A exploração soviética de Marte

A exploração de Marte sempre foi um dos pontos prioritários de Serguei Korolev que achava que este corpo celeste e não a Lua, deveria ser o objectivo por excelência da exploração espacial da União Soviética. Nos primeiros anos da exploração espacial a União Soviética aproveitou todas as janelas de lançamento para Marte para tentar enviar sondas a este planeta enigmático, no entanto e na maior parte dos casos, os resultados nunca foram os desejados.

A 10 de Dezembro de 1959 é emitido pelo Comité Central do Partido Comunista da União Soviética e pelo Conselho de Ministros da União Soviética do Decreto 1386-618 “Sobre a Criação de Sondas Automáticas para Alunarem na Lua, para Voos a Marte e a Vénus”. Este decreto aprova o desenvolvimento das sondas Luna, Mars e Venera, iniciando o desenvolvimento da exploração interplanetária soviética. A 4 de Junho de 1960 é emitido o decreto “Planos de Exploração Espacial” que prevê o desenvolvimento de um novo foguetão lançador de quatro estágios para o lançamento de missões para os planetas Marte e Vénus. Em resultado deste decreto seria criado o lançador 8K78 Molniya que poderia ser equipado com vários estágios superiores (Blok-L, Block-2BL, etc.).

Primeiras tentativas

A primeira tentativa para lançar uma sonda para Marte ocorre em Outubro de 1960. Desenhada por Serguei Korolev, a sonda 1M nº 1 encontra-se no topo do foguetão lançador 8K78 Molniya (L1-4M) na Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. O objectivo da 1M nº 1 era o de fotografar a superfície de Marte enquanto que a sonda passava pela vizinhança do planeta. Tendo uma massa de 640 kg, estava equipada com um megnetómetro, um detector de plasma iónico, um contador de raios cósmicos e um detector de micro meteoros.

Esta fotografia não identificada mostra o que poderá ser a colocação na Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur, do foguetão lançador 8K78 Molniya (L1-4M) com a sonda 1M nº 1. Imagem: Corporação RKK Energiya Serguei Korolev.

Os preparativos para o lançamento decorreram sem problemas de maior e este acabou por ter lugar às 1427:29UTC do dia 10 de Outubro de 1960. A fase inicial do lançamento decorre sem problemas, mas às 1432:30UTC surgem problemas com a ignição do segundo estágio do lançador. Estes problemas originam vibrações no estágio superior que levam à perda de contacto no comando do potenciómetro do sistema de estabilização por giroscópios. Em resultado, o sistema de orientação do veículo sofre uma falha e o foguetão 8K78 Molniya (L1-4M) começa a desviar-se da sua trajectória. Ao exceder um desvio de 7.º o sistema de controlo falha. O comando de destruição do lançador é enviado às 1432:53UTC. O motor do terceiro estágio termina a sua ignição às 1433:06UTC e atinge uma altitude de 120 km juntamente com a sonda. Ambos acabam por ser destruídos durante a reentrada atmosférica sobre a Sibéria.

Tirando partido da janela de lançamento para Marte disponível em Outubro de 1960, a União Soviética tenta lançar uma segunda sonda a 14 de Outubro. O lançamento ocorre às 1351:03UTC a partir da Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Porém, os problemas voltam a afectar o foguetão lançador e às 1355:53UTC o motor 8D715K do terceiro estágio não entra em ignição devido a uma fuga de oxigénio líquido que congela o querosene numa conduta ainda durante a permanência do foguetão 8K78 Molniya (L1-5M) na plataforma de lançamento. O problema fica a dever-se a um defeito numa selagem de uma válvula do sistema de oxigénio líquido. Mais uma vez a sonda (M1 nº 2) e o terceiro estágio do lançador acabam por ser destruídos ao reentrarem na atmosfera terrestre minutos após o lançamento. A sonda 1M nº 2 possuía instrumentos semelhantes aos que se encontravam a bordo da sonda 1M nº 1.

As sondas 2MV-4

O planeta Marte

Por Jorge Almeida

Marte – o quarto planeta a contar do Sol é famoso pela cor avermelhada, devida à presença na sua superfície de óxidos de ferro. Apesar de muito menor que a Terra, este é o corpo do Sistema Solar que mais semelhanças apresenta com o nosso planeta quanto à modelação da superfície.

Um assunto que sempre despertou interesse relaciona-se com a possibilidade de existência de vida em Marte, questão essa que se mantém ainda uma incógnita. Em 1996 foi apresentado ao mundo o famoso meteorito marciano ALH00084, no qual alguns sugeriram a presença de indícios de vida extraterrestre; contudo, estes nunca passaram de
especulação inconclusiva. Por outro lado, os repetidos anúncios da possibilidade de água em fase líquida em Marte mantêm acesa a esperança de muitos, já que a água é vista como um possível prenúncio para a vida marciana (pelo menos, na Terra, onde há água, a vida fervilha). Porém, o planeta vermelho foi também sempre alvo de outros estudos. Kepler usou as cuidadas observações que Brahe sobre ele realizara para estabelecer as suas famosas leis respeitantes às órbitas planetárias. Sabe-se actualmente que a órbita de Marte é muito menos estável que a da Terra, atingindo grandes valores de excentricidade (maior afastamento da circularidade), o que faz com que o clima do planeta seja consideravelmente influenciado pela geometria orbital, resultando em variações entre o frio e o… muito frio.

Actualmente, a superfície de Marte é modelada quase exclusivamente pelo vento. Apesar de ténue, a atmosfera do planeta é por vezes cenário de grandes tempestades de areias, bem como da actividade de turbilhões de poeiras (“dust devils“). Marte é também famoso pelas suas espectaculares paisagens. Nele existe a mais imponente montanha conhecida em todo o Sistema Solar, um vulcão conhecido como Olympus Mons, mas também o complexo de desfiladeiros baptizado como Valles Marineris, muito mais imponente que o “pequeno” Grand Canyon da Terra. Seria possível testemunhar essas colossais formações geológicas a partir das duas pequenas luas de Marte, Fobos (medo) e Deimos (pânico). Um dia, num futuro distante, Fobos terminará a sua espiral descendente e embaterá na superfície marciana.

Fontes:

http://www.marslab.dk/ResearchSoilMineralogy.htm – (Per Nørnberg, Haraldur Pall Gunnlaugsson, 2006?)

http://home.cvc.org/science/kepler.htm (William L. Drennon, 1997)

http://www.nineplanets.org/mars.html (Bill Arnett, 2006)

Às 1755:04UTC do dia 24 de Outubro de 1962 a União Soviética tenta um novo assalto a Marte tirando partida de uma nova janela de lançamento para o planeta vermelho. O lançamento de uma nova sonda (a 2MV4 nº 1) tem lugar desde a Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Porém, e apesar de atingir a órbita terrestre sem problemas (com um apogeu a 260 km de altitude, perigeu a 202 km de altitude, inclinação orbital de 65,10.º e um período orbital de 89,10 minutos), 16 segundos após a ignição do quarto estágio Blok-L do foguetão lançador 8K78 Molniya (T103-15) o seu motor S1.5400A1 explode devido a uma fuga de lubrificante no eixo do sistema de turbo-bombas levando à falha da turbina. Em resultado a sonda desfez-se em múltiplos pedaços que permaneceram em órbita por alguns dias. Este lançamento ocorre num momento sensível da História mundial, durante a crise dos mísseis soviéticos em Cuba. O lançamento foi detectado pelos radares militares norte-americanos que originalmente receavam tratar-se de um ataque nuclear soviético.

Recebendo a designação Sputnik-22 (00443 1962 B Iota1 1962-057A), esta sonda deveria fotografar a superfície de Marte enquanto passava ao largo do planeta. Desenvolvida por Serguei Korolev, a sonda estava equipada com vários instrumentos científicos e equipamento de comunicação incluindo uma sonda mangnetómetra, uma antena de alto ganho, uma antena omnidireccional, uma antena semi-direccional e equipamento fotográfico. Possuía ainda um motor KDU-414 para levar a cabo as correcções de atitude e manobras de correcção de trajectória. Tinha uma massa de 894 kg (6500 kg juntamente com o estágio Blok-L como no caso do Sputnik-22[1]).

Se os fracassos marcaram as tentativas iniciais da União Soviética para atingir Marte, o sucesso, pelo menos relativo, viria com o lançamento seguinte levado a cabo a 1 de Novembro de 1962. A sonda 2MV-4 nº 2 era lançada às 1614:16UTC a bordo de um foguetão 8K78 Molniya (T103-16) desde a Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Os estágios iniciais colocaram o conjunto Blok-L/2MV-4 nº 2 numa órbita inicial com um apogeu a 238 km de altitude, perigeu a 157 km de altitude e inclinação orbital de 65.º. Desta vez tudo correr como previsto e a ignição do Blok-L (Sputnik-23) colocou a sonda Mars-1 (00450 1962 B Nu 3 1962-061C) a caminho de Marte.

As comunicações com a Mars-1 cessaram a 21 de Março de 1963 devido provavelmente a um problema com o seu sistema de orientação, no entanto foram levadas a cabo 61 sessões de comunicação com a sonda nas quais uma grande quantidade de dados foi obtida. Nesta altura a Mars-1 encontrava-se a 106 milhões de quilómetros da Terra. A aproximação máxima ao planeta teve lugar a 19 de Junho de 1963 quando a Mars-1 passou a 193000 km de Marte, entrando depois numa órbita heliocêntrica. A Mars-1 tinha uma massa de 894 kg e o conjunto de instrumentos era semelhante ao transportado pela 2MV-4 nº 1.

