVIEMBRE 2005

  12 h 00 m. GMT. Comienza el lento descenso final hacia el Itokawa, llegando unos 30 min más tarde a 990 m del suelo.

  19 h 55 m. La sonda está a 40 m sobre el suelo. Entonces se suelta el Target Marker, una pequeña esfera para orientación o guía del sistema de navegación, y llega al cabo de 6,5 min al suelo. La sonda siguió reduciendo distancia hasta los 17 m, momento en el que reajustó su posición para la debida alineación. Se informa luego que el ingenio se situó a 10 m, pero no prosiguió el descenso y, por un calentamiento del instrumental, según se dijo en un principio, hizo que la operación de aterrizaje se suspendiera. De modo que la sonda volvió a distanciarse de forma automática hasta los 100 Km. Más tarde, tras examinar la telemetría detalladamente, se informó que en realidad la sonda había llegado a tocar el asteroide durante unos 30 min a unos 30 m del lugar previsto; entonces no realiza toma de muestras.

  
  

  25 NOVIEMBRE 2005

  22 h. GMT. Comienza el segundo intento de aterrizaje desde 1,1 Km de distancia, avanzando a 5 cm/seg de velocidad hacia el asteroide. La sonda se aproximó así lentamente, se posó durante unos segundos (hacia las 22 h 07 min) y realizó la toma de muestras de la superficie del Itokawa para traer más tarde a nuestro planeta, si bien tal actuación no pudo ser confirmada entonces al ser realizada de forma automática. Tal maniobra la realizaría con un tubo extensible y el impactante previo envío de 2 balas de 1 cm de diámetro y 5 gramos de masa contra el suelo a 300 m/seg de velocidad, con intervalo de 0,2 seg, haciendo así desprender partículas del mismo que tomaría el citado extremo telescópico en cantidad aproximada de 1 gramo. De confirmarse, tales muestras serían las primeras tomadas por el hombre de un asteroide. Tras esta operación, el ingenio volvió a distanciarse del asteroide en varios Km.

  Sobre la toma de las muestras, primero los técnicos se mostraron confiados y días más tarde pesimistas al no tener clara la confirmación telemétrica del disparo de la bala. Se dijo entonces que solo cuando la sonda llegara a la Tierra se sabría la definitiva verdad.

  
  

  27 NOVIEMBRE 2005

  Se le envían instrucciones a la sonda pero las mismas, como se pudo comprobar 4 días más tarde, no fueron ejecutadas por algún problema a bordo.

  
  

  29 NOVIEMBRE 2005

  Luego de perder la víspera el contacto con la nave por falta de orientación adecuada, y recuperado en esta jornada, los técnicos detectan una pérdida de propulsante hidracina en uno de los 2 motores de la misma, ocurrida 3 días antes y que fue lo que hizo en realidad rotar la nave de forma irregular. El alejamiento al asteroide es entonces de varias decenas de Km.

  
  

  2 DICIEMBRE 2005

  Se intenta reactivar el motor de propulsión química de la sonda pero el mismo apenas actúa. Por otra parte, el sistema de orientación sitúa en posición correcta al ingenio.

  
  

  6 DICIEMBRE 2005

  La sonda está ya a 550 Km del Itokawa y alejándose a 5 Km/h de velocidad.

  
  

  8 DICIEMBRE 2005

  Se pierde el contacto por radio con la sonda debido a falta de energía, según se determinaría más tarde.

  
  

  10 DICIEMBRE 2005

  La sonda debía emprender el retorno a la Tierra con un encendido de motores, pero debido a los problemas antes señalados la operación se retrasa hasta 2007.

  
  

  23 ENERO 2006

  Se localiza la señal de la sonda y 3 días más tarde la misma recibe instrucciones. El estado del ingenio se resume en que una de sus baterías estaban fuera de servicio y que los cohetes de propulsión química estaban muy bajos, aunque en cambio sí había gas xenón en el cohete iónico en una cantidad de unos 44 Kg.

  
  

  En FEBRERO se envían a la sonda nuevas instrucciones informáticas para optimizar el sistema de orientación e impedir una nueva pérdida de la señal.

  
  

  4 MARZO 2006

  La sonda está a 13.000 Km del Itokawa y a unos 330.000.000 Km de la Tierra.

  
  

  En MAYO de 2006 se informó de los datos transmitidos por la sonda sobre el asteroide repetido.

  En ABRIL de 2007 se daba a conocer un plan para rentabilizar al máximo el motor iónico de la sonda, que había sido probado en las semanas anteriores, y permitir que la misma pudiera emprender el retorno a la Tierra. En los últimos días del mismo mes se encendió finalmente uno de los motores iónicos para comenzar tal regreso.

  
  

  4 FEBRERO 2009

  02 h 35 m. GMT. Es encendido uno de los motores del sistema propulsor iónico para ajuste de la órbita.

  
  

  El 9 de NOVIEMBRE de 2009 se informó que 3 de los 4 motores iónicos de la sonda habían quedado inutilizados o con mal funcionamiento. Tras dos motores que ya habían quedado fuera de servicio primero, ahora un tercero registró un problema eléctrico. Así, la sonda, que debía llegar a la Tierra en junio de 2010 con las posibles muestras de asteroide, se encontraba en un difícil trance para lograrlo. Para intentar solucionar el problema se programó un uso combinado de los dos motores con posibilidades de actuar.

  El 27 de MARZO y el 6 de ABRIL de 2010 se llevan a cabo correcciones de trayectoria. Posteriormente, hasta el 13 de junio en que se tiene previsto el final del vuelo, se realizarían otras cuatro rectificaciones de la ruta de la sonda.

  
  

  5 JUNIO 2010

  Se realiza una corrección de trayectoria (TCM-3) mediante el sistema propulsor iónico.

  
  

  9 JUNIO 2010

  A unos 1.900.000 Km de nuestro planeta, nueva rectificación de ruta (TCM-4) para el ajuste final en su retorno al mismo.

  
  

  13 JUNIO 2010

  Regresa a la Tierra con las muestras, las primeras de un asteroide, con 3 años de retraso. Desde unas horas antes de llegar, la temperatura interior de la sonda es elevada.

  10 h 51 min. GMT. Al llegar a unos 400.000 Km de la Tierra, a unas 3 h del aterrizaje, se produce la liberación de la cápsula de reentrada del resto de la sonda.

  13 h 51 m. Comienza la reentrada de la sonda en la alta atmósfera. El equipo de rescate observa a partir de aquí la maniobra y en el trayecto de los últimos 200 Km es filmada la sonda desde varios aviones equipados al respecto. Hasta tocar suelo pasaría casi 1 h y una señal emitida por la Hayabusa facilitaría su localización. El resto de la sonda, careciendo de escudo térmico, se destruye en la alta atmósfera. El descenso en paracaídas se proyectó sobre un desierto del sur de Australia, Woomera, donde entonces es de noche. También se separa el escudo térmico, que sigue entonces su propia trayectoria de caída libre.

  13 h 56 m. Aterriza la sonda, siendo pronto localizada por los equipos dispuestos para ello. Había completado un recorrido de unos 4.000 millones de Km en 7 años de vuelo. La apertura de la cápsula se realizaría sin embargo luego, una vez transportada al Japón, al Centro de Sagamihara, junto a Tokio, y en medio de grandes medidas de seguridad para no contaminar las posibles muestras traídas.

  
  

  24 JUNIO 2010

  Se procede a abrir el contenedor de la sonda con las posibles muestras. Se identifican algunas partículas de polvo, de hasta 1 mm, pero entonces no se confirma si habían sido tomadas del asteroide visitado.

  
  

  NOVIEMBRE 2010

  Los japoneses confirman que las partículas traídas (unas 1.500, la mayoría de solo 0,001 mm) por la cápsula eran las del asteroide Itokawa, las primeras de un objeto de este tipo.
  
      El posterior análisis de las partículas apuntó que contenían entre otras cosas cristales de sal, cloruro de sodio, de formación solo posible en agua líquida. Esto se cree que también ocurre en otros asteroides y en meteoritos condrita. 

  
  

  
  <>SONDA MARS EXPRESS.  ESA-EUROPA

  
  

  Programa de investigación de Marte, bajo un presupuesto inicial de tan solo 25.000 millones de pesetas o 150 millones de ECUs o Euros, y perteneciente al programa europeo Horizon 2000 Plus; el presupuesto dado en 1999 fue ya de 140,3 millones de dólares y en 2002 de 203.000.000€. El costo final del proyecto (2003) fue de 300.000.000€. La propuesta oficial de experimentos es preparada por un consorcio británico. La aprobación del proyecto, a falta de asignación de los fondos para el mismo, se realizó a principios de noviembre de 1998 en Paris por parte del Comité del Programa de Ciencia de la ESA. Se pretenden extraer muestras de suelo marciano a 1 m de profundidad en búsqueda principalmente de restos orgánicos y agua, aun en forma de hielo y subterránea. Los objetivos científicos son en parte los pretendidos de la fracasada sonda soviética Mars 96 y, además de estudios geológicos (morfológicos, topográficos, subsuelo, etc.) y atmosféricos, se pretende el estudio in situ del suelo. Se proyecta así un ingenio para orbitar Marte y confeccionar mapas de 10 m de resolución, pero llevando además en principio varias subsondas de aterrizaje, financiadas la mayoría por al NASA y con costo añadido a las cifras citadas. Una de éstas, que al final sería la única, es estudiada por un consorcio de empresas británico-franco-alemán y se le bautizó como Beagle-2 con objetivo en el estudio de la posible vida marciana.

  La sonda, en forma casi cúbica, mide 1,5 m de largo por 1,8 m de ancho (diámetro de la antena principal) y 1,4 m de altura. El peso total del ingenio al partir es de 1.223 Kg al partir, de ellos 116 Kg de aparatos científicos y unos 65 una sonda de aterrizaje; parte del instrumental se basa en el que se había puesto a punto por los europeos para la fracasada misión rusa Mars 96. El motor principal de la sonda es de 400 Newton de empuje y dispone de 437 Kg de propulsante (267 litros), con 35 litros de helio para dar presión. Para correcciones de posición llevaba 8 motores de 8 a 10 Newton. El sistema eléctrico dispone de 2 paneles solares con un total de 11,42 m^2 de superficie así como 3 baterías de litio de 22,5 amperios/hora para la recarga; la capacidad de aporte energético de 650 vatios, si bien los requerimientos son de solo 500 vatios (410 en fase de observación, o 360 en maniobra) como máximo en la fase de comunicaciones. Para las comunicaciones, la sonda dispone de una antena de baja ganancia de 40 cm y otra de alta ganancia de 1,8 m de diámetro; se utilizan las bandas X en los 7,1 GHz y la S en los 2,1 GHz y la velocidad de transmisión sería de 230 KB/seg. Para el almacenamiento de datos tiene una capacidad de 12 GB en su ordenador de control con memoria de estado sólido.

  Las sondas de aterrizaje pensadas inicialmente pesarían entre 150 y 180 Kg, siendo el del Beagle-2 de 90 Kg previstos, contando también con el peso del rover. Los otros módulos serían 2 o 3 estaciones de tipo meteorológico o sismológico. La sonda fue dotada de un sistema informatizado denominado STAT, creado por el centro ESOC de la ESA, para el control de sus actividades desde la posición orbital. Gran parte de los sistemas de la Mars Express fueron los mismos que se desarrollaron para la sonda Rosetta (antena de baja ganancia, ordenador, giróscopos y otros). Finalmente solo se incluiría el Beagle 2.

  El Beagle 2(el nombre corresponde al de la goleta del famoso viaje de Darwin a las Galápagos, sin el 2) es un proyecto de la Open University británica, con diseño del ingeniero Colin Pillinger, y viajaría entre dos conchas que se debían separar en la entrada atmosférica en Marte, a una velocidad de 1.600 Km/h, aterrizando con ayuda de 3 airbags o globos hinchables al modo de la sonda americana Mars Pathfinder; previamente, en la bajada por la atmósfera marciana utilizaría paracaídas. Pesa este miniaturizado ingenio 68,8 Kg en total, 33 al llegar a Marte, y de los que 9 pertenecen al instrumental científico, y mide 92 cm de diámetro, en forma esférica. Lleva 5 paneles solares que se desplegarían tras aterrizar tras abrirse en flor sobre una de las tapas del ingenio. Dejaría también al descubierto un brazo perforador para obtener muestras de subsuelo, donde no llega la radiación UV, y se procedería a su análisis en busca de rastros de alguna actividad biológica actual o del pasado en el instrumental GAP; se basa la misma en búsqueda de metano y de alguna concentración de los isótopos carbono 12 y carbono 13, producto de la citada actividad biológica, con un analizador de gases que tiene 12 hornos para calentar las muestras y que iba situado en la plataforma base de la Beagle. Esta última también llevaba sensores atmosféricos (temperatura, presión, velocidad y dirección del viento) y detectores diversos de radiación, así como un acelerómetro empleado en la reentrada, antes del aterrizaje en Marte. Las comunicaciones del ingenio con la Tierra se harían a través de la sonda madre Mars Express. La vida útil estimada para el mismo sería de medio año.

  A principios de agosto de 1999, el gobierno británico aprobaba el presupuesto de la misión por un importe de 1.265 millones de pesetas, unos 5 millones de libras, que más tarde se convirtieron en 8. Pero además, a tal costo se sumaba el importe del instrumental científico, unos 2,7 millones de libras. El costo final, asumido por británicos pero con ayuda de la ESA, fue de 80 (75 según otra fuente) millones de euros.

  Tal instrumental, colocado sobre el brazo mecánico, son 6 aparatos: una cámara doble estereoscópica en color, un microscopio, un espectrómetro Mossbauer, espectrómetro de rayos equis, un taladro para penetrar en el suelo y un mini-robot de 30 cm de largo llamado la “jeringa” y el “topo”; este último estaba destinado a la toma de pequeñas muestras del suelo, moviéndose gracias a un sistema de muelles a razón de 6 cm/seg. El sistema recogedor de muestras se denominó PLUTO. El taladro para penetrar en el suelo permitía sacar muestras de 1 m de profundidad o quizá algo más. Con los mismos, durante 180 días marcianos, se esperaba hallar vida o fósiles de la misma, así como la existencia de agua y estudiar el ambiente del lugar, tomando la velocidad del viento, temperaturas, afluencia de radiación, y presiones. Con su toma de imágenes se cubren los 360º, es decir, todo su entorno. El espectrómetro Mossbauer, para el estudio de la composición de las piedras marcianas, actuaba generando rayos gamma con una fuente de cobalto 57; y el espectrómetro de rayos equis, con casi igual finalidad, utilizaba fuentes de isótopos de hierro 55 y cadmio 109.

  A pesar de la esterilización de la Beagle, se calculó que la misma viajaban aun unas 300.000 esporas. Las pruebas térmicas de la sonda Beagle 2 se hicieron en el Laboratorio británico Rutherford Appleton.

  La sonda también llevaba una pequeña carga publicitaria: una gota de pintura roja Ferrari (corso roja), la marca italiana de automovilismo Fórmula 1, encerrada en un cristal, por su connotación con el planeta a investigar (el planeta “rojo”).

  En mayo de 2002 se evidenció que el paracaídas de la Beagle 2 no era del todo adecuado para la función esperada, por lo que se procedió con urgencia a sustituirlo, previo estudio y ensayo, por otro un 56 % de superior superficie; el nuevo se ensayó el siguiente 18 de octubre.

  
  

  Los objetivos concretos científicos en este estudio de Marte de la Mars Express son las investigaciones sobre topografía, morfología, climatología, todos con altas resoluciones de 10 m, así como planimetría mineralógica con resolución de 100 m; estudio de la atmósfera del planeta y su composición, interacción de la misma con la superficie, la estructura interna o subterránea en busca de agua y hielo, y otras. El análisis por radar debía permitir obtener datos de los primeros 5 Km (como máximo) de corteza marciana, en profundidad.

  El número de aparatos científicos disponibles era de 7:

  • ASPERA. Analizador de átomos energéticos neutros para el estudio del viento solar y su interacción con la atmósfera marciana, determinación de la distribución de plasma y gas neutro en las inmediaciones del planeta, y la acción del bombardeo de iones; alguno de estos estudios busca establecer el proceso de la pérdida de agua en Marte. Es PI el sueco Richard Lundin de Instituto de Física Espacial de Kiruna. El instrumento dispone de 4 sensores: un detector de partículas neutras (NPD), un representador de la distribución de partículas neutras (NPI), un analizador de la masa de los iones, y un espectrómetro de electrones (ELS).

  • HRSC. Cámara de imágenes estéreo en color de alta resolución (10 m e incluso excepcionalmente de 2 m) para todo tipo de tomas sobre Marte diseñada inicialmente para la sonda rusa Mars 96. Lleva 9 CCD con detectores montados en paralelo tras la parte óptica para tomas simultáneas espectrográficas de un mismo lugar. En 2 años se esperaba cubrir el 50 % de la superficie marciana con tales instrumentos. La resolución esperada es de al rededor de los 13-14 metros por píxel y los campos captados de 206 Km (103 Km a ambos lados del nadir) por 62 Km desde unos 300 Km de altura. Es PI el alemán Gerhard Neukum del Institut für Planetenerkundung de Berlín. El instrumento es fabricado por la Dornier/DASA alemana.

  • OMEGA o IRMMS. Espectrómetro IR, dotado de una CCD con dos espectrómetros, para el estudio mineralógico de la superficie de Marte y también de su atmósfera. La resolución esperada es de entre 1 y 5 Km respectivamente desde 1.000, y 4.000 Km de altura. Es PI Jean Pierre Bibring del Instituto francés de Astrofísica Espacial de Orsay.

  • PFS. Espectrómetro para estudios atmosféricos, de los componentes, polvo en suspensión, distribución térmica, etc. El instrumental utiliza dos canales IR, de onda corta y larga, con detectores piroeléctrico y fotoconductor. Es el PI el italiano Vittorio Formisano del Instituto de Física Espacial de Roma.

  • RSE. Experimento de radio ciencia por método de ocultación. Las señales de radio son interferidas sobre el horizonte en el recorrido orbital y de la absorción de las mismas se establece la cualidad del medio atravesado (la atmósfera marciana). Es el PI el alemán Martin Pätzold de la Universidad de Cologne.

  • SPICAM. Espectrómetro UV atmosférico, dotado de una CCD, para el estudio del ozono, de la distribución vertical del CO2, nubes, temperaturas, etc. Es el PI el francés Jean Loup Bertaux del Servicio de Aeronomía de Verrieres-le-Buisson.

  • SSRA o MARSIS. Radar altímetro de sondeo subterráneo, hasta 2 o 3 Km de profundidad (teóricamente hasta 5 Km), para investigación del agua y hielo marcianos o permafrost, y evolución hidrológica y atmosférica en general en el planeta. Lleva una antena que se despliega hasta 40 m de longitud en dos tubos huecos de 20 m cada uno, de 2,5 cm de diámetro, construidos en fibra de vidrio; en el viaje van plegados y tardan 10 min en abrirse en acordeón cada uno; además, en perpendicular, saliendo de la sonda, iba otra antena de 7 m de larga. Es el PI el italiano Giovanni Picardi de la Universidad de Roma.

  
  

  Además tenía se servir como repetidor en las comunicaciones de la sonda Beagle 2 con la Tierra. También debía estudiar el satélite marciano Fobos cuando la sonda pasara a menos de los 3.000 Km del mismo con la cámara HRSC y a menos de 1.000 Km con el espectrómetro OMEGA para el teleanálisis químico del terreno de este cuerpo. Con un acercamiento mayor, a algunos cientos de Km, el estudio sería continuado con el espectrómetro PFS y el altímetro MARSIS, así como con el instrumental ASPERA. Con todos ellos se esperaba realizar una topografía de Fobos y las características de su terreno.

  En junio de 1998 se propuso a las empresas Alenia-Aerospatiale, Dornier y Matra-Marconi para que presentaran propuestas de diseño y construcción de la sonda para orbitar Marte. El 30 de marzo de 1999 la ESA concedía a la empresa Matra-Marconi el contrato para la construcción de la sonda bajo presupuesto de 56 millones de dólares, unos 7.609,62 millones de pesetas; otras principales partícipes de la construcción serían la Astrium, en Toulouse, donde se montó, y Alenia. En junio de 1999 en el Salón Aeroespacial parisino de Le Bourget se firmó el contrato entre la ESA y la empresa Starsem para disparar la sonda en los primeros 10 días de junio del 2003. El total de empresas principales que intervienen es de 24 de las naciones miembros de la ESA. España participa en la construcción de una antena de comunicaciones, Francia en la programación informática del sistema de a bordo, y Suiza en la construcción de la cápsula.

  Fue nombrado director científico de la misión el astrofísico español Agustín Fernández Chicarro. España participa en un 7% a través de las empresas CASA, Crisa y Alcatel, en algunos sistemas electrónicos y antenas de la sonda. También intervienen en experimentos el Instituto de Astrofísica de Andalucía, en el Centro de Astrobiología y la Universidad Politécnica catalana. En total colaboran hasta un total de 200 investigadores, entre los que, además de los europeos, también hay americanos, rusos, japoneses y chinos.

  El lanzamiento se fijó inicialmente para la ventana de lanzamiento abierta en junio del 2003. Como cohete impulsor se eligió un Soyuz-Fregat ruso, con gestión de la empresa rusoeuropea Starsem. La llegada a una órbita polar marciana se fija para el 26 de diciembre del mismo 2003 y la misma ha de tener 6.800 Km de apoapsis por 300 Km de periapsis y un período de 4,6 h. En tal órbita, en total la sonda debía permanecer 440 días. En un momento posterior a la órbita inicial, la altura de la misma sería bajada a los 250 Km. En total, el tiempo orbital sería de cómo mínimo 687 días, el año marciano, y se debían recorrer al mismo tiempo 2.293 órbitas. Por su parte, la Beagle 2 debía aterrizar tras descender con paracaídas y actuar en el punto de descenso durante 6 meses.

  En diciembre de 2000, la ESA anunciaba que el lugar marciano de descenso de la sonda de aterrizaje sería en Isidis Planitia, zona antigua de las planicies del norte del planeta, pero cerca del Ecuador. La sonda fue presentada públicamente en septiembre de 2002 y llevada en un Antonov 124 a Baikonur el 19 de marzo de 2003. La ventana de lanzamiento se fijó entre el 23 de mayo y el 23 de junio de 2003 y la fecha para el mismo en el 2 de junio a las 17 h 45 min GMT.

  
  

  2 JUNIO 2003

  17 h 45 min. GMT; las 19 h 45 min. Hora española. Se produce el lanzamiento de la Mars Express, con su Beagle 2 acompañante adherida a un lado, en la rampa 31 de la base de Baikonur con un cohete ruso Soyuz Fregat.

  17 h 54 min. La fase Fregat se separa del resto del cohete y acto seguido actúa su motor por espacio de 21 seg para alcanzar así una órbita inicial baja.

  19 h 03 min. La fase Fregat vuelve a encenderse y lo hace durante 14 min para insertarse ya en órbita solar.

  19 h 17 min. Se produce al finalizar el encendido citado de la última fase del lanzador la separación de la sonda. Su velocidad sería entonces de 10,8 Km/seg e inicia un viaje de 400.000.000 Km hasta el planeta rojo y 206 días de duración. La fase realizaría luego un breve nuevo encendido para apartarse de la trayectoria hacia Marte.

  19 h 45 m. La estación de seguimiento de New Norcia australiana entabla contacto con la sonda por vez primera.

  19 h 58 min. La sonda procede a abrir sus paneles solares, orientándolos hacia el Sol.

  
  

  5 JUNIO 2003

  08 h 10 min. GMT. Las sujeciones de seguridad para el lanzamiento de la subsonda Beagle 2 se quitan para dejar a ésta en posición de separación llegado el momento, a 6 días de la llegada a Marte.

  
  

  6 JUNIO 2003

  05 h 30 min. GMT. La sonda se halla ya a 1.000.000 Km de distancia del centro de la Tierra. También se realiza la primera corrección de trayectoria.

  A partir de entonces la sonda informaría telemétricamente a tierra sobre su estado a diario.

  A finales de JUNIO se detectan errores en la memoria de estado sólido para guardar los datos cuando se comprobaba el instrumental OMEGA. En comprobaciones de los sistemas, se halla también un problema entre el sistema controlador de energía y los paneles solares que hace que la electricidad disponible solo pueda ser del 70 % de la captada por los citados paneles.

  En los días 4 y 5 de JULIO se comprueba la sonda Beagle 2 y sus aparatos, funcionando todos sin problema. El día 3, cuando estaba a 8.000.000 Km de distancia de nuestro planeta lo fotografió con la HRSC facilitando una excelente imagen al respecto, y también tomó datos de nuestra atmósfera, todo ello a fin de calibrar aparatos.

  En agosto siguiente el sistema eléctrico suministraba solo el 70% de la energía que debía, lo que hizo examinar el problema que no suponía sin embargo merma para el funcionamiento general del ingenio.

  El 7 de OCTUBRE quedaba comprobada con éxito la sonda de aterrizaje Beagle 2.

  
  

  10 NOVIEMBRE 2003

  Se lleva a cabo una corrección de trayectoria.

  
  

  1 DICIEMBRE 2003

  La sonda envía su primera fotografía en vuelo de Marte a una distancia de 5,5 millones de Km de tal objetivo.

  
  

  16 DICIEMBRE 2003

  Se realiza una corrección de trayectoria y reorientación de la sonda.

  
  

  19 DICIEMBRE 2003

  06 h 31 min. GMT. Se decide ordenar la suelta de la Beagle 2.

  08 h 31 min. GMT. La subsonda Beagle 2, mediante un dispositivo pirotécnico y un muelle que entonces se libera, se separa de la sonda madre, orientada para el caso con la antena mayor hacia la Tierra, a una orden enviada desde el centro de control alemán de Darmstadt, donde se recibe confirmación final de la maniobra a las 10 h 40 min. La cámara de la sonda principal busca entonces el lento alejamiento de la Beagle y la fotografía, confirmando el éxito de la maniobra y el alejamiento. Como previsión, para el caso de la no separación de la misma se habían previsto reintentos en las siguientes 40 h.

  
  

  20 DICIEMBRE 2003

  La sonda Mars Express realiza nueva corrección de trayectoria para ajustar su posterior inserción en órbita marciana.

  
  

  23 DICIEMBRE 2003

  Es actualizada la secuencia de inserción orbital de la Mars Express. En las siguientes horas, al día siguiente, se toma la decisión final de autorización de tal maniobra.

  
  

  24 DICIEMBRE 2003

  11 h. GMT. Con la sonda Mars Express aun a 169.000 Km de Marte, la Beagle 2 va por delante 2,3 Km y a cada seg aumenta tal distancia en 6,5 m.

  
  

  25 DICIEMBRE 2003

  00 h 20 min. GMT. Es activado el sistema secuenciador informático o programa para el descenso de la Beagle 2.

  01 h 31 min. GMT. La Mars Express gira para orientar su motor principal en la posición necesaria de frenado. Pero a la vez, la antena principal deja de enfocar hacia la Tierra las señales y el proceso sigue automático.

  02 h 47 min. GMT. La Mars Express, que llega con una velocidad de 11 Km/s empieza a frenar hasta los 9 Km/seg con un encendido del motor que dura 37 min, gastando 340 Kg de propulsante Entra así con éxito en órbita marciana inclinada respecto al ecuador del planeta y de un periapsis de 414 Km y un apoapsis de 188.000 Km aproximadamente; la misma debía ser corregida posteriormente para quedar en una casi polar de 86º y 11.560 Km de apoastro por 259 Km de periastro el siguiente 8 de enero. Por entonces la Tierra está a algo más de 157.300.000 Km de Marte y, así, las señales tardan en llegar a nosotros 8 min 43,5 seg.

  
  

  Por su parte la Beagle 2, luego igualmente de un viaje de 400 millones de Km y 205 días de vuelo, habría penetrado ya en la atmósfera marciana ofreciendo su escudo térmico al avance, que es inicialmente de 20.000 Km/h; la fricción calienta el escudo a más 1.500ºC. Posteriormente, desde los 7,1 Km de altura, 2 paracaídas siguen frenando la Beagle que para entonces habría bajado a 1.600 Km/h y se separaría el escudo aerodinámico citado; el segundo paracaídas, el principal, es de 10 m de diámetro. Por último, a 2,6 Km de altura, a 3 min 15 seg del final de trayecto, se inflan 3 globos o airbags que al chocar con el suelo marciano a una velocidad de entre unos 60 a 90 Km/h rebotan varias veces antes de detenerse.

  02 h 54 min. GMT. Aterrizaría, deteniéndose, la sonda Beagle 2 en Isidis Planitia y se liberaría de los airbargs. El lugar se localiza sobre los 10,6º de latitud Norte y 270º de longitud Oeste, dentro de un área elíptica inicial de 70 Km de larga por 10 Km de ancha, luego precisada, tras la comprobación de trayectoria última, en otra menor de respectivos 30 por 5 Km. La sonda debía desplegarse entonces abriendo sus 5 pétalos/paneles solares; inmediatamente, abiertos los mismos, comenzaría a recargar de energía el sistema eléctrico. Todo este proceso no podría ser confirmado pero los técnicos responsables están seguros que las maniobras se desarrollaron tal cual.

  
  

  05 h 30 min. GMT. La sonda americana Mars Odyssey sobrevuela la zona de aterrizaje de la Beagle, pero no capta su esperada emisión. De la sonda presuntamente aterrizada debía llegar la primera señal programada de su buen funcionamiento, una señal musical de 9 notas (compuesta por el grupo pop Blur).

  A partir de entonces, la vida útil de la sonda debería ser de 6 meses como mínimo. Pero resultó que tal señal no llegó, ni tampoco un posterior segundo intento. Se dijo entonces que las baterías habían acusado baja potencia y quizá eran la causa, o quizá una falta de sincronía en la frecuencia de la sonda repetidora de la señal con la Mars Odyssey americana. También se considera la posibilidad de que el ingenio hubiera caído en lugar distinto, lo bastante alejado para las posibilidades del sobrevuelo de la Mars Odyssey (pudo ser arrastrada en el tramo final de la caída por el viento), o la antena de comunicaciones no estuviera bien orientada, o fallara el sistema de control de comunicaciones, o el despliegue de los paneles se podrían haber atascado. Igualmente se empezó a pensar en que podría no haber aterrizado sino impactado y estar destruida o semidestruida. Incluso se pensó que podía haberse quemado en la reentrada, si bien esta última posibilidad se descartó días más tarde al comprobar la trayectoria de la sonda madre que indicaba que la Beagle habría entrado por el pasillo angular correcto.

  
  

  07 h. GMT. Se hace una primera evaluación de la órbita de la Mars Express que resulta correcta. Unos 15 min más tarde oscurece el día marciano.

  20 h 02 min. Amanece el día en el planeta rojo.

  22 h 20 min. A partir de este momento y durante 1 h 20 min se intenta sin éxito, en una segunda oportunidad de conexión, captar con recepción desde el observatorio británico de Jodrell Bank la señal de la Beagle 2; luego también colaborará en los intentos de contactar el radiotelescopio californiano de la Universidad de Stanford y por supuesto la propia red de la ESA. Hasta el 7 de enero siguiente, momento en que las baterías quedarían agotadas, se mantendría la esperanza de la conexión. La Beagle 2 estaba programada para transmitir cada minuto durante 10 seg una señal de 5 vatios de potencia durante el día marciano.

  
  

  26 DICIEMBRE 2003

  07 h 55 min. GMT. Nuevamente llega la noche marciana.

  18 h 14. GMT. Falla un tercer intento de contactar con la Beagle 2 en un nuevo sobrevuelo de la Mars Odyssey.

  23 h 20 m. GMT. A partir de este momento y durante 1,5 h hay un nuevo intento fallido de captar señal del Observatorio de Jodrell Bank.

  
  

  27 DICIEMBRE 2003

  06 h 15 m. GMT. A esta hora fracasa otro intento de captar señal de la Beagle de la sonda americana Mars Odyssey. Esta última, utiliza en uno de los intentos, transmitiendo hacia el ingenio europeo al tiempo de su sobrevuelo sobre la zona prevista de descenso del mismo, una secuencia o programa temporizador.

  23 h. Nuevo intento, igualmente fallido, de escucha del Observatorio de Jodrell Bank y también del de la Universidad de Stanford.

  Otros 10 intentos de recibir señal se esperaban realizar en las siguientes fechas desde nuestro planeta con las grandes antenas parabólicas, o radiotelescopios. También colaborarían en la escucha el radiotelescopio holandés de Westerbork y el alemán de Effelsberg.

