Phoenix, un tributo

jueves, 18 de diciembre de 2014

Aventureras del sistema solar: Deep Space 1

El programa New Millenium fue creado en 1994 por la NASA a la vera del programa Discovery, con el objetivo de conseguir vehículos más baratos y sencillos en respuesta a la política Faster, Better, Cheaper, promocionada por el recientemente elegido director general de la NASA. Con estos dos programas se buscaba simplificar las misiones futuras y reducir sus dimensiones y sus costes, sin con ello renunciar a la adquisición de resultados científicos de una calidad sin precedentes.

Tras la apertura oficial del programa, se creó un grupo de trabajo para señalar los caminos a seguir para desarrollar las nuevas tecnologías que en el futuro deberían ser implementadas tanto en los orbitadores como en los aterrizadores. Sin embargo, este grupo llegó a la conclusión de que no solo deberían quedar restringidos al desarrollo de estos novedosos elementos, por lo que era necesaria la creación de programas de prueba en las condiciones reales de operación. Esto significaba, en definitiva, que el programa fabricaría sus propios vehículos espaciales sobre los que montarían estas nuevas tecnologías. Así, prepararon dos caminos a seguir: por un lado, se fabricarían satélites para colocarlos en la órbita terrestre, como el tipo denominado Earth Orbiter (renombrado poco después como Earth Observing), cuyo primer ejemplar (Earth Observing-1) equiparía un sistema de adquisición de imágenes tanto en visible como en infrarrojo para echar mano, entre otros, a granjeros o geólogos, a la vez que servía como modelo para poder fabricar cámaras espaciales de menor tamaño y reducida masa, sin renunciar a la calidad y la sensibilidad. La segunda clase era la más ambiciosa, la Deep Space. Como su nombre indicaba, se tratarían de vehículos que abandonarían la órbita terrestre para someter a las nuevas tecnologías a las condiciones de funcionamiento que deberían considerarse “normales” en el futuro. Por lo tanto, una vez creado este programa se presentaron los dos primeros proyectos de misión para su desarrollo inmediato. Uno de ellos se asociaba al recientemente creado programa marciano, y volarían al planeta rojo como parte de la misión para 1999. Se trataba de dos pequeñas sondas gemelas que contactarían rudamente con la superficie, pero que sobrevivirían, para desplegar un taladro perforador. Junto con esto, incorporaban lo último en miniaturización: chips, procesador, batería, transmisor e incluso instrumental científico, para intentar buscar rastros de agua. El otro era una nave de diseño tradicional, pero con el encargo de probar tanto hardware como software de diseño avanzadísimo. Su nombre, Deep Space 1.

Desde los tiempos primitivos de la exploración espacial, no se había preparado una nave con tanta tecnología a probar. Sin embargo, tuvo tal restricción de presupuesto (la mayoría se lo llevaba el desarrollo de los nuevos elementos) que para su fabricación se tuvo que recurrir a la misma receta aplicada para la elaboración de Magallanes: utilizar los componentes de repuesto dejados por misiones anteriores. Como resultado, Deep Space 1 usó gran parte de lo dejado tras la fabricación de la mítica Mars Pathfinder. Con esto, y la elección de un lanzador razonablemente económico, dio como resultado una economía de realización de la misión casi a la altura de las del programa Discovery.