Ainda tentando tirar partido da janela de lançamento para Marte é lançada às 1535:15UTC do dia 4 de Novembro a sonda 2MV-3 nº 1 que tinha como missão levar a cabo a primeira descida suave na superfície do planeta. Com uma massa de 890 kg, esta sonda era muito semelhante às duas sondas anteriores lançadas para Marte. Nesta altura a sonda Mars-1 encontrava-se já a caminho de Marte e os especialistas soviéticos pensavam que todos os problemas haviam sido eliminados do lançador e das suas sondas. Porém, tal não aconteceu. A T+260 s de voo (1539:35UTC) um problema no sistema de pressurização do motor central do foguetão lançador levou à cavitação na conduta do oxidante e no sistema de oxigénio líquido, seguindo-se às 1540:07UTC a ocorrência de cavitação no sistema do combustível. Apesar destes problemas o conjunto Blok-L/2MV-3 nº 1 atinge a órbita terrestre ficando colocado numa órbita circular a 171 km de altitude, com uma inclinação de 65.º e um período orbital de 87,9 minutos. Mas a missão vê-se com mais problemas quando a forte vibração no terceiro estágio faz com que um fusível se solte fazendo com que o seu motor não possa entrar em ignição. Em resultado o conjunto (que recebe a designação Sputnik-24 (00451 1962 B Csi 1 1962-062A) permanece em órbita terrestre, reentrando na atmosfera a 5 de Novembro.

Ao lado: a sonda Mars-1 na fase de processamento para o seu lançamento para Marte. Imagem: Videocosmos.

As sondas 3MV-4A

As sondas 3MV-4A tinham como objectivo fotografar a superfície de Marte enquanto passavam ao lado do planeta. Os veículos, com uma massa de 925 kg, transportavam seis motores eléctricos que serviam como actuadores do sistema de controlo de atitude. Estavam também equipadas com um sistema de televisão que permitia o processamento a bordo do filme.

A primeira destas sondas, a 3MV-4A nº 2, foi lançada às 1312:00UTC do dia 30 de Novembro de 1964 por um foguetão 8K78 Molniya tendo recebido a designação Zond-2 (00945 1964-078C). Infelizmente as comunicações com a Zond-2 cessaram em Abril de 1965 com a sonda a passar por Marte no dia 6 de Agosto a uma distância de 1500 km.

A Zond-2 acabou por ser a única sonda 3MV-4A a ser lançada em direcção a Marte. A segunda sonda desta série, a Zond-3 (01454 1965-056A) foi lançada para o espaço interplanetário e fotografou a superfície lunar demonstrando grandes avanços na tecnologia soviética desde 1959. A Zond-3 foi lançada às 1438UTC por um foguetão 8K78 Molniya (U103-35) a partir da Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur.

Após a missão da Zond-2 a União Soviética só voltará a embarcar numa missão para Marte em 1969. Estando inicialmente sobre o controlo de Sergei Korolev o programa de exploração planetária é transferido para outras organizações. O bureau de desenho NPO Lavochkin ficou encarregue de construir as seguintes sondas para Marte. A 8 de Janeiro de 1969 o Comité Central do Partido Comunista da União Soviética e o Conselho de Ministros emitem o Decreto 10-19 ‘Trabalhos para a Pesquisa da Lua, Vénus e Marte, utilizando-se estações automáticas – desenvolvimento de veículos lunares e interplanetários’. Este decreto é uma resposta ao Programa Apollo dos Estados Unidos.

Um novo começo

Em Março de 1969 a União Soviética está de novo pronta para lançar mais uma sonda para Marte. A sonda 2M nº 521 (ou M-69 nº 521) tem como missão entrar em órbita de Marte e fotografar intensivamente a superfície do planeta ao mesmo tempo que enviava uma pequena sonda para a superfície. Às 1040:45UTC do dia 27 um foguetão 8K82K Proton-K/D (240-01) é lançado desde a Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Os problemas iniciam-se a T+51 s (1041:36UTC) quando a ogiva de protecção da carga do foguetão lançador sofre uma falha estrutural. O segundo estágio do foguetão continuou o voo, mas o terceiro estágio não entra em ignição fazendo com que o lançador se despenhe.

Uma nova tentativa para lançar uma sonda para Marte ocorre a 2 de Abril. No topo do foguetão 8K82K Proton-K/D (233-01) encontra-se a sonda 2M nº 522. A ignição dos motores do primeiro estágio do lançador ocorre às 1033UTC e abandona a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Porém, logo após a ignição (T+0,02 s) inicia-se um incêndio num dos motores do primeiro estágio e a 50 metros de altitude e motor falha, originando a explosão violenta do foguetão sobre a plataforma. A explosão liberta os propelentes hipergólicos tóxicos que são rapidamente espalhados pelo vento. Os observadores que se encontravam a poucos quilómetros da plataforma de lançamento tentaram fugir entrando para os seus veículos mas não sabiam em que direcções deveriam ir, chegando à conclusão que a plataforma de lançamento era o ponto mais seguro.

A contaminação pelos propelentes hipergólicos foi tão intensa que não existia maneira de a limpar. A solução encontrada foi deixar que os elementos acabassem por dissolver a poluição e isso não aconteceu até ao encerramento da janela de lançamento para Marte em 1969 fazendo com que a próxima sonda só fosse lançada em 1971. O acidente, que por pouco não dizimou todos os responsáveis máximos pela indústria espacial, levou ao cancelamento de outras missões para Marte durante 1969.

Ao lado: Lançamento da Mars-1 a 1 de Novembro de 1962. Imagem: RKK Energiya.

Os planos soviéticos para desviar as atenções mundiais do Programa Apollo e que previam o lançamento de mais de 10 missões para a Lua (alunagem, obtenção de amostras do solo lunar e veículos lunares para suplementar os lançamentos do foguetão N1) saíram também gorados devido a este acidente.

Os planos soviéticos para desviar as atenções mundiais do Programa Apollo e que previam o lançamento de mais de 10 missões para a Lua (alunagem, obtenção de amostras do solo lunar e veículos lunares para suplementar os lançamentos do foguetão N1) saíram também gorados devido a este acidente.

3MS, um quase sucesso em Marte

AS sondas 3MS (também designadas M-71) foram construídas pelo NPO Lavochkin para tirar partido da janela de lançamento no ano de 1971. Estas sondas tinham como objectivo fotografar a superfície de Marte e os seus sistemas de nuvens, determinar as temperaturas de Marte, estudar a sua topografia, composição e propriedades físicas da superfície, determinar as propriedades da atmosfera e monitorizar o vento solar, além dos campos magnéticos interplanetários e de Marte.

As sondas tinham duas secções principais: um módulo orbital e um módulo de descida. O conjunto tinha uma massa de 4650 kg. O módulo orbital tinha uma massa bruta de 3440 kg, tendo uma altura de 4,1 metros, uma envergadura de 5,9 metros (com os painéis solares abertos) e um diâmetro na base de 2 metros. Por seu lado o módulo de descida tinha uma massa de 1210 kg. O sistema de propulsão estava situado no fundo do corpo cilíndrico do veículo sobre o qual estava colocado o módulo de descida. Os dois painéis solares abriam-se para os dois lados da sonda e uma antena parabólica de alto ganho com um diâmetro de 2,5 metros que era utilizada para comunicações encontrava-se também colocada na parte lateral do veículo.

Os instrumentos e o sistema de navegação estavam localizados numa área na parte inferior das sondas, com a parte central do corpo principal a albergar principalmente o tanque de combustível. As antenas de comunicações com o módulo de descida encontravam-se fixadas nos painéis solares. Três antenas direccionais de baixa potência estendiam-se desde o corpo principal junto da antena principal.

O módulo orbital transportava um radiómetro de infravermelhos para determinar as temperaturas da superfície de Marte. Este instrumento analisava as radiações entre 8 microns e 40 microns, sendo capaz de determinar temperaturas até aos -100ºC. Também seguia a bordo um fotómetro para levar a cabo análises espectrais por absorção atmosférica do vapor de água na linha dos 1,38 microns; um fotómetro de infravermelhos; um fotómetro de ultravioletas para detectar o hidrogénio atómico, oxigénio e árgon; um fotómetro de luz visível entre os 0,37 microns e os 0,70 microns; um aparelho para determinar a reflectividade da superfície e da atmosfera no visível (0,3 microns a 0,6 microns) e a rádio-reflectividade da superfície nos 3,4 microns. Este instrumento permitia também determinar a permeabilidade dieléctrica para proporcionar uma estimativa de temperaturas até uma profundidade de 30 cm a 50 cm abaixo da superfície marciana. As sondas transportavam sistemas de absorção de dióxido de carbono (2,06 microns) para determinar a espessura óptica da atmosfera e duas câmaras com lentes de pequena angular de 4.º e uma lente de grande angular com uma distância focal de 52 mm localizada no mesmo eixo e contendo vários filtros ópticos (verde, vermelho, azul e ultravioleta). O sistema de observação enviava imagens via fac-simile com uma resolução de 1000 x 1000 pixels após ser revelada num laboratório automático a bordo. As experiências de rádio-ocultação eram também levadas a cabo quando as transmissões passavam através da atmosfera de Marte na qual a refracção dos sinais fornecia informação acerca da estrutura atmosférica.

Durante a viagem até Marte eram levadas a cabo medições dos raios cósmicos galácticos e da radiação corpuscular solar. Oito espectrómetros encontravam-se a bordo para determinar a velocidade, temperatura e composição do vento solar entre os 30 eV e os 10000 eV. Um megnetómetro de três eixos destinado a medir os campos magnéticos interplanetários e marciano encontrava-se localizado num mastro que se estendia a partir de um dos painéis solares.

A separação entre o módulo orbital e o módulo de descida ocorria 4,5 horas antes da chegada a Marte. Utilizando uma técnica de travagem aerodinâmica, pára-quedas e retro-foguetões, o módulo de descida levava a cabo uma descida suave na superfície. Após chegar ao solo deveria enviar fotografias da área em redor do local de descida. Entretanto, o motor KTDU-425 do módulo orbital era activado para colocar o veículo em órbita em trono do planeta. Esta era uma longa órbita com um período orbital de 11 dias.

Cosmos 419

O primeiro lançamento desta série teve lugar às 1658:42UTC do dia 10 de Maio de 1971. O foguetão 8K82K Proton-K/D (253-01) foi lançado desde a Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Os estágios inferiores do foguetão lançador 8K82K Proton-K funcionaram sem qualquer problema colocando o conjunto Blok-D/3MS nº 170) numa órbita preliminar com um apogeu a 187 km de altitude, um perigeu a 134 km de altitude, uma inclinação orbital de 51,53.º e um período orbital de 87,7 minutos. Esta órbita é atingida no final da primeira queima do Blok-D. A partir desta órbita o estágio Blok-D deveria entrar novamente ignição para propulsionar a 3MS nº 170 para Marte.