  
  

  28 DICIEMBRE 2003

  19 h. GMT. A partir de esta hora y durante un tiempo, de nuevo la sonda Mars Odyssey está infructuosamente a la escucha de la Beagle.

  
  

  29 DICIEMBRE 2003

  08 h. GMT. Otro intento fallido de captar señal de la sonda europea por parte de la repetida sonda americana. Se comenta sobre la posibilidad de que la Beagle hubiera caído dentro de un cráter de 1 Km de diámetro pero de algunos cientos de metros de profundidad, lo que estaría ocasionando sombra en las comunicaciones y, además, posiblemente no recibiría la luz solar necesaria en los paneles con lo que faltaría la energía eléctrica. Todo ello sin contar que la caída en un suelo irregular como el del cráter podría haber dañado el ingenio. Una imagen de la sonda americana MGS, también operativa entonces, deja ver tal cráter y otro menor en la zona del aterrizaje; la fotografía había sido obtenida a los 20 min de tal descenso del Beagle 2 cuatro días antes.

  
  

  30 DICIEMBRE 2003

  08 h. GMT. Se realiza en la jornada una corrección de trayectoria de la Mars Express, con un encendido de 3 min 54 seg de duración, para dejarla en órbita polar, lo que iba además a permitir el sobrevuelo ideal del punto de descenso de la Beagle 2 el siguiente día 7 de enero, y sobrevuelo cercano el día 4 anterior.

  08 h y 21 h. GMT. Aproximadamente a estas 2 horas de nuevo la Mars Odyssey intenta captar señal de la Beagle 2.

  
  

  31 DICIEMBRE 2003

  9 h. GMT. A partir de esta hora nuevo intento fracasado de captar señal por la Mars Odyssey.

  
  

  4 ENERO 2004

  13 h 13 m. La sonda enciende el motor durante 5 min y pasa a tener una apoapsis de 40.000 Km y 250 Km de periapsis. Además, en esta fecha sobrevuela el área donde se creía que estaba la Beagle 2 e intenta establecer contacto sin éxito.

  
  

  6 ENERO 2004

  11 h. GMT. Nuevo intento de captar señal de la Beagle 2 por parte de la sonda Mars Express. También es infructuoso.

  También se realiza un reajuste de la órbita.

  
  

  7 ENERO 2004

  12 h 13 m. GMT. De nuevo la sonda Mars Express, sobrevolando con precisión el punto de descenso de la Beagle 2 sobre 315 Km de altura, está a la escucha de la misma sin éxito.

  
  

  8 ENERO 2004

  12 h 50 m. GMT. Nuevo sobrevuelo de la Mars Express sobre el lugar de aterrizaje de la Beagle 2 y nuevo fracaso en el deseado enlace de comunicaciones.

  
  

  9 ENERO 2004

  En el nuevo intento de este día de la misma operación tampoco resulta.

  
  

  10 ENERO 2004

  Se produce otro intento fallido de comunicación la con la Beagle 2 por parte de la Mars Express. Esta última realiza además una corrección de trayectoria y deja fijada la órbita de trabajo, de un período de 10 h.

  
  

  12 ENERO 2004

  02 h 02 m. GMT. A esta hora se produce otro intento, igualmente fallido, de recuperar señal de la Beagle 2 por parte de la Mars Express.

  
  

  13 ENERO 2004

  16 h. GMT. Vuelve a intentar captar señal del Beagle la Mars Express y tampoco lo consigue.

  
  

  14 ENERO 2004

  Se comienzan a recibir con éxito fotografías y datos de la sonda orbital acerca de la composición del suelo y atmósfera de Marte.

  
  

  15 ENERO 2004

  Se realiza un ligero ajuste de trayectoria con un encendido de un motor secundario.

  
  

  16 ENERO 2004

  Mientras la sonda sobrevuela el lugar de aterrizaje del rover americano Spirit, en combinación con el mismo, se hace de manera simultánea observación de la atmósfera marciana.

  
  

  17 ENERO 2004

  18 h. GMT. Otro intento fallido de la Mars Express de captar señales de la Beagle.

  Además, la sonda orbital había tomado ya sus primeras fotografías de trabajo en serie sobre los canales Noachian y otros lugares. En los días siguientes se dan a conocer algunas imágenes tomadas sobre Valles Marineris en alta resolución.

  
  

  21 ENERO 2004

  Se realiza el primer ensayo de toma de datos atmosféricos por radio-ciencia.

  
  

  22 ENERO 2004

  Aunque a partir de esta fecha se tenía pensado dejar de estar a la escucha de la Beagle 2, en las jornadas siguientes aun se utilizaría la sonda orbital americana Odyssey para enviar inútilmente órdenes de apagado y reinicio del sistema de control de la perdida sonda y se estuvo a la escucha los días 24 y 25.

  
  

  23 ENERO 2004

  Gracias a los datos espectrales del instrumental OMEGA y PFS de la Mars Express obtenidos sobre el Polo Sur de Marte el día 18 anterior, desde 2.000 Km de altitud, y enviados a la Tierra el día 21, se confirma directamente la existencia allí de agua congelada en cantidades. Tal hecho había sido ya advertido indirectamente por la sonda americana Mars Odyssey 2 años atrás, e incluso aventurado décadas atrás. Pero los datos de la sonda europea resultaban definitivos, más precisos y solventes en su resolución.

  
  

  26 ENERO 2004

  Se efectúa un pequeño ajuste de la órbita encendiendo un motor secundario y dejando el período en 7,6 h.

  
  

  6 FEBRERO 2004

  La Mars Express entabla contacto con el rover americano Spirit en el suelo de Marte al sobrevolar su posición, actuando de enlace con la Tierra y dentro de una coordinación ESA-NASA de demostración de posibilidades en las comunicaciones interplanetarias.

  En la misma fecha se da finalmente por perdida la Beagle 2, dados los infructuosos intentos de comunicación, pero en tierra los técnicos tratan de analizar las causas...

  
  

  A principios de MARZO, los estudios técnicos sobre el destino de la Beagle 2 apuntan a la posibilidad de que la sonda hubiera podido atravesar la atmósfera marciana a mayor velocidad de la prevista, debido a que tal envoltura gaseosa había resultado ser más tenue de la esperada. Significa ello que el frenado aerodinámico no fue lo suficiente y por lo tanto el ingenio se habría estrellado. También se advirtió que, por observación de las fotografías tomadas al tiempo de la separación de la sonda madre, la Beagle 2 fue acompañada de alguna pequeña pieza u objeto indeterminado que también se desprendería al mismo tiempo; se especuló sobre la posible incidencia del mismo en la fracasada operación de reentrada.

  
  

  En los principios de ABRIL se informa de que la sonda tiene un pequeño problema con la memoria, que falla a veces, y que es estudiado.

  
  

  20 ABRIL 2004

  Debía ser activado el radar MARSIS y comenzar verdaderamente su labor exhaustiva y sistemática de toma de datos de Marte, pero estudios de la operación en simulación terrestre aconsejaron retrasarlo para estudiar mejor el despliegue ante la posibilidad de que en el mismo se generaran oscilaciones indeseadas. El programa informático para control de la memoria de estados sólido sería sustituido luego de que hubiera dado algunos problemas.

  
  

  21 ABRIL 2004

  La sonda, que recorre entonces su 143 órbita, fotografía una falla de 7 Km de altitud en la parte occidental del enorme monte Olympus marciano. Todo este entorno fue fotografiado con detalle de alta resolución por el ingenio europeo en esta fecha.

  
  

  6 MAYO 2004

  Se lleva a cabo una pequeña corrección de la órbita del ingenio.

  
  

  A finales de MAYO transciende el informe de la comisión de investigación sobre la pérdida de la Beagle 2. Entre las 19 recomendaciones se apunta a fallos de gestión y la falta de enlaces de comunicaciones entre la sonda y la Tierra en el momento de la penetración atmosférica en Marte. Para el director de la misión, el fallo de la sonda fue debido a una densidad menor de la atmósfera marciana que hizo que el ingenio no frenara lo suficiente y por lo tanto impactara. Pero realmente la causa técnica exacta no se supo y la causa política (informe del otoño siguiente sobre el caso en la Cámara de los Comunes) fue apuntada como un fracaso por haber perfilado el gobierno británico “un proyecto barato”; es decir, hubo falta de los fondos necesarios para asegurar con pruebas de calidad y garantías el ingenio y su misión.

  
  

  Mediado JUNIO se hicieron públicas imágenes de 16 m/píxel tomadas por la cámara HRSC de la sonda en la órbita número 260 sobre Valles Marineris en las que se aprecian señales achacadas a la acción de agua en otro tiempo, así como a la volcánica y eólica.

  
  

  4 AGOSTO 2004

  Se realiza un ensayo de comunicaciones entre el rover americano Opportunity en el suelo marciano y la sonda europea, que entonces la sobrevoló y que hizo de repetidor en el envío de 15 fotografías a una velocidad de 42,6 MB en 6 min.

  
  

  22 AGOSTO-27 SEPTIEMBRE

  En este período de tiempo, la alineación de la Tierra, el Sol por medio y Marte, hizo que, dificultadas o impedidas las comunicaciones, los sistemas de la sonda fueran dejados en un dinamismo mínimo. En la primera de tales jornadas tomó desde una distancia de 200 Km fotografías del satélite marciano Fobos en alta resolución (cámara HRSC) de 7 m por píxel, resultando así las mejores logradas hasta entonces por una sonda.

  
  

  25 ENERO 2005

  Se toma la determinación de desplegar las antenas del radar MARSIS a principios de mayo siguiente tras haber estudiado y simulado el problema de las oscilaciones o golpe que podría la operación de despliegue provocar en la sonda; en tal estudio colabora el JPL de la NASA. Las posibilidades de que tal hecho causara problemas se ofrecían como mínimas y además para entonces el resto de aparatos ya habían hecho su labor fundamental con lo que, en el peor de los casos, de afectar a la sonda tal apertura de antenas, no se perdería más que la posibilidad de la investigación misma con tal radar.

  
  

  A finales del siguiente mes de febrero se informó del hallazgo por parte de la sonda de indicios de grandes bloques de agua helada subterránea en Elysium, tanta como para formar un mar. Y pocos días más tarde, se dio a conocer que se habían fotografiado zonas marcianas en las que se aprecia hielo, glaciares, señales de actividad volcánica y también fluvial.

  Por entonces se había hecho público también la decisión de la ESA de prolongar la misión de la Mars Express hasta 2007.

  
  

  7 MAYO 2005

  El plan de despliegue de las antenas del radar de la sonda se inicia el día 4 y debía finalizar en esta fecha pero da como resultado un problema con la primera sección, con lo que se decide retrasar la apertura de la segunda. En concreto, el segmento 10 fue el que no quedó de forma correcta. Estudiado el problema se piensa que es debido al frío sideral y por tanto se ordena a la nave que gire ofreciendo la parte precisa del mismo al Sol para calentarla.

  
  

  10 MAYO 2005

  El problema indicado antes queda solucionado y se prepara entonces el despliegue de las secciones restantes, fijando fechas entre el 13 y 21 de junio siguiente en la apertura de la segunda antena de 20 m.

  
  

  17 JUNIO 2005

  Se informa del éxito en el despliegue de la antena del MARSIS.

  
  

  19 JUNIO 2005

  Es probada la repetida antena con solvencia en su función. En los siguientes días, durante unos 10, tal instrumental es comprobado antes de empezar su trabajo sistemático.

  
  

  4 JULIO 2005

  El MARSIS comienza a operar aun en período de comprobación.

  
  

  En JULIO falla el motor eléctrico de apuntamiento del instrumental PFS y hasta octubre siguiente no se logró que volviera a funcionar.

  A finales de SEPTIEMBRE siguiente, la ESA autorizaba la prolongación de la misión en un año marciano, equivalente a 687 días (o unos 23 meses) terrestres. La misión prolongada comenzaría en diciembre siguiente en que finalizaba el programa primario.

  Para entonces, el instrumental MARSIS había sondeado un 19% de la superficie marciana, por lo que se esperaba aumentar significativamente tal porcentaje con tal elongación de la actividad de la sonda.

  
  

  A mediados de diciembre de 2005 se informaba que los británicos habían captado en unas fotografías de alta resolución de la sonda americana MGS de lo que podría ser el módulo Beagle 2, observando que quizá tras un impacto demasiado duro no logró transmitir señal a la Tierra. Las imágenes no ofrecen vista explícita del módulo sino que una serie de señales en las paredes de un cráter de la zona prevista de caída que parecen ser de impactos del Beagle en su llegada al lugar. Luego no fue confirmado.

  
  

  17 SEPTIEMBRE 2006

  La sonda sale indemne de una fase de vuelo en que la había dejado desde el 23 de agosto en posición orbital de baja iluminación (75 min sin Sol cada 6 h) y por tanto con baja carga eléctrica (300 vatios) al no poder recargar del todo las baterías. Ello hizo que se tuviera que trazar un plan de bajo consumo a bordo durante ese tiempo, procurando no usar más que los aparatos o sistemas imprescindibles.

  
  

  En ENERO de 2007 (ratificado en febrero), la ESA optaba por prolongar la misión en 2 años (un año marciano), hasta mayo de 2009.

  En el verano del mismo 2007 se informó de imágenes de la sonda tomadas un año atrás con la cámara HRSC de la depresión de Tiu Valles en las que se aprecian rastros de actividad de agua y lava en un pasado del planeta, mostrando en el terreno los surcos propios de meandros o riachuelos que se creen nacidos de tal dinamismo.

  El 22 de NOVIEMBRE de 2007 la sonda llevaba dadas 5.000 órbitas sobre Marte. En un balance somero, por entonces había fotografiado el 40% del planeta rojo además de enviar un gran número de datos entre los que destaca el sondeo del subsuelo por radar del Polo Sur hasta 3,7 Km, el descubrimiento de auroras boreales en latitudes medias, y el hallazgo de cierta cantidad de metano en la atmósfera.

  En FEBRERO de 2008 se daba a conocer que se había confeccionado el primer mapa tridimensional de Marte con las imágenes de la cámara HRSC de la Mars Express.

  Entre el 12 de JULIO y el 3 de AGOSTO de 2008 la trayectoria de la sonda pasa 5 veces cerca del satélite natural de Marte Fobos, ocasiones en que se estudia el mismo, especialmente el 23 de julio en que se cruza a solo 93 Km de distancia. Se obtienen entonces imágenes de 3,7 m por píxel de resolución, e incluso con la cámara HRSC 90 cm por píxel.

  El 5 de NOVIEMBRE, con la cámara HRSC, la sonda toma la primera fotografía de Fobos y Deimos juntos desde 11.800 Km y 26.200 Km respectivamente de distancia. Entonces, en menos de 2 min, toma en total 130 imágenes de tal conjunto. La resolución resultante de la imagen de Fobos es de 110 m/píxel y la de Deimos de 240 m/píxel.

  
  

  16 FEBRERO 2010

  06 h 52 m. GMT. La Mars Express pasa a 991 Km del satélite marciano Fobos dentro su órbita marciana de unos 10.000 Km de apoapsis.

  
  

  3 MARZO 2010

  La sonda pasa a solo 67 Km de Fobos, la distancia menor de un ingenio terrestre sobre tal cuerpo, y lo examina con su instrumental. En las siguientes fechas, días 7, 10 y 13, y otros hasta finales del mismo mes de marzo, también sobrevuela Fobos con otras distancias. 

  
     9 ENERO 2011
      La sonda sobrevuela el satélite marciano Fobos a una distancia de unos 100 Km tan solo obteniendo detalladas imágenes del mismo.
  
   21 JUNIO 2011
      Con la cámara HRSC se fotografía la cuenca Acidalia Planitia en su zona oeste, en el hemisferio Norte, y muestra terrenos ramificados que parecen estar modelados por la acción del agua en algún momento del pasado, observándose además lo que parecen sedimentos.
  
      En DICIEMBRE de 2011 se informa de los resultados del sondeo por radar del ingenio sobre la zona montañosa marciana de Phlegra Mons, entre los 30º y  los 50º de latitud Norte, indicando la existencia de hielo de agua subterráneo en cantidades importantes. En algunas partes está a solo 20 m bajo la superficie y en muchos casos se supone que son una especie de antiguos glaciares que han quedado bajo terrenos de las laderas derrumbadas.
  
  27 ABRIL 2012
      La sonda obtiene imágenes, dadas a conocer en agosto siguiente, de los cráteres Sigli y Shambe, en Valles de Landon, en los que se cree que pudo haber agua en el pasado. Aunque originados por un impacto y actualmente superpuestos, tales cráteres muestran formaciones de canales propias de la acción del agua.
  
  30 JUNIO 2012
      La sonda lleva recorridas 10.821 órbitas sobre Marte.
  
      Para la llegada a Marte en agosto de 2012 de la sonda americana MSL Curiosity, la Mars Express fue reprogramada, apuntando con su antena, para captar las señales de aquélla en la siempre delicada maniobra de penetración por la atmósfera del planeta para intentar el aterrizaje. Así, la reprogramación habría de permitir en principio que la sonda orbital europea captara las señales de la sonda americana entre las 05 h 10 m GMT y las 05 h 38 min del 6 de agosto y las enviara a la Tierra, vía estación de Australia. Por tanto la red de estaciones de seguimiento de la ESA también participan e intermedian para la posterior entrega de los datos a la NASA.
  
      Tras tomar la sonda fotografías el anterior 6 de junio de la zona de Nereidum Mons, en el lado norte de Argyre, y tras su examen, a finales de noviembre de 2012 se supo que la geología del lugar muestra que en un pasado estuvo sometida a la acción del agua, y más recientemente erosionada por el viento.
  
      Iniciado febrero de 2013, la ESA informó que la sonda había cubierto fotográficamente en alta resolución el 87,8% del planeta, y da a conocer al respecto un mosaico de imágenes obtenidas hasta la mitad del año anterior. Con resolución de 20 m se llevaba mapeado un 61,5%.
      En agosto de 2013 se da a conocer que gracias al estudio del instrumental MARSIS de la sonda, que había examinado los terrenos altos del sur marciano en una línea de 5.580 Km de longitud y hasta 4 Km de profundidad, el planeta rojo tiene en los llamados “depósitos estratificados del Polo Sur” una cantidad de agua como para cubrir todo Marte con un océano de 11 m de profundidad.
  
      A partir del 23 de septiembre de 2013 la sonda enfoca el cometa ISON que el siguiente 1 de octubre pasa a 10.500.000 Km de Marte. Se suma así a la campaña de observación de tal cuerpo celeste.
  
  29 DICIEMBRE 2013
      La Mars Express sobrevuela Fobos a solo 45 Km de distancia. Se realiza en la operación un estudio gravitatorio del citado satélite marciano, que modificaría ligeramente la trayectoria del ingenio en unos cm/seg, mediante la observación de la variación de la señal de radio que emite la sonda. Para ello fue necesario conocer con extraordinaria precisión la posición de la Mars Express en relación a Fobos, haciendo preciso seguimiento desde 35 h antes de la aproximación; y aun después. No se toman fotografías en este acercamiento pero sí se tomaron anteriormente en alta resolución y se tomarían más con posterioridad.
  
      Mediado ENERO de 2015 se dan a conocer fotografías obtenidas por la sonda americana MRO del lugar marciano donde está la fracasada y hasta entonces desaparecida sonda Beagle 2. La misma, que se había creído estrellada 11 años atrás, se halla a 5 Km del lugar central fijado en un área para aterrizar y ahora se demuestra que lo hizo sin impacto pero no se desplegó por completo, motivo por el que nunca llegó a transmitir. Aunque no muy claramente, se dejan ver los paneles abiertos y al menos uno sin desplegar. También se ha creído ver la cubierta y el paracaídas, no lejos entre ellos los tres puntos. Sin el completo despliegue tampoco lo están las antenas y por tanto no hay posibilidad de comunicaciones con el Beagle, pero al menos ahora los técnicos saben que tal ingenio sí llegó al suelo con éxito.
  
      En MARZO de 2015 se anuncia un concurso público destinado a entidades científicas, educativas y agrupaciones varias, para poner a su disposición entre el 25 y 27 de mayo siguiente la cámara VMC de la sonda para obtener imágenes de lugares marcianos que fueran seleccionados al respecto como más interesantes de entre las propuestas; el plazo de presentación de las mismas se cierra el 27 de marzo. La VMC es una cámara de baja resolución destinada a monitorización de la separación en su día de la subsonda Beagle y había venido siendo usada para obtener imágenes sin mayores pretensiones por su menor resolución, pero aun así no es desdeñable. La razón de uso en mayo es que entonces la alineación de Marte con el Sol por medio respecto a la Tierra no iba a permitir durante tres días los enlaces de comunicaciones, de modo que ese tiempo podría ser aprovechando en forma automática por tal cámara, estando el resto del instrumental apagado entonces; las imágenes serían enviadas a la Tierra el día 28 de mayo. La órbita de la sonda es entonces de unos 10.000 Km de apoastro por 300 Km de periastro.
  
      En ENERO de 2016 la Mars Express vuelve a sobrevolar el satélite marciano Fobos a unos 56 Km de distancia. Lo hace esta vez durante unos 10 min y se aprovecha para sondear tal cuerpo con el radar y obtener nuevas imágenes en alta resolución.
  
      En SEPTIEMBRE de 2017, la Unión Astronómica Internacional bautiza un cráter marciano con el nombre del alemán Gerhard Neukum, el PI del instrumental HRSC de la sonda y fallecido en 2014. Se trata el nuevo cráter Neukum de uno de 102 Km de anchura ubicado en Noachis Terra.
  
      En OCTUBRE de 2017 se da a conocer que la cámara de baja resolución que en su día se había dispuesto para observar la maniobra de separación de la subsonda Beagle 2 estaba siendo utilizada para el estudio de las nubes altas marciana; tal cámara fue además dotada de un programa de control nuevo en 2016. Se llevan entonces acumuladas más de 21.000 fotografías de tal aspecto, obtenidas entre 2007 y 2016, de las cuales en unas 300 se captan las nubes de hielo de agua y  en menor medida masas de polvo que son elevadas por tormentas. Las alturas de tales fenómenos atmosféricos captados se estiman entre los 50 y 80 Km, extendiéndose sobre el suelo del planeta entre los 400 y 1.500 Km.
  
      En ABRIL de 2018 se anuncia que la sonda va a ser reprogramada informáticamente y actualizada para compensar los posibles problemas derivados del desgaste o deterioro de algunos sistemas, como el de orientación y el de comunicaciones, al cabo de los 15 años de misión. En particular se teme que fallen 4 de los 6 giroscopios de la sonda. La solución alternativa al uso de tales piezas es utilizar 2 sensores de estrellas como referencia de navegación, obteniendo imágenes cada pocos segundos. El sistema de giroscopios se piensa volver a usar, pero solo en contadas ocasiones que se consideren imprescindibles. El envío del nuevo programa se hizo en la segunda semana de este mes de abril y el reinicio del sistema para que lo cargara se hace el día 16 del mismo mes.
  
      En JULIO de 2018 se confirma que, tras los estudios de los datos del radar (MARSIS) de la sonda realizados entre mayo de 2012 y diciembre de 2015 (con 29 sobrevuelos), bajo el Polo Sur marciano, en Planum Australe, hay un lago de agua salada líquida.
  
      El 18 de OCTUBRE de 2018, la sonda capta en una imagen una nube orográfica sobre el volcán apagado marciano de Arsia Mons que parece un llamativo penacho de una erupción.
  
      A finales de MARZO de 2019, gracias a los datos de la Express se confirma la detección del metano realizada en 2013 por el rover USA Curiosity en la zona del cráter Gale.
  
      En JUNIO de 2019 observa cómo se estaban generando tormentas de polvo regionales y locales en el Polo Norte marciano en su época primaveral, evolucionando las mismas hacia las zonas ecuatoriales en forma dispersa. Antes, entre el 22 de mayo y el 10 de junio detectó 8 tormentas sobre el límite de los hielos polares pero tan rápido como se formaron desaparecieron, entre 1 y 3 días.
  
  26 OCTUBRE 2019
      La Mars Express completa 20.000 órbitas sobre Marte. Para entonces lleva enviados a la Tierra 5,5 GB de imágenes aprovechables (de 363 GB brutos transmitidos), que suponen el 75% de la superficie marciana, unos 150 millones de Km², con resoluciones entre 20 y 10 m/píxel.
  
      En SEPTIEMBRE de 2020 se informa que la sonda había encontrado varios lagos salados debajo del Polo Sur marciano confirmando la detección realizada en 2018 con el instrumental MARSIS.
  
      En MARZO de 2021 se informa que la cámara antigua webcam (VMC) de la sonda había captado junto al volcán Arsia Mons un penacho nuboso, o nube orográfica, que es la más grande vista en Marte. Tal fenómeno atmosférico se elevó hasta unos 20 Km y se cree formada por partículas de hielo de agua; luego se extendió a 600 Km/h, como máximo, hasta unos 1.800 Km, y 150 Km de anchura, y desapareció en unas horas al evaporarse.
  
      En NOVIEMBRE de 2021 la sonda prueba a ser utilizada como repetidor en las comunicaciones del rover chino Zhurong con su centro de control, pasando primero por el europeo ESOC de la ESA en Darmstadt. Tal rover está en la zona marciana de Utopia Planitia y utilizó una señal capaz de captar el orbitador. El ensayo tiene éxito finalmente el día 20 de tal mes.
  
  14 FEBRERO 2022
      La sonda toma una excepcional secuencia de 80 fotografías del satélite marciano Deimos en las que sale el planeta Júpiter y sus 4 grandes lunas al fondo fondo.
  
      En JUNIO de 2022, se trabaja en la actualización del programa informático del instrumental MARSIS para incrementar su capacidad en la detección del agua subterránea marciana, permitiendo mayores detalles. Tal mejora incide en la recepción de la señal y en el procesamiento de los datos, permitiendo que el instrumental trabaje ahora 5 veces más y pueda también examinar áreas del suelo mucho mayores de cada vez.
  
  23 SEPTIEMBRE 2022
      Tras una actualización de la programación informática de la sonda, aprovechando el sobrevuelo del satélite marciano Fobos, la Mars Expresss observa al mismo desde solo 82 Km de distancia con el instrumental MARSIS para estudiar su estructura interna de un modo no previsto con anterioridad a tal actualización. Esta modificación informática afectaba a la distancia mínima de observación con el mencionado radar MARSIS.
  
      En NOVIEMBRE de 2022, a un mes de cumplir los 19 años en órbita sobre Marte, se realiza una prueba de enlace entre el rover Perseverance de la NASA y la Tierra a través de la Mars Express. Con tal rover es ya el 7ª ingenio en el suelo del planeta rojo que realiza comunicación con nuestro planeta a través de la sonda europea. Antes del Perseverance, fueron los estadounidenses Spirit, Opportunity, Phoenix, Curiosity, InSight, y el rover chino Zhurong.
      También por entonces, las observaciones de la sonda permiten a los astrónomos planetarios determinar el parecido de los patrones de formación de algunas nubes marcianas con los de las nubes terrestres tropicales, aunque sustituyendo el agua terrestre allí por el polvo en suspensión. En el planeta rojo se observan tales formaciones de polvo entre 6 y 11 Km de altitud, generando células horizontales de 20 a 40 Km.
      Entre el 11 y el 25 de NOVIEMBRE de 2023, debido a la interposición del Sol, las comunicaciones con la sonda quedan cortadas, aunque la misma sigue realizando su labor programada.
      A principios de 2024 se da a conocer que nuevas observaciones de la sonda sobre Medusae Fossae sugieren que bajo la zona ecuatorial marciana hay grandes capas de hielo de agua bajo cientos de metros de polvo y tierra. Elevan el espesor de las capas hasta los 3,7 Km.
  
  

   ===> LA MISIÓN MARS EXPRESS CONTINÚA AL REDACTAR ESTAS LÍNEAS.

  
  
  <>PROGRAMA MARS EXPLORATION ROVER.  USA

  
  

  Programa enmarcado en los propósitos de la NASA para exploración cada 2 años de Marte con una nueva sonda para aterrizar en el planeta rojo y buscar agua o señales de su antigua existencia. Inicialmente fue llamado Mars Surveyor 2003 Lander. El plan era llevar allí un par de rovers para recorrer, en principio, unos 10 Km de terreno marciano, en una labor exploratoria y de toma de muestras del suelo; originalmente tales muestras debían ser llevadas posteriormente a una órbita sobre tal planeta a la espera de que otra misión las recogiera y trajera a la Tierra dos años más tarde, pero tal opción se dejó entonces de lado ante la falta de la infraestructura necesaria dado que eso precisaba de otras sondas cuyo proyecto estaba en duda aun. Colaborarían el CNES francés y los italianos con una broca y otras piezas para el rover. La empresa constructora del rover sería la Lockheed Martín y el centro de la NASA encargado del proyecto, como es obvio, el JPL. Es director del equipo científico Steve W. Squyres, de la Universidad de Cornell, y jefe de las dos misiones Mark Adler, del JPL.

  Tras los fracasos en 1999 de 2 sondas marcianas, la NASA anuló en 2000 varias misiones de las siguientes del citado plan bienal dejando solo la presente misión, que fue entonces denominada Mars Exploration Program Rover, o MER, o simplemente Mars Rover. En el plan de vuelo se volvió al sistema utilizado por la Mars Pathfinder de 1997, de globos envolviendo el rover para el aterrizaje, pero éste sería de mayor tamaño que aquél, y la plataforma no llevaría otro instrumental. El robot a utilizar se perfiló basado en el Athena citado en la sonda MARS SURVEYOR 2001 LANDER (ver capítulo sobre EL FUTURO), para ser de 185 Kg de peso, medir más de 1 m de altura, llevar 6 ruedas articuladas y utilizar como sistema eléctrico un panel solar, asistido de una batería de litio, con suministro de 140 vatios.

  Iba todo dentro de conchas, cuya parte inferior era escudo térmico para la entrada en la atmósfera de Marte, registrado en total un peso de 1.063 Kg (el aterrizador o plataforma pesaba 348 Kg, el paracaídas 209, el escudo térmico 78 Kg, el propulsante 50 Kg, 174 Kg el rover y la fase de crucero 193 Kg), y midiendo 2,65 m de diámetro y 1,6 m de altura; el rover, desplegado en el suelo marciano, tendría 1,49 m de altura (en el mástil), 1,8 m de largo y 1 m de ancho. Como es natural, llevaba sistema de propulsión y orientación, así como equipo de comunicaciones con sus antenas, mantas de mylar para protección térmica, etc. Los escudos térmicos, de estructura hexagonal internamente, cumplían su misión en el viaje de crucero hasta el planeta e iniciar la penetración atmosférica en Marte. Tuvieron su antecedente en las sondas Viking y Pathfinder y su construcción fue realiza por la Lockheed Martin en Denver, Colorado, utilizando como materiales aluminio y láminas de grafito y epoxy así como un panel fenólico de material ablativo. El escudo térmico era propiamente el inferior, el que chocaba con la atmósfera y servía para frenar tal llegada hasta que se desprendía para dejar paso a unos paracaídas, todo según una secuencia preestablecida por el sistema electrónico correspondiente; la separación se realizaría con dispositivos pirotécnicos. El paracaídas era de nylon y poliéster, con cuerdas de 20 m de largas de Kevlar y de Zylon en su extremo, que fue la parte de corte en tal separación. También disponía de 3 pequeños motores de propulsante sólido para frenado final y otros 3 menores para estabilizar verticalmente la caída. Para el mantenimiento térmico del sistema informático y las pilas, con límites en los ±40ºC, disponía, además de un aislamiento de aerogel, 6 radiadores de radioisótopos de 1 vatio cada uno.

  La sonda llevaba aquí dentro una fuerte pero ligera estructura de fibra de carbono en forma de tetraedro que contiene también las bolsas para inflar, o airbag, necesarias para el aterrizaje en Marte. Aunque ya habían sido probados con éxito en la sonda Pathfinder, las pruebas de los airbags fallaron aquí y tuvieron que ser rediseñados parcialmente. También hubo problemas en el diseño del paracaídas tras fracasar en las primeras pruebas. Como principales materiales para la estructura se usaron fibras de vidrio y grafito, que resultan tan fuertes como el acero y más ligeros que el aluminio, así como titanio. Cada cara o pétalo del tetraedro, unidas por bisagras, llevaba un motor para volcar el tetraedro hacia la base deseada, para la debida posición vertical del rover contenido antes de abrirse aquellos. El tipo de airbag, 4 con 6 lóbulos en cada rover, es el usado para el Pathfinder, de material sintético Vectran, que es dos veces más resistente que el Kevlar. El aspecto de la sonda en rodaje, destaca con el brazo en forma de T desplegado en vertical, y detrás los 5 paneles solares, todos en un mismo plano, y los que aportaban 600 vatios (a nivel de la órbita terrestre; en Marte, solo 140 si bien las necesidades vitales solo serían de 100 vatios); el sistema eléctrico se complementaba con 2 pilas recargables para el sostenimiento básico en la noche marciana. Tal cabeza del brazo en forma de T, que sobresalía en 90 cm, la parte más alta podía girar hasta 360º con lo que podía enfocar todo el entorno sin desplazamiento del resto del rover.