Deep Space 1, vista por primera vez, no se diferenciaba de otras anteriormente diseñadas por la agencia. El bus de la sonda era de forma octogonal, fabricado en aluminio, con unas medidas de 1.5 metros de alto, 1.1 de ancho y 1.1 de fondo (una vez colocadas las mantas de protección térmica, el módulo de propulsión de forma cilíndrica y las electrónicas, las medidas eran 2.5 x 1.7 x 2.1), los paneles solares nacían de cada lado, alimentando a una batería de níquel hidrógeno, colocada en la denominada cara solar (llamada así obviamente porque era el lado que ofrecía al Sol). La mayoría del hardware de la nave estaba colocado en la parte exterior, para un más fácil acceso para los técnicos en las fases de montaje y pruebas, mientras que los tanques de combustible estaban montados en su interior. Estaba estabilizada en sus tres ejes, utilizando como sistema de control de actitud un sensor solar (en la cara solar), un escáner estelar, un grupo de propulsores químicos (cuyas electrónicas de gestión eran partes dejadas de la misión Pathfinder) y una unidad de medición inercial. Para comunicarse con el centro de control portaba tres tipos de antenas. La de alta ganancia era un repuesto dejado de la construcción de Mars Pathfinder, formada por un pequeño disco de 30 centímetros, fijado mediante unos soportes a un lateral de la parte superior de la estructura de la sonda en la cara solar, y proporcionaba el enlace principal de comunicaciones con Tierra. Para las fases iniciales de crucero y/o casos de modo seguro, montó tres antenas de baja ganancia omnidireccionales, también repuestos dejados por Pathfinder. Dos de ellas fueron montadas al lado de la de alta ganancia, con una mirando hacia delante y otra en dirección solar, mientras que la tercera estaba montada en la parte inferior, mirando hacia atrás. La tercera antena era parte de uno de los experimentos tecnológicos a realizar. El ordenador de a bordo también estaba elaborado con partes de repuesto del aterrizador marciano, y alojado en una unidad de
electrónica integrada, situada en el lado opuesto al de la batería. Estaba controlado por un procesador RAD6000, con 128 MB de RAM para alojar el software de control y el almacenamiento de datos proporcionados por los sistemas de a bordo, totalizando este último unos escasos 50 MB. Gran parte del software básico de control (o software de vuelo), así como los programas de control de infraestructura (un sistema para cambiar la configuración de vuelo rápidamente para cada fase de misión) también provenían de aquel proyecto. Este uso de elementos ya probados potenciaba la fiabilidad y trajo consigo una importante reducción de costes. Se equipó a la sonda con un pequeño mástil de servicio en la parte inferior para que los técnicos pudieran acceder a las conexiones de la batería y a las líneas de transferencia de combustible una vez situada en la punta del cohete. En total, Deep Space 1 montó 12 experimentos tecnológicos. El principal era el motor iónico NSTAR. Denominado IPS, Sistema de Propulsión 
Iónica, este sistema era un modo de impulsión mediante energía solar, que usaba gas xenón como propulsante, un elemento incoloro, inodoro e insípido que es cuatro veces y media más pesado que el aire. En esencia el propulsor funcionaba emitiendo átomos de xenón, que eran atacados por electrones expulsados desde un tubo catódico, en una cámara rodeada de imanes. Estos electrones se llevaban un electrón del átomo de xenón, transformándolo en un ion, que era atraído hacia un par de rejillas cargadas positiva y negativamente con hasta 1.280 voltios de potencial eléctrico, proporcionando un fuerte tirón electrostático, mediante el cual los iones eran acelerados hasta 100.000 km/h. y expulsados por una tobera de 30 centímetros de diámetro, en la que un electrodo suministraba electrones para evitar que los iones emitidos regresaran a la cámara, quitándoles la carga eléctrica. De esta manera, Deep Space 1 era impulsada de una manera muy eficiente y con un consumo ínfimo. Este propulsor proporcionaba un empuje máximo de 90 milinewtons (como comparación, el motor principal para la entrada en órbita portado por Cassini proporcionaba un empuje de 445 Newtons), aunque el nivel de impulsión era configurable, siendo 20 milinewtons el mínimo de fuerza que proporcionaba. A este mínimo del motor consumía apenas 500 Vatios de energía, mientras que colocado a toda su potencia, necesitaba 2.500 W. Si bien el empuje inmediato proporcionado era ridículo, el potencial residía en la capacidad de funcionar durante meses y meses continuamente, acumulando velocidad. Con estos motores se pueden hasta superar la cantidad de empuje proporcionada por los cohetes lanzadores, y a una cantidad idéntica de combustible comparada con los propulsores químicos, puede proporcionar más de diez veces la velocidad que un sistema tradicional. Esta era la primera vez que se montaba este tipo de dispositivo para una misión de espacio profundo. Para comprobar su impacto con el medio ambiente espacial y las superficies de la sonda, equipó un juego de instrumentos de diagnóstico (IDS, Subsistema de Diagnóstico del IPS) para estudiar sus posibles efectos, incluyendo dos paquetes de medición interconectados, uno el DSEU/FMP (Unidad de Electrónicas del Sensor de Diagnóstico) conteniendo dos FGM, Magnetómetros de Núcleo Saturado triaxiales y dos SCM, Magnetómetros de Bobina de Búsqueda de eje único y un PWA, Antena de Ondas de Plasma dipolar de dos metros de largo junto con un preamplificador, y el segundo RSU (Unidad de Sensores Remotos) conteniendo un RPA, Analizador de Potencial Retardante, dos Sondas Langmuir (LP), dos Calorímetros (CAL )y dos QCM, Microequilibradores de Cristal de Cuarzo.  Debido a las necesidades de consumo del motor iónico, se necesitaban paneles solares de alta capacidad. Para ello se desarrolló la tecnología SCARLET, 
Paneles Solares Concentradores con Tecnologías de Elementos Lineales Refractivos. Los dos paneles solares de Deep Space 1 medían cada uno 4.5 metros de largo por 1.6 de alto, proporcionando una envergadura, una vez extendidos, de 11.8 metros. Cada panel portaba cuatro secciones en las que se montaron lentes cilíndricas tipo Fresnel fabricadas en silicona para así aumentar la capacidad de captación de las células solares hasta un 20% en comparación con los paneles tradicionales de similares dimensiones. En total incorporaba 720 lentes concentradoras
3.600 células solares de alto rendimiento elaboradas a base de fosfuro de indo y galio, arseniuro de galio y germanio, en total una fila de 5 células por lente. Con ello el suministro eléctrico superaba los 2.400 W a distancia Tierra-Sol, casi las necesidades del motor iónico. Las siguientes tres tecnologías fueron desarrolladas para reducir la dependencia de la sonda de sus controladores en Tierra. La primera era AutoNav, el software de navegación autónoma. Este programa informático fue diseñado para que fuera la propia sonda la que gestionara su navegación a través del espacio. Esta tarea, realizada antes por técnicos altamente entrenados sentados en el centro de control, requería que el vehículo adquiriera mediciones y/o imágenes, tanto del fondo estelar como del objetivo al que se dirigía, para triangular su posición, y mediante los cálculos realizados a través de los datos disponibles, incluyendo el seguimiento de la señal de radio por las antenas en Tierra, podían saber la posición exacta de la nave que están controlando, y con eso, ver si es necesario modificar la trayectoria. Este
proceso exige personal con un alto grado de experiencia, tanto en el control de la misión como en las antenas de seguimiento. Por lo tanto, con AutoNav esta necesidad disminuía enormemente. Disponía de 5 elementos o funciones para realizar sus tareas: NavRT (proporcionaba la información de las efemérides críticas a los distintos sistemas de la sonda, como el sistema de control de actitud), NavExec (con la tarea de planificar y ejecutar toda tarea relacionada con la navegación, tales como adquisición y procesado de imágenes, eventos de utilización del IPS o maniobras de corrección de trayectorias, o TCM’s), ImageProcessor (para procesar las imágenes adquiridas), OD (con la tarea de realizar computaciones de su posición exacta en el espacio basado en las imágenes procesadas) y ManeuverPlanner (con el objetivo de realizar la planificación de los segmentos de impulsión o las TCM’s). Para ello, Deep Space 1 recurría a todos los recursos a su alcance (incluyendo su cámara científica de a bordo) para determinar su localización exacta y con la información a su alcance, calcular y realizar las maniobras necesarias. Por ello, estaba conectado al sistema de control de actitud. En general las sondas tienen almacenado en su ordenador un mapa estelar, y mediante los escáneres estelares, pueden saber donde están mediante la comparación de las imágenes de las estrellas de fondo con el mapa que poseen. En Deep Space 1, además del mapa estelar (con hasta 250.000 estrellas cartografiadas), tenía en su memoria un mapa con las órbitas de 250 asteroides. Así, AutoNav triangulaba más fácilmente su localización a base de realizar imágenes del fondo estelar para encontrar los asteroides cuyas órbitas tiene almacenadas. Junto con el motor iónico, estos dos sistemas se aliaban para que AutoNav aprovechara la flexibilidad de esta impulsión para responder a las necesidades de navegación, tales como realizar maniobras para la corrección de trayectoria (con los propulsores químicos o el sistema iónico) o aumentar o reducir la cantidad de velocidad que el motor iónico proporcionaba para cumplir con la fecha de llegada establecida a su destino. Este software fue desarrollado en el JPL. El segundo software se denominó RAX, Experimento de Agente Remoto. A través del uso de RAX, Deep Space 1 disponía de un programa de inteligencia artificial que controlaba las acciones de todos los sistemas de a bordo. Para ello disponía de varias herramientas, entre ellas un planificador (EUROPA) que generaba un programa de operaciones basado en el tiempo y en los eventos previstos; un ejecutivo (EXEC) con la tarea de poner en marcha las actividades programadas por el planificador, limitadas por rendimiento de la nave, a las obligaciones necesarias por las operaciones y a los objetivos de alto nivel proporcionados por los controladores en Tierra; y un sistema de auto diagnostico (Livingstone) para solucionar una amplia gama de problemas sin la asistencia del centro de control, y con él sería capaz de manejar una amplia variedad de situaciones de a bordo gracias a su acceso inmediato a la telemetría de ingeniería, mejor que en un concepto de misión tradicional. Este programa fue desarrollado conjuntamente en el centro de investigación Ames de la NASA y la Universidad Carnegie Mellon. El tercero era el BMOX, Experimento de Baliza de Monitorización de Operaciones. En una época en la que cada vez hay más y más sondas en el espacio, y como a causa de eso las antenas de la Red de Espacio Profundo están saturadas a causa del seguimiento de tantos vehículos, este sistema se había desarrollado para, utilizando el sistema de comunicaciones y la información de los sistemas de a bordo almacenada en el ordenador, comunicar un informe de su estado con una