A 3MS nº 170 é lançada um dia após o lançamento da sonda americana Mariner-8 (Mariner-71H). O lançamento da Mariner-8 ocorre às 0111:02UTC do dia 9 de Maio de 1971 a partir da Plataforma de Lançamento LC-36A do Cabo Canaveral por um foguetão SLV-3C Centaur (AC-24)/Atlas-Centaur. A Mariner-8 deveria atingir a órbita de Marte e enviar imagens e dados sobre o planeta. O desempenho do estágio Atlas decorreu sem problema e o estágio Centaur entrou em ignição às 0115:27UTC, porém nesta altura o estágio começou a oscilar e ficou descontrolado. A sua ignição terminou às 0117:07UTC devido à falta de propolente devido ao seu movimento descontrolado. A Mariner-8 separou-se do estágio Centaur (AC-24) e acabou por reentrar na atmosfera a 1500 km de distância do Cabo Canaveral, caindo no Oceano Atlântico a 560 km Norte de Porto Rico. Numa altura em que a Guerra-fria estava no seu auge e onde os feitos espaciais ainda tinham um valor de propaganda assegurado, o lançamento da 3MS nº 170 é programado para suplantar a missão da Mariner-8 e tornar-se na primeira sonda a orbitar o planeta vermelho. Infelizmente, ocorre uma explosão no foguetão lançador da Mariner-8 e esta é destruída no lançamento, mas a sonda soviética não terá uma sorte muito melhor.

O estágio Block-D (Tyazheliy Sputnik) deveria entrar novamente em ignição 90 minutos após atingir a órbita terrestre. Porém, um temporizador de ignição foi calibrado para accionar a ignição 1,5 anos após a entrada em órbita em vez dos pretendidos 90 minutos (1,5 horas). O conjunto foi designado Cosmos 419 (05221 1971-042A) para esconder o seu verdadeiro objectivo e acabou por reentrar na atmosfera a 12 de Maio de 1971.

Mars-2 e Mars-3

O lançamento da sonda 4M nº 171 (também designada M-71 nº 171) tem lugar às 1622:44UTC do dia 19 de Maio de 1971 e é levado a cabo pelo foguetão 8K82K Proton-K/D (255-01) a partir da Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Todas as fases do lançamento correm como previsto e desta vez o estágio Block-D coloca a sonda Mars-2 (05234 1971-045A) numa trajectória em direcção Marte.

A Mars-2 (massa no lançamento: 4650 kg; massa do módulo orbital: 3440 kg; massa do módulo de descida: 1210 kg; massa sem combustível: 2265 kg) tinha como objectivo levar a cabo uma série de investigações sobre o planeta utilizando um módulo de descida e o espaço interplanetário. A sonda leva a cabo duas correcções de trajectória a 17 de Junho e a 20 de Novembro. O módulo de descida SA Marsa-2 (05739 1971-045D) separa-se do módulo orbital a 27 de Novembro. Infelizmente o sistema de travagem não funciona correctamente e o módulo despenha-se na superfície de Marte num ponto a 45º S – 302º O, tornando-se no primeiro objecto terrestre a atingir a superfície de Marte.

Representação da sonda Mars-2 lançada a 19 de Maio de 1971. Imagem: NSSDC Master Catalog

A Mars-2 entrava entretanto em órbita do planeta após levar a cabo uma manobra de retro-travagem. Os parâmetros orbitais iniciais são: apogeu a 24.940 km de altitude, perigeu a 1380 km de altitude, uma inclinação de 48,90.º em relação ao equador de Marte e um período orbital de 1080 minutos. Os instrumentos da sonda eram activados durante 30 perto do ponto mais baixo da órbita com os dados a serem enviados pela sonda durante vários meses.

Às 1526:30UTC do dia 28 de Maio de 1971 era lançado desde a Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur o foguetão 8K82K Proton-K/D (249-01) que transportava a sonda 4M nº 172 (também designada M-71 nº 172). Colocada numa trajectória em direcção a Marte, a Mars-3 (05252 1971-049A) transportava um instrumento de fabrico francês para medir a radiação solar nos comprimentos de onda métricos em conjunto com receptores localizados na Terra. O objectivo do Spectrum-1 (que não tinha sido transportado na Mars-2) era o de tentar determinar a causa das repentinas explosões solares. A antena do Spectrum-1 encontrava-se montada num dos painéis solares da Mars-3.

A 8 de Junho foi levada a cabo uma correcção da trajectória a caminho de Marte. A sonda chegou às proximidades do planeta a 2 de Dezembro e às 0914UTC dava-se a separação do módulo de descida SA Marsa-3 (05667 1971-049E) que acabaria por descer suavemente na superfície do planeta num ponto localizado a 45º S – 158º O, iniciando logo de seguida as suas operações. Porém, vinte segundos após iniciar as observações os seus instrumentos ficaram silenciosos.

O módulo orbital entretanto havia-se instalado numa órbita com um apogeu a 214500 km de altitude, perigeu a 1528 km de altitude, inclinação orbital de 60.º em relação ao equador de Marte e com um período orbital de 18243 minutos.

Tal como a Mars-2, a Mars-3 funcionou durante vários meses, mas a 22 de Agosto de 1972 a União Soviética anunciava que a missão das duas sondas havia terminado.

Os veículos Prop-M

A bordo dos módulos de descida da Mars-2 e da Mars-3 viajava um pequeno veículo denominado Prop-M. Este veículo tinha uma massa de 4,5 kg e encontrava-se ligado ao módulo de descida por um cabo que permitia comunicações directas. O veículo deveria percorrer a superfície de Marte sobre esquis até uma distância de 15 metros do módulo de descida (comprimento total do cabo de comunicação). A bordo do Prop-M seguia um sistema de penetração dinâmico (para perfurar a superfície de Marte) e um densímetro de radiação. O Prop-M tinha uma forma rectangular apoiada em dois esquis laterais. Na parte frontal encontravam-se barras de detecção de obstáculos. O veículo deveria ser colocado na superfície após a descida por um braço mecânico e deveria mover-se no campo de visão das câmaras do módulo, parando a cada 1,5 metros para obter medições. As marcas dos esquis no solo de Marte deveriam também ser filmadas para determinar as propriedades do solo.

Entre Dezembro de 1971 e Março de 1972 a Mars-2 e a Mars-3 enviaram grandes quantidades de dados para a Terra. No final das suas missões a Mars-2 tinha levado a cabo 362 órbitas em torno de Marte e a Mars-3 havia levado a cabo 20 órbitas em torno do planeta. As duas sondas enviaram um total de 60 imagens revelando montanhas com uma altura de 22 km e dados que indicavam a presença de hidrogénio atómico e oxigénio na alta atmosfera marciana. As sondas revelaram uma variação de temperatura à superfície do planeta entre os -110ºC e os 13ºC, com pressões atmosféricas entre os 5,5 mb e os 6 mb. Foi determinado então que a concentração de vapor de água na atmosfera de Marte era 5000 vezes inferior à registada na Terra e que a ionosfera marciana estendia-se entre os 80 km de altitude e os 110 km de altitude. As poeiras levantadas da superfície por ventos fortes poderiam atingir os 7 km de altitude.

Com os dados enviados pela Mars-2 e pela Mars-3 foi possível se traçar mapas da superfície de Marte e determinar os campos gravítico e magnético do planeta.

A Mars-2 e Mars-3 transportavam as câmaras fotográficas Vega (52 mm) e Zulfar (350 mm) que transportavam suficiente quantidade de filme para obterem 480 imagens por câmara. Sendo desenhadas pela equipa de A. S. Seliavanov do Instituto de Engenharia de Sistemas Espaciais, as câmaras deveriam passar os primeiros 40 dias na órbita de Marte a levar a cabo uma cobertura da superfície do planeta. Infelizmente, e num golpe de puro azar, as duas sondas encontraram as que devem ter sido as mais violentas tempestades de areia até então registadas (a imagem ao lado mostra o limbo atmosférico de Marte durante uma dessas tempestades).

A atmosfera de Marte observada pela Mars-3 a uma distância de cerca de 150.000 km.
Imagem: Andrew Ball e Basil Pivovarov via http://www.mentallandscape.com.

O que realmente aconteceu com a Mars-2 e a Mars-3?

O desenrolar do programa de voo das sondas norte-americanas Viking era distinto do programa de voo das sondas soviéticas no que diz respeito à temporização da separação do módulo de descida. As sondas norte-americanas somente procediam à separação do módulo de descida após a sonda ter entrado em órbita de Marte e proceder a um reconhecimento do melhor local para a descida. Como já foi referido, a separação do módulo de descida no caso das missões soviéticas ocorria 4,5 horas antes da chegada da sonda a Marte não havendo assim a possibilidade de se proceder à alteração do local de descida na superfície do planeta.

Tanto a missão da Mars-2 como a missão da Mars-3 atingiram o planeta Marte numa altura em que decorria uma das mais intensas e prolongadas tempestades algumas vez registadas em Marte. Nenhuma informação foi enviada pelo módulo de descida da Mars-2 e o módulo de descida da Mars-3 enviou informações escassas. Durante muitos anos pensou-se que o destino dos dois módulos de descida havia sido traçado pela tempestade em Marte: talvez os fortes ventos tivessem feito desviar a trajectória de descida do módulo da Mars-2 e este se tivesse despenhado na horizontal em vez de descer verticalmente e talvez a Mars-3 tivesse sofrido efeitos semelhantes quando já no solo marciano.

Ao lado: O módulo de descida SA Marsa-3 só funcionou durante 20 segundos enviando alguns dados e 79 linhas de vídeo. Esta imagem mostra supostamente a superfície de Marte. Após muitas análises os cientistas soviéticos revelaram que a imagem não continha qualquer informação, não sendo certamente uma representação do horizonte marciano como foi sugerido por algumas pessoas. Imagem: Andrew Ball e Basil Pivovarov via http://www.mentallandscape.com.