  Su sistema de control le permitía, una vez en el suelo marciano, seleccionar el camino para evitar obstáculos y evitar volcar o encallar; la electrónica principal, tal como un chip PowerPC, iba protegido de la radiación. En realidad el sistema informático de cada rover lleva un microprocesador Rad 6000 de 32 bits, que es una versión del citado PowerPC, usado por los sistema Macintosh ordinarios. La memoria RAM es de 128 MB, pero lleva además añadida una memoria flash de 256 MB.
        Las ruedas,  que medían 24,5 cm de diámetro, y que son de aluminio formando espiral, podían girar en los pares delantero y trasero de forma que todo el ingenio podía girar en los 360º. La inclinación que soporta el ingenio, para no volcar, no podía ser superior a los 45º, si bien el programa de a bordo evitaba obstáculos de más de 30º. La velocidad de desplazamiento es de 5 cm/seg como máximo y de 1 cm/seg de media. Normalmente, el programa del ingenio lo hace avanzar programadamente durante 10 seg, y estar detenido otros 20 para observación del camino a recorrer y hacer sus cálculos antes de volver a rodar en otros 10 seg cubriendo una distancia de unos 33 cm de cada vez. Para tomar estas referencias o imágenes, el ingenio lleva 9 cámaras, de las cuales son científicas, de modo que las 6 restantes son 4 HazCam (cada una cubriendo 120º) y 2 NavCam (éstas sobre el mástil, avistando 45º del entorno) para el control en el avance sobre el suelo marciano. Tales 6 cámaras se distribuyen cubriendo todos los ángulos posibles del entorno del rover, facilitando imágenes tridimensionales en blanco y negro. Las comunicaciones de cada ingenio se podían hacer, además de a través de la antena principal, con enlace por medio las dos sondas americanas entonces en órbita marciana, la MGS y la Mars Odyssey (o MGM). El equipo de control del JPL disponía para cada uno de los rovers cuatro conductores. El envío diario de comandos habitual sería de más de 1.000, también para cada uno de los ingenios, con la programación de actividades que los científicos e ingenieros proyectarían. En el centro de control, en una sala de 20 por 8 m se reproduciría en suelo marciano donde estuviera cada rover (con piedras, arena y obstáculos similares) y allí se ensayarían primero las operaciones antes de enviar las órdenes precisas de ejecución.

  El rover, en cuando a aparatos científicos, llevaba 5 instrumentos, que se citan a continuación, además de un sistema de imanes para captar las partículas magnetizadas en suspensión atmosférica para su estudio. 

  • Cámara panorámica Pancam para tomas de imágenes a color del lugar marciano a visitar. La resolución es de 4.000 píxeles y lleva CCD. Cada cámara pesaba 270 gramos. Estaban separadas en unos 30 cm sobre lo alto del mástil (1,5 m). Es responsable científico de la doble cámara Jim Bell, de la Universidad de Cornell.

  • Espectrómetro de emisión termal o sensor IR Mini TES. Instrumento miniaturizado del rover que trabaja en la banda IR para la identificación de minerales, con uso paralelo a la cámara panorámica. Podía elevarse hasta unos 30º sobre el horizonte y “ver hacia abajo” en 50º.

  • Espectrómetro Mössbauer MS para analizar el contenido en hierro de los minerales estudiados.

  • Espectrómetro de rayos equis y partículas alfa APXS para el estudio de la composición de las rocas marcianas. Es una versión mejorada del correspondiente aparato llevado por el Sojourner. Tal aparato fue intercambiado por error entre los dos rover cuando ambos fueron montados en tierra. Dado que los instrumentos eran casi iguales (solo la composición de algunos de sus materiales era diferente) la cosa no tuvo mayor trascendencia, pero dieron algunos errores de medición luego sobre el aluminio, el sodio y el magnesio, que, una vez percatados un técnico del error (el alemán Ralf Gellert, del Instituto Max Planck), pudieron ser corregidos.

  • Aparato MI de imágenes microscópicas para tomas en escala fina de suelos y rocas marcianas y estudio de las características tales como sedimentos, granulosidad, etc. La resolución es de 1.024 píxeles de lado.
    
    

  Dispone también de un sistema de abrasión en las rocas RAT para que los otros aparatos puedan estudiar tal interior; el mismo pesaba 0,72 Kg y llevaba 3 motores que hacían girar 2 ruedas dentadas con las que podía rozar hasta 5 mm de profundidad en un círculo de 45 mm de diámetro. Las pantallas protectoras del sistema de abrasión se fabricaron en aluminio en Manhattan por la empresa Honeybee Robotics, y tal aluminio se extrajo de los restos de las derrumbadas Torres Gemelas cuando los atentados de 11 de septiembre de 2001; se incluyeron en los dos rovers con destino a Marte como homenaje a los fallecidos en tan terrible tragedia. En la parte exterior de las citadas pantallitas se puso la bandera americana.
  
      Al mismo tiempo se consideró enviar en paralelo otra sonda, pero de tipo orbital, la misma prevista en el Mars Surveyor 2001 Orbiter, pero luego no se incluyó.

  Las sondas de aterrizaje serían finalmente 2 lanzadas por un cohete Delta 2 en mayo y junio de 2003 y la llegada a Marte se fijó para enero de 2004. La entrada en la atmósfera marciana sería frenada primero por el escudo térmico y unos pequeños motores de propulsante sólido y luego con un paracaídas de 15 m de diámetro y posteriormente, en el suelo, por los airbag. Al llegar al suelo, las sondas rebotarían unas 12 o 15 veces recorriendo 1 Km antes de pararse. Tras el aterrizaje, los mismos se desinflarían y se desplegarían unos pétalos, bajando los rover por una rampa desplegada al efecto luego de tomar una vista general de 360º del entorno visitado. En total, se activarían 150 mecanismos pirotécnicos y 40 motorizados. El posterior rodaje sería dirigido por un equipo desde la Tierra. Debía recorrer en cada día marciano o sol (24 h 37 min) entre unos 20 y 40 m, como máximo, y durante 90 días tales hasta 1 Km en total. Los dos ingenios deberían recorrer tal terreno para su principal labor sería buscar mineral de hierro, hematites, originado normalmente por el agua, como sistema para la búsqueda de este líquido.

  La misión, controlada por el JPL, se concretó en que serían lanzados 2 rover iguales para abaratar las misiones, uno para partir el 22 de mayo de 2003 y otro el siguiente 4 de junio (fechas luego dejadas para los siguientes 30 de mayo y 6 y 8 de junio el primero y 25 de junio el segundo); no habría pues sonda orbital. Las respectivas llegadas serían así el 4 de enero de 2004 y 25 de enero siguiente. El costo de esta misión doble se cifra en agosto de 2000 en 600 millones de dólares que a principios de 2003 ya eran 800 millones y 820 a principios de 2004; el mantenimiento diario de operaciones en el suelo de Marte de cada sonda se cifró en 4 millones de dólares. Los nombres provisionales de tal par de rovers serían MER-A y MER-B, pero con ayuda de la Sociedad Planetaria y una empresa de juguetes se promovió un concurso entre escolares norteamericanos para encontrar nombres menos técnicos. El MER-A/MER-2 recibiría el nombre de Spirit(espíritu) y el MER-B/MER-1 Opportunity(oportunidad); fueron puestos por Sofi Collis, una niña de 9 años de Arizona, ganadora pues del concurso.

  Los lugares posibles para el aterrizaje, en total 155, se fijaron a principios del otoño de 2001 en base a las imágenes tomadas por la sonda MGS y los sitios se localizaron principalmente sobre los denominados Hematites Melas, Gusev, y Elysium, en Athabasca Vallis. En abril de 2003 se decidió que uno de los rover iría al cráter Gusev, con una llanura de unos 150 Km de diámetro, en los 15º de latitud Sur, y el otro a Meridiani Planum, en los 2º de latitud Sur, donde abunda óxido de hierro, generado posiblemente por agua. El en el caso del cráter Gusev se creía que era el lecho seco de un antiguo lago. En ambos casos, el área de aterrizaje es de 80 Km de longitud.

  En los días previos al previsto disparo se procedió en el KSC a la esterilización con alcohol de las sondas, de forma reiterada, esperando que no llevaran más de unas 300.000 esporas, unas 300 por m^2 como máximo. A los mismos efectos, algunas partes fueron sometidas bajo humedad muy baja a 125ºC por espacio de 5 h.

  En la fecha del 8 de junio prevista para la partida del primer rover, una tormenta sobre Florida obligó a retrasar en un día el lanzamiento, cosa que se volvió a repetir en la siguiente jornada.

  
  

  > SPIRIT

  
  

  10 JUNIO 2003

  17 h 58 min. GMT; 19 h 58 min, hora española. Se produce el lanzamiento del Delta 7925 llevando a la sonda Spirit o MER-2 en la rampa 17A de Cabo Cañaveral. Con dos actuaciones de la segunda fase del lanzador, la órbita es de 4.762 Km de apogeo por 163 Km de perigeo. La posterior acción de la fase última Star 48B inserta a la sonda en órbita solar. La sonda que al principio va girando a algo más de 12 vueltas por minuto, rebaja tal rotación a solo 2 por min.

  
  

  12 JUNIO 2003

  La sonda está ya a 610.000 Km de la Tierra, pero ha recorrido 5.630.000 Km.

  
  

  20 JUNIO 2003

  La sonda está a 2.660.000 Km de la Tierra y lleva recorridos 27.000.000 Km, yendo a 32,22 Km/seg en su órbita solar. Se realiza una corrección de trayectoria con un encendido de 28 min con empuje sobre la posición de avance, y otro de 22 min con empuje perpendicular a la anterior. La velocidad fue aumentada en resumen en 14,3 m/seg. Luego, la sonda se reorientó para mejor exponer sus paneles al Sol y la antena de baja ganancia hacia nuestro planeta.

  
  

  El 8 de julio el ingenio llevaba cubiertos 77.000.000 Km y el siguiente día 19 eran ya casi 107 millones. Para finales del mismo mes de julio y principios del de agosto se fijaron sendas correcciones de posición y trayectoria.

  En agosto siguiente, el espectrómetro Mössbauer no funcionaba del todo bien según la telemetría. El problema estaría en la fuente de rayos gamma que llevaba el aparato. A principios de noviembre la NASA apuntó que ello no sería impedimento para cumplir su función básica debido a la posibilidad de reajuste del sistema en su frecuencia.

  
  

  14 NOVIEMBRE 2003

  La sonda realiza la tercera corrección de ruta con 2 min 12 seg de encendido de motor en la dirección de marcha y 27 seg en varias veces en la perpendicular de la misma, produciendo una alteración de velocidad de 60 cm/seg que supone otra de 16,5 min en la llegada, equivalente a 770 Km de diferencia.

  Por otra parte, tras una violenta erupción solar, la sonda reinició el sistema informático por si aquélla hubiera producido alguna incidencia en el mismo.

  
  

  26 DICIEMBRE 2003

  Se efectúa una corrección de trayectoria con un encendido de 3,4 seg del motor con lo que se ajustó la llegada consiguiente al punto de descenso en 2 seg, pero dirigiendo la sonda a unos 54 Km al noroeste del punto a que antes se dirigía.

  
  

  4 ENERO 2004

  Llega el Spirit a Marte cuando el planeta se encuentra a 170.200.000 Km del nuestro y luego de recorrer 487.000.000 Km.

  03 h 04 min. GMT. La sonda se reorienta para preparar la reentrada. El escudo térmico apunta en el sentido de la marcha y los paneles solares finalizan su misión y actúan las baterías.

  04 h 16 min. Llega la señal a la Tierra que indica la separación de la sonda de la fase de crucero. Para entonces, el ingenio realizaba la reentrada atmosférica llegando sobre los 120 Km de altura a 19.300 Km/h de velocidad y tardando en cubrir esta fase final del vuelo en 21 min. El escudo térmico frena aerodinámicamente la sonda durante 4 min, generando temperaturas en el mismo de unos 1.500ºC.

  04 h 34 min. Unos 5 min más tarde de la actuación del escudo térmico y al tiempo que la parte inferior de éste se separaba, en torno a 1 m 55 seg del choque con el suelo, con una velocidad aun de unos 1.500 Km/h y una altura de unos 8,6 Km, se abren los paracaídas del ingenio. Tras la actuación de estos últimos, la velocidad se va reduciendo. Una cámara fotografía entonces el lugar al que se dirigía la sonda. A unos 300 m de altitud, se inflan los airbags, 6 por cada cara tetraédrica. A unos 91 m de altitud y a solo 6 seg del choque con el suelo, 3 retropropulsores RAD de propulsante sólido, que actúan durante 4 seg y frenan los 82 Km/h de la sonda con una fuerza de 1 Tm hasta mantenerla por un instante a velocidad constante en el aire marciano; también llevaba otros 3 menores, llamados TIRS, para estabilizarse horizontalmente. Un dispositivo pirotécnico corta los cables del paracaídas, y cae a plomo al suelo desde los 8,5 m de altura, siendo frenado por tales globos que la hacen rebotar hasta una altura de 8,4 m inicialmente y rodar luego en 27 rebotes más, cada vez menores, y rueda 297 m hacia el sudeste antes de detenerse a unos 10 min del primer contacto. En el primer rebote la velocidad de impacto es de unos 40 Km/h y durante tales saltos la telemetría se interrumpió.

  04 h 35,5 min. GMT. El Spirit aterriza en el cráter Gusev a solo unos 200 m del lugar previsto. El área del descenso estaba circunscrita en una elipse prefijada de 62 Km de longitud por 3 Km de anchura.

  04 h 52 min. La primera señal del éxito del aterrizaje llega y los técnicos del JPL estallan en aplausos de alegría cuando la reciben.

  05 h 34 min. Aproximadamente 1 h más tarde de la llegada, los airbargs están desinflados. Los pétalos de cada cara se abrirían 1 h 36 min tras el aterrizaje, y luego el rover comenzaría a activarse, desplegando paneles solares y mástil de aparatos y transmitiendo para las 07 h 06 min ya 24 MB de datos. La cámara de imágenes enviaría, en blanco y negro, la primera fotografía (panorámica) y se observa una llanura libre de obstáculos mayores que impidieran el rodaje del rover. La rampa del Spirit quedaría inclinada en tan solo 2º y a solo 37 cm de altura sobre el suelo con lo que el descenso hacia el mismo no parecía presentar dificultad. Las primeras imágenes, llegadas un poco después en una tanda de unas 60 en blanco y negro, muestran un entorno bastante plano y pedregoso, pero algo menos que en los sitios visitados y ya conocidos por anteriores sondas. Como en las otras ocasiones, las fotografías despiertan el vivo interés tanto de los hombres del JPL como de los ciudadanos, una vez reproducidas en la prensa.

  En una primera evaluación se observó un trozo de airbag obstaculizando una de las posibles salidas del rover para empezar a rodar, así como una piedra grande al final de trayecto.

  Unas 4 h más tarde del aterrizaje llega al anochecer marciano y la sonda cesa su actividad hasta el siguiente día marciano, el primero de los 90 previstos de vida útil del rover.

  
  

  5 ENERO 2004

  Se manda la orden de despliegue de la antena principal. Los técnicos del JPL estudian el entorno del Spirit para decidir el trayecto inicial del mismo en las imágenes que el ingenio estaba enviando, aun inmóvil sobre la plataforma de llegada hasta tu total comprobación durante varios días. Con las piedras y colinas observadas, los técnicos comienzan a hacer nomenclatura. Uno de los primeros lugares bautizados, una pequeña depresión a 12 m al norte del punto de aterrizaje y de 9 m de diámetro, es el denominado Sleepy Hollow (título de una película de Tim Burton) y hacia el mismo pensaban dirigir al ingenio en primer lugar.

  
  

  6 ENERO 2004

  Están disponibles las primeras fotografías en color enviadas por el Spirit, que son de una resolución récord para un tipo de misión (4 veces mejores que las del Pathfinder). Con una docena se hizo un mosaico; tales son de 12.000.000 píxeles de resolución y habían sido tomadas el día anterior a partir de las 14 h 15 min de la tarde del día marciano.

  El examen de las imágenes señala que las piedras marcianas del lugar estaban limpias de polvo y tenían los bordes un poco gastados, por efecto de la acción eólica.

  Por otra parte, la temperatura en el rover resulta más de 5ºC más elevada de lo esperado y la antena principal dio un pequeño problema que dejaba la capacidad de transmisión por debajo de lo calculado. Sobre la cuestión térmica, la causa está en el polvo atmosférico, superior al esperado, que retenía la radiación solar 10º más de los previstos.

  
  

  7 ENERO 2004

  La sonda sigue enviado imágenes y los técnicos responsables siguen evaluando la situación antes de poner en marcha al rover.

  
  

  8 ENERO 2004

  Las diferencias térmicas medidas en el lugar del aterrizaje, entre rocas (más frías) y el polvo (más caliente), resultar ser de 20ºC en el amanecer luego de una análisis con el instrumental del rover.

  El lugar del aterrizaje es renombrado Columbia Memorial Station en memoria de la tripulación del Columbia, desintegrada con la nave sobre Texas casi un año antes. El ingenio llevaba al respecto sobre la parte de atrás de la antena principal un disco o placa grabada con un mensaje, el emblema de tan trágica misión y los nombres de los astronautas. Tal placa es de aluminio y mide unos 15 cm de diámetro.

  Se determina que la prevista puesta en marcha del rover fuera retrasada en 3 días, hasta el siguiente día 15, para estudiar mejor la forma de hacerlo bajar de la plataforma de llegada. El problema de una parte inflada de un airbag se pensaba solucionar activando el cable que lo debía retraer, haciendo primero que el pétalo que lo tapaba parcialmente se elevar un poco para facilitar la labor; pero el sistema no funcionó. No es un obstáculo insalvable en su estado actual pero se tenía miedo que al salir el rover se enganchara por un lado con el mismo.

  El rover sería liberado de la sujeción de sus ruedas mediante sistemas pirotécnicos que rompían los cables de tal fijación. Solo un cable umbilical quedaría enlazando con la plataforma de llegada hasta justo antes de comenzar a rodar llegado el momento.

  
  

  9 ENERO 2004

  El consumo eléctrico del rover asciende a 750 vatios/hora pero la producción de los paneles llega a los 900 vatios. De cualquier modo, la jornada de trabajo del ingenio sería solo de 4 horas.

  
  

  10 ENERO 2004

  El despliegue del rover se completa antes de empezar a echarlo a rodar. Ya se tienen imágenes de máxima calidad de todo el entorno. Sus ruedas quedan desplegadas en posición adecuada y se decide hacerlo bajar por la rampa opuesta al sitio donde estaba sin desinflar por complejo un airbag mediante un giro de 120º (115º al final) hacia su derecha, realizado en 3 tramos o de 3 veces de sucesivos 45º, 50º y 25º. Pero tal comienzo para evolucionar en el suelo marciano se retrasaría en un día, hasta la noche del siguiente día 14, para realizar ajustes.

  
  

  12 ENERO 2004

  Queda perfilado el plan de rodaje sobre la zona del rover; en tierra se hizo una reproducción del aquel suelo marciano con piedras similares colocadas en igual situación para planificar la rodadura del ingenio. Luego de examinar un cráter de impacto meteorítico de unos 220 m de diámetro, a 244 m hacia el noroeste, con rumbo de 286º, giraría en unos 90º hacia la derecha y se dirigiría en línea recta hacia unas colinas, estudiando a su paso cuando se encontrara de interés. Tales colinas fueron llamadas East Hill Complex, se estimaba que estaban a unos 600 m, tenían una longitud de 3,2 Km y se elevaban en unos 100 m de altitud. En cuanto al cráter es estimó interesante porque tendría al descubierto material del subsuelo, pero su acceso se estimaba peligroso, con bordes de 5 m de alto, así que la visita de la sonda debería ser hecha con mucha precaución. No se estimó oportuno que bajara al cráter, sino solo visitar el borde.

  
  

  14 ENERO 2004

  La sonda comienza a entablar contacto directo con la Tierra, sin utilizar las sondas orbitales como repetidores. El rover desconecta el último cable que lo unía a la plataforma de llegada para poder comenzar su rodadura para descender el suelo marciano. El ingenio giro primero un poco, retrocedió 25,4 cm y luego hizo un giro de 45º.

  
  

  15 ENERO 2004

  08 h 21 min. GMT. Se envía la orden para que el Spirit descienda por la rampa hasta el suelo marciano. Al bajar, el primer tramo o recorrido proyectado es de 3 m con un pequeño salto de 12 cm, altura entre el final de la plataforma y el suelo. Cumplida la maniobra cubriendo tales 3 m en 1 min 18 seg, toma y envía una fotografía de la plataforma abandonada, dejando ver también la señales de las ruedas en el suelo en tan solo 80 cm de recorrido sobre el mismo (distancia entre ruedas y el borde de la plataforma de llegada). Al cabo de 1,5 h se recibe la indicada imagen. Por entonces, a lo largo de todos los días en total el número de fotografías enviadas por el Spirit es de unas 4.400. De tal total, hay 225 con las que se hizo un mosaico de todo el entorno, de 360º, visto desde el punto de aterrizaje para el análisis del camino a recorrer por el rover.

  
  

  16 ENERO 2004

  Para esta jornada se programó un experimento conjunto del rover con la sonda europea Mars Express de observación atmosférica simultánea.

  
  

  20 ENERO 2004

  El rover se dirige durante ½ h en un recorrido en 4 tramos de un total de casi 2 m hacia una piedra, quedando con las ruedas a 30 cm de la misma. Examina la roca, que es del tamaño de un balón y de forma piramidal y que se bautizó Adirondack y la roza para dejarla lista para su análisis al siguiente día, en la primera operación de este tipo del ingenio. Se dudó entre la piedra elegida y otra llamada bautizada Sashimi que estaba cubierta de más polvo.

  
  

  21 ENERO 2004

  El rover está situado junto a la piedra señalada en posición para su examen y se le envían órdenes al respecto. En la Tierra, se informa del hallazgo por el Spirit de olivino, lo que sorprendió a los geólogos planetarios por no explicarse su origen en un lugar donde se supone que hubo agua que habría degradado tal mineral.

  
  

  22 ENERO 2004

  Se dice que un fallo en el sistema eléctrico o en el de control informático del Spirit impide la transmisión de datos, incluso telemétricos, y fotografías. Las comunicaciones, cesadas a últimas horas del día anterior tras una transmisión de instrucciones desde la antena DSN de Canberra (cuya recepción confirmó la sonda), no logran ser reanudadas con normalidad en todo el día, apareciendo intermitentes y confusas (en lenguaje binario aleatorio), y los técnicos temen la pérdida del rover. La NASA califica la situación como de “anomalía muy seria o grave” e indica que desconoce el verdadero origen de la avería. La sonda orbital MGS sobrevuela la zona y señala que el rover tuvo la señal de radio activa durante 2,5 min pero no había transmisión de datos. Por si el problema era del programa informático, se enviaron nuevas instrucciones, pero también se temía que pudiera ser una avería de la electrónica informática, de los microprocesadores y otros componentes, en cuyo caso no habría reparación posible.

  
  

  23 ENERO 2004

  12 h 34 m. GMT. Luego de casi 2 días, se comienza a recibir comunicación normal del Spirit, pero la transmisión solo dura 10 min y es de muy baja velocidad, de solo 10 bits/seg. Tales señales se reciben a través de la antena DSN de Madrid. Posteriormente, tras un envío de nuevas instrucciones, se inició otra comunicación telemétrica y de un bloque de datos de 20 min a razón de solo 120 bits/seg, también de muy baja velocidad, puesto que la normal sería de 11 KB/seg.

  Según los datos, los responsables estimaban que alguna evaluación de gravedad o avería había hecho poner al sistema de control del rover de forma continua en reinicio cada 2 h, o en modo de seguridad como precaución. Parecía que los programas informáticos de control del Spirit estaban pues fallando, pero se aseguraba que no había problema eléctrico ni térmico. Se considera también la posibilidad de un fallo de orientación de la antena principal.

  A última hora se le envía una orden de desconexión para descansar, pero no lo hizo y envió entonces 73 MB de datos no solicitados a 128 KB/seg y de interés puramente técnico (no científico). Se averigua que el fallo inicial se había producido cuando se movió un espejo del espectrómetro IR, lo que hizo que se examinar en el JPL el programa informático de control del mismo, así como la pieza en sí.

  
  

  24 ENERO 2004

  Se totalizan 60 intentos de poner en acción al sistema informático del Spirit sin éxito, con continuos reinicios. Este hecho, unido a que se había mantenido activo cuando debió descansar para recargar baterías, ponía notas de pesimismo a los técnicos sobre el futuro del rover. Pero en las horas siguientes, la evaluación de algunos datos telemétricos permitió enviar una reprogramación parcial del ingenio y abrió una puerta de esperanza a su reposición.

  
  

  24 ENERO 2004

  Los técnicos estiman que los problemas del Spirit podrían residir en fallos de la memoria de almacenamiento temporal del mismo (2 memorias llamadas flash de 256 MB) e intentan utilizar la RAM o memoria directa cuyos datos se desvanecen al apagarse el ingenio (como en un ordenador personal ordinario). Al usar la RAM el sistema respondió correctamente y durante cerca de una hora de enlace todo volvió a ser normal a una velocidad de 120 bits por seg. La última instrucción enviada fue de desconexión para permitir la recarga de baterías. La memoria EEPROM, con los programas grabados fijos, no parecía estar mal.

  
  

  25 ENERO 2004

  Tras evaluar la situación los responsables del Spirit en el JPL indican que para reponer al rover su operatividad emplearían las tres siguientes semanas como mucho. Se podía prescindir de la memoria virtual o flash, pero ello obligaría a retransmitir los datos a diario, de modo que disminuiría la capacidad operativa del ingenio. Por otra parte, se piensa que los fallos de la memoria flash podrían ser debidos a una afluencia de la radiación solar excepcionalmente intensa por un tiempo.

  
  

  26 ENERO 2004

  Los responsables informan que los expertos estimaban que la raíz del problema del Spirit está en un colapso de la memoria informática RAM por exceso de datos. La solución pasaba pues por la limpieza de la memoria.

  
  

  27 ENERO 2004

  Se informa de la determinación americana de bautizar 3 de las colinas que se observaban desde el lugar de aterrizaje del Spirit con los nombres de Grissom Hill, White Hill y Chaffee Hill, los 3 astronautas que murieron quemados justo hacía 37 años en Cabo Kennedy. Respectivamente tales colinas (Hill) se hallan a 7,5, 11,2 y 14,3 Km del referido sitio de descenso.

  
  

  28 ENERO 2004

  Aunque el rover sigue parado frente a la roca Adirondack, envía una fotografía en la que se ve su brazo robot con su extremo posado en la piedra, la primera imagen llegada tras la avería.

  
  

  1 FEBRERO 2004

  Tras el borrado de los datos del vuelo hasta su llegada al planeta rojo, se logra recuperar una parte de los datos de la memoria flash del rover y se le envía un nuevo programa para la gestión de los datos.

  
  

  2 FEBRERO 2004

  El Spirit se da prácticamente por recuperado y es otra vez operativo. La roca a examinar, la Adirondack, resulta ser de tipo basáltico, con contenidos en piroxeno, magnetita y olivino. Para entonces, ya se puso la vista en otra piedra para examinar que fue denominada Cake.

  
  

  6 FEBRERO 2004

  El RAT del brazo mecánico del Spirit comienza a realizar una rozadura circular de 2,65 mm de profundidad y 4,55 cm de diámetro en la roca Adirondack para el estudio de su interior en la primera operación de este tipo en Marte. Primeramente, el mismo aparato hizo durante 5 min limpieza de polvo de la superficie a rozar.

  Por otra parte, el Spirit entabla en esta fecha contacto con la sonda europea Mars Express al sobrevolar la posición de aquél, actuando de enlace en las comunicaciones con la Tierra y dentro de una coordinación ESA-NASA de demostración de posibilidades.

  
  

  8 FEBRERO 2004

  Se procede al análisis de la roca en la parte rozada. La citada Adirondack resultaría ser una piedra de origen volcánico.

  
  

  9 FEBRERO 2004

  Finalizada la labor con la piedra Adirondack, el camino trazado para el rover por los técnicos es el de un recorrido de 270 m en dirección noreste, hasta el cráter bautizado Bonneville. En un primer trayecto de esta nueva ruta, recorre 6,4 m.

  
  

  10 FEBRERO 2004

  El rover recorre la distancia récord en un solo día de 21,2 m. Es el día marciano 37.

  
  

  11 FEBRERO 2004

  La antena del Spirit no está orientada hacia la Tierra, al quedar en sombra un sensor del sistema de apuntamiento, y no hay en consecuencia recepción de datos. Tal sombra es causada por el brazo de la cámara, así que se hubo de reprogramar.

  
  

  12 FEBRERO 2004

  De nuevo el rover recorre una distancia récord en un solo día, ahora de 24,4 m que cubrió en un tiempo de 2 h 48 min.

  
  

  13 FEBRERO 2004

  La Spirit está en su día marciano (sol) 40 y está situado en la zona bautizada Stone Council frente a la piedra estratificada en escamas denominada Mimi, a la que se pretendía examinar en los dos días marcianos siguientes. Además, tomó fotografías y utilizó el espectrómetro mini TES y evolucionó durante 5 min, cubriendo 90 cm de distancia por tal lugar, fotografiándolo.

  
  

  16 FEBRERO 2004

  El rover utiliza las rodadas en el terreno para examinarlo con espectrómetro. En dos trayectos completa un total de 27,5 m de recorrido, el máximo realizado en un solo día por el ingenio hasta entonces.

  
  

  17 FEBRERO 2004

  El Spirit cubre otros 21,6 m de trayecto y lleva así en total 108 m rodados.

  
  

  18 FEBRERO 2004

  El rover se dirige y observa el lugar bautizado Laguna Hollow y el denominado Halo. Cubre una distancia en este día de 19 m de forma autónoma, para alcanzar, tras una rectificación, los 22,7 m.

  
  

  20 FEBRERO 2004

  Día marciano (sol) 47. El rover está en el sitio citado Laguna Hollow y realiza una zanjita de unos 8 cm de profundidad durante un par de horas, rodando hacia delante y atrás 11 veces, con la rueda anterior izquierda para proceder luego a su examen con el espectrómetro mini TES, previo avance de unos 40 cm. También examinaría de igual modo las piedras del contorno bautizadas Buffalo, Cherry, Cotton y Jiminy Cricket, así como la Beacon.

  
  

  21 FEBRERO 2004

  El rover estudia la zanjita hecha el día anterior durante gran parte de la jornada. Tal hendidura es denominada Road Cut. En el sol 49 el ingenio recorre 18 m en dirección al cráter Bonneville.

  
  

  23 FEBRERO 2004

  El ingenio finaliza su labor en el surco hecho de Laguna Hollow. Continúa entonces su marcha hacia el repetido Bonneville y cubre 19 m más, en ruta primero hacia Middle Ground para su estudio y toma de fotografías.

  
  

  24 FEBRERO 2004

  Cubre la distancia récord de 30 m en un día, en camino hacia Middle Ground. De tal distancia, 12 m son en régimen automático, sistema que apuntó un tramo muy pendiente y buscó el sitio más adecuado para descender.

  
  

  25 FEBRERO 2004

  El rover avanza 4 m en Middle Ground.

  
  

  26 FEBRERO 2004

  El Spirit observa el lugar y se analizan los siguientes pasos a dar. Lejos, detecta una tormenta de polvo.

  
  

  27 FEBRERO 2004

  El Spirit se dirige a la piedra bautizada Humphrey y recorre para ello 3,4 m; tal piedra, oscura y de origen volcánico, tiene unos 60 cm de altura. Una vez en ella procedería a limpiar su superficie en 3 sitios para luego elegir qué parte se iba a examinar de su interior.