serie de tonos codificados, indicando desde su condición perfecta hasta la petición de ayuda inmediata. En Deep Space 1 este sistema estaba programado con cuatro modos generales, o tonos. El tono verde informaba al control de misión que todo estaba en correcto estado. El tono naranja notificaba que había ocurrido una anomalía pero que había sido capaz de resolverla, y aún con ello la sonda se encontraba en condición aceptable. El tono amarillo alertaba al centro de control que necesitaba asistencia a causa de que había ocurrido un fallo que ponía en riesgo la misión, o para salvar datos de alta prioridad. Y finalmente el tono rojo, que era ya la petición urgente de asistencia a causa de un problema crítico que la sonda no podía manejar. Este sistema utilizaba software de inteligencia artificial a partir de la tecnología ELMER para recolectar y resumir la información para traducirla a uno de los cuatro tonos. El principal objetivo de este sistema era facilitar las comunicaciones normales con Tierra, por lo que, 1º: este tono es más simple de recibir (en vez de usar las antenas más grandes de la Red, usan otras de tamaño más modesto), y 2º: es más fácil de traducir (así, una vez recibido y transmitido al control, la atención de la antena pasa rápidamente a otra sonda). Este sistema fue desarrollado por el JPL. Con estos tres elementos, lo que se buscaba era reducir al máximo el personar requerido y el tiempo de transmisión a la Red de Espacio Profundo durante las largas etapas de crucero de una misión, con la consiguiente drástica reducción de la factura total del proyecto. El siguiente era un sistema diseñado para mejorar las comunicaciones de una sonda con Tierra. Recibía el nombre de Pequeño Transpondedor de Espacio Profundo o SDST. Este hardware era una versión a escala y bajo peso de los tradicionales transmisores/receptores montados en las sondas espaciales a partir del desarrollado para Cassini. Tenía la capacidad de transmitir en banda-X y banda-Ka, y tenía sus mismas funciones, es decir: receptor, detector de comandos, transmisión de telemetría, modulación de la señal, funciones de control, y además se encargaba de la generación del tono de baliza, todo en un mismo paquete mientras que sistemas anteriores confiaban en subsistemas separados. Todo en un paquete de apenas 3 kg. y un consumo energético de 12.9 vatios, a base de nuevos tipos de circuitos integrados y métodos novedosos de empaquetado. Otra gran ventaja del diseño de SDST era su disposición modular, de forma que, dependiendo de los requisitos de cada misión, resultaba configurable para añadir o retirar prestaciones. La empresa Motorola, a través del grupo de espacio y sistemas tecnológicos de la división de sistemas espaciales del Gobierno, elaboró este aparato. Unido a este transmisor, el KAPA, Amplificador de Potencia en banda-Ka de Estado Sólido, junto con una antena específica montada al lado de dos de las antenas de baja ganancia, permitía a Deep Space 1 transmitir en esta frecuencia. La banda-Ka es una frecuencia de transmisión muy tentadora para los técnicos y los científicos porque permite enviar la misma cantidad de datos que mediante la banda-X, pero con un menor consumo energético, aunque es altamente vulnerable a ser distorsionada por el vapor de agua atmosférico. Aún así, el probar su viabilidad era un objetivo de suma importancia. Para ello, comunicaría solamente con las antenas de la Red de Espacio Profundo situadas en Goldstone, California, las únicas en ese momento con sistemas de recepción en esta frecuencia. Esta fue la primera sonda en ser capaz de enviar y recibir esta banda, aunque existían ya en el espacio dos sondas (Mars Global Surveyor y Cassini) que tenían la posibilidad de recibirla. Fue elaborado por la empresa Lockheed Martin. Además, portaba otros tres experimentos de hardware miniaturizado. El primero era el MFS, Estructura Multifuncional. Situada detrás de la unidad de medición inercial, y al lado de la unidad de electrónica integrada, eran un conjunto de elementos que controlaban las funciones electrónicas, termales y estructurales, tareas generalmente realizadas por sistemas independientes. Este dispositivo manejaba la administración de la temperatura de la sonda a base de elementos basados en el cobre junto con dispositivos de transferencia de calor unidos a la tapa de la caja, cuya capa externa servía como radiador con el que expulsar el calor sobrante al espacio, a la vez que mediante una red de circuitos unidos a unos conectores flexibles especiales servían como sistema de distribución de energía y a la vez para la transmisión de datos. El desarrollo de este elemento fue llevado a cabo por el Laboratorio Phillips de la Fuerza Aérea de EE.UU. junto con Lockheed Martin Astronautics. El 
siguiente era LPE, Electrónicas de Baja Energía, y era un pequeño dispositivo que incorporaba un oscilador de anillo, un conjunto de transistores y un multiplicador, para probar la administración de micropotencia, arquitecturas de baja energía y lógica de baja actividad y tecnologías de bajo voltaje, y todo esto con un consumo eléctrico ínfimo. El Laboratorio Lincoln del Instituto Tecnológico de Massachusetts se encargó de su desarrollo y elaboración, en conjunción con el JPL. El último era PASM, Módulo de Activación e Interrupción de Energía, desarrollado conjuntamente por Boeing y la división de misiles y espacio de Lockheed Martin. Este elemento era un sistema que monitorizaba la energía de 
la nave mediante un interruptor de energía inteligente. Consistía en ocho diminutos interruptores emparejados en cuatro grupos como pares redundantes, capaces de sentir la cantidad de voltaje y corriente eléctrica producida, y si era necesario, limitar el nivel de corriente si se consideraba necesario. Y por último, a pesar de ser una misión eminentemente tecnológica, no renunciaba a hacer ciencia. Como la filosofía de la NASA en ese momento era conseguir resultados comparables o superiores con misiones más baratas, era necesario crear una nueva generación de instrumentos científicos de bajo peso, elevado nivel de miniaturización y alto rendimiento. Así, se desarrollaron dos paquetes científicos para su doble cometido, tanto tecnológico como científico. El primero era el sistema de televisión de Deep Space 1. Se trataba de MICAS, Cámara-Espectrómetro Integrado en Miniatura, y comprendía cuatro tipos de sensores. Por un lado, portaba dos cámaras de luz visible en blanco y negro, una equipada con una matriz CCD convencional de 1024x1024 pixels, mientras que la segunda poseía un sensor de pixels activo (APS) basado en tecnología CMOS, de 256x256 pixels, mientras que los otros dos sensores eran un espectrómetro de imágenes en infrarrojo (un conjunto de diodos sensibles al infrarrojo, basados en la tecnología detectora desarrollada para el sistema NICMOS del telescopio Hubble acompañado por un refrigerador) y otro del mismo tipo pero en ultravioleta (empleando un CCD sensible a la radiación ultravioleta de 35x164 pixels), que funcionaban usando el mismo método de operación el sistema MOC de Mars Global Surveyor, para poder realizar análisis completos del objetivo, además de disponer electrónicas integradas para servir a los cuatro detectores. Estos cuatro detectores se encontraban dentro de una estructura compacta que pesaba 12 kg. en cuyo interior se instaló un telescopio tipo gregoriano fuera de ejes con un espejo 
primario de 10 centímetros de apertura. Tanto la estructura, los soportes ópticos, los espejos y las rejillas de difracción se elaboraron en carburo de silicio, material ligero e indeformable por los cambios de temperatura, lo que permitía su fabricación en salas a temperatura ambiente, mientras que permitía expandirse o retraerse como una unidad para mantener un enfoque estable en todo momento. Su estructuración interna estableció longitudes focales distintas para los distintos detectores: 171 milímetros para el espectrómetro ultravioleta (f/1.7), 677 para los sistemas visuales (f/6.8) y 752 para el espectrómetro infrarrojo (f/7.5), y en su apertura se añadió una tapa transparente protectora que dejaba entrar la luz visible e infrarroja. Para una óptima recolección de luz para todos los sensores, el espejo primario fue recubierto en platino, el que servía al espectrómetro ultravioleta era de carburo de silicio, los que dirigían la luz a los sistemas visibles e infrarrojos poseían recubrimientos de aluminio y el específico para el espectrómetro infrarrojo estaba recubierto de oro. Estaba montado delante de la unidad de medición inercial, en el lado opuesto al de la antena de alta ganancia, y asociado al sistema fue montado un pequeño escudo solar sobre un soporte, delante del instrumento, para evitar que la luz solar entrara por el telescopio y molestara al funcionamiento del aparato. Una vez en el espacio, tenía tres tareas que realizar. Por un lado, establecer, mediante la prueba de su rendimiento, la utilidad de este sistema para futuras misiones espaciales; en segundo lugar, adquirir imágenes de su objetivo a la vez que realizaba análisis espectrales en infrarrojo y ultravioleta para recoger datos científicos valiosos; y además, realizar imágenes para que las usara AutoNav, principalmente durante la fase de aproximación a su objetivo. Y el segundo paquete era PEPE, Experimento de Plasma para 
Exploración Planetaria. Como su nombre indicaba, el objetivo de este aparato era estudiar el entorno espacial y el viento solar en busca del plasma con un juego de pequeños sensores detectores de iones y electrones servido por entradas comunes en los que las partículas eran desviadas a cada sensor por un campo eléctrico, todo dentro de una compacta carcasa. PEPE se basaba enormemente en el instrumento CAPS de la sonda Cassini, con muchas de sus funciones igualadas en un instrumento que pesaba 5.6 kg. y solo consumía 9.6 vatios, es decir, que tenía un 25% de la masa y consumía un 50% menos de energía del aparato del que derivaba, reteniendo una capacidad de medición prácticamente idéntica, barriendo los 360º alrededor de la sonda de manera electrostática, por lo que carecía de partes móviles, además de poseer una alta densidad de empaquetado y un sistema de ocho suministros de alto voltaje para los detectores. Como MICAS, tenía tres objetivos que cumplir: primero, determinar su viabilidad como un diseño susceptible de que sondas futuras pudieran montarlo para misiones especializadas; segundo, recoger datos científicos interesantes durante la etapa de crucero y durante el encuentro con su objetivo; y tercero, tratar de determinar el impacto del motor iónico tanto en la sonda y en sus sistemas como en el entorno espacial, en especial en el viento solar. Estaba montado en la cara solar, en la esquina superior izquierda, al lado de la antena de alta ganancia. PEPE tenía una tasa de recolección de datos muy superior con respecto a la capacidad de almacenamiento del ordenador, y fue desarrollado conjuntamente en el Instituto de Investigación del Suroeste y el Laboratorio Nacional Los Álamos. Una vez todo quedaba montado, a plena carga en el momento del lanzamiento, declaraba una masa de 486.3 kg., de los cuales 81.5 correspondían al combustible de xenón y 31.1 al químico para los propulsores de control de actitud.