No entanto, análises levadas a cabo posteriormente revelaram que a correcção de trajectória realizada pela Mars-2 a 21 de Novembro de 1971 a colocou numa hipérbole de aproximação muito baixa, fazendo com que a sonda entrasse na atmosfera com um ângulo muito inclinado, tendo provavelmente impactado na superfície antes do temporizador ter tipo tempo para ordenar a abertura do pára-quedas. Este facto foi atribuído ao problema de não haver tempo suficiente para verificar os programas de navegação autónomos quando a trajectória da sonda se encontrava muito próxima da trajectória prevista (“Space Systems Failure – Disasters and Rescues of Satellites, Rockets and Space Probes” – Harland, David M., Lorenz, Ralph D. – Springer Praxis, 2005; ISBN 0387215190).

Por outro lado, a teoria de que o módulo de descida da Mars-3 possa ter sido arrastado e de certa forma invertido da sua posição original pela força do vento na superfície de Marte, é um pouco difícil de explicar por o veículo possuía um sistema de estabilização física semelhante ao utilizado pelos módulos de descida das sondas Luna lançadas pela União Soviética para exploração do solo lunar. Após atingir a superfície de Marte, abria-se um sistema de estabilização composto por quatro pétalas metálicas que conferiam uma segurança à sonda. Surgiu assim uma outra explicação para tentar resolver o mistério do silêncio súbito do módulo de descida da Mars-3 e que estaria relacionado com uma falha ocorrida no sistema de transmissão do módulo. Durante a Segunda Guerra Mundial os operadores de rádio que se encontravam nas unidades de combate nos teatros de guerra no deserto tinham grandes problemas com os seus transmissores durante a ocorrência de tempestades de areia devido a descargas eléctricas que ocorriam quando as partículas de poeira seca acumulavam cargas eléctricas à medida de eram elevadas pelo vento e colidiam com outras partículas de poeira. Assim, uma explicação mais lógica para o silêncio do módulo de descida da Mars-3 teria sido uma descarga eléctrica que terá inutilizado os sistemas eléctricos a bordo

Assalto a Marte

Em 1973 abre-se uma nova janela de oportunidade para lançamento em direcção a Marte. No entanto, e devido a uma posição pouco favorável do planeta, é decidido enviar quatro veículos, tendo dois desses veículos o objectivo de orbitar o planeta e os outros dois com o objectivo de largar sondas para a superfície.

Imagem da superfície de Marte obtida pela Mars-4 quando esta passava a 2200 km da superfície do planeta vermelho. Imagem: http://www.mentallandscape.com.

As sondas que deveriam orbitar o planeta Marte tinham uma massa no lançamento de 3.444 kg (com combustível) e encontravam-se equipadas com instrumentos para estudar a composição, estrutura e propriedades da atmosfera e da superfície marciana. Entre os instrumentos incluía-se um dispositivo de obtenção de imagens, um espectrómetro de raios gama com 256 canais colocado num mastro, um fotómetro Lyman-Alfa para procurar hidrogénio na alta atmosfera de Marte, sensores de raios cósmicos solares, sensores de micro meteoritos e um radiómetro solar francês para determinar as emissões solares de longos comprimentos de onda.

Todos estes veículos sofreram falhas devido a um tratamento levado a cabo com hélio na fase de testes e que resultou numa degradação dos componentes dos computadores durante a viagem para Marte.

A primeira sonda desta série a ser lançada em direcção a Marte foi a 3MS nº 52S (também designada M-73 nº 52S). O seu lançamento teve lugar às 1930:59UTC do dia 21 de Julho de 1973. O lançamento foi levado a cabo por um foguetão 8K82K Proton-K/D (261-01) a partir da Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Após entrar numa trajectória em direcção a Marte a sonda recebeu a designação Mars-4 (06742 1973-047A).

Imagem panorâmica de Marte obtida através de um filtro vermelho pela Mars-4. Imagem: http://www.mentallandscape.com.

A missão da Mars-4 era a de entrar em órbita em torno de Marte mas devido a uma fuga no tanque de propolente a sonda passou ao largo do planeta a 10 de Fevereiro de 1974 a uma distância de 2.200 km. Apesar dos problemas que impediram a queima do seu motor KTDU-425A, a Mars-4 enviou várias fotografias de Marte e alguns dados de rádio relativos á sua ocultação pelo planeta. A sonda acabou por entrar numa órbita heliocêntrica entre as 2,2 UA e as 1,02 UA, com uma inclinação de 2,2.º e um período orbital de 556 dias.

O lançamento da sonda 3MS nº 53S (também designada M-73 nº 53S) teve lugar quatro dias após o lançamento da Mars-4. Às 1855:48UTC do dia 25 de Julho de 1973 um foguetão 8K82K Proton-K/D (262-01) era lançado desde a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Após entrar numa trajectória em direcção a Marte a sonda recebeu a designação Mars-59 (06754 1973-049A).

A Mars-5 entrou numa órbita em torno de Marte no dia 12 de Fevereiro de 1974 com os parâmetros apoápsis 32.586 km de altitude e periápsis de 1.760 km de altitude. Devido aos problemas técnicos relacionados com os processadores do computador de bordo, a Mars-5 só operou por alguns dias tendo no entanto enviado 60 imagens da superfície do hemisfério sul do planeta e dados atmosféricos.

Imagem da superfície de Marte enviada pela Mars-5 a 23 de Fevereiro de 1974. Na página seguinte: uma composição de imagens obtidas a 26 de Fevereiro de 1974 pela sonda Mars-5. Imagem: http://www.mentallandscape.com.

Enquanto que a Mars-4 e a Mars-5 deveriam entrar em órbita de Marte, as sondas Mars-6 e Mars-7 deveriam enviar módulos de descida para a superfície do planeta. A primeira destas sondas, a 3MP nº 50P (M-73 nº 50P), foi lançada às 1745:48UTC do dia 5 de Agosto de 1973 por um foguetão 8K82K Proton-K/D (281-01) era lançado desde a Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Após entrar numa trajectória em direcção a Marte a sonda recebeu a designação Mars-6 (06768 1973-052A).

A sonda levou a cabo uma correcção de trajectória a 13 de Agosto de 1973, tendo chegado a Marte no dia 12 de Março de 1974. O módulo de descida SA Marsa-6 (07223 1973-052D), com uma massa de 635 kg, separou-se do veículo de transporte (o veículo de transporte da Mars-6 acabou por entrar numa órbita heliocêntrica com um apoápsis a 1,67 UA, um periápsis a 1,01 UA, com uma inclinação de 2,4.º e um período orbital de 567 dias) a uma distância de 48000 km do planeta e entrou na atmosfera de Marte ás 0905:53UTC a uma velocidade de 5,6 m/s. A sua descida foi auxiliada por um pára-quedas que se abriu às 0908:32UTC quando o módulo viajava a uma velocidade de 600 m/s devido à travagem aerodinâmica. À medida que o módulo ia atravessando a atmosfera do planeta, ia transmitindo dados para a Mars-6 que entretanto passaria a 1600 km de Marte. As transmissões duraram 150 segundos e representaram os primeiros dados disponíveis a partir da atmosfera de Marte. Os dados eram transmitidos de imediato para a Terra. Infelizmente, a Mars-6 sofria do mesmo problema que as sondas anteriores e os seus processadores encontravam-se já muito degradados quando a sonda chegou a Marte. Em resultado os dados enviados eram na sua maior parte inúteis.

A fase final da descida até à superfície seria auxiliada por retro-travagem utilizando o motor do veículo. Quando este foi accionado o contacto com o módulo de descida foi perdido às 0911:05UTC. O módulo terá descido na superfície ou então despenhou-se a 23,90º S – 19,42º O na região de Margaritifier Sinus.

O módulo SA Marsa-6 transportava um telefotómetro panorâmico para obter imagens da superfície de Marte em torno do veículo, sensores de pressão atmosférica, pressão, densidade e velocidade dos ventos, um acelerómetro para determinar a densidade atmosférica ao longo da descida até à superfície, um espectrómetro de massa para estimar a composição atmosférica, um rádio altímetro, uma experiência para determinar a composição do solo e sensores para determinar as propriedades mecânicas do solo.

Apesar de serem de fraca qualidade, os dados transmitidos pela Mars-6 permitiram traçar um perfil da estrutura troposférica desde a base da estratosfera a 25 km de altitude (-125ºC) até á superfície (-43ºC) ao mesmo tempo que permitiram determinar a densidade atmosférica entre os 82 km de altitude e os 12 km de altitude. Os instrumentos indicaram por várias vezes a presença de uma concentração de vapor de água maior do que a anteriormente indicada.

No dia 9 de Agosto de 1973 era lançada a sonda 3MP nº 51P (M-73 nº 51P) que receberia a designação Mars-7 (06776 1973-053A). A Mars-7 foi lançada às 1700:17UTC por um foguetão 8K82K Proton-K/D (281-02) era lançado desde a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. A sonda levou a cabo uma correcção de trajectória a 16 de Agosto de 1973 e chegou a Marte no dia 9 de Março de 1974 mas devido a um problema na operação de um dos sistemas de bordo necessários para a sua orientação (sistema de retro-travagem ou o sistema de controlo de atitude), o módulo de descida SA Marsa-7 (07224 1973-053D) separou-se antes do previsto e passou a 1.300 km de Marte. A sonda deveria descer a 50º S – 28º O.

Muito provavelmente a separação antecipada da SA Marsa-7 pode também estar relacionada com a degradação dos componentes dos processadores do computador de bordo da Mars-7 na sua viagem até Marte. A sonda acabou por entrar numa órbita heliocêntrica com um apoápsis a 1,69 UA, um periápsis a 1,01 UA, com uma inclinação de 2,2.º e um período orbital de 574 dias.