  
  

  2 MARZO 2004

  El ingenio actúa durante 20 min sobre la piedra Humphrey, si bien lo previsto eran 4 h. Se retiró luego 85 cm para dejar vista al espectrómetro IR. El estudio de tal roca, como ocurriera por entonces con el rover gemelo Opportunity en otro lugar de Marte, arroja el resultado del hallazgo de señales de agua en un pasado en el planeta.

  
  

  4 MARZO 2004

  Día marciano 60. El ingenio finaliza sus estudios sobre Middle Ground y emprende la marcha hacia el cráter Bonneville.

  7 MARZO 2004

  Tras un anterior recorrido de 28,5 m, que cubre en 45 min, en esta fecha recorre 26 m más.

  
  

  8 MARZO 2004

  El rover lleva en total recorridos 314 m. En la jornada toma una fotografía en la que aparece en el cielo nuestro planeta como un pequeño punto luminoso; es la primera imagen de la Tierra desde el suelo de otro planeta. 

  
  

  9 MARZO 2004

  Los técnicos dan a conocer que la vida útil del rover, al igual que su gemelo el Opportunity, se prolongaría en más de 5 meses sobre lo previsto a vista de las condiciones del planeta, con menos polvo del esperado, y el estado del ingenio, especialmente el de los paneles solares y la operatividad del sistema eléctrico. De tal modo, el plan pretende ahora llevar al rover a unas colinas, bautizadas Columbia y situadas a 2,5 Km del lugar donde estaba.

  
  

  10 MARZO 2004

  El Spirit observa y analiza el sitio denominado Serendipity Trench. Posteriormente hizo un recorrido de 27 m sobre el borde del cráter Bonneville. La irregularidad del terreno hizo que el ingenio tuviera dificultades para avanzar.

  
  

  11 MARZO 2004

  El rover recorre otros 21 m en dos tramos y asciende 1,5 m en altura sobre el citado borde del cráter Bonneville cuyo interior comenzó entonces a tener bajo su vista, tomando así imágenes del mismo.

  
  

  12 MARZO 2004

  El rover cubre otros 24,8 m, haciendo varias maniobras de avance y retroceso.

  
  

  13 MARZO 2004

  Es fotografiado el cruce del satélite Deimos por delante del Sol.

  
  

  14 MARZO 2004

  Se completa la imagen panorámica del interior del cráter Bonneville. Estudiado el mismo por las imágenes, y no hallado nada de interés relevante allí, se decide no hacer descender al rover hacia su interior.

  
  

  15 MARZO 2004

  El rover realiza 43 observaciones sobre la zona Gobi 1 y otras.

  
  

  16 MARZO 2004

  El Spirit avanza 18 m y va en dirección al sitio bautizado Serpent Dune.

  
  

  17 MARZO 2004

  El rover hace una zanjita y estudia el lugar que es bautizado Bear Paw.

  
  

  18 MARZO 2004

  El ingenio sigue en el mismo sitio del día anterior y luego estudia la piedra bautizada White Elephant. Otros sitios de observación elegidos fueron los llamados Kodiak, Polar, Panda, Fruitcake, Dihedral y Spectacled. El espectrómetro IR es usado apuntando a diversas piedras.

  
  

  19 MARZO 2004

  El rover avanza en dirección al punto denominado Stub Toe y observa las capas inmediatas debajo del suelo. Los metros recorridos son 6 m primero, 16 más después y otros 9 m de forma automática.

  
  

  22 MARZO 2004

  Es dada a conocer una fotografía tomada por el rover del horizonte y cielo marciano sobre el que se aprecia una larga estela (de 4º de arco en 15 seg de exposición) dejada por algún objeto no identificado. Aunque se llegó a citar un OVNI (y estrictamente lo es), es probable que se trate de la entrada atmosférica de un meteorito. La posibilidad apuntada de que fuera la antigua sonda orbital americana Viking 2, fuera de servicio desde hace años, también fue considerada.

  Para entonces, éste y su rover gemelo habían enviado en total unas 18.000 imágenes. El presente en la jornada estudió la superficie del sitio llamado Soil 1 y se acercó a la piedra bautizada Mazatzal, además de tomar fotografías de varios posibles objetivos del entorno.

  
  

  23 MARZO 2004

  El rover hace observaciones microscópicas en la piedra Mazatzal, en sus puntos bautizados como Illinois, Arizona y New York. También tomó imágenes del satélite marciano Deimos al anochecer.

  
  

  24 MARZO 2004

  El intento de trabajar con el espectrómetro de rayos equis sobre el punto llamado New York resulta infructuoso por lo que se volvió a planificar la operación para la siguiente jornada.

  
  

  25 MARZO 2004

  Se hace el análisis espectrométrico sobre la roca Mazatzal en los puntos Illinois y New York.

  
  

  26 MARZO 2004

  Durante 3 h 45 min, el extremo del brazo del rover roza hasta 3,79 mm de profundidad el punto New York de repetida piedra Mazatzal. Otro punto, el Brooklyn, el rozado hasta 8 mm, lo más profundo hecho hasta entonces en una piedra marciana. La misma también mostrará, como otras, señales de haber estado en contacto con antigua agua marciana.

  Para entonces el Spirit lleva recorridos en total 492 m.

  
  

  29 MARZO 2004

  El ingenio registra un pequeño problema con el espectrómetro Mössbauer y un señalizador que no apuntó que el primero se apartaba de la piedra que examina, aun la Mazatzal. Por ello, se tuvieron que hacer varias comprobaciones y repetir la toma de medidas.

  
  

  30 MARZO 2004

  El Spirit sigue trabajando en la roca Mazatzal, en los puntos rozados citados en la fecha del día 26 anterior. El sistema de control no acusó la recepción de órdenes pero, sin embargo, las ejecutó.

  
  

  31 MARZO 2004

  El rover limpia otro punto de la misma piedra, el denominado Missouri. Luego, se retrajo de tal roca 1 m y la fotografió.

  
  

  1 ABRIL 2004

  El Spirit avanza hacia las colinas Columbia, situadas a 2,3 Km de distancia, y recorre 36,5 m autodirigido por su sistema de control, si bien se esperaba que hubiera avanzado casi el doble, unos 65 m.

  
  

  2 ABRIL 2004

  Recorre 35 m, 20 de ellos de forma automática, y también estudia la piedra bautizada Carlsbad.

  
  

  5 ABRIL 2004

  El Spirit cumple los 90 días de misión en Marte. Cubre en la jornada 50 m y sobrepasa en toda su andadura los 600.

  
  

  7 ABRIL 2004

  El ingenio, luego de examinar las piedras bautizadas Route 66, Everest y Pisa.

  
  

  8 ABRIL 2004

  El rover queda dispuesto para recibir programas informáticos nuevos, recepción en la que se emplearían 4 días. El motivo principal del cambio era rentabilizar más el desarrollo científico de las observaciones del ingenio y solventar algunas pequeñas anomalías en el funcionamiento regular de algunos sistemas.

  Dado el éxito del robot y de su gemelo Opportunity, la NASA confirma la ampliación en 5 meses de la misión conjunta con la aprobación de una misión extendida y un gasto adicional de 15.000.000$. El equipo de control, no obstante, reajusta el programa propio para no depender totalmente del horario marciano, ligeramente mayor que el terrestre.

  
  

  13 ABRIL 2004

  El Spirit reinicia su sistema informático, renovado, sin novedad.

  
  

  14 ABRIL 2004

  El rover examina y analiza la piedra Route 66 tras la que avanzará 64 m más de rodadura, cubriendo mayor distancia –récord en una jornada- gracias al nuevo programa informático.

  
  

  15 ABRIL 2004

  El ingenio lleva para entonces cubiertos 706,5 m en total.

  
  

  18 ABRIL 2004

  Sol 103 del Spirit. El mismo está al lado del cráter Missoula y acaba de cubrir 75 m más.

  
  

  21 ABRIL 2004

  El rover entra en el cráter Missoula y lo observa.

  
  

  22 ABRIL 2004

  Son tomados datos meteorológicos y se toman fotografías de nubes. Recorre por entonces 74 m en dirección a su objetivo, las colinas llamadas Columbia.

  
  

  25 ABRIL 2004

  El rover estudia con su brazo el lugar bautizado Waffle Flats. El recorrido de la fecha es de unos 80 m.

  
  

  26 ABRIL 2004

  El Spirit recorre 61 m, pero al siguiente día se detuvo para recargas las pilas durante unas horas para luego avanzar otros 60 m, aunque en zigzag cubriera 88,6 m.

  
  

  27 ABRIL 2004

  Día 114 del Spirit en Marte. Entonces se ocupa de hacer una zanjita con las ruedas en el sitio nombrado Big Hole y luego hizo análisis del terreno descubierto con sus aparatos.

  
  

  28 ABRIL 2004

  El ingenio observa el suelo del sitio bautizado Mayfly, haciendo una zanjita de 6 cm para en el siguiente día analizarlo.

  
  

  30 ABRIL 2004

  El rover sigue el programa trazado en la zanja antes referida. La continuación de la marcha hizo que el Spirit cubriera en dirección a las Colinas Columbia 90,8 m. Surgen problemas en las comunicaciones y el programa previsto no puede ser llevado a cabo.

  
  

  2 MAYO 2004

  El rover recorre otros 37 m y se encuentra con una pendiente de 12,2º que le hicieron detenerse.

  
  

  1 MAYO 2004

  Día 118. El ingenio rueda 92,4 m más. Pero aun está a más de 1,7 Km del comienzo de su destino en las Colinas Columbia.

  
  

  2 MAYO 2004

  Día 119. Tras un error en el envío de datos desde el centro de control, el rover queda quieto en esta fecha. Se hizo entonces un borrado de memoria del mismo para limpiarla. También aprovecha la inmovilidad para recargar baterías.

  
  

  3 MAYO 2004

  Día 120. El Spirit toma imágenes de la piedra bautizada Tulula. En una orden de recorrer 85 cm, el rover no obedece por captar un pendiente que su sistema de seguridad consideró peligrosa.

  Para entonces llevaba en total recorridos en toda su vida marciana 1.566 m.

  
  

  4 y 5 MAYO 2004

  Día 121 y 122. El robot cubre en los respectivos días otros 96,8 y 65 m. Totaliza así entonces unos 1.734 m.

  
  

  6 MAYO 2004

  Día 123. El Spirit recorre 95,2 nuevos Km. Realiza algunas tomas de datos y fotografías.

  
  

  7 MAYO 2004

  Día 124. El ingenio avanza otros 80 m y está ya a 1.200 m del objetivo, en la base de las colinas Columbia. En la siguiente jornada cubrió otros 123,7 Km.

  
  

  9 MAYO 2004

  Día 126. El rover estudia el lugar bautizado Lead Foot en el suelo. Por entonces recorre 55,6 m más y ya lleva en total cerca de los 2.100 m. En los días siguientes hizo recorridos de 70, 90 y 31 m.

  
  

  14 MAYO 2004

  Día 131. Luego de, en la víspera, tener dificultades en descender una pendiente, se produce una anomalía en el programa de control de posición del ingenio. Por ello, se toman imágenes para determinar su situación, parado el vehículo y se recargan también las baterías.

  
  

  16 MAYO 2004

  Día 133. El ingenio recorre 113 m, de los que 78 son de forma automática o no dirigida, y en la siguiente jornada añade otros 109,5 m. Para entonces el total cubierto es de 2.585 m y está a solo 680 m de su objetivo.

  
  

  18 MAYO 2004

  Día 135. El Spirit hace con las ruedas una zanjita para examen del terreno.

  
  

  19 MAYO 2004

  Día 136. Algunos problemas informáticos ocurridos a partir de esta fecha y durante varios días interrumpen las investigaciones del ingenio. Las órdenes enviadas desde la Tierra no son, en comprobación, confirmadas en respuestas del Spirit. Los problemas se superaron reiniciando el sistema informático el siguiente día 23. En la siguiente jornada el robot continuó las observaciones programadas para el día 22.

  
  

  25 y 26 de MAYO 2004

  El Spirit analiza con su espectrómetro Mössbauer una zanjita escarbada anteriormente y realiza tomas IR panorámicas de las Colinas Columbia.

  
  

  27 y 28 de MAYO 2004

  El ingenio recorre 61 y 69 m en los respectivos días, y se dedica a tomar fotografías.

  
  

  29 de MAYO a 2 de JUNIO 2004

  Respectivamente el robot cubre las distancias de 24, 43, 55, 61 y 52 m.

  
  

  2 JUNIO 2004

  Día 150. El Spirit estudia la piedra bautizada Joshua con los espectrómetros. Un fallo en la secuencia de órdenes produce un error de apreciación del sistema informático y la investigación se detuvo.

  
  

  3 JUNIO 2004

  Sol 151. El Spirit recorre 73 más y está a solo 220 m del punto bautizado Spur B, en las Columbia Hills ya. Para entonces lleva recorridos un total de 3.200 m.

  
  

  En la semana siguiente el ingenio, debido al frío marciano, registra problemas que hacen que pierda un día de investigación. Recorre en sucesivos días 85, 70, 49 y 23 m más, los últimos en su Sol 155. Para entonces, el ingenio se localiza ya a solo 50 m del previsto destino. En el Sol 156 cubrió de tal distancia 42 m. Al siguiente día marciano (157) debía estudiar el lugar bautizado como End-of-Rainbow, del que aun distaba unos metros, pero la secuencia de órdenes no fue recibida por el ingenio, pero en cambio recargó sus baterías. Finalmente realiza tal estudio y se dirige entonces hacia otro punto pedregoso denominado Hank Moore Hollow donde una piedra llamada Pot of Gold tenía formas muy interesantes. La misma fue estudiada en su Sol 161 y siguientes.

  
  

  15 JUNIO 2004

  La NASA informa de que la rueda delantera derecha giraba mal y tenía un desgaste por falta de lubricación que podía dejarla bloqueada en un momento dado tras detectarse una descarga incontrolada de electricidad en su motor. El desgaste es general en el Spirit pero en realidad ya había sobrepasado sobradamente la vida útil prevista (que en realidad estaba más que duplicando). Dado el tiempo y rodaje del ingenio se pensó en hacerle durante 15 días un chequeo general y calibración con el Km 3 acumulado.

  Los responsables querían hacer ascender el rover por una pendiente cuya cima se elevaba en unos 90 m luego del detenido examen de la roca citada anteriormente Pot of Gold. En su día marciano 166 estaba a 1 m de la citada piedra y se preparó para rozarla en abrasión y proseguir en la misma su estudio.

  
  

  En el Sol 167 el rover estudia la piedra bautizada Jaws y rodó sobre la Pot of Gold. En la jornada 168 se movió hacia atrás para en la siguiente hacer una rozadura en la segunda piedra de 2 mm de penetración, luego de una labor que le llevó 1 h 45 m, dada la pequeñez de la piedra, motivo por el cual, al ejercer la correspondiente presión para tal operación, la piedra de movió ligeramente. La posterior aplicación del espectrómetro y otros aparatos de medición sobre la rozadura permitió su estudio en los Sol 170 a 172.

  En la jornada marciana 173 el rover se fue en dirección a la zona llamada Bread Box y en la siguiente tomó fotografías de la zona Bright Tracks. En el primer lugar y los denominados Sourdough y String of Pearls, el ingenio hizo sus estudios entre los días 175 y 178.

  En el Sol 180, el robot, que lleva entonces cubiertos en total 3.414 m, observó los lugares nombrados como Julienned y Cookie Cutter al pie de las Columbia Hills. En el siguiente día marciano, el peligro de golpear el brazo con una piedra hizo que se pararan las operaciones, pero en la jornada 182 prosiguió hacia el lugar bautizado Engineering Flats. Aquí se pensaba comprobar el problema de desgaste de la rueda. Para compensar tal deterioro se venían programando descansos y una lubricación redistribuida.

  A mediados de JULIO se preparaban las actividades del rover para afrontar el invierno marciano (que es de una duración doble del terrestre), en el que la menor cantidad de luz llegada disminuiría la recarga de energía a bordo. Por ello se estudiaba cómo dejar al ingenio, y su gemelo, en un estado de hibernación hasta que volviera a lucir el Sol con la fuerza mínima necesaria. También se contempla un régimen de baja actividad de observar que una mínima recarga de energía fuera posible. El final del invierno marciano se produciría en marzo de 2005.

  
  

  15 JULIO 2004

  En relación al problema con la rueda, se hizo avanzar el rover hacia atrás, cubriendo unos 8 m. Se comprobó que la rueda se bloqueaba en una de cada 10 ocasiones y era arrastrada por el resto. Se enlentecía de tal modo el avance pero parecía que se garantizaba el mismo.

  
  

  A partir del primer tercio de AGOSTO el rover comienza a ascender las colinas Columbia en posición de marcha atrás por el problema ya indicado con una rueda, y se dirige al lugar de rocas salidas del suelo bautizado como Clovis para su estudio. Del mismo se dedujeron indicios (presencia de altos niveles de cloruro, sulfuro y bromuro) de que en otro tiempo fue un lugar en el que hubo agua que dejó su huella sobre las piedras citadas.

  
  

  Entre las investigaciones por estas fechas se cuentan las de los sitios bautizados como Wooly Patch, Sabre, Mastodon y Clovis. Sobre los mismos se hizo el habitual rozamiento o abrasión y estudio espectrométrico y con otros aparatos.

  Como datos significativos, hay que señalar que en el día marciano 201 el rover rodó 30 m, y sobre un terreno pendiente de 25,6º, y luego hasta 32º por un espacio de 25,5 m.

  En el Sol 205, en ruta hacia el punto Clovis, el rover patinó y al día siguiente hubo problemas con el sistema informático del ingenio.

  En el Sol 208 se hizo un enlace de comunicaciones entre el rover y la Tierra utilizando la sonda europea Mars Express, cosa que se repetiría en otras ocasiones.

  Al día siguiente, el sistema informático del ingenio se reinició por su cuenta, pero en la jornada que la siguió prosiguió su avance hacia Clovis. En este objetivo el ingenio estuvo realizando observaciones durante 9 días marcianos. En un punto de rozadura se hicieron simbólicamente 7 sucesivos círculos a modo de imitación de los anillos olímpicos (en agosto de 2004 se celebraban en Grecia las Olimpiadas).

  En el Sol 224 los acumuladores del Spirit estaban muy bajos y los responsables optaron por la inactividad del ingenio para su recarga.

  Posteriormente, entre los días marcianos 226 y 229 el ingenio estudió la piedra Ebenezer, distante 8 m de la anterior Clovis. Aun más tarde, en los Sol 232 y siguientes, hasta el 238, se dedicó a investigar en la piedra Ebenezer el punto bautizado Cratchit 2. Después rodó hasta el sitio llamado Tikal, a 9 m del anterior.

  A primeros de SEPTIEMBRE (en el Sol 244), la interposición del Sol entre nuestro planeta y Marte hace que se corten las comunicaciones con el rover. Tal interrupción dura casi dos semanas en las que el ingenio permanece en régimen automático de mínima actividad porque, además, no recibiría en ese tiempo la luz solar necesaria para recargar sus pilas de energía. Las labores que efectuó en tal intervalo fue solo un programa preparado con toma de datos sobre la atmósfera y el polvo adquirido con el espectrómetro Mössbauer sobre unos imanes del ingenio; a este último respecto, según se informaría posteriormente, se observó que el viento marciano había limpiado en parte de polvo al ingenio. El envío de una señal simple, sin orden expresa contenida, para comprobación de la comunicación (con intervención de la sonda orbital Mars Odyssey) daría como resultado un fallo y el reinicio del sistema informático del rover.

  A partir del día marciano 256, a mediados de septiembre, comienza el intento de reanudación de comunicaciones habituales del programa.

  
  

  21 SEPTIEMBRE 2004

  Se reanuda el contacto con el Spirit. Para entonces se informó además que el presupuesto del programa había recibido un suplemento para 6 meses ya que el previsto no cubría tanta vida útil como la que estaban teniendo este ingenio y su gemelo Opportunity. No obstante, debido al invierno marciano y la inherente baja incidencia de la luz solar, las actividades del rover se reducirían a 5 días por semana hasta diciembre siguiente.

  
  

  A partir del día marciano (Sol) 259, el rover continuó con la observación de la superficie del planeta. En el Sol 263 evolucionó 7 m y tomó fotografías del entorno al que se dirigía y al siguiente día marciano rodó 4 m sobre una pendiente, orientando mejor sus paneles al Sol para la recarga de baterías; la producción de energía es entonces de 500 vatios, casi la mitad que inicialmente. Al cabo de otro par de días tuvo de nuevo un problema con una rueda al dirigirse a una piedra bautizada Tetl. En el Sol 269 el sistema motorizado de las ruedas fue chequeado sin encontrarse problemas.

  
  

  1 OCTUBRE 2004

  Comienza otra fase extendida del programa con el rover y su gemelo Opportunity.

  
  

  7 OCTUBRE 2004

  Sol 271. El ingenio recorre 2 m y llega a la piedra Tetl, que sería examinada en los siguientes días.

  
  

  Posteriormente avanzaría unos 20 m hasta el lugar bautizado Machu Picchu y estudió las piedras llamadas Zackuk y Palenque. En el Sol 277 se ocuparía de ir hacia la piedra bautizada Uchben, pero tras cubrir 2,5 m el control de dirección falló por lo que el rover fue chequeado otra vez y de observó un funcionamiento correcto pero no continuo. El problema concreto es la descoordinación entre el sistema informático de control y los motores de las ruedas en la mitad de las ocasiones. Por el momento se optó porque el rover avanzara con la dirección marcada por las ruedas delanteras para salvar el problema hasta tanto se solucionaba. Siguió pues sus estudios sobre sitios a su alcance en el suelo marciano.

  En el Sol 280 estudia el sitio Takeabreak y realiza una fotografía panorámica para estudios de transparencia atmosférica. En el Sol 281 tomó imagen del sitio Coffee y dejó varado el brazo mecánico. En otro avance recorrió casi 4 m y fue hasta la piedra Uchben antes citada.

  
  

  21 OCTUBRE 2004

  Tras rodar 3,67 m, el rover vuelve a fallar en su sistema de tracción. Se comenta como origen del problema un fallo de un fusible en el sistema de control de frenado, independiente en cada rueda. Los problemas de rodaje se localizarían en la rueda delantera derecha y la izquierda trasera. Para entonces había cubierto 3.647 m, unas 6 veces más de lo esperado inicialmente.

  
  

  En los días siguientes estudió con sus espectrómetros el punto bautizado Koolik, realizando en el Sol 285 una rozadura en el mismo. En el Sol 290 se comprobó en el rover el sistema de frenado de las ruedas y se preparó, con limpieza adecuada, el punto Chiikbes en la misma roca Uchben. Se cree por entonces que los problemas de frenado en las ruedas eran debidos a que los frenos estaban sueltos.

  En el Sol 298 finaliza la investigación en la piedra Uchben y, recorriendo 2 m, se dirige a otra, la Lutefisk, en la que permanece 4 días marcianos. Entonces, el rover se halla a 2,7 Km del punto de aterrizaje, y elevado 40 m sobre el nivel del mismo.

  
  

  1 DICIEMBRE 2004

  Sol 325. Por entonces, una de las ruedas del ingenio mostraba un elevado gasto eléctrico, si bien por otra parte actuó con normalidad. En los siguientes 19 días, el rover evoluciona 80 m en las colinas Columbia tomando fotografías diversas y examinando las piedras o sitios bautizados Wishstone, Cocomama, Corn, Butter, Dick Clark y Machu Picchu.

  En la jornada 339 una piedra pequeña se atascó en la rueda trasera derecha y pese a los movimientos para sacudirla quedó dentro de la misma hasta el Sol 345 en que cayó finalmente fuera.

  
  

  4 ENERO 2005

  Se cumple el año de estancia del Spirit en Marte. En el JPL el hecho se celebra con diversos actos.

  
  

  En el día marciano 353 de la misión, el rover avanzaba en la colina Husband y se ocupaba de observar la piedra bautizada Champagne, y lo hacía durante varios días. Más tarde trató de moverse pero resbaló varias veces, si bien cubrió varios tramos de 10, 4, 7 y 9 m.

  
  

  12 ENERO 2005

  Sol 366. El rover avanza 12 m en dirección a la piedra Larry’s Lookout, de la que aun distaba medio centenar de m.

  En la siguiente fecha recorrió otros 14 m y en el Sol 371 unos 6 m más, estando entonces junto a la piedra Peace, que penetró en 3,22 mm con su instrumental el Sol 374 durante casi 40 min para medir su interior con el espectrómetro de rayos equis; en el Sol 375 la observó con el Mössbauer, y en el Sol 376 con el microscopio. En el Sol 377 hace otra rozadura en el mismo sitio de la misma piedra, empleando 1 h 56 m, y penetrándola en 9,7 mm más, como nunca había hecho antes con roca alguna. Tal punto de penetración en la piedra fue bautizado como Boycott. En el Sol 181, el rover en marcha atrás se alejó 1,5 m y tomó imágenes de la Peace. Esta última piedra resultaría tener un alto contenido en sulfatos, el mayor respecto a otras estudiadas.

  Posteriormente se fue en dirección a la colina Husband, recorriendo 17 m sobre un terreno de 18º de pendiente. En el Sol 382 avanzó 4 m hacia la piedra Alligator que examinaría durante los siguientes 4 días marcianos.

  Sol 388. El Spirit va en dirección al punto bautizado Cumberland Ridge y recorre 13 m.

  Sol 389. Recorre 13 m más, ahora en dirección al sitio bautizado Larry’s Lookout. Para entonces el rover ya llevaba cubiertos en total en sus trayectos sobre Marte más de 4 Km.

  Sol 392. Avanza 12 m pero se paró por dificultades encontradas en el camino previsto. Por entonces se le enviaron órdenes para que se detuviera y recargara las pilas. Las células solares del ingenio estaban recubiertas con bastante polvo, cosa que a su gemelo Opportunity no le ocurría tanto.

  Sol 395. El ingenio recibe nuevos programas informáticos y dos jornadas más tarde el sistema se reinicia para que cargara los mismos.

  Sol 398. Rueda por 18 m de terreno en viaje hacia el citado lugar Larry’s Lookout. El citado suelo, en el que las ruedas se deslizaban ligeramente, se mostró un tanto brillante lo que hizo que fuera observado con detenimiento. Posteriormente las ruedas empezaron a patinar en tal lugar y en el Sol 403 se estudió con instrumental la composición química del repetido suelo. En los 4 siguientes días llega al lugar propuesto como objetivo de estudio en el lugar denominado Cumberland Ridge, en el punto concreto llamado Larry’s Lookout (Sol 407).

  Posteriormente el rover fotografió el denominado valle Tennessee desde el lugar elevado donde se hallaba y posteriormente estudió la roca bautizada Watchover.

  
  

  2 MARZO 2005

  Trasciende la información de que el espectrómetro de rayos equis había sido intercambiado entre Spirit y Opportunity cuando ambos fueron montados en tierra. Dado que el instrumento era igual en uno y otro rover, la cosa no tuvo mayor trascendencia.

  
  

  9 MARZO 2005

  Gracias a la acción del viento, el polvo acumulado sobre los paneles solares del rover es levantado, dejando así captar notablemente más energía (el doble, según se dijo; hasta los 800 vatios/hora) al sistema eléctrico. Ello supone más tiempo de investigación del rover.

  
  

  10 MARZO 2005

  Sol 421. El rover toma imágenes de remolinos de polvo marciano.

  
  

  En las siguientes semanas se concreta la prolongación del programa, tanto el del Spirit como el del Opportunity, y que los mismos mantendrían sus operaciones sobre el suelo marciano previsiblemente hasta septiembre de 2006, si antes no fallaban, cosa muy posible dado el desgaste.

  Los puntos examinados por el Spirit por entonces fueron bautizados como Big Clod, Bitty Clod, Ben’s Cloe, Paso Robles, Paso Dark y Paso Light.

  A continuación se dirigió a las colinas llamadas Husband Hill. El terreno resulta arenoso y ocasiona que el rover patine, pero el mismo sigue subiendo hacia las mismas.

  Hacia principios de ABRIL observa los puntos denominados Blanket y Cottontail.

  
  

  8 ABRIL 2005

  Sol 449. El rover comienza a tener diversos fallos de control, reiniciando el sistema cuando trataba de ascender en las colinas Columbia y perdiendo la orientación de la antena con lo que se impidieron las comunicaciones con la Tierra.

  
  

  En el Sol 454 continúa su ascenso por una pendiente de las colinas antes señaladas, pero al patinar se le hizo bajar para buscar otro camino.

  
  

  15 ABRIL 2005

  Sol 456. El rover hace con sus ruedas un surco en el suelo para su estudio en los siguientes días.

  
  

  19 ABRIL 2005

  Sol 460. El Spirit va hacia el lugar denominado Methuselah y toma imágenes de un pequeño tornado de polvo. El citado lugar es estudiado entre los Sol 464 y 466.

  
  

  26 ABRIL 2005

  Sol 467. El ingenio rueda en dirección a la piedra bautizada Keystone en el lugar antes señalado. Estudia con el espectrómetro IR en concreto los puntos llamados Abigail y Priscilla.

  
  

  2 MAYO 2005

  Sol 472. En el sitio llamado Methuselah, el rover examina la piedra Keystone con su brazo. En las horas posteriores estudiaría el lugar bautizado Pittsburg.

  
  

  9 MAYO 2005

  Sol 479. Es estudiado en el suelo el punto llamado Reef con los espectrómetros. Luego pasaría a examinar la piedra Davis del área llamada Jibsheet durante varios días, y aun más tarde el lugar Larry’s Outcrop en diversos lugares concretos.

  
  

  7 JUNIO 2005

  El rover examina la piedra bautizada Backstay con su espectrómetro.

  
  

  Del Sol 518 al 531 hizo varias detenciones en su avance para tomar imágenes y ver la rodadura dejada. También observó remolinos de polvo en su entorno. Entre los puntos o piedras observadas por entonces figura la bautizada como Independence Rock, así llamada porque es en tal fecha del 4 de JULIO (día americano de la Independencia), que fue examinada no sin dificultad pero a fondo y durante varios días. Hubo por entonces problemas con el sistema para rozar o limar las piedras y un poco más tarde con las comunicaciones.

   Del Sol 546 al 565 el rover subía hacia la cumbre de la colina Husband, deteniéndose para estudiar las piedras bautizadas como Descartes, Bourgeoisie, Asuman y Assemblee. Al final de tal período estaba ya a solo 100 m de la cumbre señalada; y el Sol 578 se colocaba a menos de los 70 m.

  Sol 581. El rover lleva recorridos en total 4.810 m. Corona por fin la cumbre de la colina Husband en el punto bautizado Summit 1, que es llano; tal punto está 106 m por encima de la cota del cráter Gusev, donde aterrizara el ingenio. Desde tal posición toma durante varios días imágenes panorámicas. También observa sobre el cielo los satélites marcianos Deimos y Fobos.

  Sol 598. Por entonces, la velocidad de comunicaciones de duplica puesto que las órbitas de Marte y nuestro planeta hicieron que por tales fechas hubiera una aproximación.

  Sol 599. En ésta y las 6 siguientes jornadas, el Spirit centra sus observaciones en el punto bautizado Irvine. También toma por entonces imágenes de los satélites marcianos Fobos y Deimos. Al mismo tiempo se probó un canal de comunicaciones UHF del ingenio orbital Mars Odyssey para enlace con el robot.

  Sol 607 (septiembre 2005). El ingenio estudia el área de la superficie marciana bautizada Chiffhanger.

  En las fechas posteriores avanza hacia una loma llamada True Summit para luego realizar tomas de imágenes panorámicas entre los Sol 620 y 622 (entre el 1 y el 3 de octubre). También examina el punto de rocas bautizado Hillary (en honor al alpinista que escalara el Everest), bautizado así aquí por su elevación de 106 m sobre el lugar original de descenso.

  
  

  15 OCTUBRE 2005

  El Spirit finaliza su labor en la colina Husband Hill y se dirige entonces por la pendiente sur hacia el área llamada Kansas y el punto bautizado Kestrel.

  
  

  Sol 641. En tal día marciano y los 4 siguientes se ensayan comunicaciones en un canal UHF a través del satélite marciano Mars Odyssey. En general, la prueba fue positiva pero hubo fallos en el Sol 644 que se superaron 2 jornadas más tarde.

  Sol 655. El rover recorre un tramo de 94 m. Estudia por entonces el lugar bautizado como Larry’s Bench.