Como habréis comprobado en este último casi interminable párrafo, a pesar de sus reducidas dimensiones, era un vehículo con un altísimo grado de complejidad, por lo que suponía una misión de alto riesgo para la NASA, no solo porque equipaba esas 12 novedades tecnológicas, que además, la inmensa mayoría de ellas tendrían que trabajar perfectamente, y a la vez, mientras que los elementos considerados estándar con los que fue dotada, tales como el escáner estelar, el ordenador o el sensor solar, eran ejemplares únicos. Deep Space 1 poseía una redundancia enormemente limitada o nula, lo que aumentaba aún más el riesgo de la misión.

Un pequeño retraso en el desarrollo (principalmente en la entrega de PEPE) obligó a cambiar los planes iniciales de misión. Sin embargo, el tiempo íntegro de realización del proyecto, desde la primera idea, hasta colocarlo en la punta de su lanzador, supuso un tiempo record: apenas 39 meses. Al ser una misión no tradicional, la tarea primaria comenzaba prácticamente tras la separación de la sonda de la última etapa del cohete. Como bonus, y a la vez experimento tecnológico, se programó un sobrevuelo con el asteroide 1992 KD, en el que se quería probar a la vez las capacidades de AutoNav y el rendimiento de MICAS y PEPE.

El 24 de octubre de 1998, mediante un Delta 2-7326 (y portando una carga secundaria, un minisatélite llamado SEDSat-1) Deep Space 1 fue colocada en el espacio. Se eligió esta configuración del Delta 2 porque era una de las más económicas, además de ser una de las menos potentes, ya que no necesitaba una gran cantidad de energía durante el lanzamiento. En el instante del lanzamiento (como el resto de sondas en este momento crucial), la sonda tenía todos sus sistemas principales apagados, la batería cargada a tope, los calentadores eléctricos activos y los circuitos detectores de la separación en marcha. Tras 50 minutos de proceso, la etapa superior Star-37FM separaba la sonda, y con esto, al detectar que ya volaba libre, el ordenador arrancó en 30 segundos. La primera orden era buscar su orientación, usando el escáner estelar. Una vez adquirida toda la información necesaria y transmitida por AutoNav, la sonda se orientaba a la posición calculada en la que debía estar el Sol (en ese momento estaba en la sombra terrestre), para después desplegar los paneles solares y posicionarlos para recibir los primeros rayos solares. Cuando detectaba que los paneles comenzaban a generar electricidad, se ordenaba el encendido del transpondedor para enviar sus primeras señales y un primer informe de estado. Este aspecto tan simple, y realizado por tantas sondas anteriores, era uno de los hitos cruciales, ya que suponía el primer test tecnológico de toda la misión. Si los paneles no producían energía o el transpondedor no se encendía, la misión estaba acabada. Por suerte todo fue bien, y a pesar de un pequeño retraso en la recepción de la primera señal (había tardado algo más de tiempo en determinar su orientación), Deep Space 1 se puso en camino hacia el espacio interplanetario.