Após o desaire com as sondas lançadas em 1973 a União Soviética iria aguardar vários anos até proceder a uma nova fase de exploração do planeta vermelho e só em 1988 tentaria de novo chegar a Marte. Não foi só a oportunidade de explorar Marte que a União Soviética perdia em 1973, mas também o valor político das missões ao se antecipar ao lançamento das sondas americanas Viking e conseguir levar a cabo duas descidas suaves na superfície de Marte.

O Programa Fobos

Desenvolvidas pelo Instituto de Pesquisa Espacial IKI e fabricadas pela NPO Lavochkin, as duas sondas quase idênticas do Programa Fobos representaram um passo de gigante para a exploração de Marte. Este programa contou com a colaboração de 14 países incluindo a República Federal Alemã, Áustria, França, Suécia, Suíça e Estados Unidos (que cediam a sua rede Deep Space Network para seguir as duas sondas).

Os dois objectivos gerais do programa eram:

  • Estudo do planeta Marte desde a sua órbita;
  • Encontro e exploração da lua Fobos.

No entanto o programa apresentava vários objectivos mais vastos:

  • Estudos do meio interplanetário;
  • Realização de observações do Sol;
  • Caracterização do ambiente do plasma na vizinhança de Marte;
  • Estudos atmosféricos e da superfície de Marte;
  • Estudo da composição da superfície de Fobos.

Cada sonda transportava um pequeno módulo destinado a descer na superfície de Fobos e levar a cabo várias medições. Por seu lado, a Fobos-2 também transportava um segundo módulo mais pequeno desenhado para atingir a superfície de Fobos e utilizar um sistema de molas para de mover pela superfície de forma a levar a cabo medições a nível magnético, químico e gravitacional em diferentes pontos.

A secção principal de cada veículo consistia numa secção pressurizada contendo os sistemas electrónicos de forma toroidal rodeando uma secção experimental modular de forma cilíndrica. Por debaixo encontravam-se quatro tanques esféricos que continham hidrazina para controlo de atitude da sonda e, após a separação do módulo principal de propulsão, ajuste orbital. Um total de 28 pequenos motores encontravam-se junto dos tanques esféricos com motores adicionais colocados no corpo principal do veículo e painéis solares. A atitude da sonda era mantida com a utilização de um sistema de controlo nos três eixos espaciais com a orientação mantida em relação ao Sol e sensores estelares. A energia solar era gerada através de dois painéis solares.

A inserção na órbita de Marte era levada a cabo por um módulo de propulsão que utilizava ácido nítrico e um combustível tendo por base aminas. Após atingir a órbita final procedia-se à separação deste módulo, expondo assim os instrumentos de observação.

Cada sonda transportava um sistema de televisão estéreo panorâmico, sismómetros, magnetómetros, espectrómetros fluorescentes de raios-x, dispositivos de detecção de partículas alfa, penetradores de solo, espectrómetro/radiómetro de infravermelhos térmicos, espectrómetros de imagem no infravermelho próximo, câmaras de observação térmica, magnetómetros, espectrómetros de raios gama, telescópio de raios-x, detectores de radiação, altímetros de radar e laser, uma experiência de laser Lima-D destinada a vaporizar material da superfície de Fobos para análise química por um espectrómetro de massa, radar de observação (só na Fobos-1).

No lançamento as sondas tinham uma massa de 6220 kg incluindo o módulo de propulsão, tendo uma massa de 2600 kg na órbita de Marte. O seu sistema de propulsão principal era composto por um motor KTDU-425A.

A primeira sonda do programa ser enviada para Marte foi a 1F nº 101 lançada ás 1738:04UTC do dia 7 de Julho de 1988 por um foguetão 8K82K Proton-K/D-2 (356-02/2L) a partir da Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur (imagem ao lado). Após ser inserida numa trajectória em direcção a Marte a sonda recebeu a designação Fobos-1 (19281 1988-58A). Juntamente com a Fobos-1 era lançado o módulo 1F DPS (Dolgozhivushchaya PS).

A missão da Fobos-1 decorreu sem qualquer problema até ao dia 2 de Setembro quando uma sessão de comunicações com o veículo não teve lugar. Análises posteriores vieram a revelar que a impossibilidade de contactar a Fobos-11 se deveu ao facto de existir um erro numa série de comandos anteriormente enviada para a sonda nos dias 29 e 30 de Agosto. Os comandos enviados acabaram por desactivar os motores de controlo de atitude fazendo com que a sonda perdesse a sua orientação relativamente ao Sol e impedindo que os painéis solares fossem capazes de gerar energia levando ao esgotamento das baterias. A sonda acabou por entrar numa órbita heliocêntrica. A sequência de comando a enviar para a Fobos-1 ocupava um total de 20 a 30 páginas e determinava uma série de procedimentos que o veículo teria de executar enquanto estivesse fora de comunicações com o centro de controlo terrestre. Na totalidade dessa sequência de comandos foi omitido o último dígito e o computador interpretou este facto como uma instrução para desactivar os motores de controlo de atitude. O envio deste tipo de comandos seria normalmente verificado por um computador no solo entes de ser enviado para a sonda, porém o computador não estava de serviço e o controlador em vez de aguardar pela verificação do software decidiu ultrapassar este procedimento, enviando a sequência de comandos para a sonda (“Space Systems Failure – Disasters and Rescues of Satellites, Rockets and Space Probes” – Harland, David M., Lorenz, Ralph D. – Springer Praxis, 2005; ISBN 0387215190 – pág. 341.).

A sonda 1F nº 102 seria lançada para Marte às 1701:43UTC do dia 12 de Julho de 1988 recebendo a designação de Fobos-2 (19287 1988-059A). O lançamento foi levado a cabo por um foguetão 8K82K Proton-K/D-2 (356-01/1L) a partir da Plataforma de Lançamento PU-40 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur. Juntamente com a Fobos-2 eram lançados os veículos 1F DPS (Dolgozhivushchaya PS) e 1F PPS (Prigayushchaya PS). Após uma viagem de mais de seis meses a Fobos-2 entrava em órbita de Marte a 29 de Janeiro de 1989 tendo operado normalmente durante este tempo e durante as fases de inserção orbital em torno do planeta. Durante a viagem até Marte e na fase inicial da sua missão em torno do planeta vermelho a sonda obteve dados sobre o Sol, meio interplanetário, Marte e Fobos, enviando várias fotografias.

Dois panoramas de Marte enviados pela Fobos-2. Ambas as imagens foram obtidas através de filtro vermelho. Em cima obtida a 11 de Fevereiro de 1989 e em baixo obtida a 26 de Março. Imagens: http://www.mentallandscape.com.

A 21 de Março a Fobos-2 encontrava-se numa órbita sincronizada com a lua Fobos e passou entre 191 km a 279 km da lua. Para se localizar a uma distância de 50 metros da sua superfície, manobra que deveria ter lugar a 9 de Abril, a sonda teria de levar a cabo uma série de medições de navegação extremamente precisas e que seriam realizadas pela câmara de TV do veículo. Uma série de imagens era enviada a 5 de Março com uma sequência final de imagens prevista para 27 de Março. Às 1259UTC do dia 27 de Março os controladores enviaram uma série de comandos para dar início à sequência final de imagens que permitiriam determinar a posição relativa da Fobos-2 e de Fobos. Por esta altura surgiam rumores de que os canais de transmissão da Fobos-2 apresentavam problemas, porém tal não era verdade pois a sonda havia enviado boas imagens e dados entre a sua primeira transmissão em Fevereiro e a que eventualmente se tornou na última transmissão realizada a 25 de Março. Porém, enquanto que as imagens estavam a ser visionadas a sonda encontrava-se desalinhada em relação á Terra e os seus transmissores desligaram-se automaticamente.

Imagens da lua Fobos obtidas pela sonda soviética Fobos-2. Imagem: http://www.mentallandscape.com

Após a recepção das imagens os controladores não escutavam qualquer sinal proveniente da Fobos-2 que se deveria ter orientado de forma automática em relação à Terra. A situação era então considerada crítica e por volta das 1600UTC eram enviados comandos urgentes para retomar as comunicações com a Fobos-2. os controladores tentaram alterar as configurações de comunicação da sonda ao alterar entre diferentes tipos de transmissor. Este processo parece ter resultado com a sonda a enviar um conjunto de dados pelas 1750UTC e sugerindo que se encontrava a implementar os novos comandos para corrigir a sua orientação. Porém, pelas 1803UTC as transmissões provenientes da Fobos-2 cessavam novamente. De imediato vários grupos de engenheiros tentaram reactivar a sonda, mas os seus esforços foram em vão. A 15 de Abril as autoridades soviéticas anunciavam que todas as tentativas para reactivar a Fobos-2 haviam falhado e que não seriam levadas a cabo novas tentativas.

Modelo das sondas 1F Fobos. As principais características que se destacam nesta imagem são os grandes tanques de propolente na base dos veículos. Imagens: arquivo fotográfico do autor.

A falha nas comunicações com a sonda foi posteriormente determinada ter ocorrido devido a um problema no computador de bordo. Na realidade um dos processadores do computador de bordo havia já deixado de funcionar durante a viagem até Marte enquanto que outro processador apresentava falhas intermitentes de operação logo após a entrada em órbita de Marte. A bordo da Fobos-2 existiam três processadores que tomavam decisões sobre o estado da sonda. Com dois processadores em mau funcionamento o terceiro processador foi incapaz de controlar a sonda. A 27 de Março a Fobos-2 não enviou os dados para a Terra tal como era previsto e posteriormente foram recebidos alguns fragmentos de comunicações que indicavam que a sonda se encontrava num movimento desordenado do qual era impossível recuperar.

Após mais um desaire na exploração de Marte a União Soviética cancela o projecto Mars-94. Nesta altura a discussão centrava-se em qual lançador (11K25 Energia ou 8K82K Proton-K) seria utilizado para lançar as sondas para Marte, porém somente 50% dos fundos necessários para financiar o projecto estavam disponíveis (“Phobos-2 – What went wrong” Space Flight News, n.º 42 – Junho de 1989; págs. 8 e 9).