  
  

  1 DICIEMBRE 2005

  Sol 680. El rover se posiciona ante los puntos considerados interesantes y bautizados como: Miami, Pima, Comanche, Yaqui, Myammia, Meentwioni, Algonquin, Abiaka, Seminole, Iroquet y Osceola. Alguno de ellos es objeto de particular estudio.

  
  

  Sol 697. Se estudia la piedra bautizada Comanche. Intentado rozar un área de la misma sin conseguirlo, se apuntó hacia un lado que, bautizado Palomino, pudo ser sometido a abrasión y examinado con los aparatos de a bordo.

  Posteriormente, el rover avanzó hacia una zona arenosa llamada El Dorado, que también examinó en dos lugares bautizados Pilgrim y Gallant Knight, y aun más tarde recorrió 198 m hacia el lugar llamado Home Plate, donde estudió el sitio bautizado Arad.

  
  

  4 ENERO 2006

  Se cumple el 2º año de estancia en Marte del ingenio, cuya vida útil había sido proyectada solo para 3 meses. En tal bienio había recorrido en total 5 Km por Marte y obtenido unas 70.000 imágenes. Para entonces, intermitentemente, la rueda delantera izquierda se bloqueaba al girar hacia afuera.

  
  

  Sol 715. Desde esta fecha, el ingenio prosigue su avance cada 2 jornadas en las colinas Columbia para sincronizar con la sonda orbital repetidora de comunicaciones, la Mars Odyssey.

  Tras examinar las piedras Posey y Barnhill, se dirigió a la zona llamada McCool Hill. Aparecen entonces dificultades con la rueda delantera derecha. Por otra parte, aproximándose el invierno del planeta, la energía eléctrica comienza a disminuir al bajar la incidencia de la luz en el panel solar.

  Sol 779. Queda bloqueada la mecánica de la rueda delantera derecha. El rover sigue no obstante su avance con las 5 restantes, si bien con mayor dificultad.

  A mediados de MARZO se trataba de situarlo en una posición adecuada de orientación al Sol para pasar el invierno marciano que llegaba. Entonces, además de la rueda delantera bloqueada, los paneles solares ya habían perdido mucho en su eficacia.

  Sol 807. Situado el Spirit en el lugar denominado Low Ridge, quedó mejor orientado para recibir la luz solar. Hizo no obstante estudios sobre el entorno, en los puntos llamados Halley y Progress, y piedras adyacentes.

  
  

  12 ABRIL 2006

  Sol 809. El rover toma una fotografía de lo que parece ser un meteorito metálico, una piedra que se bautizó Allan Hills; otra, llamada Zhong Shan, situada en el mismo lugar, también se piensa que puede ser un trozo de meteorito. Se informaría de ello en junio siguiente.

  
  

  En las semanas siguientes, en MAYO, seguía en las colinas Columbia, acumulando un total de 6.876 m recorridos, pero la luz solar recibida apenas le permitía moverse durante 1 h diaria.

  Sobre el estado del rover, en JUNIO, se resume en una disminución de la operatividad o movilidad de las ruedas, del brazo mecánico y un deterioro de su sistema informático. Para entonces había superado con amplitud todas sus expectativas y junto a su gemelo Opportunity había transmitido unas 150.000 fotografías.

  
  

  15 AGOSTO 2006

  Sol 930. El rover toma en esta fecha y las siguientes, hasta el día 20, una serie de fotografías con las que se confecciona una interesante panorámica del lugar donde estaba.

  
  

  A últimos de SEPTIEMBRE se informa de la decisión de la NASA de prolongar en un año el programa del rover dado que aun estaba en buen estado.

  Casi al final de 2006, por cuarta vez en la misión, los programas informáticos del ingenio fueron actualizados y entre las novedades de los mismos se resalta el reconocimiento predeterminado de algunos objetos, estructuras o fenómenos (como los torbellinos de polvo en la atmósfera o las nubes) en las imágenes tomadas por su cámara; con ello se pretende abreviar el trabajo del rover. Para entonces, el ingenio llevaba recorridos 6.900 m y enviado unas 88.500 fotografías.

  
  

  En la primavera de 2007 se informa de hallazgo de capas geológicas y rocas basálticas en la zona bautizada Gertrude Weise, ya visitada anteriormente, que evidencian directamente una antigua erupción volcánica en el cráter Gusev y el contacto explosivo de la lava con el agua que entonces habría allí. También se reveló la existencia allí de concentraciones de sílice (en un 90%) en yacimientos junto al citado cráter y su relación con el agua que evidencia la existencia de ésta (datos enviados el 21 de mayo de tal 2007).

  Para entonces el robot llevaba recorridos 7.095 m y una de sus 6 ruedas la tenía bloqueada y no giraba. La producción de energía eléctrica del panel solar es en agosto de unos 300 vatios. En las semanas siguientes, el polvo acumulado hizo que el objetivo de la cámara microscópica perdiera transparencia, de modo que las imágenes perdían calidad.

  En mayo de 2007, además, una de las ruedas dejó al descubierto un terreno con abundancia de dióxido de silicio que se cree podría haberse generado en un pasado por una fuente termal, lo que refuerza la idea de la posibilidad de vida en un pasado en Marte.

  En septiembre siguiente, el rover fue enviado a explorar el lugar denominado Home Plate que tiene rocas en superficie. Allí permanecería también en los meses siguientes, parando para examinar las rocas de su trazado.

  En octubre, dado que la sonda aun seguía funcionando satisfactoriamente, se informa que por quinta vez se prolongaba la misión, al igual que la de su gemela Opportunity. Para entonces, el total de fotografías enviadas por el ingenio asciende ya a 102.000.

  En enero de 2008 se dio a conocer una fotografía tomada por el Spirit en la que se observa una piedra marciana con una peculiar forma de estatuilla de representación humana que despertó el correspondiente interés. Naturalmente es el resultado de la forma casual de la piedra y el ángulo de toma de la imagen, y no pasa de ser una mera curiosidad pese a la relativa repercusión pública que tuvo el caso.

  En otoño de 2008, una tormenta marciana de polvo y arena impedía que los paneles solares del rover recibieran la luz solar y por tanto la energía a bordo se veía reducida notablemente. Así, el 9 de noviembre de tal 2008 solo se generaban 89 vatios/hora, récord de mínima energía producida en la misión. Por ello, 2 días más tarde se apagaron varios calentadores del ingenio y se hizo una redistribución energética a bordo, recortando entre otras cosas los enlaces con la Tierra a solo uno cada varios días. El Spirit seguía entonces en el cráter Gusev. El día 11 de noviembre, al tiempo de las medidas de ahorro energético, el rover no respondió, y se temía que las baterías estuvieran agotadas pero también se esperaba que, habida cuenta que la tormenta parecía remitir, se pudieran recuperar.

  En el Sol 1.800, el 31 de ENERO de 2009, el rover dejó de responder a algunas de las órdenes cursadas desde la Tierra sobre petición de datos; además, 6 días antes, el día 25, su sistema de control de reinició... En concreto, no se sabía su orientación tras el último desplazamiento ni otros datos de su actividad, tras no responder a la orden de avanzar. Pero luego casi todo volvió a la normalidad. Se cree que el problema estaba en la memoria informática pero un chequeo no halló nada raro por lo que se pensó que podría tratarse de un problema de exceso temporal de la radiación ambiental (rayos cósmicos, en concreto), sin olvidar que la vida útil del instrumental del ingenio estaba al límite.

  
  

  6 FEBRERO 2009

  Parte del polvo depositado en los paneles solares fue limpiado por el viento marciano y ello permitió un incremento de 30 vatios/hora el rendimiento eléctrico, hasta los 240 vatios/hora, 60 por encima del mínimo para el funcionamiento elemental del ingenio, con lo que se aumentaba su disponibilidad operativa científica. Entonces el uso diario al respecto pasaría a ser de 1,5 h.

  
  

  En MARZO de 2009 el rover trata de avanzar hacia el Sur por el lugar plano llamado Home Plate en cuyo borde había pasado varios meses invernales con los paneles bien orientados al Sol en un punto inclinado. Sin embargo ahora en el terreno inclinado resultó que para subir patinaba y el Spirit hubo de rodear el lugar para poder seguir su marcha en dirección a un pequeño cerro bautizado Von Braun y un terreno un poco hundido de unos 45 m de diámetro que fue denominado Goddard.

  Al mismo tiempo, debido a un incremento de niebla atmosférica, los paneles del sistema de energía de la sonda aportan por entonces 1/5 menos de electricidad. Posteriormente, el viento de Marte limpiaría afortunadamente el polvo depositado en los paneles.

  Los días 11 y 12 de ABRIL el sistema de control del rover se reinició sin causa determinada en el momento, aunque en un caso se sospechó que podía haber sido causado por un fallo de enlace de comunicaciones. Por ello se mantuvo sin actividad científica hasta que se supiera el origen del problema.

  El siguiente 17 de ABRIL el rover tuvo un tiempo de vacío sin datos y el día 18 el sistema de control volvió a reiniciarse. Diversas pruebas realizadas para buscar el origen de los problemas no arrojan luz y se opta, entre otras cosas, por cambiar los procedimientos informáticos, por ejemplo con el uso de una memoria RAM de 128 MB en algunos períodos de actividad del rover.

  El día 23 de ABRIL, no obstante, el Spirit, detenido desde el día 8 anterior (luego de 2 semanas pues), avanzó 1,7 m y no mostró ninguna anomalía en su actuación.

  En MAYO la situación del rover era de estancamiento en su deambular. Las ruedas resbalaban, se hundieron hasta la mitad al girar en el terreno y no podían avanzar en Home Plate. Los responsables en el control tuvieron que dejarlo en espera para averiguar el modo de sacarlo con simulaciones en tierra del rover gemelo.

  En cuanto a los estudios geológicos sobre el lugar donde está entonces el rover, Home Plate, punto el terreno muestra varios colores (tonos rojo, ocre, amarillo y blanco) y diversas capas que las ruedas del ingenio descubrieron. Se cree así identificar arena basáltica, silicatos y sulfatos. Este punto del terreno marciano fue bautizado Troy (Troya).

  Mediado SEPTIEMBRE de 2009, el Spirit seguía inmovilizado en la arena y los técnicos de la NASA empezaron a pensar que no iban a poder sacarlo de allí, dedicando mucho tiempo en tierra a las simulaciones antes de intentar una maniobra que tuviera garantías. Por otra parte, desde poco más de un par de semanas antes, había tormentas de arena que dejaban los paneles solares con polvo suficiente para hacer que la producción eléctrica fuera la mitad.

  A partir del 17 de NOVIEMBRE, los técnicos de la NASA efectúanun último intento para sacar al Spirit de la arena. El intento consiste en diversas maniobras de giro de sus ruedas milímetro a milímetro durante varios días. Una de las ruedas no funcionaba y se veía arrastrada por las otras lo que añadía dificultad a las operaciones. La primera maniobra se detuvo de inmediato, en 1 seg, por actuación del sistema informático que captó una inclinación hacia un lado mayor de la programada. El segundo intento se realiza el día 19, pretendiendo un movimiento de las ruedas de 2,5 m, aunque el avance real fuera mucho menos. De este modo el rover avanzó en realidad 12 mm, pero se fue otros 7 mm hacia la izquierda y se enterró en 4 mm más. Un segundo avance proyectado no se llega a ejecutar. El día 21 siguiente se lleva a cabo el tercer intento con un avance de 4 mm (rodando las ruedas el equivalente a 4 m) pero en una segunda fase se detiene debido al bloqueo de una de las ruedas. El día 24 se chequeó la rueda bloqueada pero no se halló nada extraño. Un nuevo avance proyectado de 1,5 m en las ruedas solo logra un recorrido real de 2,1 mm. El día 28 las ruedas giran 1,4 m y no logran avanzar al rover en 1 mm, bloqueándose otra rueda.

  En DICIEMBRE siguiente se dio a conocer que en un mineral de sulfatos hallado por el Spirit se forma en aguas termales, reforzando una vez más la demostración de la existencia de tal elemento en Marte y su vinculación a una posible existencia de vida elemental en el pasado. Por otra parte, el rover seguía en tal tiempo inmovilizado en las arenas de Troy (troya).

  En ENERO de 2010 se optó por dejar a un lado los intentos de hacer rodar al Spirit y dejarlo en su posición, puesto que además la luz para recargar baterías iba a disminuir en esta época. Se le deja así observando solo el entorno inmediato del sitio donde está y se trata de inclinarlo un poco, enterrando aun más sus ruedas, para ofrecer mejor ángulo de incidencia del Sol sobre el panel solar.

  Para entonces, entre la multitud de datos e información aportada por el rover se suma el envío de unas 133.000 fotografías.
  
  22 MARZO 2010
      Se interrumpen las comunicaciones del rover con nuestro planeta, casi seguro que debido a la falta de energía eléctrica a bordo. De forma automática, el Spirit habría entrado en modo de hibernación y así se ha de mantener hasta que el panel solar pueda volver a recargar. Entonces se teme que este período de inactividad y frío pueda afectar su electrónica.
      En tal momento llevaba 7.700 m recorridos o acumulados.
  
      En los meses siguientes se estuvo a la escucha, por si el ingenio daba señales de vida, y a principios de 2011 se esperaba que en marzo siguiente, coincidiendo con el período de máxima iluminación solar, pudiera quizá revivir.
      Pero el Spirit no volvería a emitir y tras un último intento fallido de contacto el 25 de MAYO siguiente la NASA dio por concluida la misión, aunque se advierte que ocasionalmente aun se estaría a la escucha...

  
  

  > OPPORTUNITY

  
  

  El 18 de junio de 2003 la NASA anunciaba que retrasaría el lanzamiento de la sonda en un día, hasta entonces previsto para el día 25 siguiente, y el día 22 se decidió dejarlo para el día 28 y luego para el 29. El motivo fue dar tiempo para cambiar material aislante en la primera fase del cohete lanzador. En la fecha prevista del 29, aparte de un problema al entrar un barco en la zona reservada como área de seguridad, fuertes vientos a 4,5 Km de altitud sobre la zona determinaron otro aplazamiento de 24 h, y luego otro para el día 2 de julio siguiente por igual motivo de vientos que pudieran llevar gases tóxicos a zonas habitadas. Pero el 1 de julio surgen problemas técnicos que nuevamente determinan otro retraso, ahora hasta el siguiente día 5. El hallazgo luego de un fallo en una batería del sistema de autodestrucción del lanzador que no recargaba retrasó otra vez la partida de la sonda, ahora en un par de días, a solo ya 8 días del fin de la ventana de lanzamiento.

  
  

  08 JULIO 2003

  03 h 18 min. GMT; 05 h 18 min, hora española. Es lanzada la segunda sonda MER (la B, o MER-1) con un cohete Delta 7925 que parte de la rampa 17B de Cabo Cañaveral, no sin antes superar un problema con una válvula que no se cerraba en el lanzador 45 min antes del arranque de motores. Este Delta llevaba 9 boosters de mayor potencia (GEM-46 procedentes del modelo Delta 8930) que el lanzador del MER anterior.

  04 h 46 min. GMT. La sonda está ya inmersa en la trayectoria de transferencia hacia Marte, tras el último encendido de la última fase, de la que entonces se separa, iniciando así un viaje de 491 millones de Km de recorrido.

  
  

  9 JULIO 2003

  Es reducida la velocidad de rotación del ingenio desde las 12,13 vueltas por minuto a solo 2 para facilitar al buscador estelar del sistema de guía la localización de la estrella necesaria.

  
  

  18 JULIO 2003

  La nave efectúa la primera corrección de trayectoria dentro de una operación que duró 54 min para reorientarse adecuadamente. La variación de velocidad fue de 16,2 m/seg. Unas horas más tarde, la sonda alcanzaba los 21 millones de Km de recorrido.

  
  

  A mediados de NOVIEMBRE, tras una violenta erupción solar, se reinició el sistema informático de la sonda en prevención de que se hubiera podido producir alguna incidencia en el mismo.

  
  

  16 ENERO 2004

  Se realiza una corrección de trayectoria con un encendido de motor de 25 seg de duración.

  
  

  25 ENERO 2004

  El Opportunity, tras 456.000.000 Km de recorrido, llega a Marte, que entonces está a 190.000.000 Km de nuestro planeta, y repite la secuencia de descenso por la atmósfera de Marte ya indicada para el Spirit (verlo).

  04 h 45 min. GMT. La sonda se separa de la fase de crucero. Está a solo 13 min del choque inicial con el suelo marciano.

  04 h 59 min. El ingenio penetra en la alta atmósfera de Marte con una velocidad de 19.400 Km/h.

  05 h 02 min. El frenado aerodinámico es máximo con 6,5 ges aproximadamente de deceleración.

  05 h 04 min. Se abren los paracaídas. La velocidad es de 1.600 Km/h. El escudo térmico frontal es separado; el viento marciano desvía ligeramente la ruta de la sonda. Luego, los airbags se inflaron y se cortó el cable del paracaídas.

  El área de aterrizaje es una elipse de 70 Km de longitud y el ingenio cae a solo 24 Km del punto medio de la misma. Al chocar contra el suelo, los airbags estuvieron haciendo rebotar al ingenio hasta 26 veces durante 14 min y rodar 200 m. El cráter producido en el suelo marciano por el impacto del escudo es de 2,8 m de diámetro y hasta 10 cm de profundidad.

  05 h 05 min. GMT. Aterriza con precisión la sonda en Meridiani Planum, envía su señal de éxito de la operación, que llega 11 min más tarde a la Tierra. El lugar está a unos 9.600 Km del sitio donde se posara el Spirit semanas atrás y es en realidad y curiosamente un pequeño cráter (que sería luego bautizado Eagle) de 22 m de diámetro y 3 m de profundidad. El sitio queda demarcado por los 1,95º de latitud Sur y 354,47º de longitud Este. Aunque el ingenio quedó volcado o boca abajo, el despliegue de los pétalos lo devolvió a la posición ideal.

  09 h 12 min. Comienzan a llegar las primeras fotografías del llano entorno donde estaba, pero con mucha arena muy fina, como talco, con machas de terrenos sólidos y pocas piedras; la rojiza zona se suponía con abundancia de mineral de hierro hematites gris (un 10%), con posible origen en lugares donde habría habido en algún tiempo agua. Unas formaciones circulares se atribuyen en un primer momento al aplastamiento de la arena por los airbags al rebotar antes de pararse.

  El rover desplegó sin problemas los paneles solares y, tras las imágenes recibidas, se observó que todos los airbags se habían replegado por completo y sin problemas, lo que dejaba despejadas las rampas de descenso al suelo.

  
  

  26 ENERO 2004

  Los sistemas y aparatos de la sonda Opportunity son chequeados sin novedad.

  La antena principal ya está por entonces debidamente orientada hacia la Tierra para comunicaciones directas.

  
  

  27 ENERO 2004

  Se detecta una pérdida de 15 vatios en el sistema eléctrico del rover como consecuencia del gasto ocasionado por un calentador del brazo mecánico del mismo que se encendía automáticamente al bajar la temperatura del ambiente marciano. El pequeño problema con el termóstato no supone merma sin embargo en las actuaciones de movilidad y científicas del ingenio.

  Por otra parte, como consecuencia del problema del gemelo Spirit, al que por entonces se achacaba un origen en un colapso por exceso de datos, se preparó para limpiar las memorias del Opportunity de los datos ya inservibles relativos al vuelo hasta su llegada al planeta rojo.

  
  

  28 ENERO 2004

  El lugar de aterrizaje de la Opportunity es bautizado como Challenger Memorial Station, en memoria de los astronautas muertos en el accidente de tal Orbiter Shuttle justo 18 años atrás. A la vez, el rover se despliega en la misma plataforma de llegada y alinea sus ruedas para preparar su primera andadura. Dispuestos sus aparatos se prepara para hacer las primeras mediciones IR.

  
  

  30 ENERO 2004

  Se informa del hallazgo del Opportunity, por mediciones IR, de óxido de hierro Fe2O3ohematita gris, mineral vinculado al agua marciana de otro tiempo (aunque también generado por lava con alto contenido en oxígeno). Con ello confirma inicialmente las expectativas de los geólogos marcianos sobre el lugar.

  
  

  31 ENERO 2004

  08 h 26 min. GMT. Desde el JPL se emite la orden de avanzar al Opportunity con 1 día de adelanto sobre lo previsto inicialmente. Llegada la señal luego a Marte, el rover desciende sin novedad y con éxito por la rampa de un pétalo hasta el suelo marciano y avanza hasta unos 3 m en total. En tal bajada tarde 2 min. Envía entonces imagen de la plataforma de llegada, ahora ya en solitario, así como de las huellas de la rodada dejada en la arena marciana. La confirmación del buen descenso llegó a la Tierra 1,5 h más tarde de la emisión de la orden de movimiento.

  Los responsables pensaban entonces dirigir en los siguientes días al rover hacia unas rocas emergentes en un lado del punto de aterrizaje, consideradas de lo más interesante del lugar.

  
  

  2 FEBRERO 2004

  El brazo mecánico del rover recibe la orden de extenderse por vez primera y apunta con sus aparatos al suelo para un examen del mismo, cosa que continúa al siguiente día.

  
  

  4 FEBRERO 2004

  Se informa que en tal estudio del Opportunityde los dos días anteriores se aprecian diversos gránulos esféricos y otros con otras formas y colores; en cuanto a minerales se halla olivino. También se señala la presencia de hematita con desigual distribución en el entorno donde está el rover.

  
  

  6 FEBRERO 2004

  El rover lleva recorridos 3,5 m en dirección a unas rocas que sobresalen del suelo, bautizadas Stone Mountain,y que para entonces aun están a 0,6 m de las mismas y en una pendiente de 13º. También se examinó una piedra denominada Robert E.

  
  

  9 FEBRERO 2004

  El ingenio recorre 4 m al lado del lugar bautizado como Opportunity Ledge. En el sitio se observan bolitas, formadas por erosión eólica en piedras y sueltas en el suelo.

  
  

  10 FEBRERO 2004

  El extremo del brazo mecánico no se mueve como era de esperar y también el mástil queda bloqueado por lo que se hubo de emplear el tiempo en solucionar tales pequeños problemas.

  
  

  11 FEBRERO 2004

  El ingenio estudia el lugar bautizado Bravo.

  
  

  12 FEBRERO 2004

  El Opportunity está en su 19 día marciano o sol. Entonces subió hasta un área elevada del suelo nombrada como Waypoint Charlie. Para el siguiente sol se tenía preparado un trabajo de investigación con el mini TES sobre el suelo removido por las propias ruedas del rover.

  
  

  14 FEBRERO 2004

  El rover recibe una orden de excavar el suelo hasta 25 cm de profundidad con su brazo, pero el sistema de control informático del ingenio no ejecuta la operación por error, por interpretarla curiosamente como una “operación insegura” para el brazo del ingenio. Además, tampoco se dirigió en una dirección marcada. Los controladores tuvieron que estudiar como salvar al referido sistema informático.

  
  

  15 FEBRERO 2004

  El rover completa un recorrido récord del mismo de 9 m en un día. Entonces se dispone a examinar el sitio nombrado como Hematite Slope.

  
  

  16 FEBRERO 2004

  El Opportunity observa un lugar para luego hacer una zanja pequeña con sus ruedas. En la misma jornada, la sonda MGS sobrevuela la zona y hace mediciones paralelas a las del rover para su comparación.

  
  

  17 FEBRERO 2004

  El ingenio transmite fotografías en las que se observa la piedra bautizada Snout, que aparece fragmentada y la que tiene multitud de granos esféricos de unos milímetros de diámetro, que también se dejan ver en el entorno. Los geólogos quedaron perplejos. Las especulaciones iniciales apuntan a depósitos o sedimentos llevados allí por el agua en otro tiempo, o bien a cenizas de tipo volcánico en reacción con terrenos húmedos.

  Por otra parte, el rover hizo con la rueda delantera derecha durante 22 min una pequeña zanja de 9 cm de honda y 50 cm de larga en el suelo para su examen en 5 puntos de la misma. Los geólogos no esperaban encontrar así un terreno como el que el ingenio dejó al descubierto.

  
  

  18 FEBRERO 2004

  El Opportunity examina la zanja hecha la víspera. Se distinguen y llaman la atención en el terreno unos gránulos oscuros, esféricos y con brillo.

  
  

  20 FEBRERO 2004

  Día marciano (sol) 26 del Opportunity. El mismo se dirige para su estudio al lugar considerado de interés bautizado El Capitan recorriendo 15 m.

  
  

  22 FEBRERO 2004

  El rover empieza a examinar el entorno de El Capitan durante 25 min y se prepara para hacer una rozadura en la piedra y estudiarla bajo su superficie.

  
  

  23 FEBRERO 2004

  En el estudio de 46 imágenes de la roca rozada de El Capitan se creen hallar huellas de la existencia de agua en un pasado.

  
  

  24 FEBRERO 2004

  En la zona citada, en el lugar concreto bautizado McKittrick Middle Rat, el ingenio procede a rozar la piedra del suelo durante 2 h con una profundidad de 4 mm, dejando al descubierto un poco de su interior para su análisis.

  
  

  26 FEBRERO 2004

  El rover envía los datos obtenidos en los dos días anteriores sobre el estudio de la roca y toma imágenes de las bautizadas como Maya y Jericho.

  
  

  27 FEBRERO 2004

  El Opportunity se sitúa con un movimiento de solo 15 cm delante de la piedra bautizada Guadalupe para su examen en una nueva abrasión o rozadura que fue realizada en la jornada siguiente. También tomó una imagen general del entorno.

  
  

  29 FEBRERO 2004

  Es analizado con microscopio del rover en círculo rozado de la piedra antes referida.

  
  

  2 MARZO 2004

  La NASA anuncia que el rover había obtenido datos por los que se confirmaba la existencia de agua en cantidad importante en Marte en un pasado, lo que abonaba la posibilidad de que hubiera podido haber vida en tal época. Las pruebas son el hallazgo de bolitas, marcas dejadas por cristales salinos y especialmente de elevadas cantidades de sales de azufre, así como minerales formados por la acción del agua.

  El ingenio, por su parte, recorre 4 m en dirección al lugar bautizado Last Chance, del que toma imágenes diversas. Al llegar al sitio, el rover se queda a 30 cm del punto señalado.

  
  

  3 MARZO 2004

  El rover analiza el repetido lugar durante ésta y la siguiente jornada.

  
  

  4 MARZO 2004

  El análisis de Last Chance genera en torno a dos centenares de movimiento del brazo y se obtienen 128 fotografías con el microscopio.

  Se aprovecha igualmente por entonces para tomar imágenes del satélite Deimos que cruzaba por delante del Sol.

  
  

  5 MARZO 2004

  Día marciano 40 del rover. Finaliza el estudio de Last Chance.

  
  

  6 MARZO 2004

  Se estudia la piedra bautizada como Wave Ripple y luego la Flat Rock para su estudio en una nueva actuación del brazo.

  
  

  8 MARZO 2004

  Los técnicos advierten que el motor de la rozadora del brazo para abrasión de piedras se bloqueaba, según se creía, debido al polvo marciano y los cambios térmicos del planeta.

  
  

  9 MARZO 2004

  Los especialistas dan a conocer que la vida útil del ingenio, como también su gemelo el Spirit, se prolongaría en más de 5 meses sobre lo previsto a vista de las condiciones del planeta, con menos polvo del esperado, y el estado del rover, especialmente el de los paneles solares y la solvente operatividad del sistema eléctrico.

  En tal fecha, el ingenio estudiaba la piedra denominada Mojo 2 perforándola en 3,1 mm de profundidad. Al cabo de 1 h 5 min el motor de abrasión se bloqueó de nuevo.

  
  

  10 MARZO 2004

  La zona rozada de la piedra Mojo 2 es estudiada con el microscopio.

  
  

  12 MARZO 2004

  Se completan los estudios sobre el sitio denominado Berry Bowl. También se fotografía el paso del satélite Fobos por delante del Sol. El paso siguiente del rover fue dirigirse hacia el lugar bautizado como Shoemaker's Patio de piedras emergentes en el suelo. Todo ello aun dentro del cráter Eagle donde cayera a su llegada al planeta. Pero para entonces ya se planificaba el avance del rover para salir del mismo y explorar nuevos lugares del contorno, especialmente otro cráter situado a 750 m.

  
  

  15 MARZO 2004

  El ingenio estudia durante media hora la roca denominada Shark's Tooth. También toma fotografías de otros sitios que son bautizados Lamination, West Zen Garden, Enamel 1, Patio Rug, Anaconda Snake Den y Garter Snake.

  
  

  16 MARZO 2004

  Aun en el mismo sitio, con las ruedas el ingenio observa la dureza de la piedra denominada Carousel.

  
  

  17 MARZO 2004

  Tras recorrer el centro del cráter, cerca aun del punto de descenso, en esta fecha y las dos siguientes hace otras observaciones y avanza ya para salir del citado hoyo.

  
  

  19 MARZO 2004

  El ingenio completa en total 115 m de recorrido a lo largo de sus trayectos en los diversos días. Entonces hizo una nueva zanja y observa dos puntos denominados Coconut 2 y Chocolate Chip.

  
  

  21 MARZO 2004

  El rover, que estudia el punto llamado Brian’s Choice,no consigue salir del cráter en el que se halla, al patinar sus ruedas, por lo que se hubo de estudiar una nueva ruta para otro intento.

  
  

  22 MARZO 2004

  El Opportunity logra por fin salir del cráter y se proyecta su nuevo destino hacia otro situado a unos 250 m.

  
  

  23 MARZO 2004

  La NASA confirma en base a los datos del rover la existencia en un pasado de un mar de agua salada en aquella zona de Marte.

  Para entonces, éste y su rover gemelo habían enviado en total unas 18.000 imágenes. El Opportunity está entonces a 9 m fuera del borde del cráter donde cayera. Desde su nueva posición toma fotografías del entorno.

  
  

  24 MARZO 2004

  En un corto recorrido hacia el borde del cráter de donde saliera, se dirige al sitio bautizado Brigh Spot.

  
  

  25 MARZO 2004

  Es analizado el lugar citado Brigh Spot con el espectrómetro Mössbauer.

  
  

  26 MARZO 2004

  El rover evoluciona en torno al cráter Eagle, de donde saliera, y lo fotografía en panorámica.

  El proyecto era ahora dirigir al ingenio hacia el cráter Endurance, a unos 750 m de distancia a cubrir.

  
  

  29 MARZO 2004

  El rover transmite información incorrecta, debido, según se supo al día siguiente, a un fichero con error guardado en un área de memoria con fallo. Tal zona sería evitada en lo sucesivo en el almacenamiento de datos.

  
  

  30 MARZO 2004

  El Opportunity se ocupa en el examen de la piedra bautizada Bounced contra la que curiosamente había chocado con un airbag al caer en su llegada al planeta.

  
  

  1 ABRIL 2004

  La piedra antes señalada es rozada hasta 6,44 mm durante 2 h en el punto denominado Case para su examen con el espectrómetro. En los siguientes días se sigue con el examen de tal roca.

  
  

  5 ABRIL 2004

  El rover completa su observación de la piedra Bounce y la zona Maggie. Posteriormente se dirige al cráter Endurance, que estaba a unos 750 m.

  
  

  6 ABRIL 2004

  El ingenio cubre unos 100 m sobre el cráter Eagle hasta el lugar bautizado Anatolia donde haría una zanjita.

  
  

  8 ABRIL 2004

  Dado el éxito del robot y de su gemelo Spirit, la NASA confirma la ampliación en 5 meses de la misión conjunta con la aprobación de una misión extendida y un gasto adicional de 15.000.000$.

  
  

  9 ABRIL 2004

  Se inicia la recarga de programas informáticos del rover para darle más capacidad en el desenvolvimiento de sus sistemas y aparatos, cosa que también se hizo con su gemelo, el Spirit.

  
  

  13 ABRIL 2004

  Completada la grabación de los nuevos programas, el rover se reinició informáticamente e hizo examen del sitio bautizado Jeff’s Choice como prueba. Posteriormente examinaría los lugares nombrados Jack Russell, RipX, Beagle Burrow y NewRipX.

  
  

  14 ABRIL 2004

  El ingenio se dirige al cráter Fram, pero con la vista puesta en el más lejano Endurance. Su nuevo programa le permitiría entonces cubrir la distancia récord de 140,9 m en un tramo, hasta quedar a solo 90 m del cráter citado en primer lugar. El total recorrido por el rover en toda su rodadura marciana asciende ya a más de 600 m.

  
  

  19 ABRIL 2004

  El rover recorre 25 m y va en dirección al cráter llamado Fram.