Los primeros tests tuvieron lugar en los paneles solares, para comprobar su rendimiento y sus características eléctricas. Así, el 31 de octubre practicaron una serie de maniobras con los paneles solares, principalmente para encontrar el mejor ángulo para una captación más eficiente de energía. Tras determinar su comportamiento (y ver la precisión del alineamiento con el Sol, que hizo innecesarios cambios en su software), comenzaron a probar el resto de sistemas. El primer encendido del motor iónico tuvo lugar el 10 de noviembre, aunque solo estuvo en marcha algo más de cuatro minutos debido a un apagado prematuro. Después de analizar el problema, se determinó que en las rejillas eléctricas habían quedado restos de algún gas y material expulsados tras la separación entre la sonda y la etapa superior. A base de apagados y encendidos, las rejillas fueron limpiadas, y el 24 de
noviembre por fin se puso en marcha sin problemas, y estuvo funcionando durante dos semanas. Antes, AutoNav había sido activado, para completar sus primeras pruebas, entre ellas utilizar MICAS para localizar asteroides, necesarios para su orientación. Para ello, maniobró a la sonda para que la cámara adquiriera imágenes del fondo estelar, y sin necesitar asistencia del personal de la misión. A pesar de entrar en modo seguro por perder de vista al Sol, la prueba fue satisfactoria. Las pruebas con el motor iónico, principalmente durante los primeros cinco días, se centraron en el funcionamiento del sistema de regulación de impulso. El nivel mínimo era el 0, el más alto, 111. Entre los días 24 y 30, modificaron el nivel de impulso entre el 6 y el 90, para comprobar el ratio de consumo eléctrico. Así, en conjunción con nuevos experimentos con los paneles solares, a los cuales por primera vez se les pedía una alta demanda de energía, se comprobó que, en aquel momento, el nivel óptimo entre impulso y consumo eléctrico era el 83. Si aceleraba un poco más, entonces era necesario que la batería apoyara el funcionamiento del propulsor. El 8 de diciembre el motor iónico fue apagado. Había funcionado más de las 200 horas previstas inicialmente antes del comienzo de la misión. De esta manera, se adquirió la experiencia necesaria para operarlo, y sobre todo se comprobó la cantidad práctica de impulsión que proporcionaba, a base de medir el desplazamiento Doppler a través del sistema de comunicaciones y las antenas de la Red de Espacio Profundo.

El mismo día que se apagó el motor, se activó el experimento PEPE y el amplificador en banda-Ka. El instrumento de plasma comenzó a analizar el entorno que le rodeaba, y pudo detectar exitosamente el viento solar. Cuando el propulsor volvió a ser activado, empezó a estudiar cualquier efecto que el chorro de iones pudiera provocar. A su vez, la sonda comenzó a transmitir en esta banda, con un ratio inicial cuatro veces superior al que se conseguía con los sistemas tradicionales en ese momento. Durante las semanas que siguieron se comprobó que se podía configurar el ratio de transmisión en 14 niveles distintos. Tras esto fue apagado para su posterior reactivación en enero de 1999. MICAS fue encendido el 11 de diciembre para comenzar a adquirir datos. Ese mismo día el motor iónico fue encendido de nuevo brevemente para unos breves chequeos. El 18 de diciembre, AutoNav fue programado para que tomara posesión de la navegación de Deep Space 1. Su primera operación fue preparar el motor iónico para su encendido, para luego ordenar su puesta en marcha tras comprobar su posición en el espacio.

En el mes de diciembre también se realizaron las pruebas definitivas del transpondedor. A su vez AutoNav manejó eficientemente la impulsión del motor iónico, actualizando los perfiles de trayectoria y empuje para responder al esquema de vuelo almacenado en el ordenador. A mitad del proceso de impulsión, suspendió temporalmente el funcionamiento del motor para usar a MICAS para que adquiriera imágenes, y realizó los giros necesarios para un escaneo completo del fondo estelar. Con esto se pudo hacer una mejora en el software de procesamiento de imágenes, además de dar los primeros detalles de su rendimiento. Tras esto, el motor iónico se volvió a encender, y así estuvo hasta el 5 de enero de 1999, finalizando el primer segmento de impulsión de la misión, acumulando 850 horas de funcionamiento exitoso.

Inmediatamente después, se envió nuevo software de control para PEPE, para que luego, dos días después pudiera ser configurado a su tasa máxima de de recolección de datos científicos, combinándose con el instrumento CAPS de la sonda Cassini en el estudio del viento solar. Posteriormente, con otra mejora de software se le añadió la posibilidad de detectar los iones emitidos por el motor iónico. De esta manera se quería diferenciar entre el soplo más leve del viento solar y el chorro del impulsor. El mes de febrero fue el destinado a probar la baliza de monitorización, y los resultados mostraron el buen rendimiento del sistema, y durante el transcurso de la misión primaria se usó este elemento para probar los distintos componentes.  AutoNav también comenzó a aumentar sus capacidades, cuando la sesión semanal de adquisición de imágenes para su orientación comenzó a hacerlas por su cuenta, sin supervisión del equipo en Tierra, junto con la primera determinación de su posición en el sistema solar, algo que ninguna otra sonda podía hacer por su cuenta, y la Estructura Multifuncional fue activada por primera vez el día 26, y desde entonces, hasta septiembre, la información adquirida estaba en buen acuerdo con las previsiones previas al lanzamiento de la misión. Un día antes de la MFS, llegó la a activación de PASM, que proporcionó, todo el tiempo que funcionó, información acorde a las predicciones. A medida que la misión avanzaba, MICAS acumuló un volumen de de datos importante, a base de apuntar y tomar imágenes de los objetivos a los que apuntaba, entre ellos Marte, tras retirar la tapa protectora.

A medida que se aproximaba a su objetivo, AutoNav por fin pudo utilizar su pleno potencial. Hasta el 12 de abril, el software había actuado basándose en el perfil de trayectoria cargado en el ordenador. A partir de entonces, el sistema manejó la navegación de Deep Space 1 usando sus propios cálculos, ordenando por su cuenta al motor iónico a proporcionar el impulso necesario para cumplir con la fecha de llegada. El 27 de abril, ordenó el apagado. Habían sido seis semanas de funcionamiento continuo y había operado exitosamente, consumiendo apenas 5 kg. de xenón  y cambiando la velocidad de la sonda en 300 metros por segundo. Un enorme salto adelante.

A comienzos de mayo, la calibración y las pruebas de MICAS habían concluido. El rendimiento del sistema había decepcionado: las cámaras visibles se mostraron menos sensibles a lo proyectado y las imágenes se encontraban distorsionadas a causa de la dispersión de la luz provocada por el escudo solar. También se detectaron otros pequeños problemas en las cámaras, causados por la posición en la que el instrumento había sido colocado en la sonda, y también por la disposición interna del aparato. En especial, el sensor CCD, construido defectuosamente, sufría de saturación cuando fotografiaba objetos brillantes, por lo que en ese momento se le consideró poco adecuado en los últimos minutos durante las maniobras de encuentro futuras. Se consideró que eran problemas subsanables en versiones posteriores del sistema. Gracias al desarrollo de un nuevo software, se pudieron corregir estos efectos sobre las imágenes. Sin embargo, el sensor ultravioleta se demostró como enormemente problemático. Un fallo electrónico desembocó en que los datos recogidos por el aparato no pudieran manejarse apropiadamente, y por lo tanto fue incapaz de devolver información científica, a pesar de que el propio sensor respondía a los estímulos luminosos. El único que funcionaba tal y como se diseñó fue el detector de infrarrojos. Tras esto, le llegó el momento al RAX.