Nos dias após a perda de contacto com a Fobos-2 os cientistas soviéticos apresentavam planos para o lançamento de dois veículos 1F que haviam servido como suplentes. Estes veículos seriam preparados para o lançamento em 1992. No entanto o plano não foi aprovado. A União Soviética tentaria novamente chegar a Marte somente oito anos mais tarde em 1996.

Mars-96

A missão da Mars-96 (ou Mars-8 como também é designada) apresentava aspectos mais arrojados em relação ás suas predecessoras. A sonda deveria colocar um módulo orbital em torno de Marte, transportando ainda duas estações autónomas e dois penetradores de superfície destinados a investigar a evolução e a física actual do planeta ao estudar os processos físicos e químicos que ocorreram no passado e que actualmente ocorrem em Marte.

Os objectivos científicos da missão

Os principais objectivos desta missão foram o de investigar a evolução de Marte, isto é, a evolução da sua atmosfera, da sua superfície e do seu interior. De forma a reproduzir a história evolucionária de Marte, seria necessário utilizar vários métodos e levar a cabo estudos detalhados em grande escala dos processos físico-químicos que moldaram o planeta. Durante a viagem entre a Terra e Marte, a Mars-96 deveria levar a cabo várias medições dos parâmetros interplanetários e realizar observações astrofísicas adicionais.

As experiências transportadas pela Mars-96 deveriam ajudar a encontrar respostas para as seguintes questões:

A superfície de Marte:

  • Realização de uma observação topográfica global incluindo estudos locais em alta-resolução;
  • Elaboração de um mapa mineralógico;
  • Determinação da composição elementar do solo;
  • Estudos da zona criolitológica e da sua estrutura profunda.

A atmosfera e a monitorização climática de Marte:

  • Estudos do clima de Marte;
  • Determinação da abundância de componentes na sua atmosfera (H2O, CO, O3, etc.), a sua variação e distribuição vertical. Procura de regiões com um maior índice de humidade;
  • Monitorização global da distribuição tridimensional das temperaturas atmosféricas;
  • Determinação das variações de pressão em domínios espaciais e temporais;
  • Caracterização da atmosfera perto das montanhas vulcânicas;
  • Caracterização dos aerossóis atmosféricos;
  • Composição da alta atmosfera.

A estrutura interior de Marte:

  • Espessura da crosta de Marte;
  • Campo magnético;
  • Fluxo térmico;
  • Procura por vulcões activos;
  • Actividade sísmica.

Estudo do plasma:

  • Parâmetros do campo magnético de Marte: o seu momento e orientação;
  • A função de distribuição tridimensional; a composição iónica e energética do plasma perto de Marte (e durante a viagem interplanetária);
  • Característica ondulatórias do plasma (campos magnético e eléctrico);
  • A estrutura da magnetosfera e os seus limites.

Estudos astrofísicos:

  • Localização das explosões cósmicas que originam emissões de raios gama;
  • Oscilações estelares e solares.

A Mars-96

A Mars-96 foi construída tendo por base o desenho das sonda 1F Fobos, sendo modificadas utilizado os conhecimentos e experiência obtida das missões Fobos. A Mars-96 foi até então a mais pesada das sondas interplanetárias alguma vez lançada para o espaço.

A sonda tinha uma massa de 6.700 kg no lançamento dos quais 3000 kg eram do combustível e 550 kg da carga transportada. A sonda utilizava um sistema de orientação nos seus três eixos espaciais e além de pequenos motores de atitude, utilizava sensores solares e estelares (estrela Canopus). A Mars-96 deveria levar a cabo estudos durante um ano em órbita de Marte. Cada estação autónoma tinha uma massa total de 33,5 kg, dos quais 4,6 kg correspondia à carga transportada. Da mesma forma cada penetrador tinha uma massa total de 100 kg dos quais 4,5 kg correspondiam à carga transportada. Estes veículos deveriam penetrar até 6 metros de profundidade no solo marciano.

As estações autónomas

Cada estação autónoma (esquema em cima cedido Instituto IKI – ИКИ –  Институт Космических Исследований – Instituto de Pesquisas Espaciais) encontrava-se no interior de um escudo aerodinâmico cilíndrico com aproximadamente 1 metros de diâmetro e 1 metros de altura, tendo uma massa de 25,5 kg (juntamente com o escudo aerodinâmico este valor era de 33,5 kg). As estações deveriam entrar na atmosfera marciana a uma velocidade de 5,75 km/s, com um ângulo de entrada entre os 10,5º e os 20,5º e com um azimute de entrada entre os 115º e os 145º. Os escudos aerodinâmicos seriam descartados antes das estações atingirem o solo e seriam utilizados pára-quedas para abrandar a velocidade de descida. Depois de atingir o solo uma parte exterior das estações abrir-se-ia em quatro pétalas metálicas que se estenderiam a 0,3 metros da base central. Estas pétalas proporcionariam também uma estabilização física á estação no solo além de possuírem instrumentação.

Os principais locais de descida ficavam localizados a 41,31º N – 153,77º O e 32,48º N – 169,32º O, com um local alternativo a 3,65º N – 193º O. Todos os locais ficavam localizados na região de Arcadia Planitia no hemisfério Norte de Marte.

As estações deveriam estudar a estrutura vertical da atmosfera e obter imagens durante a descida. Na superfície deveriam colocar uma estação atmosférica a cerca de 1 metro da base da sonda para estudar as variações diurnas, sazonais e anuais na atmosfera. Um megnetómetro seria estendido a partir de uma das pétalas da estação para medir o campo magnético à superfície e a sua variação temporal. Um sismómetro deveria recolher dados acerca do ambiente sísmico de Marte e tal como o megnetómetro um espectrómetro de partículas alfa e raios-X seria estendido de uma das pétalas e medir a composição elementar da superfície. Um sensor de oxidante, localizado numa terceira pétala, deveria medir as abundâncias de oxidante. Uma câmara panorâmica encontrava-se colocada na base da estação.

As duas estações deveriam ter uma vida activa de 700 dias na superfície, recebendo energia de dois termogeradores de radioisótopos, uma bateria e de uma fonte de energia secundária. Cada estação estava equipada com um transmissor de rádio para envio de dados para a sonda em órbita que posteriormente os enviaria para a Terra, além de um receptor para receber comandos enviados desde a Terra através da sonda em órbita.

Os penetradores

Os penetradores estavam colocados na parte inferior da Mars-96 junto do sistema de propulsão. Os dois penetradores eram cilindros longos, estreitos e pontiagudos numa extremidade, tendo uma secção mais larga e com a forme de funil no topo. Os instrumentos encontravam-se no interior e ao longo do comprimento do cilindro. Os penetradores transportavam experiências para estudar a meteorologia de Marte, examinar as propriedades físicas, químicas, magnéticas e mecânicas da superfície incluindo o seu conteúdo em água, obter dados acerca do campo magnético, registar dados sobre a actividade sísmica e obter imagens.

Após a inserção orbital e um ajustamento para os 300 km de altitude do periápsis, a Mars-96 deveria orientar-se correctamente antes de lançar o primeiro penetrador. Este processo teria lugar após 7 a 28 dias de manobras orbitais em torno do planeta. Quando o penetrador se encontrasse o suficientemente afastado da Mars-96, o seu motor de combustível sólido entraria em ignição colocando o veículo numa trajectória em direcção à atmosfera de Marte. A entrada atmosférica iria ocorrer 21 horas após a separação. O veículo seria travado numa primeira fase de forma aerodinâmica, seguindo-se a abertura de um dispositivo de travagem. O penetrador deveria atingir a superfície a uma velocidade de 80 m/s e a parte frontal separar-se-ia no impacto, penetrando 5 a 6 metros na superfície. Esta secção encontrar-se-ia ligada à parte superior que permanecia na superfície por cabos de comunicação.

O primeiro penetrador deveria descer perto do local de descida de uma das estações autónomas enquanto que o segundo deveria descer a cerca de 90.º de distância. Ambos os penetradores poderiam ter sido lançados na mesma órbita.

Os penetradores estavam equipados com instrumentos tanto na secção frontal como na secção posterior. A secção frontal possuía um sismómetro, um acelerómetro, uma sonda térmica, um detector de neutrões e um espectrómetro alfa e raios-X. A secção posterior continha um espectrómetro de raios gama e uma sonda térmica na zona cilíndrica junto ao solo, além de sensores meteorológicos, um megnetómetro, uma câmara de televisão e um transmissor no topo. As experiências deveriam começar a operar logo após a descida e os dados deveriam ser enviados para a Mars-96 em órbita que posteriormente os enviaria para a Terra. Os penetradores deveriam funcionar durante 1 ano.

A missão da Mars-96

A missão da Mars-96 estava dividida em cinco fases principais. A primeira fase da missão consistia no seu lançamento e injecção numa trajectória em direcção a Marte. A segunda fase seria a viagem interplanetária com a realização de duas correcções de trajectória e lançamento das estações autónomas antes da chegada a Marte. Ainda nesta fase encontrava-se uma manobra com o objectivo de transferir a sonda para uma trajectória nominal de chegada a Marte. A terceira fase da missão consistia em colocar a Mars-96 numa trajectória de travagem para entrada em órbita em torno de Marte com um período de 43,09 horas. Este período orbital proporcionaria passagens sobre o mesmo ponto na superfície a cada quatro revoluções (que ocorreriam a cada 7 dias marcianos). A realização de três manobras orbitais marcaria a quarta fase da missão. Uma destas manobras teria como objectivo fasear a órbita da sonda; seguindo-se outra para diminuir a altitude do pericentro e para sincronização, separação, entrada atmosférica e descida dos penetradores; e a terceira manobra permitiria a comunicação com as estações autónomas e com os penetradores. Finalmente a última fase da missão seria a concretização dos objectivos do voo: elaboração de mapas e observações científicas desde a órbita de Marte, comunicações com as estações autónomas, correcções orbitais, e após uma missão nominal de um ano, utilizar uma manobra de aerotravagem para atingir uma órbita com um período de 8 horas na qual deveria permanecer por mais um ano em operações.