  
  

  20 ABRIL 2004

  Se informa que la piedra bautizada Bounce, ya citada, de tipo volcánico del tamaño de un balón de rugby, era parecida a un meteorito llegado a la Tierra presumiblemente desde Marte. Su principal componente es el piroxeno. Se estableció su similitud, una vez analizado, con el meteorito EETA79001 hallado en la Antártida en 1980.

  En Marte, el ingenio se dedica a estudiar la piedra denominada Pilbara que rozaría durante 2,5 h en la siguiente jornada hasta lograr 7,2 mm de profundidad.

  
  

  23 ABRIL 2004

  En el cráter Fram, donde el ingenio hace estudios diversos de sus rocas y formaciones, concluye el análisis de la piedra Pilbara. Luego, emprendió una marcha hacia el cráter Endurance, cubriendo 33 m.

  
  

  24 ABRIL 2004

  El rover completa los 3 meses de estancia en Marte y lleva para entonces cubiertos 811,57 m. El resumen de datos enviados es de 15,2 GB, siendo el total de fotografías enviadas de 12.429. Tras un recorrido posterior de 40 m, el ingenio se encuentra ya a 160 m del cráter Endurance, de los 106 m serían cubiertos en los dos siguientes días.

  
  

  29 ABRIL 2004

  El ingenio avanza 50 m sobre el borde del cráter Endurance.

  
  

  30 ABRIL 2004

  El rover recorre otros 17 m en el lugar indicado y se detiene delante de una pendiente de 4,7º. Posteriormente toma fotografías del entorno del citado cráter y hace varios análisis térmicos. En el centro de control se evalúa la posibilidad de hacer descender al ingenio al interior del cráter, que tiene unos 130 m de diámetro. Se busca el sitio idóneo, pero también se consideran las dificultades para luego hacerlo salir, dada su profundidad de unos 20 m.

  
  

  A principios de MAYO, se trabaja en un problema por un bloqueo del sistema térmico del brazo, con exceso de consumo, y ha de estar el ingenio dormido para evitar la descarga de las pilas, aun a costa de que enfriara demasiado y fallara algo.

  Tras tal anomalía, el rover cubrió en su 103 día 13 m y en los siguientes estudió la roca bautizada Lion Stone, de unos 10 cm de alta y 30 de larga, tomando fotografías y haciéndole una rozadura.

  En los días 109 y siguiente, luego de cubrir 32 m más, rodó otros 41 m. En sucesivos días recorrió diversas distancias, pero no sin antes detenerse a recargar las pilas necesariamente.

  En la jornada 115 estaba a 3 m del borde del cráter Endurance y, tras tomas fotográficas, se acercó hasta 1 m. La pendiente a partir del borde es de 40º lo que hace a los responsables del ingenio estudiar las posibilidades de avance para el estudio del cráter.

  En el día marciano Sol 123 estudió las piedras bautizadas McDonnell y Pyrrho, y en la jornada siguiente sobre la última piedra tomó 75 fotografías microscópicas.

  En los Sol 125 y 126 investigó la roca denominada Diógenes y se hicieron pruebas sobre para ver cómo bajar el rover al cráter Endurance. Avanzó por entonces 72 m hacia el lugar nombrado como Karatepe, por el borde del cráter indicado.

  En el Sol 127 avanzó 50 m y en el día siguiente 13,4, quedando ya a 5 m del borde del cráter, pero aun dos días más tarde se optó por que recorriera 50 m más. Quedaría al final a 8 m de la piedra bautizada Lion Stone.

  En el Sol 130 recorre otros 45 m por el citado borde del Endurance y en la jornada siguiente toma más fotografías en busca del sitio ideal para bajar.

  El 8 de junio se informaba de la decisión de hacer bajar al robot a tal cráter Endurance, cursándole las órdenes el siguiente día, aun a riesgo de no poder luego salir del mismo. Los estudios geológicos, aventurados como de gran interés, dentro de tal depresión, debían durar 2 o 3 semanas. Pero luego, evitando las zonas arenosas, se quería salir de allí.

  En el Sol 133 se probó a bajar el par de ruedas delanteras del rover para luego hacerlo retroceder y ver su adherencia en la primera prueba para el descenso.

  En la bajada se consideraba como objetivo el sitio llamada Karatepe, a unos 6 m del borde, donde brota del suelo piedra considerada digna de estudio.

  En el día marciano 134 bajó 3,9 m, pero luego se retiró 1,4 m para ver las posibilidades del desplazamiento en el lugar.

  En las siguientes jornadas se dirigió a la piedra Tennessee, que tiene 36 por 15 cm, para su estudio. En el Sol 138 se hizo durante 2 h 04 min una rozadura en tal roca hasta 8,12 mm de profundidad, la mayor realizada hasta entonces. Luego, en la siguiente jornada, su interior fue examinado con los aparatos espectrométricos. Aquí siguió el rover más días de estudio y luego se dirigió hacia una zona en la que se señalaron interesantes los puntos bautizados como Churchill, Bluegrass y Siula Grande, a donde llegó el ingenio en el Sol 142.

  En el Sol 143, el rover rozó la piedra llamada Cobble Hill hasta 3 mm, igualmente para su examen, cosa que hizo al siguiente día marciano.

  Sol 145. El Opportunity hizo una rozadura en la roca bautizada Virginia con una profundidad de 4,3 mm, y en los dos siguientes días la examinó.

  Sol 148. El rover hace otro tanto en la roca llamada London, penetrando en la rozadura 4,5 mm, y la que es examinada en el siguiente día. Luego repite la operación con la piedra denominada Tennessee y a continuación avanzó 1 m hacia un lado, con giro de 40º, tras retroceder primero 55 cm. Luego se situaría en una pendiente de 25,6º para examinar otras piedras.

  Sol 151 (24 de junio). El rover hace una rozadura en la piedra Grindstone, en operación que le lleva 2 h, y la estudia luego en el siguiente día.

  Sol 153. El ingenio efectúa de nuevo idéntica operación, ahora con la roca bautizada Kettlestone que es igualmente examinada hasta la siguiente jornada marciana.

  Sol 155. El Opportunity recibe instrucciones de calibración y chequeo del brazo. También realiza un desplazamiento de 1 m en la pendiente donde se halla. Al día siguiente hubo un problema temporal en las comunicaciones con la Tierra.

  Sol 157. El ingenio toma fotografías diversas de áreas raspadas en piedras. En su posición en la pendiente del terreno, la inclinación es de 28,6º, lo que hubo de corregir luego.

  Entre los Sol 159 y 163 el rover permaneció quieto examinando las piedras de su entorno.

  Mediado el mes de JULIO se disponían las labores del Opportunity cara a la llegada del invierno marciano. Tal estación supone una menor cantidad de luz y por tanto una disminución en la recarga de baterías del rover; por las noches permanecía en desconexión para no gastar electricidad. Así que se miraba cómo dejar a este ingenio y el Spirit en estado de hibernación hasta tanto pasara tal estación invernal. La temperatura mínima detectada por el ingenio es de –53ºC.

  Sol 160. El rover observa de la piedra Millstone el área nombrada como Drammensfjorden y sobre la que se hizo una rozadura que penetró hasta 6,3 mm; se tardó en ello 2,5 h. En las horas siguientes se hicieron observaciones de la atmósfera del planeta.

  Sol 166. El ingenio fotografía varias zonas del cráter Endurance, donde estaba, para elegir nuevos objetivos de estudio. La profundidad del repetido cráter es de 20 m.

  Sol 167. Finaliza el estudio espectrométrico sobre el sitio denominado Dahlia. En los dos siguientes días marcianos efectúa varios exámenes, entre ellos el de la piedra bautizada Knossos. También realiza en esta y la siguiente jornada un enlace de prueba en las comunicaciones a través de una sonda orbital en funciones de repetidor, sin dejar de hacer tomas fotográficas; este ensayo se produce con normalidad pese a los temores de interferencias lo que habría la posibilidad de simultanear trabajos.

  
  

  En AGOSTO, dentro del mismo cráter Endurance, el ingenio evoluciona por el mismo y sigue sus estudios de piedras. En sus trayectos sus ruedas resbalan varias veces debido a las pendientes y por ello es programado para avanzar por las paredes del cráter sin llegar al fondo.

  
  

  Durante estas fechas de agosto, el ingenio estudió dentro del repetido cráter Endurance los sitios denominados Razorback, Arnold Ziffel (piedra que examinó hasta el Sol 174, durante varios días), Diamons Jenness, Karatepe (Sol 181 a 185), Mackenzie, e Inuvik con su punto Tuktoyuktuk (Sol 186 a 188). Luego el rover se movió 80 m para ir a los sitios, también de piedra emergente en el cráter, bautizados Artic Islands, Burns Cliff, Axel Heiberg (Sol 192 y 194), Jiffypop, Sermilik y Ellesmere.

  Por entonces, además de algún pequeño problema de patinaje de las ruedas, la cámara microscópica daba error y otras cámaras también fallaban en precisión de apunte (de hasta 2 cm). Incluso en el examen del punto Axel Heiberg se desvió la rozadura hasta 6 cm del punto deseado. Precisamente en ese Sol 192 se observó el sistema térmico del brazo de la cámara de imágenes, cuyo sistema de calentamiento fallaba, y en el Sol 199 se bloqueó el sistema de abrasión por culpa de una pequeña piedra que se desprendería luego.

  En el Sol 201, el rover avanzó por una zona de arena en unos 12 m pero se temió por la seguridad del mismo a vista del terreno y se le hizo regresar hacia el punto Axel Heiberg, recorriendo unos 14 m. Luego, en el Sol 205 se dirigió al punto Shag pero estudió en cambio el sitio cercano Auk, estimado entonces más interesante. Otro lugar que se creyó llamativo fue el denominado Eschner y en el mismo estaba en el Sol 208.

  Hacia el 23 de AGOSTO (Sol 211) estudia la citada roca Eschner en su parte rozada llamada Kirchner, objetivo en el que permanecería durante 4 días. De nuevo hubo problemas con el sistema de corte o roce de la piedra y el mismo fue reajustado, y las vibraciones de brazo hicieron perder parte de datos. Luego se examinaron los sitios Emil-Nolde, el llamado Kirchner-RAT y más tarde el Otto Mix.

  
  

  A principios de SEPTIEMBRE, la interposición del Sol entre nuestro planeta y Marte hace que se corten las comunicaciones con el rover. Tal interrupción dura casi dos semanas. Para entonces, el ingenio había recorrido más de 1,5 Km en total.

  La aproximación por otra parte del invierno marciano, que se prolongaría hasta marzo del 2005, hace que se estudie la forma de dejar al ingenio en posición que pueda recibir la máxima energía solar. La electricidad disponible entonces con los paneles es de 400 vatios, menos de la mitad que al principio de su llegada al planeta; lo mismo ocurría con el Spirit.

  Durante el corte de comunicaciones, además, no recibiría la luz solar necesaria para recargar de energía las baterías.

  Mediado septiembre, comienza el intento de reanudación de comunicaciones con el Opportunity.

  
  

  20 SEPTIEMBRE 2004

  Se reanuda el contacto con el rover. En este tiempo se informó que el presupuesto del programa había recibido nuevos fondos para poder cubrir durante los siguientes 6 meses la prolongada vida útil que estaban teniendo este ingenio y su gemelo, el Spirit. A su vez se anunció que debido a la baja incidencia de la luz solar por el invierno marciano, las actividades del rover se iban a recortar a 5 días de cada 7 hasta el siguiente mes de diciembre.

  
  

  En el Sol 238, tras concluir el análisis del punto bautizado Auk, tomó imágenes del nuevo objetivo, la piedra bautizada Ellesmere, retrocediendo primero 34 cm. En los dos días marcianos siguientes analizó tal roca en dos puntos denominados Barbeau y NoCoating. Al cabo de otros 5 días tomaba fotografías para seleccionar nuevos objetivos, siendo uno de ellos denominado Void. En el Sol 249 recorre casi 20 m en dirección a la piedra llamada Wopmay, quedando a 2 m de la misma, un poco más cerca de lo calculado. Al siguiente día bordeó tal roca, recorriendo 7 m y acercándose a la misma.

  Los estudios de este y su ingenio gemelo, el Spirit, dieron como resultado, en avance dado por entonces, la confirmación de la antigua existencia de agua en Marte. El lugar concreto visitado por el Opportunity había estado en algún tiempo atrás en contacto con el agua, secándose luego y habiendo sido erosionado.

  Por entonces, en OCTUBRE de 2004 (desde cuyo primer día se había prolongado de nuevo la misión en una fase extendida dada la operatividad del ingenio), el rover, más al ecuador que su gemelo, disponía de una producción superior a éste de energía, con unos 700 vatios. Al mismo tiempo, el Opportunity llevaba cubiertos 1.619 m, más de lo esperado inicialmente.

  En el Sol 251 el rover hizo el ascenso por una pendiente del 50% para examinar de cerca la piedra Wopmay pero quedó en posición excesivamente cercana a la misma como para posicionar bien su brazo mecánico. Hubo que esperar a los siguientes días para que, retrocediendo un poco (3,4 m), pudiera volver a acercarse con más tino, cosa que haría en el Sol 256. Sobre tal roca se fijaron primero los 3 puntos de estudio denominados Jenny, Otter y Hiller, y luego los 3 llamados Jet Ranger 2, Twin Otter y Hercules. En el Sol 254, tras tratar de ver la piedra por otro lado y tener problemas de avance por una roca en el suelo, fue marcha atrás en 2,57 m. Posteriormente, el ingenio avanzó con ciertos problemas hacia el exterior del cráter Endurance en que se hallaba, hacia el punto denominado Burns Cliff. En el Sol 268 avanzó 4,5 m y sorteó una leve depresión que llegó a excavar el mismo rover y cuando intentó cubrir un trayecto de 9 m tan solo se desplazó 40 cm, de nuevo por el mismo problema de deslizamientos.

  Luego de estar parado un día, los controladores intentaron en el Sol 270 sacar al rover por un terreno más adecuado que no diera problemas y lo dirigieron, avanzando 1 m, por una pendiente de 45º. Posteriormente, otro avance fue de solo 78 cm y de nuevo el mismo problema, lo que hizo pensar que en último extremo iba a tener que volver por el mismo camino que había cubierto hasta entonces. Por ello, en el Sol 285, el avance fue de 1,55 m y desde su posición en las siguientes jornadas, hasta la 291, el ingenio se ocupó de tomar imágenes del entorno para buscar las rutas más convenientes.

  En torno al Sol 295, a principios de diciembre, el rover luego de ocuparte del estudio de los objetivos bautizados Cushion, Ebony, Barlett e Ivory, intentaba rodar para salir del cráter Endurance e ir al punto en que el escudo térmico había impactado casi un año antes a la llegada del ingenio al planeta. En tal evolución, cubrió primero dos tramos de 3,6 m, seguidos de 11 más en otra jornada. En el Sol 297 se avanzaron 8,6 m más, pero en las 4 jornadas siguientes estuvo parado examinando el suelo.

  En el Sol 306 el rover estudia la piedra bautizada Paikea y luego el punto denominado Wharenhui. En el Sol 312 recorrió 13 m, estando entonces a 5 m del borde del cráter Endurance, del que saldría finalmente 3 jornadas marcianas después (Sol 315) con un recorrido de 7 m más. Había permanecido en tal cráter 181 días marcianos.

  Posteriormente, el rover re-anduvo las rodadas dejadas medio año atrás y, deteniéndose al efecto, hizo comparación de las nuevas rodadas con las viejas.

  Sol 319. El Opportunity avanza 40 m y en las siguientes jornadas cubrió otros 60, y 90 más en el Sol 324. Para entonces se halla a solo 30 m del escudo antes apuntado, pero en la siguiente jornada se alejó 27 m para tomar una imagen panorámica del escudo y su entorno; las imágenes muestran que el escudo se había roto principalmente en dos partes cuando cayó. En el Sol 330, el 28 de diciembre, avanzó 15 m hacia la posición bautizada South Point y en el Sol 331 recorrió 11 m más. En la jornada siguiente el rover se aproximó a uno de los trozos del escudo, pero entonces una tormenta de polvo no dejó ver con nitidez al mismo. A la vez, tal hecho hizo disminuir la luz solar y menguar por tanto la energía eléctrica en cerca de 1/3. Precisamente el polvo se estaba acumulando en una lente de una cámara.

  A principios de 2005, en el Sol 337 recorrió primero 2 m y luego 10 más en dirección al lugar bautizado East Point, desde donde tomó imágenes de los restos del escudo citado. Luego rodó otros 12,5 m. Además, el rover tuvo problemas informáticos hasta el Sol siguiente, el 338. Al agotarse su memoria, hizo que borrara de forma automática ficheros no importantes, pero perdiendo así 150 MB de información. Además, el sistema empezó a ralentizarse y el ingenio no aceptó todas las órdenes enviadas.

  Resuelto el problema, en el Sol 339 rodó 10 m una vez, tomó fotografías y cubrió 13 m más y volvería a tomar más imágenes. En total, se tomaron 96 imágenes microscópicas del borde del escudo.

  Tras tomar el día marciano 344 nuevas imágenes normales del escudo, en el 345 hizo otro tanto con el lugar donde estaba y avanzó 10 m hacia la piedra bautizada Heat Shield Rock. Al día siguiente se aproximó más a la misma, hasta menos de 1 m, y en los días siguientes, entre el 347 y 353, la estudió y se dedujo que tal roca era en realidad un meteorito. Mediado enero de 2005, la NASA informó del sorprendente hallazgo. El meteorito es del tamaño de un balón de baloncesto y es el primero hallado en un planeta distinto al nuestro. Según el espectrómetro del rover, el mismo contiene hierro y níquel.

  
  

  24 ENERO 2005

  Se cumple el año de estancia del Opportunity en Marte. En el JPL se celebra el hecho.

  
  

  Sol 358. Concluye la observación de los restos del escudo y del lugar donde estaban. El rover avanza entonces 86,3 en un tramo en dirección sur, hacia el cráter bautizado Argo situado a 300 m. El total de m cubiertos en toda la misión en el suelo marciano por el rover asciende entonces a 2.200.

  Sol 360. El rover avanza 154,6 m, distanciándose del lugar de caída del escudo citado.

  Sol 361. El ingenio se ocupa durante 3 h a realizar varias observaciones.

  Sol 362. El mismo recorre 90 m para luego volverse 180º y cubrir otros 156,5 m más, lo que supone el récord de camino cubierto en un solo día.

  Sol 363. Otro trayecto más de largo recorrido supone un avance de 120 m.

  Sol 364. Un fallo en una estación terrestre de seguimiento de la misión deja sin órdenes que recibir al rover y el mismo efectúa las programadas para el caso.

  Sol 365. El Opportunity toma imágenes de la piedra bautizada Strange Rock.

  Entre los Sol 366 y 373, el rover hace con sus ruedas surcos para levantar el terreno y examinarlo con sus aparatos.

  Entre los Sol 374 y 376 recibe nuevos programas informáticos y en el último de tales días reinicia el sistema para cargarlos.

  Sol 378. El rover avanza 25 m y se acerca a la piedra bautizada Russet.

  Sol 379. Se dedica a estudiar la roca antes citada.

  En la jornada 380 estudió la piedra bautizada Russet y luego, desde el borde, el cráter Jason, que tiene unos 60 m de diámetro, y la roca Normandy.

  
  

  En el mes de MARZO de 2005 se concreta la prolongación del programa, tanto el del Opportunity como el del Spirit, y que ambos mantendrían las operaciones en Marte previsiblemente hasta septiembre de 2006, si antes no fallaban, cosa muy posible dado el desgaste. Por entonces este rover tenía problemas con el espectrómetro térmico, aunque luego siguió funcionando.

  Por entonces, en solo 6 días marcianos cubrió el récord de 450 m gracias a los nuevos programas informáticos que se le enviaron. Al poco, el instrumento IR empezó a fallar y no se le utilizó por ello.

  Sol 399. Observa el cráter Vostok y luego la piedra bautizada Gagarin y el sitio llamado Laika.

  Sol 406. El rover avanza 183 m en un solo día, estableciendo nuevo récord al respecto, en camino hacia los cráteres Voyager y Viking.

  Sol 408. De nuevo bate el récord de avance en un día al cubrir 190 m.

  
  

  20 MARZO 2005

  Sol 410. Nuevo récord de recorrido en una sola jornada con 220 m. Por entonces estudia el lugar llamado Mobarak, y los puntos Norroz y Marberooz.

  
  

  31 MARZO 2005

  Sol 421. El rover recorre 71 m y va en dirección al cráter Viking. En el siguiente avance cubriría otros 109 m más en dirección al cráter Voyager.

  
  

  3 ABRIL 2005

  Sol 424. El ingenio está en el borde del último cráter citado.

  
  

  4 ABRIL 2006

  Se detienen las labores del rover al reiniciarse el sistema de control de la sonda Mars Odyssey que se utilizaba como repetidor de comunicaciones y las mismas pasan a ser directas.

  
  

  Tras avanzar en varios tramos de recorridos de 48 y 151 m, hay problemas con las ruedas delanteras del Opportunity; el primer fallo ocurre al girar la misma y quedar bloqueada. La falta de control sobre ellas hace que el avance del rover sea un poco más dificultoso en el terreno más agreste. En los días 9, 10 y 11 de ABRIL el rover no avanza y se le hizo retroceder 85 cm para desbloquearse de la rueda delantera derecha.

  
  

  16 ABRIL 2005

  Sol 437. El rover avanza 30 m pero se para entonces, antes de completar un tramo de 45 m, al detectar el control un desvío hacia la izquierda en el rodaje. Pero el problema no estaba esta vez en las ruedas sino en el programa informático.

  
  

  18 ABRIL 2005

  Sol 439. El rover recorre 80 m aproximadamente.

  
  

  19 ABRIL 2005

  Sol 440. El sistema de control de Opportunity se reinicia.

  
  

  25 ABRIL 2005

  Sol 446. El rover avanza unos 40 m, la mitad de lo previsto (88,5 m), debido a que una duna de arena de 30 cm de profundidad lo impide al hundirse las ruedas hasta la mitad; el lugar sería bautizado como Purgatory Dune. Tras probar en la Tierra con un terreno similar, el centro de control cursó nuevas órdenes al ingenio para intentar sacarlo de tal arena con diversas maniobras.

  
  

  11 MAYO 2005

  Día marciano 461. Se cursan órdenes al rover para que ponga sus ruedas en alineación para maniobrar luego e intentar salir de la duna un par de días más tarde. Pero solo se lograría luego que se moviera 2,8 cm en avance y unos milímetros hacia los lados. En los días sucesivos siguientes se fue moviendo otro poco.

  
  

  A principios de JUNIO, en la Sol 484, luego de casi 5 semanas atrapado en la duna de arena, que fue bautizada como Purgatory Dune, tiempo en el que solo avanzó 34,8 cm, el rover consigue salir del atasco. En ese tiempo, no obstante, se dedicó a obtener imágenes del entorno. Más tarde estudió el punto North Dune y sobre la mitad del mismo mes seguía en las arenas de la citada duna observando los surcos de sus ruedas.

  Entre los días marcianos 510 y 517 se desplazó trazando un círculo norte-este-sur, evitando un terreno arenoso que pudiera repetir el atasco anterior.

  Entre los Sol 524 y 526 la incidencia del vientos que limpió los paneles solares hizo aumentar la producción eléctrica de los mismos en 150 vatios/hora, hasta los 650.

  Siguió entonces hacia el cráter Erebus con lentitud. Del día 544 al 551, a finales de JULIO, el rover cruzaba un campo de pequeñas rocas denominado Cobble Field. Observa en tal sitio las piedras o lugares bautizados Fruti Basket, Reiner Gamma, Arkansas, Lemon Rind y Strawberry.

  
  

  21 AGOSTO 2005

  Día marciano 563. El sistema de control del rover se reinicia y queda en modo de seguridad. El problema se asimila al espectrómetro IR y el mismo es desactivado por ello. Seis días más tarde avanzó 6,5 m y el citado aparato fue vuelto a usar.

  
  

  2 SEPTIEMBRE 2005

  El rover llevaba cubiertos en total 5.775 m de recorrido por Marte.

  
  

  A mediados de SEPTIEMBRE el rover supera los problemas anteriormente referidos y tras reiniciarse su sistema de control en el Sol 563 se dirigió al lugar rocoso bautizado Erebus Highway para su examen.

  Día marciano 586. El rover está ya en el borde del cráter Erebus que deja ver ya su interior. Pero entonces el sistema de control del ingenio se volvió a reiniciar.

  Sol 597 y 598 (octubre). El Opportunity es chequeado y el resultado es que no se hallan anomalías.

  Sol 601. El rover avanza 34 m por el borde del cráter Erebus y 2 días marcianos más tarde, al tratar de recorrer un tramo de 45 m, se encontró con que en los primeros metros resbalaba más de lo esperado por lo que hubo de retroceder.

  
  

  9 OCTUBRE 2005

  Sol 608. El rover avanza por el borde del cráter Erebus sin problemas.

  
  

  Sol 628. Luego de pasar una noche desconectado, la acumulación de polvo en la atmósfera marciana no deja llegar luz suficiente a los paneles e impide la recarga eléctrica y el ingenio no se reactiva de forma automática.

  Sol 630 (noviembre). La luz llega ya de forma solvente a los paneles del rover y el mismo reanuda su actividad.

  Sol 632. El ingenio estudia el lugar de roca llamado Olympia y examina su punto bautizado Kalavrita, tras rozarlo abrasivamente, con microscopio y espectrómetros. Otros sitios que también observa por entonces son los bautizados Agrafa y Ziakas.

  Sol 638. La energía aportada por los paneles solares, gracias a que estaban limpios, asciende a 720 vatios la hora. Por entonces los lugares o puntos examinados u observados son los bautizados como Show Low, Snowflake, Winslow, Antistasi y Sedona.

  
  

  20 NOVIEMBRE 2005

  Sol 649. El rover sigue en borde del Erebus. Surge un problema con un motor que mueve una parte del brazo mecánico del rover. Entonces no se sabe el origen del problema pero se piensa en el agotamiento de la efectividad del lubricante correspondiente. Los puntos entonces pendientes de examen son los bautizados como: Bellemont, Camp Verde, Cherry, Chino Valley, Drake, Paulden y Young.

  
  

  8 DICIEMBRE 2005

  Con un aumento del voltaje sobre el motor averiado se logra que el mismo actúe y se evidencia que tiene en realidad un cable de la bobina roto.

  
  

  13 DICIEMBRE 2005

  Sol 671. El brazo del rover es puesto en posición de reposo mientras se reprograma el voltaje a aplicar sobre el motor que lo movía.

  
  

  19 ENERO 2006

  Sol 707. El rover reanuda su avance luego de examinar los puntos denominados Ted y Hunt en el cráter Erebus. Posteriormente estudiaría las rocas llamadas Olympia, donde examinaría más tarde las denominadas Bellemont y otras.

  
  

  Sol 725. El ingenio se detiene en el sitio bautizado Roosevelt. Al intentar dirigirse a la bautizada Zane Grey, en un recorrido de 36 m, se bloqueó el motor del brazo robotizado.

  Sol 740. Tras solucionar el problema, el rover reanuda la marcha y se dirige a las rocas Payson, a donde llegaría tras estudiar por el camino los puntos bautizados como Dude Ranger, Mysterious Ryder y Rainbow Trail.

  
  

  Hacia la mitad de MARZO, el rover evolucionaba hacia el sur, dejando atrás el borde del cráter Erebusy dirigiéndose al Victoria, recorriendo en solo una semana cerca de 180 m y luego otros 170.

  Sol 788. Entre el rover y el borde del cráter Victoria, a donde el mismo se dirige, hay aun 1.557 m. Allí, en tal destino, el Opportunity debería ser puesto en situación de hibernación ante la llegada del invierno marciano. El avance se produce por entonces solo a razón de 1 día cada dos debido a la falta de carga eléctrica.

  En su trayecto hacia el repetido cráter, el ingenio estudió los puntos elegidos bautizados como Brookville y Pecos River.

  Sol 823. Hacia mediados de MAYO la distancia al Victoria es aun de 1 Km.

  
  

  29 MAYO 2006

  Sol 833. En un intento de avance de 24 m, las ruedas del Opportunity se encuentran tras recorrer 1,5 m con un suelo arenoso que las detiene. El total de distancia cubierta hasta entonces por el ingenio suma 7.971 m.

  
  

  Sol 836. El rover solo avanza 9 cm tras girar las ruedas unos 5 m.

  
  

  En JUNIO, acerca del estado del Opportunity, se denota la disminución de la movilidad de las ruedas y del brazo mecánico, así como desperfectos en su sistema informático. Por entonces, junto a su gemelo Spirit había transmitido unas 150.000 fotografías del suelo marciano.

  En SEPTIEMBRE llegaba al borde del cráter Victoria, que tiene unos 750-800 m de diámetro y 70 o 75 m de profundidad y en el que los científicos esperaban hallar información geológica de importancia.

  A últimos del mismo mes se informa de la decisión de la NASA de prolongar en un año el programa del rover puesto que su estado aun era aceptable.

  
  

  28 SEPTIEMBRE 2006

  El rover comienza a obtener imágenes del interior del cráter Victoria desde el borde del mismo en las que se apreciarían vetas de rocas distintas a las hasta entonces examinadas. Se busca además un lugar apropiado por dónde descender a tal interior, y que permitiera luego también la salida.

  
  

  A finales de 2006, por cuarta ocasión en la misión, los programas informáticos del rover fueron actualizados. Entre las novedades de tal mejora se destaca el reconocimiento predeterminado de algunos objetos, estructuras o fenómenos (como los torbellinos de polvo en la atmósfera o las nubes) en las imágenes tomadas con la cámara, pretendiendo así abreviar el trabajo del ingenio. Para entonces, el ingenio llevaba recorridos 9.800 m y enviado unas 80.700 fotografías.

  
  

  Hacia mayo de 2007 el robot llevaba recorridos 10.509 m. Por entonces había completado el estudio del cráter Victoria, en el que había empleado unos 8 meses en total, y se dirigía al área bautizada como Duck Bay.

  A finales de junio siguiente, el rover se dispone para entrar en el cráter Victoria en las siguientes semanas, lugar considerado del máximo interés dentro del entorno en que estaba el ingenio. La NASA supone que más tarde el mismo ya no volvería a salir por las dificultades del terreno, teniendo además presente que estaba al límite de su vida útil. No obstante, se buscó como punto de entrada el sitio denominado Duck Bay, el más favorable para intentar la salida si fuera posible posteriormente, con pendientes entre 15 y 20º y suelo sólido, de piedra limpia.

  En julio, cuando todo estaba dispuesto para el avance del rover hacia el interior del citado cráter, una tormenta de abundante arena y polvo que se abatió sobre gran parte del planeta hizo que el ingenio se viera afectado, especialmente impidiendo que los paneles solares recogieran solo la mitad de la energía solar habitual, quedando en solo unos 400 vatios-hora. Los paneles no solo se cubrían de tal polvo, sino que además la atmósfera marciana llena de tal material se volvía opaca a la luz solar; la reducción de energía llegaría a ser del 80%. Por ello, el 18 de julio se ordenó reducir la actividad del Opportunity al máximo para evitar en lo posible el gasto eléctrico que podría llegar de otro modo a cortar las comunicaciones totalmente. Pasada la tormenta, el contacto pudo reanudarse el 23 de julio pero el rendimiento eléctrico del rover ya no fue el mismo que antes de ella por la acumulación del polvo en los paneles. Contraproducentemente, al apagar los distintos aparatos en el frío ambiente marciano bajó la temperatura en el interior del ingenio hasta los -35ºC con lo que aumentaron los requerimientos calefactores para hacerlos funcionar. Era necesario pues que aumentara la luz solar en las células solares o el rover se quedaría sin energía.

  El 21 de agosto el rover avanzaba unos 13 m tanteando una posición más favorable en el terreno del borde del cráter Victoria para buscar una mejor iluminación de las células solares. Dos días más tarde, la producción de energía del mismo está en solo 300 vatios, pero en la siguiente jornada una corriente de viento limpió un poco el panel solar y la energía subió a los 330 vatios. Para entonces, el sistema calefactor no funcionaba en el brazo mecánico del rover, lo que lo estaba predisponiendo al bloqueo.

  El 11 de septiembre de 2007, en el Sol 1.291, iniciaba su entrada en el cráter Victoria por el lugar seleccionado; los distintos accidentes morfológicos (acantilados, bahías, etc.) del citado cráter fueron bautizados por entonces por el Servicio Geológico americano con diversos nombres, muchos de ellos españoles (nombres de regiones, cabos marinos, etc.). Por delante tenía una franja de unos 10 m de rocas que brillaban para investigar. Pero el descenso se iba a realizar con precaución y lentitud, tanteando las posibilidades y evitando resbalar. Por entonces hay además problemas con el espectrómetro Mini-TES.