RAX no había sido diseñado para controlar a Deep Space 1 durante toda su misión. Así, fue programado para manejar el motor iónico y otros sistemas escogidos, y el 17 de mayo se inició el periodo de pruebas de 48 horas de duración. En la mañana del 18, cuando el sistema debía haber ordenado al motor iónico que se desactivara, EXEC no transmitió la orden. Esta anomalía obligó a paralizar el experimento, y la sonda empezó a transmitir telemetría sobre el suceso. RAX seguía en funcionamiento, y así, tras analizar el problema (con la utilísima asistencia del sistema de autodiagnóstico Livingstone del software) se determinó que había un pequeño “gusano” en el programa. Tras esto, se ordenó detener el experimento por completo, que estaba completado en un 70%. Una vez corregido el problema, el 21 de mayo se realizó lo que quedaba del experimento. Resultó un éxito, no solo en cuanto a la planificación y la ejecución de las órdenes, sino que el programa de autodiagnóstico resolvió los tres problemas simulados que el equipo de Tierra colocó a bordo. Por un lado, se enfrentó con una unidad electrónica con un pequeño fallo. El sistema solucionó el problema apagando y encendiéndolo de nuevo. El segundo era un sensor que proporcionaba información errónea, que el RAX solucionó ignorando el sensor tras determinar que era poco fiable. Y en tercer lugar, tuvo que lidiar con un propulsor que estaba atascado en posición de apagado. El software lo detectó y encendió un modo mediante el cual no dependería del propulsor. Una vez concluyó el experimento, volvieron a poner a la sonda a su configuración normal, (a la vez que iniciaron los experimentos con el LPE) y empezaron a preparar el sobrevuelo a su objetivo. Ya había acumulado más de 75 días de operación con el motor iónico.

El asteroide 1992 KD, ahora conocido como 9969 Braille, se consideró como objetivo a causa de su extraña órbita, fuera del cinturón de asteroides. Ésta transcurre fuera de la eclíptica, a distancias entre un poco más de la distancia Tierra-Sol en su punto más cercano, y a mitad de la distancia Tierra-Júpiter en su más lejano. Se estimaban unas dimensiones de entre 1 y 5 km. de diámetro, con una forma alargada. Apenas era brillante, y a causa de eso no se podían descubrir muchas cosas acerca de él. Usando una red de telescopios en Tierra con detectores especiales se observó la huella espectral del asteroide, sugiriendo que su composición podría ser similar a la del gran asteroide Vesta. Este fue el objetivo de una sonda espacial menos estudiado desde Tierra, y con Deep Space 1 lo que se buscaba era determinar su tamaño, forma, geografía, composición (mediante MICAS), así  como determinar si influía en el viento solar y cómo (a través de PEPE y los instrumentos de diagnóstico del motor iónico). El objetivo era alcanzarlo el 29 de julio, y convertir a esta sonda en la que más cerca había pasado de su objetivo. La distancia esperada era de unos 15 km., aunque se confiaba en que pudiera pasar a menos de 5. Para su aproximación, la sonda confiaría completamente en AutoNav para llevarla a la distancia solicitada. Así, se esperaban adquirir imágenes de Braille con niveles de resolución de hasta 30 metros.

Una vez se realizaron unos últimos cálculos, se esperaba que AutoNav dirigiera a Deep Space 1 a pasar a 240 metros de la superficie de Braille. Sin embargo, la realidad del asteroide complicó enormemente la maniobra. El pequeño tamaño del objeto, unido a su bajo índice de luminosidad, provocó que AutoNav no fuera capaz por sí mismo de encontrarlo, y cuando lo hizo, un problema del software provocó una entrada en modo seguro en medio de una de las secuencias de adquisición de imágenes de navegación. Cuando la sonda fue restaurada a su modo de operación, tuvo que hacer las 
maniobras finales (asistencia del control de tierra incluida) con menos información que la necesaria, por lo que al final pasó a 26 km. de Braille. Las imágenes transmitidas apenas distinguían la forma del asteroide (aunque se pudieron calcular sus dimensiones, estableciéndolas en 2.1 x 1 x 1 km.), aunque el detector infrarrojo confirmó que su composición era muy parecida a la de Vesta. A partir de esto, se teorizó que Braille podría ser un fragmento de Vesta expulsado al espacio a causa de un gran impacto. Unos últimos datos interesantes mostraron una suerte de campo magnético alrededor de Braille.

La conclusión tras el encuentro fue que, a pesar de la decepción que supuso el no ver bien a Braille, había operado razonablemente bien. Como AutoNav apenas tuvo la información necesaria, le costó horrores dirigirse a la distancia programada, aunque las decisiones que tomó la llevaron en la dirección correcta a pesar del problema en el ordenador. Así, siguió recorriendo el espacio más allá de la órbita terrestre, continuando con sus tests tecnológicos, hasta que el 18 de septiembre se cumplió el período de misión principal.

Ese momento era importante. Se había previsto que, si tras el encuentro asteroidal Deep Space 1 seguía funcionando correctamente, y la NASA lo aprobaba, se podría llevar a la sonda a encontrarse con otros cuerpos del sistema solar. En la posición en la que se encontraba, estaba en disposición de dirigirse a dos destinos distintos. Primero, se aproximaría al objeto 107P/Wilson-Harrington, un cuerpo de transición entre cometa y asteroide, ya que su última actividad cometaria se observó en 1949. Deep Space 1 podría sobrevolarlo en enero del 2001, y ver qué sucedía realmente en él.
Después, alcanzaría el cometa 19P/Borrely, uno de los cometas de periodo corto más activos. El sobrevuelo podría completarse en septiembre del 2001. Para reducir aún más el presupuesto de total asignado a la ampliación, además de usar AutoNav junto con el motor iónico, se usaría por primera vez de manera operacional la baliza de monitorización. 

Poco después de apagar el motor iónico (activado y proporcionando empuje desde día y medio después del encuentro asteroidal), en octubre comenzaron las pruebas para llevar a los instrumentos a su configuración científica, incluyendo la validación final de MICAS. Esta había sido retrasada muchas veces para probar otros componentes de a bordo, y aunque el problema de la luz dispersada había sido caracterizado y mitigado, el rendimiento de los sensores funcionales, en especial el APS no había sido estudiado por completo. Esta fue una de las causas de la decepción en Braille: como se decidió emplear el APS para adquirir imágenes científicas y secuencias para navegación, además de colocar velocidades de obturación demasiado optimistas (el brillo real del asteroide resultó ser muchísimo menor) nunca consiguió fijar la cámara de manera continua sobre el objeto. Antes de centrar su atención en MICAS, comenzaron a elevar el voltaje para el sensor medidor de iones de PEPE. Fijado durante la misión primaria en -8000 a +8000 voltios, para obtener resultados de alta resolución resultaba necesario elevar el voltaje al máximo, 15000 voltios tanto positivos como negativos. Por desgracia, cuando lo estaban subiendo a 13000 en el lado positivo, después de alcanzar los 12750, cayó a 5500. Para evitar daños en el sensor, y reteniendo la máxima resolución posible, se configuró a -8000 a +5500 voltios. En cuanto a la cámara, aprovechó un alineamiento afortunado con Marte (estaba a 55 millones de km.) para realizar todo el juego de pruebas para los sensores CCD, APS e infrarrojo. Una vez sustraídos los problemas conocidos, se demostró que el rendimiento de los tres sistemas (y en esencia del sistema por completo) era el esperado antes del lanzamiento, lo que sería de utilidad durante la misión extendida, de manera que se aprovechó también para hacer un análisis infrarrojo de Marte durante 48 horas, aproximadamente dos rotaciones del planeta. Una vez finalizado el experimento (que llevó además a apuntar a varias estrellas muy débiles), regresó a actitud de crucero.