Injecção numa órbita de transferência para Marte

A Mars-96 utilizaria um foguetão 8K82K Proton-K equipado com um estágio superior Block D-2 lançado desde o Cosmódromo de Baikonur para entrar numa órbita de transferência para Marte (ao lado esquema cedido pelo Instituto IKI e adaptado). Os três estágios iniciais do lançador colocariam o conjunto Block D-2/M1 nº 520 numa órbita circular inicial em torno da Terra com uma altitude de 165 km e uma inclinação de 51,6.º. No final da primeira órbita o estágio Block D-2 seria de novo activado para acelerar a sonda até uma velocidade ligeiramente inferior à necessária para entrar numa órbita de transferência para Marte. Após o final desta segunda queima do Block D-2 este estágio separar-se-ia da sonda que utilizaria o seu próprio sistema de propulsão para completar a manobra de inserção na trajectória em direcção a Marte. Antes da ignição do motor da sonda, proceder-se-ia à abertura das antenas de médio e alto ganho após a separação do estágio Block D-2. Os painéis solares e a plataforma científica seriam colocados em posição após a inserção na trajectória transmarciana.

A ignição dos três estágios iniciais do foguetão 8K82K Proton-K proporcionaria uma variação de velocidade (DV) necessária de cerca de 363 m/s. Para a injecção numa trajectória em direcção a Marte desde a órbita terrestre inicial, é necessário adicionar uma velocidade de 3725 m/s, dos quais 3150 m/s seriam proporcionados pela ignição do estágio Block D-2 e 575 m/s seriam propulsionados pelo sistema de propulsão da própria sonda.

O sistema de controlo da sonda ajustaria de forma automática a atitude e a variação de velocidade da manobra final de injecção orbital para Marte como resultado dos cálculos de navegação.

Injecção numa órbita de transferência para Marte

A Mars-96 iria utilizar uma trajectória interplanetária de tipo 2 tendo uma distância angular de viagem heliocêntrica superior a 180.º para chega a Marte. A chegada a Marte estava prevista para ter lugar a 12 de Setembro de 1997 após uma viagem de 10 meses. Durante o voo interplanetário estavam previstas duas manobras de correcção de trajectória com a primeira a ter lugar entre 7 a 10 dias após o lançamento e a segunda a ter lugar um mês antes da chegada a Marte. A variação total de velocidade para estas correcções seriam inferiores a 35 m/s.

Uma pequena manobra de deflexão teria lugar antes da separação das estações automáticas que deveriam ter lugar 4 a 5 dias antes da chegada a Marte. As correcções das trajectórias seriam baseadas tendo por base as coordenadas espaciais da sonda obtidas pelas estações de rastreio de Ussurijsk e Yevpatoria juntamente com dados proporcionados pela rede DSN norte-americana. A localização por radar dos planetas rochosos seria também levada a cabo durante o voo para ajustamento das efemérides planetárias.

A hora de chegada a Marte estava limitada pela necessidade de coordenar os locais de descida das estações automáticas. A dispersão destes locais não deveria exceder +/- 550 km e +/- 7 minutos. No momento da separação das estações automáticas, a localização da Mars-96 seria conhecida com um erro de +/-  150 km e +/- 1 minuto.

Manobra de deflexão orbital e descida das estações automáticas.

Cinco dias antes da chegada a Marte as duas estações autónomas separar-se-iam da Mars-96 e a sonda seria deflectida para a trajectória necessária para a travagem para entrar em órbita do planeta. A separação das estações automáticas seria também possível a quatro dias da chegada a Marte. A manobra de deflexão seria levada a cabo logo após a separação das estações automáticas e seria baseada nos últimos dados orbitais então determinados. A variação de velocidade para esta manobra seria inferior a 35 m/s. Todos os locais possíveis para a descida das estações automáticas encontravam-se situados no hemisfério Norte do planeta com as descidas a terem lugar durante o período de iluminação solar.

A separação das estações automáticas seria levada a cabo utilizando um mecanismo pneumático especial sem utilizar qualquer tipo de gás que pudesse perturbar a trajectória. O ângulo de entrada atmosférico das estações iria variar entre os 10,5.º e os 20,5.º. A trajectória de descida até à superfície marciana teria uma extensão entre 550 km e os 250 km, respectivamente. Os valores nominais do ângulo de entrada e da extensão da trajectória seria de 16,5.º e 315 km. A velocidade de entrada seria inferior a 5,75 km/s sem ter em conta os ventos atmosféricos. A manobra de travagem da sonda e a descida das duas estações autónomas seriam coordenadas para que estas actividades fossem visíveis a partir das estações terrestres de Ussustijsk e Yevpatoria. Um possível desvio dos locais de descida das estações autónomas dos valores nominais não deveria exceder +/- 10.º ao longo da sua trajectória ou +/-2.º de forma transversal. O azimute da trajectória atmosférica seria de 115.º a 145.º.

Após a separação das estações autónomas a sonda seria transferida para a trajectória de encontro para a travagem de acesso à órbita inicial em torno de Marte.

Órbita operacional e descida dos penetradores.

A unidade de propulsão autónoma da Mars-96 seria activada no pericentro da trajectória hiperbólica de chegada e a sonda seria então transferida para a órbita inicial em torno de Marte. Os parâmetros nominais da órbita inicial seriam um apocentro de cerca de 52000 km de altitude, pericentro de 500 km de altitude e um período orbital de 43,09 horas. A variação de velocidade para a inserção orbital seria de 1020 m/s e a dispersão da altitude do pericentro poderia atingir +/- 200 km com um desvio do período orbital não superior a +/- 8,5 horas. A altitude do pericentro seria ajustada para 300 km utilizando-se uma manobra de correcção especial. Estes parâmetros seriam necessários para preparar a descida dos dois penetradores.

A dispersão do período orbital poderia levar a uma vasta gama de datas possíveis para a descida dos penetradores entre 7 a 28 dias após a entrada em órbita de Marte dado que todas as manobras orbitais teriam de ser visíveis desde as estações terrestre. Seria possível levar a cabo a separação dos dois penetradores na mesma órbita ou num intervalo de tempo de cerca de dois dias. Cada penetrador levaria a cabo uma manobra orbital entre 20 horas a 22 horas antes da entrada atmosférica. O ângulo de entrada nominal variaria entre os 9.º e os 13.º. A distância ortodrómica (distância mais curta entre dois pontos na superfície de uma esfera) na trajectória atmosférica seria de 430 km com uma dispersão entre 380 km e 530 km. A velocidade de entrada atmosférica seria de 4,9 km/s e a dispersão das coordenadas de descida dos penetradores não excederia os +/- 4.º de forma longitudinal ou +/- 0,1.º de forma transversal.

O processo de separação e entrada atmosférica dos penetradores iniciava-se com uma manobra da sonda que era orientada no espaço antes da separação dos penetradores. De seguida a cada penetrador era induzida uma rotação ao longo do seu eixo longitudinal e posteriormente dava-se a separação. Após o veículo se afastar da sonda até uma distância segura, o seu próprio motor de combustível sólido era activado e o penetrador era transferido para a trajectória de entrada atmosférica. Esta ignição proporcionaria uma variação de velocidade de 24 m/s. Posteriormente a sonda iria aplicar uma alteração de velocidade de 1 m/s para deflectir a sua trajectória da trajectória do penetrador. Caso o segundo penetrador fosse libertado na mesma órbita que o veículo anterior, então a manobra de deflexão da sonda só teria lugar após a separação do segundo penetrador.

Um dos penetradores seria orientado de forma a descer perto de uma das estações autónomas enquanto que o segundo penetrador desceria numa localização com uma diferença de longitude de 90.º. Tendo em conta certos parâmetros de dispersão da órbita inicial, o tempo necessário para levar a cabo todas as manobras poder-se-ia prolongar até ao período no qual ocorrem grandes tempestades de areia em Marte. Neste caso os penetradores poderiam ser lançados na mesma sessão de controlo no que resultaria em somente 5.º a 6.º de separação espacial dos locais de descida.

Logo após a descida dos dois veículos seria possível levar a cabo uma curta sessão de comunicação de 3 minutos com a Mars-96 em órbita. Após este período a visibilidade entre a sonda em órbita e os veículos na superfície seria repetida a cada 7 dias. A duração típica dos períodos de visibilidade seria entre 5 minutos a 6 minutos. Uma pequena correcção orbital (ΔV = 1 m/s a 2 m/s) por mês seria necessária para manter as condições de visibilidade aceitáveis entre a Mars-96 e os veículos no solo.

As correcções orbitais seriam levadas a cabo pelo sistema de propulsão autónomo da Mars-96 utilizando um ΔV = 0,3 m/s e pelos motores do sistema de propulsão de fraca potência com um erro de execução que se esperava de cerca de +/- 0,07 m/s. Este erro causaria que o traçado da órbita no solo se altera-se cerca +/- 110 km após 4 órbitas.

A colocação da plataforma ARGUS e da antena de baixo ganho nas suas posições operacionais seria somente possível após a separação da unidade de propulsão. A separação desta unidade com os tanques de combustível poderia somente ocorrer após a separação dos dois penetradores, logo a iniciação do sistema de imagem remoto e do radar científico estaria previsto o mais cedo possível após a separação dos dois veículos, aproximadamente um mês após se atingir a órbita de Marte.

Inicialmente o pericentro orbital da Mars-96 encontrar-se-ia na fase nocturna da sua órbita. Após um período de 50 a 60 dias de voo orbital, a órbita do veículo iria entrar na área diurna e a fase principal de pesquisa a partir da órbita de Marte teria início. Esta fase iria incluir observação da superfície utilizando televisão e a continuação das comunicações com os veículos no solo. As condições aceitáveis para a observação da superfície de Marte ocorreriam 90 dias após a permanência em torno do planeta. Duas correcções orbitais poderiam preceder a principal fase de pesquisa orbital.

Quando na sua orbita operacional de 43,09 horas (com uma ressonância de 4:7 em relação à rotação de Marte), o traçado no solo da órbita da Mars-96 iria alterar-se 1.º após 4 órbitas. Esta alteração proporcionaria a observação dos mesmos pontos no solo em áreas cuja área aumentaria gradualmente. Ao mesmo tempo a visibilidade dos veículos no solo deteriorar-se-ia à medida que a órbita alterava a sua longitude.