  La penetración en el citado cráter se hizo el 13 de septiembre y se llevó al ingenio el 25 de septiembre al mencionado terreno de rocas brillantes para ser luego examinadas con los aparatos del mismo. La pendiente en tal sitio es de 25º.

  En octubre, puesto que la sonda aun seguía funcionando, se comunica que por quinta vez se prolongaba la misión, al igual que la de su gemela Spirit. Por entonces, el total de fotografías enviadas por el Opportunity asciende ya a 94.000.

  El día 25 de este mes de octubre, el instrumental para realizar rozaduras o abrasión en las rocas comenzó a fallar en el comienzo de cada sesión, posiblemente debido a defecto en el control del motor correspondiente. Los técnicos intentan corregirlo cambiando la secuencia del proceso.

  El 14 de abril de 2008 uno de los 5 motores de su brazo mecánico se atascó posiblemente por deterioro natural derivado del uso. Anteriormente, ya desde noviembre de 2005, venía dando problemas de movilidad y bloqueaba los movimientos laterales. Los técnicos estudiaron entonces cómo suplir sus movimientos haciendo otros con el rover que entonces estaba en el interior del cráter Victoria.

  En agosto de 2008 el rover iniciaba su salida del mencionado cráter, teniendo prevista a continuación la labor de examen de las rocas circundantes al mismo; la salida tiene lugar por el lugar de entrada y no ofreció dificultad mayor. Por entonces, una de las ruedas comenzaba a dar problemas.

  El rover fue dirigido posteriormente en dirección al cráter bautizado Endeavour, de un diámetro 20 veces el del Victoria, y distante 10 Km de éste, hacia el sudeste. El largo trayecto y el deterioro del ingenio apenas ofrecían posibilidades de llegar, pero los técnicos optaron por intentarlo e ir haciendo observaciones por el camino. El tiempo estimado para cubrir la distancia citada podría ser de cerca de 2 años.

  
  

  A principios de 2009, conjuntamente con el Spirit, el balance de datos e imágenes de los dos rovers apuntaba respectivamente 36 GB y 250.000 fotografías, sobrepasando la vida útil proyectada 20 veces.

  En MARZO de 2009 el Opportunity seguía en dirección al cráter Endeavour, pero tenía problemas con la rueda delantera derecha a la que parecía faltarle lubricante.

  Por entonces, debido al aumento de la niebla atmosférica, los paneles del sistema de energía de la sonda aportan por entonces un 30% menos de electricidad. Por otra parte, el viento limpió el polvo de los paneles, incrementando por el contrario tal producción de energía hasta en un 40%.

  En AGOSTO de 2009 se informaba del hallazgo por parte del rover de un meteorito de más de 50 cm de alto y 30 cm de ancho sobre un lugar llano y arenoso bautizado Meridiani Planum. Se denominó al mismo como Block Island. Era el mayor hallado hasta entonces en Marte y su composición es ferrosa principalmente, aunque también hay níquel, observando en el mismo la corrosión. Otro anterior hallado fue nombrado como Heat Shield Rock y su origen se cree que es el mismo.

  Posteriormente se topó con una piedra basáltica del tamaño de un balón de baloncesto que se ofreció interesante y que fue bautizado como Marquette Island. Se cree entonces que su procedencia es el interior del planeta.
  

  En FEBRERO y MARZO de 2010 estudia durante un total de 40 días el cráter Concepción, de unos 10 m de diámetro.    

  Por entonces el ingenio recibe un nuevo paquete de programas informáticos para mejorar sus posibilidades funcionales e investigadoras; en concreto los objetivos a elegir podrían ser seleccionados por el propio sistema de a bordo, denominado sistema AEGIS, a través de las tomas fotográficas, observando forma, tamaño, color, situación, etc. La primera prueba del sistema referido se hace el 4 de marzo de 2010, eligiendo con éxito una piedra que parecía más interesante entre varias fotografiadas.

  
  

  24 MARZO 2010

  Sol 2.191. El Opportunity, en ruta hacia el cráter Endeavour, cubriendo un trayecto de 67 m, alcanza la suma de los 20 Km acumulados de recorrido sobre Marte, 30 veces más de lo proyectado. Pero el estado del rover es aun bueno y el objetivo es entonces llegar al cráter antes citado, todavía a 12 Km.

  
  

  15 JULIO 2010

  El rover capta un tornado marciano, el cual al pasar cerca propició la limpieza de polvo de las células solares del ingenio con lo que la energía eléctrica a bordo se incrementó en casi un 10%.

  
  

  16 SEPTIEMBRE 2010

  La cámara del ingenio capta a 31 m de distancia en su recorrido una oscura piedra que hace pensar que puede tratarse de un meteorito. La piedra, que sería bautizada Olieán Ruaidh (nombre de una isla de Irlanda), es de unos 45 cm de diámetro y los responsables deciden desviar un poco la ruta de Opportunity para examinarla de cerca.

  
  

      A mediados de DICIEMBRE de 2010 el rover se encontraba con un cráter de casi 90 m de diámetro que fue bautizado de modo informal como Santa María. Tal formación muestra que es un cráter de impacto. Para entonces, el ingenio llevaba 26 Km de recorrido total acumulado.

  
  1 MARZO 2011
      La sonda orbital MRO fotografía al rover sobre el borde del referido cráter Santa María con gran detalle. Entonces estaba junto a una roca bautizada Ruiz García.
  
  1 JUNIO 2011
      Sol 2.614. Tras recorrer un trayecto de 146,8 m, el Opportunity totaliza los 30 Km de recorrido total en Marte, 50 veces más de lo proyectado inicialmente. Entonces se halla cerca del cráter bautizado Skylab.
  
  9 AGOSTO 2011
      El Opportunity llega al borde del cráter Endeavour, de unos 22 Km de diámetro, elegido tras observar en el mismo, en fotografías tomadas por la sonda orbital MRO, arcillas y terrenos interesantes por antiguos. El sitio de arribada, en el borde de tal cráter, es bautizado como Spirit Point.
  
      A principios de SEPTIEMBRE se informa que el rover había examinado en la zona bautizada Cape York del citado cráter la primera piedra seleccionada en el mismo y la que se bautizó Tisdale 2. Su análisis mostró que es antigua y similar a las rocas volcánicas, conteniendo además algunos otros elementos como el cinc.
      Tres meses más tarde si dio a conocer el hallazgo del ingenio de unos sedimentos propios de la actividad fluvial en un pasado en el borde del cráter Endeavour. Se trata de depósitos en vetas brillantes de unos 2 cm de anchura y unos 50 cm de longitud, con aspecto idéntico al yeso aunque aquí son de sulfato de calcio no hidratado, que el agua dejó entre rocas. Fueron bautizados Homestake. Las rocas del entorno contienen sulfato de magnesio, calcio y hierro, y se supone que estuvieron en contacto con tal agua en su día.
      Con la posterior llegada del invierno marciano, y a fin de dejar el rover bien orientado al Sol en el período de mínima actividad, se lo llevó al área bautizada Greeley Haven (nombre dedicado a Ronald Greeley, 1939-2011, hombre del equipo técnico), en una ladera del cráter Endeavour.
      En JUNIO de 2012, pasada tal estación, la quinta del rover en Marte, el mismo se reactivó y rodó un nuevo pequeño trayecto en el mismo sitio, Greeley Haven. Al reanudar la actividad se pretende llevar el ingenio hacia un lugar de arcillas antiguas llamado Cabo Tribulación.
      En AGOSTO siguiente el total acumulado de todos sus recorridos suma 34,6 Km.
      A mediados de SEPTIEMBRE se dio a conocer una imagen de una extraña formación geológica hallada por el Opportunity, consistente en un terreno plagado de pequeñas piedras redondas semienterradas y que fue bautizado como Kirkwood. Tales piedras, llamadas “esférulas” y coloquialmente “arándanos”, ya habían sido vistas en otras partes y solo miden unos 3 mm de diámetro.
      En MAYO de 2013, tras la ocultación de Marte por el Sol a vista de la Tierra, el rover recibe nuevas instrucciones para reanudar sus investigaciones.
  
  15 MAYO 2013
      Sol 3309. El Opportunity, sobre el borde del cráter Endeavour, recorre en dirección sur 80 m. Para entonces lleva acumulados un total de 35.760 m.
  
  17 MAYO 2013
      Se da a conocer que el rover había examinado una roca que fue bautizada como Esperance, de la zona llamada Whitewater Lake, que muestra señales de una antigua acción del agua, siendo de gran interés para los estudiosos de la geobiología marciana. Tal piedra muestra rastros de una arcilla de filosilicato que se generaría con agua de muy baja acidez.
      El rover es dirigido luego hacia un sitio que se bautizó como Solander Point a donde debe llegar con unos 2.200 m de recorrido. En tal lugar se espera entonces que el ingenio pase su sexto invierno marciano en los siguientes meses.
  
  08 JULIO 2013
      Al cumplirse los 10 años del lanzamiento del rover se hace balance de sus logros y también de su estado, resaltando su inesperada larga vida útil. Para entonces la rueda delantera derecha tiene problemas y el instrumental Mini TES ya está fuera de servicio. El total de Km recorridos por el ingenio ya pasa en tal fecha de los 37 Km.
  
      En SEPTIEMBRE siguiente el rover fue dirigido a una nueva zona, abandonando la que examinó durante cerca de los dos años. El nuevo lugar, llamado Solander Point, también en el lado Oeste del cráter Endeavour, tiene al parecer especial interés geológico, con rocas aflorando y porque se supone formado bajo condiciones de humedad y una acidez menor.
      En el nuevo lugar, el Opportunity debe situarse en los siguientes meses con los paneles bien orientados hacia el Sol para pasar el invierno marciano que ha de tener su mínimo de iluminación en febrero de 2014.
  
      Mediado ENERO de 2014 trascienden a la prensa imágenes obtenidas por el rover del lugar bautizado como Murray Ridge, tomadas con una docena de días marcianos de diferencia. En la fotografía más reciente aparece en un sitio en el que antes no estaba lo que parece ser una piedra de unos 4 cm de diámetro con elementos blancos en el borde y rojo en el centro, y la que no se sabe de dónde pudo haber salido. Tal hipotética roca fue bautizada como Pinnacle Island (“isla del pináculo”) y su origen hace pensar por lo pronto en dos posibilidades principalmente: que hubiera ido a parar allí tras la caída de un meteorito o bien que las propias ruedas del rover lo hubieran lanzado a tal posición al friccionar contra el suelo. Tal piedra parece rica en potasio y azufre a juzgar por su vista.
      Un mes más tarde, en febrero, tras hacer que el Opportunity se moviera y examinara la piedra Pinnacle Island, se aclara que la misma es en efecto un trozo de otra mayor y llegó allí desplazada por las ruedas del propio rover.
      En MARZO de 2014 el ingenio, que explora la zona bautizada McClure-Beverlin, recupera de modo importante la generación eléctrica gracias tanto al aumento de la luz primaveral marciana como a que el viento se llevó gran parte del polvo que recubría sus paneles solares.
  
  27 JULIO 2014
      El Opportunity cubre un trayecto de 48 m con lo que lleva recorridos en tal momento 40.250 m. Con ello bate el récord de recorrido rodado de un objeto humano fuera de la Tierra sobre una superficie. Por ello, próximo a alcanzar los 42,2 Km, la llamada la distancia del maratón, el lugar donde llegue en tal momento es bautizado como Marathon Valley.
  
      En AGOSTO de 2014, tras los cada vez más frecuentes reinicios del sistema informático del rover (12 en este mes) con las consiguientes interferencias en el programa científico, se diseña el reformateo de la memoria flash del mismo. Se cree que era la causante del problema y con el formateo se espera que las áreas defectuosas de tal memoria queden al margen en el uso sucesivo. El sistema utiliza también en otro soporte los programas informáticos con lo que el rover no queda desasistido al realizar la operación. Los técnicos leen (se bajan) primero el contenido de la memoria, la estudian, envían orden de no uso de la misma al rover, la formatean y limpian antes de volver a activarla. Esta labor es la primera vez que se realiza en el Opportunity, pero en su gemelo, ya inactivo, Spirit, ya se había hecho primero.
  
      Al paso del cometa Siding Spring C/2013 A1 sobre 139.500 Km de Marte, el 19 de octubre de 2014, el rover tomó fotografías del mismo.
  
       Cerca de mediado ENERO de 2015 el rover llega a la cima de la colina de unos 135 m de elevación en relación a los llanos del entorno que explora en el borde occidental del cráter Endeavour. La dirección planificada a tomar a partir de aquí es ir hacia el sur.
      El Opportunity lleva por entonces casi justo los 11 años en Marte y para entonces tiene problemas con su memoria flash de almacenamiento de datos que en la Tierra están estudiando para tratar de superarlos, procurando evitar que no utilice la parte que falla en tal memoria. Para no agotar la energía en las noches el rover se mantiene inactivo y para no perder datos en la memoria antes citada la misma es descargada a diario antes de tal apagado nocturno.
   
      A finales de MARZO siguiente, tras tres meses de mantener la citada memoria flash con el mínimo uso, se consigue formatear la misma y vuelve a ser operativa con unos nuevos programas que evitan utilizar la parte dañada (delimitada al llamado Banco 7). Por entonces, el rover está aun en camino al Marathon Valley, cerca de un cráter denominado Spirit of St. Louis, formación alargada que el ingenio se dispone por entonces a examinar.
  
      Entre el 7 y el 21 de JUNIO, el rover permanece inmóvil y con su actividad de transmisión de datos reducida, dado que en tal período se produce una conjunción, alineación entre Marte y la Tierra con el Sol justo en el centro, y por tanto no son posibles las comunicaciones con nuestro planeta. No obstante, el rover transmite en ese período a las sondas orbitales sus datos.
      En JULIO de 2015, próximo a llegar el invierno marciano, se estudia dirigir el rover hacia un lugar adecuado pasar pasar ese período crítico de varios meses. Por entonces se disponía a examinar un terreno de rocoso pero con minerales de arcilla.
      A principios de MARZO de 2016, el Opportunity está en una ladera que tiene una pronunciada pendiente de 32º de inclinación, lo que hizo que al avanzar las ruedas resbalaran en cerca de una quinta parte del trayecto recorrido. Observa allí la geología de la denominada área de Knudsen Ridge, en la citada zona de Marathon Valley. En el lugar se observan partes rojizas que se desgrana con facilidad y el instrumental del rover examina su composición. Al resbalar sucesivamente por la pendiente, se optó por cambiar el objetivo exploratorio y desistir del ascenso; de cierto trayecto de 20 m solo pudo avanzar 9 cm.
      Desde una pequeña colina, el rover pudo captar un remolino de polvo en la parte llana dejada atrás, fenómeno poco usual, pero ya observado antes por los ingenios enviados y que fue denominado como “dust devil” o “demonio del polvo”.
       En OCTUBRE de 2016 se programa para el rover su descenso a un barranco bautizado como Valle Bitterroot, posiblemente excavado en el pasado por la acción del agua; tal lugar se localiza en el borde de la zona occidental del cráter Endeavour y es una depresión de 22 Km de diámetro que además tiene un antiguo impacto de un gran meteorito. Para entonces la vida útil del Opportunity estaba multiplicada por 50 respecto a lo proyectado inicialmente.
       En ABRIL de 2017, el rover se dirige en una ruta hacia el sur que va de Cape Tribulation hasta el sitio bautizado Perseverance Valley, en el lugar antes especificado y donde se van a buscar pruebas de la antigua existencia de actividad fluvial.
        En JUNIO de 2017, la tracción delantera izquierda falla.
      En JULIO de 2017, el ingenio está en la parte alta de tal Perseverance Valley. Pero la interposición del Sol entre la Tierra y Marte, con el corte de comunicaciones, hará que durante 3 semanas no haya movilidad del mismo. Para entonces, el Opportunity lleva recorridos en total 44,97 Km por Marte.
      A principios de DICIEMBRE de 2017 se informa que el rover acaba de pasar su octava etapa invernal marciana con éxito; la misma había durado unos 3 meses (de septiembre a noviembre) y de este modo doblaba la vida útil del otro rover idéntico, el Spirit, que solo soportó 4 inviernos marcianos.
      El 16 de FEBRERO de 2018 el rover cumple su 5.000 día marciano (más de 14 años terrestres), habiendo sobrevivido además a 8 inviernos del planeta. Para entonces lleva recorridos más de 45 Km sobre la superficie de Marte y enviado unas 200.000 fotografías.
      En JUNIO de 2018, con la llegada de una considerable tormenta de polvo marciano que cubre la cuarta parte de todo el planeta, el rover, que sigue en Perseverance Valley, suspende sus actividades; solo queda activado el reloj. Al impedir la misma la suficiente llegada de la luz solar, los paneles solares del Opportunity bajan su producción eléctrica (a menos de 22 voltios). El día 10 de JUNIO la información del ingenio permite ver que la tormenta va a peor, incrementando la opacidad atmosférica al doble. La temperatura es entonces de -29ºC, lo que no es el todo malo puesto que se estabiliza térmicamente un poco gracias a tal polvo que se calienta con los rayos solares; el rover dispone además de calentadores. Tal tormenta se inicia o detecta a partir del cercano anterior 30 de mayo. El 19 de junio la misma ya cubre casi todo el planeta.
      El 10 de JUNIO de 2018, durante el Sol 5111 del rover, el mismo transmite una fotografía tomada por la cámara panorámica que es la última por entonces.
      En JULIO de 2018, vista la evolución de la tormenta de polvo marciana, se espera que el rover, entonces incomunicado, pueda reanudar alguna actividad en septiembre inmediato siguiente, en que ya se espera que se despeje la atmósfera de tal incidencia.
      El 10 de AGOSTO de 2018 se cumplen los dos meses desde la última comunicación del rover, que 3 días antes había apagado sus sistemas (menos el de examinado del nivel de energía a bordo) para no quedar cegados por el polvo de la tormenta que para entonces ya estaba remitiendo. En los siguientes días, los técnicos comienzan a intentar entablar enlace, aun en su estado de hibernación, y hacen en una semana 3 intentos enviando señal para ver si respondía, pero sin fruto. La primera condición para la reactivación es que los paneles solares vuelvan a recargar las baterías y que el aparataje no tenga una temperatura excesivamente baja.
      A principios de SEPTIEMBRE de 2018, la tormenta de polvo está remitiendo lo suficiente para que el rover vuelve a ver el Sol entre la neblina polvorienta aun persistente. Los técnicos se muestran esperanzados de que los rayos solares vuelvan a recargar de energía las baterías a través de los paneles. Los mismos se dan un plazo de 1,5 meses para tal recuperación.
      Libre ya de la tormenta de polvo, a finales del mismo mes, el rover sigue sin entablar comunicación; el 20 de este septiembre había sido fotografiado por la sonda orbital MRO desde 267 Km de altitud.
      Un mes más tarde, a fines de OCTUBRE, las comunicaciones siguen sin lograr reanudarse y la NASA comienza a pensar en que el rover sea ya irrecuperable. Entonces y aun por un par de semanas de dice que se seguirá intentando a diario la conexión, enviando orden o comando al respecto. Luego se seguirá a la escucha de forma regular, pero ya sin enviar transmisión alguna. Se piensa en la remota posibilidad que el polvo en los paneles desaparezca en un tiempo y pueda recargar baterías lentamente, quizá ya demasiado frías para poder reactivar los sistemas.
      El 15 de NOVIEMBRE de 2018 se recibe en la red DSN una señal que se cree al principio que pudiera proceder del rover, pero pronto se advierte que no es así.
      Tras permanecer a la escucha y pedirle una señal (un pitido) desde septiembre hasta entonces (unos 600 intentos), a finales de ENERO de 2019 y semanas siguientes se envían al rover una serie de instrucciones en comandos nuevos para intentar su recuperación, suponiendo su recepción por el mismo. Tales comandos contemplan tres causas de problemas posibles: el fallo de las comunicaciones principales y secundarias, o que el reloj básico informático se hubiera desactivado.
  
  13 FEBRERO 2019
      Dado que no había respuesta del rover tras más de un millar de intentos, la NASA informa que da por finalizada la misión. El total de Km que había recorrido por Marte asciende al récord de 45,16 y la valiosa información que aportó se ha de seguir analizando. El total de imágenes enviadas desde Marte es de unas 217.000, de ellas 15 de todo el panorama a la redonda, e hizo perforaciones en 52 rocas para su análisis, y limpiezas en otras 72 para su estudio con espectrómetro y microscopio. En general, sus estudios de terrenos, rocas y sedimentos, hielos y escarchas, de la geología marciana, demostró la existencia pasada de un planeta Marte con condiciones mucho menos extremas para la vida que en la actualidad.
  

  
  
  <>SONDA SIRTF.  USA

  
  

  Ingenio astronómico de la NASA (JPL) constituido por un telescopio IR para estudio del origen del Universo, nacimiento y evolución de galaxias, núcleos activos de galaxias, galaxias muy luminosas emisoras en el IR, agujeros negros, nubes de polvo, enanas marrones y estrellas ocultas, etc. Es el último gran ingenio astronómico de los proyectados un cuarto de siglo atrás por la NASA. Sería luego renombrado como Telescopio Espacial Spitzer.

  Pensado o propuesto en 1979 y anunciado en 1983, el proyecto evolucionó durante dos décadas y fue rediseñado en los inicios de los 90 por recorte del presupuesto. Su peso total es de 865 Kg y medía 4,45 m de largo y 2,1 m de diámetro. Dotado de un telescopio Ritchey Chrétien de 50 Kg, con espejo de 85 cm de diámetro, enfriado a –268,15ºC con 360 Kg de helio líquido, con una zona criostática llamada CTA que lleva también, además del telescopio y el sistema de enfriamiento, una cámara de 20 cm de largo por 84 cm de diámetro, hecha en aluminio, que tiene a su vez 3 instrumentos, IRAC, MIPS y IRS. El IRAC es una cámara IR cercano y medio (4 bandas de 256 por 256 píxeles), el IRS un espectrómetro de 4 módulos de 128 por 128 píxeles, y el MIPS un fotómetro de imágenes multibanda en el IR lejano que tiene 3 detectores (de 128 por 128 píxeles uno, de 32 por 32 píxeles otro y el restante de menos, de 20 por 2) y un espejo móvil; la cámara de instrumentos se denomina MIC. La gama de observación espectral de este telescopio está entre las 3 y las 180 micras. Su sistema para guardar datos tiene capacidad para 8 GB que ha de transmitir a la Tierra 1 o 2 veces al día. Dispone de 2 paneles solares adosados a las paredes para producir 427 vatios a la vez que sirven de pantalla térmica ante el Sol. Otras paredes llevan material reflector para que el interior no se caliente.
             Su aprobación final por la NASA tiene lugar el 25 de marzo de 1998. Fue construido a partir de entonces por las empresas Lockheed Martin y Ball Aerospace & Technologies Corp. el CTA. Colaboran las universidades de Arizona, la Cornell y el Observatorio Astrofísico Smithsoniano.

  El presupuesto inicial es de 458.000.000$ y el final de 1.200 millones de dólares, unos 1.190 millones de euros. La vida útil prevista mínima fue de 2,5 años aunque se esperaba que funcionara durante 5 años, durante la cual se esperaban realizan 50.000 observaciones.

  A lanzar, luego de varios retrasos, con un cohete Delta 2-7920 dentro de una ventana que iba del 23 de agosto al 17 de septiembre de 2003. La órbita es heliocéntrica (solar) de 372 días de período, con seguimiento de la Tierra a una distancia constante, alejado por motivos de la necesidad del sistema de enfriamiento. Por igual motivo, el apuntamiento del ingenio no sería menor de 80º en dirección al Sol, ni tampoco a más de 120º para poder dar luz a los paneles solares. Para tal función de apuntamiento, el ingenio barre pues solo una banda de observación anular de 40º de ancho, perpendicular a la eclíptica. Por ello, solo 1/3 de la bóveda celeste es visible para el ingenio en todo momento.

  
  

  25 AGOSTO 2003

  05 h 35 min 39 s. GMT; las 07 h 35 min 39 s, hora española. Es lanzado en la rampa 17B de Cabo Cañaveral el cohete Delta II-7920 portador del ingenio SIRTF sin novedad e insertado a continuación en una órbita solar, con salida a 11,05 Km/seg, de seguimiento finalmente de nuestro planeta a varios millones de Km de distancia. Su número COSPAR es 2003-38A.
  

  
  

  El 30 de agosto la tapa del objetivo del telescopio fue quitada automáticamente y se activaron los aparatos del ingenio menos el espectrómetro IR, que lo sería más tarde.

  El siguiente 1 de septiembre el ingenio llegaba a su posición orbital solar final de 1,02 UA de afelio, 0,98 UA de perihelio y un período de 363 días. Durante un par de meses la sonda es comprobada y calibrados sus instrumentos.

  En la primera labor del período de comprobaciones de 3 meses fue dirigido para tomar imágenes de un asteroide.

  
  

  El 18 de diciembre de 2003, por parte de la NASA, se presentaron paladinamente las primeras imágenes IR logradas por el telescopio.

  Al tiempo de tal presentación de las primeras fotografías del ingenio, el mismo fue renombrado como Telescopio Espacial Spitzer en honor a Lyman Spitzer (1914-1997), el primero que, ya en 1946, propuso el envío al espacio de telescopios.

  Entre los primeros objetos estudiados por el Spitzer y dados a conocer se cuentan la nebulosa IC-1396, la galaxia M81, la estrella HH-46-IR, en la que se halló agua y moléculas orgánicas, y la estrella Fomalhaut y el disco de polvo que la rodea. En todos los casos se mostraban detalles hasta entonces no vistos.

  Luego hallaría más de 300 estrellas en formación en la constelación de Centauro, a unos 13.700 años-luz de nuestro planeta.

  A finales de MAYO de 2004 se informó del descubrimiento por el Spitzer del más joven planeta encontrado hasta entonces, con solo 1 millón de años de antigüedad, en una estrella situada a 420 años-luz de nosotros.

  Dos semanas más tarde, en JUNIO, se daba a conocer el hallazgo de compuestos orgánicos en torno a áreas nebulosas de discos protoplanetarios sobre 5 estrellas a 420 años-luz de nosotros en la constelación de Tauro. Tales materiales son, además de agua, dióxido de carbono y metanol, entre otros.

  En OCTUBRE se conoció que este ingenio espacial había identificado un nuevo cúmulo globular del grupo o el entorno de nuestra galaxia, en la constelación del Águila, a unos 9.000 años-luz de nosotros. El mismo contiene una masa equivalente a las 300.000 estrellas.

  A principios de 2005 se supo que el espejo secundario del ingenio estaba deformado ligeramente por cuenta de su estructura de soporte, produciendo distorsión en las imágenes. Tal defecto fue descubierto unos días antes del lanzamiento pero no se consideró lo suficientemente importante como para aplazar el mismo y sustituirlo.

  En los últimos días de MAYO de 2005 se informó de que el telescopio había captado un área a 10.000 años-luz de nosotros en la nebulosa Carina en la que se está produciendo el nacimiento de miles de estrellas.

  En NOVIEMBRE siguiente se informó de que el ingenio había tomado imágenes de los objetos celestes más antiguos nunca vistos, estrellas o nubes gas caliente de hace más de 13.000 millones de años.

  En FEBRERO de 2006 se informó del hallazgo del Spitzer de dos sistemas solares calificados como “hipergigantescos” que están envueltos en discos de polvo de los que se supone que se podrían en el futuro formar planetas. Sin embargo, tales estrellas, denominadas R126 y R66, son de una masa respectiva 70 y 30 veces la del Sol, con lo que su evolución estelar será rápida y violenta, lo que dificultará tal formación planetaria.

  En DICIEMBRE del mismo 2006 se informaba acerca de imágenes obtenidas por el Spitzer de emisiones IR desde el fondo del Universo, de una antigüedad cifrada en más de 13.000 millones de años-luz; es decir, imágenes de emisiones de las primeras estrellas de nuestro Universo en sus inicios. Tales objetos se caracterizan por ser muy grandes y muy brillantes, y también podrían ser diminutas galaxias de un millón de soles.

  En FEBRERO de 2007 se informó de la observación del ingenio de un sorprendente choque de varios cometas a 700 años-luz de nosotros en un sistema de una enana blanca en la Nebulosa de la Hélice, en la Constelación de Acuario. Como producto de tal acción se detectó gran cantidad de polvo cerca de la estrella.

  A finales de MAYO de 2007 se informaba del hallazgo por el Spitzer de un grupo de más de 4.000 galaxias enanas, que tiene unos 20.000.000 años-luz de diámetro, a 350.000.000 años-luz de nosotros, en el Cúmulo de Coma Berenices. Se cree que son galaxias muy antiguas, de las primeras formadas en el Universo.

  En AGOSTO de 2007 se daba a conocer que se había captado con ayuda de este ingenio un choque de cuatro galaxias (CL0958+4702), una de las mayores colisiones de este tipo conocida hasta entonces.

  En el mismo messe informaba que el Spitzer había descubierto un sistema estelar en formación que contiene una nube de vapor de agua en cantidad 5 veces superior a toda la que hay en nuestro planeta.

  A finales de NOVIEMBRE de 2007 se hacía público que el Spitzer había captado por vez primera una estrella en su fase de nacimiento. Tal cuerpo celeste tiene unos 10.000 de vida tan solo y se cree que tardará aun en encenderse “del todo” 1 millón de años. Se trata de la catalogada como L1157, que se encuentra en la Constelación de Cefeo, a unos 800 años-luz de nosotros.

  Semanas más tardese conocía que el ingenio había hallado a 11.000 años-luz de nosotros los restos de la supernova Casiopea A, polvo en cantidad como para generar 10.000 planetas como la Tierra.

  En MARZO de 2008 se informaba que el Spitzer había hallado compuestos orgánicos y agua en el disco protoplanetario de la estrella AA Tauri.

  Gracias al Spitzer, semanas más tarde, en junio, se daba a conocer una nueva visión de nuestra Vía Láctea, de la que se creía hasta entonces en posesión de 4 grandes y principales brazos espirales. La nueva vista, superando las nubes de polvo que no dejaban ver bien las estructuras, señala que la galaxia tiene solo 2 grandes brazos.

  En OCTUBRE de 2008 se informaba del hallazgo del Spitzer del sistema solar con 2 cinturones de asteroides en Epsilon Eridani, a solo 10 años-luz de nosotros, la menor distancia de un sistema planetario hallada hasta entonces. La estrella del sistema solo tiene 800 millones de años y los citados cinturones giran sobre ella a 2 y 20 UA de distancia.

  En NOVIEMBRE siguiente se daba a conocer que el telescopio había encontrado en anillos de polvo de sistemas planetarios en formación, a unos 400 millones de años-luz de nosotros, minerales cristobalita y tridimita, de sílice y parecidos al cuarzo.

  Casi en la mitad de MAYO de 2009 se agotaba el helio utilizado como refrigerante para el buen uso del instrumental IR; el incremento de temperatura sería de casi 30º (aun así quedaba en -242ºC). Finalizaba ahí la misión principal del ingenio pero seguía desde entonces con observaciones de menor precisión en tal detección. Por entonces, el 15 de mayo, el sistema de control del ingenio reinició en el llamado modo seguro los sistemas con motivo de tal agotamiento.

  En OCTUBRE de 2009 se daba a conocer que el Spitzer había encontrado en el IR en torno a Saturno un difuso pero gigantesco anillo de polvo y hielo.