La fatalidad golpeó a la sonda pocos días después, el 11 de noviembre, cuando el escáner estelar dejó de funcionar. Ya desde el principio mismo de la misión había estado funcionando erráticamente, apagándose sin motivo y encendiéndose usando los programas de a bordo, provocando incluso algún modo seguro, achacado en ese momento a Autonav. Al carecer de esta herramienta, la sonda desactivó los sistemas no esenciales y gestionó su orientación mediante el sensor solar, a la espera de ayuda del control de misión. Esta avería además provocó que la antena de alta ganancia no pudiera ser apuntada hacia la Tierra, por lo que tuvo que recurrir a las de baja ganancia durante largo tiempo. Tras largos esfuerzos, consiguieron restablecer la comunicación a través de la antena principal (14 de enero del 2000) y comprender por completo la situación. Efectivamente, el escáner estelar se había averiado, y no pudo recuperarse. Esto era preocupante, ya que, en una misión como esta, se podría esperar un fallo en alguno de los sistemas nuevos, pero no, el que se estropeó era uno de los componentes estándar, y por lo tanto considerado fiable. El escáner estelar era una cámara con un grandísimo campo de visión que adquiría imágenes del fondo estelar para detectar las estrellas y compararlas con el catálogo de a bordo. Sin éste sistema, la navegación era imposible, y podría condenar la misión.

Esto no amilanó a los ingenieros del proyecto. Como disponía todavía de MICAS, se desarrolló un software para que esta cámara cumpliera las funciones del escáner estelar, a pesar de que el campo de visión era menor del 1% que el del sistema que sustituiría y con un ratio de transmisión cien veces menor, aunque con una mayor sensibilidad. Después de varios meses de complicado desarrollo, el programa se envió, y así la sonda volvió a recuperar el control sobre su actitud, y el motor iónico reanudó su funcionamiento el 28 de junio. Eso sí, el daño estaba hecho: al haber detenido durante 7 meses la impulsión del motor iónico, la ventana de tiempo para alcanzar el Wilson-Harrington se perdió, por lo que dirigieron a Deep Space 1, con MICAS como escáner estelar, directamente hacia el cometa Borrelly. Otra consecuencia del nuevo software fue que AutoNav no pudiera controlar más a la sonda, aunque ésta pudo conservar cierta autonomía en su orientación. El resto de la tarea de navegación corrió a cargo del escaso personal del centro de control.

En esencia, la secuencia del encuentro con el cometa era idéntica a la seguida con Braille, aunque tuvieron que tener en cuenta que la sonda carecía de protección contra las partículas cometarias (y además, el hardware estaba situado en el exterior), por lo que la distancia sobre su nuevo destino tendría que ser mayor por obligación. También por obligación el encuentro tenía que realizarse de manera autónoma, por dos motivos. Primero, el escaso personal de control imposibilitaba la capacidad de reacción necesaria que existía en otros proyectos. Y segundo, debido a la complejidad de las maniobras, y con el triple propósito asumido por MICAS, tendrían que completar un nuevo software para que la sonda pudiera cumplir el programa científico, y a la vez, mantener la orientación. Es decir, había que usar la cámara para seguimiento estelar, luego configurarla para la adquisición de secuencias de navegación, y por último, para la recolección de instantáneas y datos científicos de interés. Todo un reto para la misión y la programación. Para lograrlo, modificaron el funcionamiento de RSEN, la Navegación de Encuentro de Estado Reducido, la parte de AutoNav para autoseguimiento en los acercamientos a cuerpos celestes, para que actualizara la distancia sobre el cometa y usarlo como base para controlar la actitud. De esta manera, con una serie de comandos, se ejecutarían las secuencias del encuentro en cascada, de manera que Deep Space 1 manejara ella sola todo el proceso. Aún así, el encuentro era harto arriesgado.

El motor iónico llevó a Deep Space 1 hasta el cometa Borrelly el 22 de septiembre del 2001, y se completó el primer sobrevuelo de un cuerpo celeste de este tipo desde 1992, cuando la europea Giotto pasó cerca del Grigg-Skjellerup. Gracias a toda la preparación realizada en Tierra, y al uso de la programación, la sonda pasó a 2.171 km. del cometa, devolviendo imágenes impactantes (mejores a las esperadas), las mejores de un núcleo cometario tomadas hasta ese momento, añadiendo a esto datos espectrales en infrarrojo, y sobre todo los interesantísimos datos proporcionados por PEPE, que nos contó que el plasma en torno del cometa se desviaba asimétricamente por los chorros de materia del núcleo. Tras alejarse del cometa, regresó a la fase de prueba tecnológica.

Llamada misión hiperextendida, y debido a la falta de destinos científicos, se decidió volver a probar al menos 9 de las doce novedades que cargó. De esta manera, el motor iónico, el espectrómetro PEPE, el amplificador en banda-Ka, los paneles solares, la estructura multfuncional y los otros dos de microelectrónicas fueron objeto de nuevos experimentos, a veces similares, a veces distintos, para comprobar los efectos a largo plazo del ambiente espacial sobre ellos. Huelga decir que pasaron la prueba con nota altísima otra vez.

A causa del fallo del escáner estelar, el combustible químico de los propulsores de maniobra había sido usado con una alta tasa de consumo para poder apuntar la antena principal hacia la Tierra (en septiembre del año 2000 apenas quedaban 9 kg.), y antes de encontrarse con Borrely existió la posibilidad que éste se acabara antes de llegar. Por suerte no fue así, aunque esto precipitó la decisión de dar por finalizada la misión el 18 de diciembre. A pesar de que aún quedaba un 10% del xenón cargado inicialmente en la sonda, y el motor iónico podía encargarse de las funciones de control de actitud, el completo consumo de la hidracina de los propulsores llevó a considerar la misión por concluida. Aún así, tras apagar el motor iónico y la mayoría de los sistemas, el receptor de la sonda y la baliza de monitorización quedaron activos, en el caso de que alguien en el futuro solicitara su uso.

De todas las tecnologías que este brillante demostrador tecnológico probó, sin duda la más exitosa fue el motor iónico. Acumuló durante su misión 678 días de funcionamiento, muy por encima de lo proyectado inicialmente, llevando a Deep Space 1 a dos cuerpos menores del sistema solar. Los paneles solares concentradores también cumplieron su tarea con mucha dignidad, proporcionando toda la energía necesaria para que cumpliera todos sus objetivos. AutoNav también se consideró un éxito, eliminando de sus tareas a los navegadores, sobre todo durante los acercamientos a objetos tan pequeños. La baliza de monitorización también operó como de ella se esperaba, al igual que el RAX. El pequeño transpondedor también se desenvolvió con soltura, demostrando que con pequeños elementos el rendimiento puede ser el mismo. El amplificador en banda-Ka dio resultados tan positivos que un nuevo tipo de este sistema fue incorporado a la potentísima sonda marciana Mars Reconnaissance Orbiter. Y en cuanto a los instrumentos, MICAS funcionó bien, a pesar de la sobrecarga de tareas a la que se vio sometido y también a pesar del problema del sensor ultravioleta. Sin embargo, la sorpresa de la misión fue PEPE. Funcionó tan bien que nos devolvió datos de una calidad sin precedentes, y además demostró una versatilidad asombrosa. Y más importante aún: demostró que el motor iónico tenía un efecto nulo tanto sobre la sonda como en el viento solar.