A antena do radar deveria ser recolhida antes de qualquer correcção orbital e posteriormente reaberta após cada manobra para evitar que fosse danificada.

Após a injecção na órbita de Marte, o período de operação nominal seria de um ano terrestre. Seis correcções orbitais utilizando o sistema de propulsão de fraca potência seriam reservadas para manter o controlo do período orbital durante este período em órbita, requerendo uma variação de velocidade de 45 m/s.

Período orbital (horas) 43,09
Pericentro (km) 300
Inclinação orbital (º) 106,4
Argumento do pericentro (º) 153,1
Longitude do nodo ascendente relativo ao equinócio de Marte (º) 106,4
Latitude do pericentro (º) aprox. 26 N
Ângulo de elevação solar no ponto do subpericentro no momento de injecção orbital (º) aprox. 22
Alteração em direcção a Oeste da trajectória no solo da projecção da órbita após cada revolução (º) 90

A tabela indica os parâmetros preliminares da órbita operacional que seria utilizada pela Mars-96

Operação desde a órbita de Marte.

A maior parte das operações científicas que seriam levadas a cabo desde a órbita de Marte, estariam concentradas perto do pericentro orbital. O movimento nesta área dar-se-ia de Norte para Sul. A evolução do pericentro está representada na figura seguinte.

Durante as operações da Mars-96 o Sol, a Terra e a estrela Canopus seriam periodicamente ocultados por Marte, porém esta ocultação nunca excederia os 100 minutos em cada órbita. A observação da sonda a partir das estações terrestres de Ussurijsk e Yevpatoria por altura da chegada a Marte seriam de 8,0 horas e 8,1 horas respectivamente, tendo um ângulo mínimo de elevação de 7.º. Após dois meses este período de observação seria de 6,5 horas a 6,8 horas.

Quando a Mars-96 chegasse a Marte a distância entre este planeta e a Terra seria de 253 milhões de quilómetros e o ângulo Sol-Marte-Terra seria de cerca de 36,4.º. A chegada a Marte corresponderia ao Outono no hemisfério Norte, logo a missão nominal decorreria durante o Inverno no hemisfério Norte com o periápsis a ocorrer também no Norte. De acordo com estimativas preliminares, o período de ocorrência das tempestades de areia teria início após 10 de Outubro de 1997.

Entre 1 a 26 de Maio de 1998, quando a distância entre a Terra e Marte seria de 372 milhões de quilómetros, o ângulo Sol-Marte-Terra seria inferior a 2.º. Entre 8 e 20 de Maio este ângulo seria inferior a 1º e atingiria um valor mínimo de 0,1.º entre 13 e 14 de Maio.

Durante o período nominal da missão seria possível levara cabo uma passagem pela lua Deimos a uma distância de menos de 100 km e com uma velocidade relativa de 2 km/s que o nodo da órbita da Mars-96 cruzasse a órbita dessa lua. A mesma geometria iria existir para a lua Fobos, mas ocorrendo somente após a duração nominal da missão. Manobras especiais com velocidades inferiores a 1 m/s poderiam ser utilizadas para programar passagens pelas luas a distâncias de 25 km.

Após finalizar o principal programa de investigação na sua missão nominal, a Mars-96 poderia utilizar a travagem aerodinâmica durante 2 a 3 meses para diminuir o seu período orbital de 43 horas para um período de entre 8 horas a 10 horas.

Lançamento da Mars-96.

O transporte do foguetão lançador 8K82K Proton-K/D-2 (392-02) pata a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur, foi finalizado às 0300UTC do dia 12 de Novembro de 1996. Tal como sempre acontece, o lançador é transportado numa posição horizontal e posteriormente colocado sobre o fosso das chamas na plataforma de lançamento. Este procedimento foi levado a cabo às 0600UTC. Pelas 0900UTC a torre de serviço da plataforma de lançamento era colocada em torno do foguetão permitindo assim o acesso dos técnicos aos vários pontos do veículo. Nesta altura iniciavam-se os procedimentos técnicos no que diz respeito ás verificações autónomas dos sistemas do lançador, da sua carga e do complexo de lançamento. Nos dias que antecederam o lançamento foram levadas a cabo inúmeras verificações dos sistemas da sonda M1 nº 520

Durante as operações da Mars-96 o Sol, a Terra e a estrela Canopus seriam periodicamente ocultados por Marte, porém esta ocultação nunca excederia os 100 minutos em cada órbita. A observação da sonda a partir das estações terrestres de Ussurijsk e Yevpatoria por altura da chegada a Marte seriam de 8,0 horas e 8,1 horas respectivamente, tendo um ângulo mínimo de elevação de 7.º. Após dois meses este período de observação seria de 6,5 horas a 6,8 horas.

Às 1100UTC do dia 16 de Novembro iniciavam-se os preparativos para o abastecimento do foguetão 8K82K Proton-K/D-2 e pelas 1250UTC a Comissão Técnica e Estatal que supervisionava os preparativos para o lançamento decidia que a Mars-96 (M1 nº 520) seria lançada às 2048:53UTC. Às 1600UTC era finalizado o abastecimento do primeiro estágio do foguetão lançador seguindo-se às 1610UTC o final do abastecimento do estágio Block D-2. O abastecimento do segundo estágio do foguetão era finalizado às 1735UTC e entrava-se numa pausa até às 1910UTC. Às 1935UTC procedia-se à evacuação das equipas que se encontravam na Plataforma de Lançamento PU-39 e ás 1939UTC a torre de serviço era recolhida para a posição de lançamento.

Os sistemas de bordo eram ligados às suas fontes internas de energia às 1955UTC e ás 2005UTC eram levados a cabo os testes de verificação dos complexos de medição dos sistemas do foguetão lançador e da sonda. O sistema de controlo do lançador era preparado para o lançamento às 2020UTC e procedia-se ao abastecimento final do veículo.

O comando de lançamento era enviado ao foguetão 8K82K Proton-K/D-2 (392-02) ás 2048:50UTC e o lançamento da sonda Mars-96 ocorria às 2048:53UTC. Os motores do primeiro estágio atingiam a sua força máxima às 2048:55UTC.

No topo do estágio Block D-2 encontrava-se o veículo M1 nº 520 contendo as estações autónomas MAS-1 (MAS nº 520/1) e MAS-2 (MAS nº 520/2, além dos dois penetradores Penetrator-1 (PN nº 520/4) e Penetrator-2 (PN nº 520/5).

A ignição dos motores do segundo estágio ocorria às 2050:52UTC e a separação do primeiro estágio ocorria às 2050:56UTC. A separação da ogiva de protecção tinha lugar às 2051:58UTC. A ignição do terceiro estágio do foguetão lançador ocorre às 2054:21UTC e a separação do segundo estágio tem lugar às 2054:25UTC. A separação do estágio Block D-2 (Block D-2 / M1 n.º 520 / adaptadores) ocorre às 2058:36UTC a uma altitude de 144,7 km, enquanto que a separação do adaptador central ocorre às 2059:31UTC. A primeira ignição do sistema SOZ do estágio Block D-2 tem lugar às 2059:36UTC enquanto que a ignição do motor deste estágio ocorre às 2104:35UTC. Pela mesma altura termina a ignição do sistema SOZ e às 2106:12UTC termina a primeira ignição do estágio Block D-2. O conjunto entra na sua órbita inicial às 2106:20UTC.

A segunda ignição do sistema SOZ do estágio Block D-2 estava prevista para ter lugar às 2152:47UTC com a segunda ignição do motor deste estágio programada para ter lugar às 2157:46UTC (após ter entrado na parte nocturna da órbita às 2156:05UTC). Infelizmente a segunda ignição do estágio Block D-2 não ocorre como previsto e a sonda não é colocada numa trajectória em direcção a Marte permanecendo na órbita terrestre. A separação entre a M1 nº 520 e o estágio Block D-2 ocorre às 2206:51UTC.

A Mars-96 permanece numa órbita instável cuja primeira revolução termina por volta das 2220UTC. Os parâmetros orbitais são muito baixos e prevê-se que a sonda reentre na atmosfera terrestre no dia seguinte. A reentrada ocorre de facto entre as 0045UTC e as 0130UTC, com a sonda a cair numa área situada entre o Chile e a Bolívia. As fontes russas indicam que a hora aproximada do impacto ocorre entre 0100UTC e 0130UTC. O Comando Espacial norte-americano detecta um objecto a reentrar na atmosfera terrestre às 0049UTC e testemunhas visuais referem a observação de um meteorito sobre o deserto de Atacama perto da fronteira entre o Chile e a Bolívia por volta das 0050UTC.

O estágio Block D-2 (24656 1996-064A) permanece em órbita terrestre com os parâmetros orbitais de apogeu a 122 km de altitude, perigeu a 114 km de altitude, inclinação orbital de 51,5.º e período orbital de 86,85 minutos. Pelas 0113UTC do dia 18 de Novembro o Block D-2 reentra na atmosfera terrestre num ponto a aproximadamente 42,2º S – 161,3º E caindo no Oceano Pacífico perto da costa do Chile a aproximadamente 50,9º S – 168,1º O às 0120UTC.

A Comissão de Inquérito formada para investigar mais uma falha na exploração de Marte não foi capaz de determinar se a causa do desaire da Mars-96 se deveu a uma falha no estágio Block D-2 ou a um problema na sonda. A comissão concluiu que a falha de telemetria durante a parte crítica da segunda ignição do Block D-2 impediu a identificação da causa do acidente.

A Mars-96 transportava cerca de 0,2 kg de plutónio na forma de pequenas paletes que estavam desenhadas para resistir ao calor e aos impactos, tendo provavelmente resistido á reentrada atmosférica. Crê-se que a Mars-96 se tenha despenhado dentro de uma área oval com um comprimento de 320 km e uma largura de 80 km com uma orientação de Sudoeste para Nordeste e centrada a 32 km a Este de Irique no Chile. Nunca foi recuperada qualquer parte da sonda ou do estágio superior.

 

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