  En 2010 observaba las zonas exteriores de nuestra galaxia para confeccionar un censo estelar llamado GLIMPSE360.
        En el mismo 2010, gracias al Spitzer se identificaron en el IR fulerenos, grandes moléculas de carbono (C70), en grandes masas de gas en una nebulosa planetaria y en abril de 2012 se informa del hallazgo de los mismos en estado sólido en grandes cantidades a unos 6.500 años-luz de nosotros, en Ofiuco.
         En ABRIL de 2012 también la NASA informa de su petición de financiación adicional para continuar el programa de la sonda hasta 2014 al menos, una vez finalizada la misión primordial.
        En ENERO de 2013 se da a conocer que el Spitzer había tomado imágenes en el IR de la estrella Zeta Ofiuco, una gigante 80.000 veces más brillante que el Sol y que va dejando una suerte de estela brillante de polvo en su trayectoria, removido por el viento estelar. Su velocidad es de 24 Km/seg y en su ruta encuentra el polvo y forma un arco de choque que produce el fenómeno.
         En el mismo 2013, con las observaciones de este telescopio y el terrestre ALMA se pudo conocer en detalle el proceso de nacimiento de una estrella en el objeto celeste HH 46/47.
         En febrero de 2014 captó  en la galaxia M82 la supernova SN2014J, del tipo Ia.
        En diciembre de 2015 se dan a conocer datos logrados por este ingenio y el Hubble sobre las atmósferas de diez exoplanetas gigantes, del tipo joviano, y su contenido en agua, estableciendo además comparativas.
        En 2016 los responsables del programa piensan en cerrar el mismo para 2018, bajo la perspectiva del cercano uso de un nuevo ingenio, el Webb. Pero el lanzamiento de este se retrasaría y el Spitzer continuaría aun otro par de años en sus observaciones.
        En enero de 2020 se anuncia el fin de la misión, con efectos del día 30 del citado mes, tras más de 16 años de labor. El cúmulo de datos logrados en tal tiempo dará lugar a numerosos exámenes y estudios de los mismos durante los siguientes años.
  
  30 ENERO 2020
  22 h 30 m, GMT. El ingenio Spitzer queda en modo seguro. Su actividad científica cesa de modo oficial.
  

  
  
  <>SONDA SMART-1.  ESA-EUROPA

  
  

  Proyecto de la ESA que se enmarca en el llamado programa tecnológico Horizontes 2000 y con el que se pretende enviar a la Luna una sonda de 367 Kg, de ellos 19 de aparatos científicos; la sonda, cuya estructura básica es de aluminio, mide 1 m de altura por 1 m de ancho. Es la primera misión europea a la Luna. El vuelo hasta la Luna duraría entre 6 meses y 1 año (inicialmente se dijeron 200 días) a partir de diciembre de 2004 y tras la misión en órbita selenita se haría regresar a la sonda a una órbita terrestre baja.

  En abril de 1998 se había, propuesto para la misión 24 experimentos para prueba de diverso instrumental tecnológico, como objetivo fundamental de la misión más que la investigación en sí de la Luna. No obstante, los objetivos científicos se enfocan a la consecución de datos acerca de la existencia de agua en los polos lunares, composición del terreno lunar, y en definitiva datos acerca de la formación de la propia Luna. Especialmente se buscarían datos sobre el contenido del suelo selenita en elementos hierro, magnesio, oxígeno, silicio y aluminio. Todo ello con la intención de obtener información previa para el establecimiento de una futura base tripulada en la Luna.

  El diseño del ingenio es realizado por la compañía sueca SSC y se basaría en el satélite sueco Odin, de igual factura; hizo su estudio preliminar en 1997. Utilizaría 6 m^2 de paneles solares con células de arseniuro de galio, que le confieren una envergadura de 14 m, y un motor de 15 Newton para pequeñas maniobras. Se pensó usar propulsión eléctrica, con 2 motores iónicos actuando 15 h al día (durante la iluminación de los paneles solares para alimentación eléctrica). La tecnología a probar principalmente es un nuevo sistema de propulsión eléctrica (utilizado por vez primera en el espacio por los americanos en la sonda DS-1), que utiliza como combustible 82 Kg de gas xenón y alimentación eléctrica (para la ionización) de los paneles solares. La poca, pero prolongada potencia del sistema, de 70 milinewtons, permite llega a la sonda a su destino lunar en torno a los 14 meses de vuelo desde una órbita elíptica terrestre previa. El motor SEPP o PPS-1350-G Hall-Effectfue desarrollado por la empresa francesa SNECMA y tiene una cámara anular cerámica de 10 cm de diámetro; la velocidad de salida de los iones es de 16.000 Km/h.

  En noviembre de 1999, el Comité del Programa Científico de la ESA aprobaba la misión con un presupuesto de 84 millones de euros que en 2003 sería 110 millones. El lanzador sería el Ariane-5 y la fecha prevista de inicio de vuelo, pensada al principio para finales del 2001, se fijó en octubre de 2002, si bien luego sería la del 15 de julio del año siguiente. La satelización en órbita lunar se fija en una altura de unos 300 por 10.000 Km y la permanencia en la misma mínima de 6 meses, con una duración total de la misión de 30 meses. El vuelo hasta la Luna, dada la baja potencia del motor iónico, fijó en 16 meses con un recorrido de unos 100.000.000 Km, siguiendo una órbita en torno a la Tierra de lenta elevación.

  Los experimentos propuestos en junio de 1998 fueron 24, divididos en 3 grupos, preparados por el ESTEC (3), el DLR, el CNRS, y diversas empresas europeas. En agosto siguiente se seleccionaron los 10 definitivos.

  La carga útil de instrumentos/experimentos definitivos del SMART 1 es:

  • AMIE. Microcámara multicolor de 450 gramos de peso desarrollada por el Centro Suizo de Electrónica y Microtécnica de Neuchatel. Preparado por Francia, Holanda y Italia, con el suizo Jean Luc Josset como principal investigador (PI). Es una cámara miniaturizado con CCD dotada de 3 filtros (UV 450 nm, visible 750 nm e IR 950 nm) y toma de imágenes en multibanda compuesta de un microprocesador de control, una unidad de proceso microdigital para la compresión de datos y un interface para enlace con la nave espacial. Sirve de soporte del Laser Link y en la demostración de la investigación de la navegación autónoma y RSIS.

  • Laser Link. Es PI Zoran Sodnik del ESTEC de la ESA. Experimento de uso de láser para la demostración tecnológica con el AMIE y las técnicas de sub-apertura para la corrección atmosférica. Se emplea como estación el Observatorio del Teide.

  • OBAN. Es PI Finn Ankersen de la ESA; intervienen sus centros ESTEC y ESOC. Sistema de validación de control de navegación autónoma para seguimiento por cuerpos planetarios.

  • SPEDE. Sensores eléctricos para plasma y polvo del entorno. Peso 500 gramos. Experimento de la ESA con los americanos, italianos y suecos, con A. Malkri del Instituto Meteorológico finlandés como PI. Para el estudio de polvo, electrones y plasma del ambiente y la influencia de la sonda en los mismos.

  • RSIS. Preparado por la ESA con los americanos, alemanes, británicos, franceses y otros. Es PI L. Iess. Experimento de radio ciencia con monitor de propulsión eléctrica y prueba de un nuevo método de medida de las propiedades de giro de cuerpos planetarios desde una órbita. Se usa el instrumental KATE y AMIE.

  • SIR. Representador espectral en banda óptica (256 entre 0,9 y 2,4 micras) con resolución de unos 300 m; de 2 Kg de peso incluida la electrónica. Preparado por alemanes del Instituto Max Planck y Carl Zeiss Jena, británicos, suizos, italianos e irlandeses. Es PI el alemán Uwe Keller. Estudios mineralógicos de la superficie lunar utilizando el IR cercano (entre 0.9 y 2.4 µm).

  • D-CIXS / XSM. Demostración del espectrómetro compacto de representación de rayos equis, dotado de CCD, con una lente de 20 cm de distancia focal. Tiene un peso 3,4 Kg y 15 cm de lado, y está dotado de 40 detectores. Preparado por la ESA, americanos, franceses, italianos y otros. Es PI Manuel Grande del británico Rutherford Appleton Laboratory y co-investigador Juhani Huovenin de la Universidad de Helsinki. Espectrómetro compacto de rayos equis basado en el Swept Charge Detectors y el colimador-µ para la confección de un mapa lunar de elementos químicos y el estudio de la variación de rayos equis y cósmicos solares y de otra procedencia.

  • EPDP. Experimento preparado por la ESA, italianos y otros. Es PI G. Noci. Se trata de un multisensor para la monitorización del sistema propulsor eléctrico; en combinación con el experimento SPEDE.

  • KATE. Experimento de la ESA (ESTEC), alemanes y los británicos con PI el alemán R. Kohl. Ensayo sobre telecomunicaciones en banda X (8 GHz) y Ka (32 a 34 GHz) para comprobar la tecnología de comunicaciones digitales. Tiene su soporte en el experimento de radio ciencia RSIS.

  
  

  El 12 de junio de 2000, la empresa sueca Swedish Space Corporation concluía la primera maqueta de la sonda. A continuación estaba previsto instalar el sistema eléctrico de la misma. Si bien es principalmente de construcción sueca, también participan las empresas españolas Crisa y Alcatel Espacio. Su construcción, ultimada en Gran Bretaña en 2003, comenzó haciendo su estructura de aluminio en Suiza en la primavera de 2001. Su prueba se haría en junio siguiente en el centro holandés ESTEC de la ESA. En el proyecto colaboran unas 3 decenas de empresas de 11 naciones de Europa y los norteamericanos. El centro de control es el alemán de Darmstadt.

  El lanzamiento en Kourou con un Ariane 5G (vuelo Ariane 162), proyectado en principio para el 15 de julio de 2003, fue fijado luego para el 28 de agosto siguiente y retrasado al 4 de septiembre y más tarde para el siguiente día 27.

  
  

  27 SEPTIEMBRE 2003

  23 h 14 min. GMT. Es lanzado en la ELA-3 de Kourou el Ariane 5G (vuelo Ariane V162) portador de la sonda SMART-1; el cohete lleva también dos satélites de telecomunicaciones, el E-BIRD 1 y el INSAT 3E, y es el primero de tal modelo con 3 cargas útiles en ser disparado.

  La sonda lunar se separó de la fase última del lanzador a los 42 min de vuelo y se insertaría en una órbita temporal de 36.016 Km de apogeo, 742 Km de perigeo y 7º de inclinación. En tal posición la sonda es comprobada en sus sistemas y aparatos, incluido por vez primera su motor con éxito a las 12 h 25 min, GMT, del 30 de septiembre; el encendido dura 1 h.

  
  4 OCTUBRE 2003 
       Es encendido el motor iónico de la sonda; el mismo solo es apagado al sobrevolar la sombra puesto que los paneles solares dejan en ese momento de cargar energía. Desde aquí habría de comenzar un lento ascenso hasta elevar el apogeo y alcanzar la influencia gravitatoria de la Luna.
      Al completar las 32 h de funcionamiento del motor iónico se informó de su buen hacer. A las 29 h llevaba consumidos 300 gramos de xenón y había incrementado en 300 Km de altura su órbita en un extremo de la misma. Luego se pasaría a aumentar su potencia al 90%. 
      En una primera fase el motor iónico va acelerando durante 80 días a razón de 0,2 mm/s^2 hasta subir el perigeo a 20.000 Km de altitud, por encima de las zonas principales de radiación del campo magnético terrestre. Luego seguiría subiendo hasta una altura de 200.000 Km para quedar atrapada la sonda por la gravedad selenita en febrero de 2005.

  
      A finales de OCTUBRE, los técnicos observan que el motor iónico actúa con un 0,5 % de rendimiento superior al previsto. El resto de sistemas funcionan bien menos el detector de estrellas que no se orienta bien.

  
  

  5 NOVIEMBRE 2003

  Es apagado el motor iónico de la sonda al detectarse una elevada radiación.

  
  

  11 NOVIEMBRE 2003

  La sonda completa la órbita 90. Para entonces el motor llevaba 520 h de funcionamiento y gastados 8,2 Kg de propulsante gas xenón, generando un empuje de hasta 1,8% superior al previsto.

  
  

  19 NOVIEMBRE 2003

  El motor de la sonda lleva 663 h de actuación y está en órbita de 40.211 Km de apogeo y 4.472 Km de perigeo, siendo el período de 13 h 27 min. Lleva entonces dadas 102 vueltas al planeta. Los paneles solares están decreciendo a diario un par de vatios debido al deterioro de los mismos por la acción de los cinturones de radiación magnetosféricos de la Tierra; la pérdida acumulada es por entonces de 130 vatios.

  
  

  9 DICIEMBRE 2003

  La sonda completa la órbita 139 y lleva 946 h de actuación de su motor iónico que llevaba gastados 15 Kg de xenón con lo que había incrementado la velocidad del ingenio en unos 2.400 Km/h.

  
  

  11 DICIEMBRE 2003

  El motor de la sonda sobrepasa las mil horas de actuación en la órbita y días más tarde actuaría de continuo durante 4 órbitas (68 h), hasta reiniciarse su sistema de control, pero marcando un récord en tal continuidad. 
  

  Por entonces existe un problema de sincronía entre un sensor de detección estelar y el sistema informático de control del ingenio.

  
  

  30 DICIEMBRE 2003

  El motor de la SMART 1 está en la órbita 169 y su motor, que habría gastado 21 Kg de propulsante, lleva ya un total de horas de actuación de 1.313 con un incremento de la velocidad de 3.350 Km/h. Para entonces ha sobrepasado los cinturones de radiación de Van Allen.

  
  

  30 ENERO 2004

  Es apagado el motor iónico de la sonda cuando lleva ya 1.705 h de funcionamiento tras consumir en total 27,1 Kg de xenón; el incremento de velocidad con tal actuación es de 1,22 Km/seg. Hasta 3 semanas más tarde no se prevé su reactivación. Mientras tanto, los aparatos científicos iban a ser comprobados sin que el motor pudiera interferirlos.

  
  

  4 FEBRERO 2004

  Se cumple la órbita 207 de la SMART 1. Los aparatos científicos están siendo probados con éxito.

  
  

  15 FEBRERO 2004

  03 h 16 m. GMT. Se realiza con éxito un enlace de comunicaciones ópticas entre la sonda y la estación terrestre situada en el Observatorio tinerfeño del Teide del IAC. En tal momento, la distancia entre ingenio y estación es de unos 20.000 Km. Luego se hicieron otros dos enlaces, y hasta una distancia triple, de 60.000 Km.

  
  

  24 FEBRERO 2004

  El motor iónico es reactivado.

  
  

  En ABRIL, el motor citado funcionaba a razón de 13 h en cada órbita (de 37 h de período) y seguía incrementando el apogeo de la misma con un excelente rendimiento. El día 16 de tal mes sobrepasaba las 2.000 h de funcionamiento del motor iónico.

  
  

  21 MAYO 2004

  La cámara AMIE de la sonda toma una primera fotografía de nuestro planeta desde 70.000 Km de altitud, con vista parcial de Europa, si bien la órbita tiene ya su apogeo en torno a los 100.000 Km.

  
  

  El ingenio, al poco, llevaba cubiertas más de 300 vueltas a nuestro planeta. El único problema detectado por entonces es un deterioro en un transmisor de radio.

  
  

  20 AGOSTO 2004

  Se realiza una asistencia gravitatoria con la Luna.

  
  

  16 SEPTIEMBRE 2004

  Tiene lugar otra asistencia gravitatoria selenita.

  
  

  27 SEPTIEMBRE 2004

  Se cumple el año de vuelo de la sonda sin novedad. Para entonces el motor iónico de la misma llevaba acumuladas 3.300 h de actuación, gastando 52 Kg de propulsante. El total de Km recorridos es de 78.000.000.

  
  

  14 OCTUBRE 2004

  De nuevo se produce una asistencia gravitatoria a la trayectoria de la sonda con el campo de gravedad lunar. Desde el día 10 anterior y hasta esta fecha, el motor actuó de forma continua.

  
  

  A principios de NOVIEMBRE, el tiempo de encendido de motor iónico ascendía a 3.648 h y el consumo de propulsante xenón a 59 Kg; el remanente es así de 23 Kg. El trayecto recorrido al momento de entrar la sonda en órbita en los siguientes días asciende a unos 84.000.000 Km y el total de veces que fue activado el motor sería de 289 veces.

  
  

  15 NOVIEMBRE 2004

  05 h 24 m. GMT. El motor iónico de la SMART 1 es activado y actuaría durante éste y los siguientes 3 días.

  17 h 48 m. GMT. El ingenio pasa por una distancia mínima de la Luna de algo más de 5.000 Km, que sería el perilunio de la órbita en el que estaba entrando.

  18 h 53 m. La sonda queda atrapada en el campo de gravedad selenita luego de 13 meses de viaje y dar 332 vueltas a nuestro planeta. Es el primer ingenio humano que llega al entorno lunar con un sistema de propulsión iónico, demostrando la viabilidad tecnológica buscada como uno de los objetivos de la misión. Otros ensayos, como los de comunicaciones, el SIR, la investigación en la banda de rayos equis o el OBAN, también venían siendo comprobados con éxito. Para entonces además se habían tomado imágenes con la cámara AMIE de dos eclipses lunares. Es además la primera sonda europea en la Luna.

  
  

  19 NOVIEMBRE 2004

  10 h 58 m. El ingenio pasa de nuevo por el perilunio y cierra su primera vuelta a la Luna.

  
  

  10 ENERO 2005

  Es apagado el motor iónico para hacer un análisis del remanente de propulsante y optimizar las maniobras previstas.

  
  

  10 FEBRERO 2005

  Se decide la prolongación de la misión, fijando entonces su final para agosto de 2006. Observaría especialmente en tal tiempo añadido el Polo Sur (en los primeros 6 meses sobre todo) y otros puntos de interés destacado. Por entonces, además, se reactiva el motor iónico.

  
  

  28 FEBRERO 2005

  Se inicia la primera etapa de observaciones sistemáticas, que resultarán satisfactorias y que debían de prolongarse durante los siguientes 5 meses. La órbita operativa proyectada por entonces debería estar en torno a los 4.500 Km de apolunio y 1.000 de perilunio.

  
  

  1 MARZO 2005

  La sonda ajusta con un encendido de motores su órbita a una polar sobre la Luna, que es la trayectoria operativa final. Tal órbita tiene entonces 470 Km de perilunio por 2.900 de apolunio. El total de horas de actuación del motor iónico asciende en tal momento a las 4.600. La misión se prevé por entonces, con una ampliación gracias al bajo consumo de propulsante, hasta agosto de 2006, triplicando el tiempo previsto inicialmente. El propulsante consumido hasta entonces eran 75 Kg de xenón.

  
  

  ABRIL 2005

  La sonda comienza un período de 6 meses para el estudio químico selenita ya referido antes. En este mes se ocupa de observar especialmente los polos lunares con la cámara AMIE para discernir, entre otras cosas, los lugares de iluminación permanente y los de sombra continua.

  
  

  En JUNIO siguiente trascendió que el ingenio había hallado el anterior 15 de enero en algunas áreas del suelo del Mar de las Crisis, gracias a la acción indirecta de un intenso viento solar emanado tras una protuberancia, los minerales calcio, aluminio, hierro y silicio. Es especialmente significativo el hallazgo del calcio.

  
  

  En OCTUBRE de 2005, tras la antes citada autorización de la misión prolongada, comenzó un nuevo período de observaciones.

  
  

  19 JUNIO 2006

  Se inicia un período de 17 días en el que se realizan sucesivas maniobras de reajuste orbital. La modificación en principio de la velocidad es de 12 m/seg y la órbita queda elevada hasta los 90 Km de perilunio.

  
  

  23 AGOSTO 2006

  Así programado, con una cámara de la sonda se comienza desde 165 Km de altura una tanda de tomas del suelo lunar que se prolongará durante días. Pero la zona prevista para la caída del ingenio fue observada por el instrumental AMIE 4 días antes con resolución de 120 m por píxel desde 1.200 Km.

  
  

  3 SEPTIEMBRE 2006

  Final de la misión. Mientras el ingenio va cayendo hacia el suelo selenita sigue transmitiendo datos e imágenes.

  05 h 42 m 21,76 s. GMT. La sonda se estrella contra la Luna, según se programó, con unos 2 Km/seg de velocidad, y solo 1 min de retraso sobre lo previsto. La última estación de seguimiento que siguió la sonda fue la australiana de New Norcia que tuvo un poco antes un problema técnico solventado solo 6 h antes de tal impacto. El punto de choque está en una pendiente de 1,5 Km de altura sobre la llanura de Lacus Excellentiae, de unos 160 Km de diámetro, zona de la cara visible entonces en zona nocturna, y se delimita en los 46,25º de longitud Oeste y 34,44º de latitud Sur, son solo 2º menos de variación sobre la latitud prevista; las respectivas calculadas antes eran de 46,193° Oeste y 34,262° Sur. El ángulo de llegada es de solo 1º y la masa de la sonda es entonces de 285 Kg, de ellos unos 3 Kg son de hidracina sobrante. El impacto se observa desde la Tierra como un breve destello y con potentes telescopios se trata de ver si se formaba una nube de polvo; el observatorio que mejor pudo hacer tomas fue el CFHT de Hawai. Se esperaba que tal nube se extendiera en una superficie de unos 50 Km^2 y hasta 24 Km de altura, saliendo el polvo expelido a velocidades de unos 200 m/seg tras horadar el suelo lunar formando un cráter de unos 5 o 7 m de diámetro, y 1 m de profundidad. Los análisis mostraron que el polvo se extendió hasta 80 Km durante 2 min 10 seg. Posteriormente, con ayuda de la sonda LRO, se determinó que abrió un surco de 20 m de longitud por 4 m de anchura. 

  En total, había dado 2.890 vueltas en torno a la Luna y enviado unas 20.000 fotografías además de diversos tipos de datos.

  
  
  <>SONDA ROSETTA.  ESA-EUROPA

  
  

  Rosetta es un proyecto concebido por la ESA para el envío de una sonda al seguimiento de un cometa y el estudio de su evolución en la fase de acercamiento al Sol; se trata del estudio del cometa en su núcleo, forma y movimiento, composición y dinámica química, propiedades físicas, etc., observando sus cambios a medida que se va calentando. Inicialmente participa la NASA, pero problemas de presupuesto la sacaron del proyecto en 1999. El mismo fue aprobado por el comité de la ESA en noviembre de 1993, y apunta a que la sonda regresara a la Tierra con muestras geológicas del cometa. Una de las primeras reuniones para estudiar la viabilidad del proyecto se realizó en enero de 1990 y se eligió entonces como destino al cometa Churyumov-Gerasimenko, aunque más tarde sería cambiado por el Wirtanen, y la participación norteamericana sería retirada por cuestiones económicas a fines de 1996, aunque siguen con apoyo técnico. Asimismo las pretensiones de regreso a la Tierra con las muestras también se abandonaron. El nombre de la sonda es debido a la piedra que, conteniendo una grabación en griego, demótico y jeroglífico, permitió al francés Champollion de la época napoleónica la primera traducción moderna de los jeroglíficos egipcios; con tal nombre se quería establecer una esperanza en la similitud de descubrimientos astrofísicos sobre el cometa.

  Hasta 1997 se pensó en dotar a la Rosetta de dos ingenios o subsondas para aterrizaje en el cometa, con participación alemana y francesa del CNES, y se las denominó ROLAND y Champollion. Los instrumentos de estas subsondas para aterrizaje eran un sistema de cámaras de imágenes, un acelerómetro, un espectrómetro de rayos X, alfa y protones, un espectrómetro de rayos gamma, un analizador de gases y temperaturas, un espectrómetro de neutrones, un espectrómetro de masas-cromatógrafo de gases, y un microscopio. Las subsondas llevaban un sistema de penetración en el suelo cometario con taladros.

  A pesar de que las cuestiones económicas de fondo obligaron a suprimir tales ingenios adosados a la Rosetta, finalmente se optó por incluir un solo Lander o aterrizador para el estudio in situ del terreno cometario, la determinación de la estructura del núcleo y su composición mediante el análisis mineralógico, molecular e isotópico de la superficie y terreno subterráneo, su densidad, porosidad, temperatura y térmica en general, etc. Su nombre, el de ROLAND.

  El modelo de sonda pesa 1.035 Kg en seco y 2,9 Tm en total, constituyéndose básicamente de dos módulos, uno con los sistemas básicos de la nave, el BSM, y otro con el instrumental científico, o PSM. Mide 2,8 por 2,1 por 2,0 m de lado; la envergadura es de 32 m, ocupada casi toda por los paneles solares que son de 14 m de largo. Lleva dos baterías de paneles solares que suponen 32 m^2 de superficie cada uno y aportan 472 vatios (considerada una distancia al Sol de 780.000 Km) con sus más de 22.000 células de silicio; complementa el sistema de energía 7 pilas de níquel-cadmio. Para las comunicaciones se le dota de una antena parabólica de 2,2 m de diámetro y 2 mástiles de 2 m de longitud y utiliza las bandas S y X. Con un total de 1,65 Tm de propulsante, lleva 24 motores menores de 10 newtons de empuje unitario. El sistema térmico de la sonda incluye radiadores con 14 paneles en una superficie de 2,25 m², que dispone de unas láminas a modo de persianas que abren y cierran según necesidad de irradiar o conservar el calor interno; fueron diseñadas por la empresa española SENER. La sonda también lleva un disco de 7,5 cm de diámetro conteniendo el libro bíblico del Génesis en unos 6.000 idiomas del planeta; solo es legible por microscopio y fue recopilado por la Fundación Long Now. Now.
      Todos los aparatos científicos son:

  • ALICE. Sistema espectroscópico UV que actúa entre los 700 y 2050 Å. Es PI A. Stern del Instituto de Investigación del Sudoeste, de Boulder, Colorado. Pesa unos 4 Kg y consume menos de los 4 vatios.
    

  • CONSERT. Tomografía del núcleo cometario por sondeo por radio cerca de los 90 MHz desde unos 30 Km de distancia. El peso del instrumento es de 3 Kg. Es PI W. Kofman del Centro Nacional de Investigación en St. Moulin D’Heres, Francia. Construido en Alemania y Francia, con el mismo se esperaban realizar unas 3.000 medidas en cada vuelta.

  • COSIMA. Espectrómetro de masas para análisis de iones y polvo. Es PI el alemán J. Kissel.

  • GIADA. Medidas del flujo, la velocidad del polvo e impactos del mismo. Se integra por 3 sensores distintos. Es PI W. Kofman, del CNRS en Grenoble, Francia. Construido por el Instituto de Astrofísica de Andalucía y el Observatorio y la Universidad de Nápoles.

  • MIDAS. Estudio de la morfología de los granos de polvo por microimágenes. Es PI el austriaco W. Riedler.

  • MIRO o MI. Espectroscopio de microondas. Es PI S. Gulkis, del JPL de Pasadena, California. Fue entregado a la ESA por la NASA en el otoño de 2001 y la finalidad del instrumento es examinar gases del cometa (cantidad, velocidad y dirección, temperatura, etc.).

  • OSIRIS. Sistema para la toma de imágenes ópticas, IR remoto y espectroscópicas. Construido por el Instituto Max Planck, consta de una cámara de alta resolución NAC y otra de gran angular WAC. Es Principal Investigador (PI) H. U. Keller del citado instituto.

  • ROSINA. Espectroscopio de masas para gas neutro e iones. Es PI H. Balsiger, de la Universidad suiza de Berna.

  • RPC. Instrumental para el estudio del entorno de plasma del cometa y la interacción del viento solar. Lleva 5 sensores y analizadores de iones, etc. Son PI R. Boström, del Instituto de Física Espacial de Uppsala, Suecia; el alemán K. K. Glassmeier; R. Lundin del Instituto de Física Espacial, de Kiruna, Suecia; J. Bursch, del Instituto de Investigación del Sudoeste, de San Antonio, Texas; y el francés J. G. Trotignon.

  • RSI. Experimento de radio ciencia. Es PI M. Pätzold de la Universidad alemana de Köln.

  • VIRTIS. Espectrómetro de 2 canales, de 0,25 a 5 micrómetros, en banda IR y visible, dotado de un dispositivo de carga acoplada CCD. El sistema detector IR son dos conjuntos denominados IRFPA, M y H, construidos en teluro de cadmio y mercurio. El detector en banda visible, llamado VISFPA utiliza como material silicio. Es PI el italiano A. Coradini.

  Inicialmente también se incluyó el instrumental MODULUS Berenice, un cromatógrafo de gases para análisis isotópicos, del que se encargaría como PI C. Pillinger de la Open University, Milton J. Keynes, del Reino Unido.

  
  

  El Lander ROLAND (luego Philae) tendría 98 Kg de peso, de ellos 26,7 Kg de instrumental científico, 80 cm de altura y 1 m de lado, iba sobre un lado de la sonda principal. También iba dotado de 3 patas articuladas para equilibrar el aterrizaje; igualmente lleva arpones para clavarse en la superficie del cometa, con 20 cm de profundidad, para fijarse al suelo ante la débil gravedad. El lugar del contacto se elegiría una vez recibidas las fotografías desde cerca. Su vida útil mínima sin interrupción se estimó en 65 h. Los experimentos o instrumental incluidos en el mismo son:

  • APX. Espectrómetro alfa-P-X. Es PI el alemán R. Rieder.

  • CIVA y ROLIS. Sistemas de imágenes del Lander dotado de 4 subsistemas (P, D, M y B). Una de las cámaras, la P, es panorámica estéreo, otra un sistema microscópico acoplado a un espectrómetro IR (M), otra una analizador de muestras extraídas del terreno (B), y el otro instrumento es la llamada cámara D para toma de imágenes en el descenso de aterrizaje con resoluciones del orden de los 0,1 cm; se complementa todo con un sistema informático y de control de 16 MB de memoria, y una unidad principal de electrónica. La cámara P consta de 7 microcámaras iguales y lleva un CCD; se toman con las mismas ángulos de 60º, para cubrir en total los 360º en el lugar del aterrizaje. Son PI el francés J. P. Bibring y los alemanes S. Mottola y D. Möhlmann, del DLR.

  • COSAC. Sistema analizador de la composición molecular y gas e isotópica, dotado de un espectrómetro de masas. Tiene un peso de 4,5 Kg, consume 16 vatios como máximo y 8 de promedio. Es PI el alemán H. Rosenbauer.

  • CONSERT. Sonda del núcleo del cometa. Es PI W. Kofman, de Francia.

  • MUPUS. Sensor multipropósito para la superficie y subterráneo. Es PI T. Spohn de la Universidad de Münster, Alemania.

  • PTOLOMY. Estudio de la composición isotópica y analizador del gas envolvente. Es PI C. Pillinger, de la Open University, en el Reino Unido.

  • ROMAP. Experimento de Plasma y magnetómetro. Es Principal Investigador el alemán Braunschweig e I. Apathy, de Hungría.

  • SESAME. Controlador de impactos del polvo y experimento para determinar las propiedades eléctricas, mecánicas y acústicas en la superficie del cometa. El detector de polvo es una pieza de plata de 10 por 10 por 0,8 cm. El peso total de este instrumento es de 1,33 Kg. Son PI H. Laakso, de Finlandia, y I. Apathy, de Hungría.

      Para el análisis del terreno cometario dispone de un taladro llamado SD2 de fabricación italiana que tiene punta de perforación diamante, platino y lentes de zafiro.
      El equipo director del Lander lo forma el alemán S. Ulamec del DLR en Köln Porz-Wahn, el francés D. Moura del CNES en Toulouse y el italiano J. P. Mugnuolo de la ASI en Matera. 

  
  

  La construcción de la Rosetta fue adjudicada en 1997 a la empresa Matra Marconi Space. Aunque el contratista principal fue la Astrium Alemania, participaron 50 compañías de 14 naciones europeas más Canadá y los Estados Unidos. La participación científica corre a cargo del Instituto Max Planck alemán y de entidades de Francia, Italia, España, Bélgica y Suecia. El centro de control de operaciones de la misión será el RMOC en el ESOC de Darmstadt, el de ciencia sería el RSOC y el del Lander el RLCC.

  En 1995 se empezaron a proyectar los aparatos científicos que se creyeron oportunos para incluir en la sonda y en FEBRERO de 1997 se confirmó el instrumental componente. Dos de sus instrumentos científicos son construidos por el Instituto de Investigación de Ciencias Planetarias de la Open University británica y el Departamento de Ciencias Espaciales del Laboratorio Rutherford Appleton. El recorte en 1996 de parte de la financiación alemana del proyecto se vio compensado con la entrada en el mismo de un consorcio español formado por el Instituto Astrofísico de Andalucía, la Universidad Politécnica de Madrid y el INTA, así como luego otras entidades aeroespaciales, con un aporte de 700 millones de pesetas de la Comisión Interministerial.

  La participación española en el proyecto se concreta en la aportación del 20 % del coste de 2 cámaras del sistema OSIRIS, de distinta resolución para el estudio del núcleo y coma, tanto en la banda visible como en el IR; en concreto, se participa en el diseño térmico y el análisis de la estructura, los filtros, el control de los mecanismo y el de energía. También se colabora en el instrumental GIADA, en su sistema electrónico, equipos de soporte de tierra, programa informático, térmica, etc. Del presupuesto total de la sonda, España aportó el 7%, y otros entes o empresas participantes además de los ya citados son Alcatel Espacio, GTD, Astrium Crisa, SENER, GMV y Tecnológica