Esta ha sido la última misión pionera de la NASA, y proporcionó nuevos conocimientos sobre la operación de vehículos espaciales (principalmente información importantísima para diseñar mejores trayectorias de aproximación a cometas, además de actualizar los protocolos de seguridad durante estos encuentros), así de cómo resolver problemas que podrían acabar con una misión. Sus tecnologías se demostraron como viables y, tras sucesivas mejoras, susceptibles a ser incorporadas a nuevas sondas. Sin embargo, el fracaso de los penetradores de la misión Deep Space 2 a Marte, el cambio de administración en la agencia y la reformulación de los objetivos futuros provocó la reducción de actividad del programa New Millenium, y en el 2008, su completa cancelación. Una gran pérdida para los avances tecnológicos.

Pero, ¿y de las tecnologías que Deep Space 1 probó y validó para su uso en el espacio? Destinos dispares. RAX fue fraccionado. Así, el programa de planificación EUROPA fue usado por los controladores en Tierra de los MER marcianos como herramienta de planificación de actividades, proporcionando una actualización llamada EUROPA II que fue usada para un uso idéntico en Phoenix y Curiosity. El sistema de autodiagnóstico Livingstone recibió una actualización (Livingstone2) y fue incorporado al satélite Earth Observing-1 a modo de experimento. La baliza de monitorización fue actualizada, y colocada en la sonda New Horizons hacia Plutón, reduciendo significativamente el personal de control y el tiempo de utilización de las antenas de la NASA, y por lo tanto, su coste total, debido al tiempo de crucero tan largo que tiene y tendrá que soportar hasta llegar a su destino (nada menos que 10 años). SDST, el pequeño transpondedor, pasó la prueba, y las misiones posteriores, como Mars Odyssey, equipan modelos mejorados de este extraordinario aparato. AutoNav ha sido usado posteriormente tras la misión Deep Space 1. Primero, la sonda cometaria Stardust utilizó la variante de este programa desarrollada tras la pérdida del escáner estelar para su sobrevuelo sobre Borrely en los encuentros con los cometas Wild 2 en el 2004 y Tempel 1 en el 2011, y más tarde, una versión completa y mejorada del que montaba el demostrador tecnológico fue incorporada en la misión, también cometaria, Deep Impact. Por su parte, PEPE fue utilizado como base para dar forma al sensor IES, que forma parte del paquete instrumental RPC de la sonda cometaria europea Rosetta.  Y por último, el motor iónico NSTAR es parte indispensable para que la sonda Dawn cumpla su tarea de explorar los dos mayores objetos del cinturón de asteroides principal, Vesta y Ceres. Por suerte, parte de lo probado no cayó en saco roto.

domingo, 30 de noviembre de 2014

jueves, 27 de noviembre de 2014

Aventureras del sistema solar: Sakigake y Suisei

El Japón se unió a esto del espacio cuando lanzó sus primeros satélites a comienzos de 1970. Ayudados a sus propios lanzadores, no dependían de nadie para elevar sus máquinas al espacio, aunque el pequeño tamaño y la escasa potencia impedían diseñar vehículos más voluminosos y complejos. A medida que la potencia de sus cohetes se incrementaba, pensaron que era el momento para abandonar la órbita terrestre y aventurarse en el sistema solar. Con el cometa Halley próximo a su perihelio, tomaron la decisión de preparar una misión que se acercara a tan simbólico cuerpo del sistema solar y obtener información de él.

Uniéndose a la flotilla que se empezaba a diseñar para tomar datos del Halley, la agencia ISAS, el Instituto de Ciencia Espacial y Astronáutica (que junto a NASDA formó la actual JAXA, creada en el 2003) programó al final dos naves espaciales para obtener datos complementarios de él. En realidad, el primero de ellos sería el demostrador para probar que toda la tecnología preparada para el vuelo funcionaba. En esencia las dos máquinas serían casi gemelas, aunque sus objetivos eran muy distintos.

La primera sonda recibió la denominación provisional de MS-T5, la segunda, PLANET-A. Ambas se caracterizaban por un diseño cilíndrico de 1.4 metros de diámetro y 70 centímetros de alto, y con los paneles solares rodeando la circunferencia de la estructura. El diseño era inherentemente sencillo, para así facilitar la operación de ambas naves. Estaban estabilizadas por rotación a 5 o 0.2 rpm, y controlaba su orientación por sensores solares, propulsores y un escáner estelar. La antena principal se encontraba situada en la parte superior, y contaba con un mecanismo que suprimía la rotación sobre ella para mantenerla apuntada hacia la Tierra. La propia antena era una elipse de 80 centímetros de diámetro, y emitía en banda-S. Otras dos antenas, de media y baja ganancia, complementaban el sistema de comunicaciones. Dada la alta distancia programada para sus sobrevuelos, carecían de protección contra los restos
expulsados del cometa. Su protección termal consistía en mantas multicapa, calentadores eléctricos y radiadores. MS-T5 recibió el siguiente instrumental: un paquete de monitorización de ondas de plasma (PWP) compuesto por una antena espiral situada en la parte superior de la estructura y una segunda dipolar extendiéndose desde el lateral de la sonda; un magnetómetro (IMF) al final de un mástil de 1 metro de largo; y un monitor del viento solar (SOW). PLANET-A solo recibió dos: UVI, Cámara Ultravioleta, un sistema CCD sensible a esta longitud de onda para examinar la nube de agua y polvo que rodeaba el cometa, y ESP, Analizador de Energía para Partículas Cargadas, encargado de observar el viento solar y sus cambios en el entorno cometario. De las cinco finalmente enviadas allí, eran las más ligeras, desplazando MS-T5 138 kg. y PLANET-A 140 kg.

A la par que se diseñaban las sondas, se comenzó a trabajar en un nuevo lanzador con potencia suficiente como para sacarlas de la gravedad terrestre. El modelo final se denominó M-3S-II, que se estrenó impecablemente con el despegue de MS-T5 el 8 de enero de 1985 desde la base de lanzamientos de Kagoshima, cerca de Uchinoura. Después de contactar exitosamente con las antenas terrestres se comprobó que Sakigake (pionero en japonés), el nombre que recibió tras el lanzamiento, funcionaba normalmente. Siguiendo una trayectoria heliocéntrica, se fue alejando de la Tierra, realizando su primera maniobra de corrección de rumbo dos días después y la segunda un mes después, para después extender todos sus apéndices sin novedad, permitiendo a los instrumentos recolectar información acerca del entorno en el que se encontraba. Además de la telemetría científica, la información de ingeniería permitió comprobar el exitoso funcionamiento de los sistemas de a bordo, por lo que se autorizó el lanzamiento de PLANET-A.

Situada en el espacio brillantemente el 19 de agosto (casi un mes y medio después de Giotto), PLANET-A (o Suisei, cometa en japonés) comenzó su ruta hacia el Halley refinando su trayectoria el 14 de noviembre. El momento crucial de ambas sondas eran el 8 de marzo de 1986 para Suisei, y el 11 de marzo para Sakigake. Siguiendo su trayectoria, Suisei empezó detectar los efectos del Halley 
días antes, y comenzó a adquirir imágenes ultravioleta y detectando la influencia de la atmósfera cometaria en el viento solar, hasta que practicó su máxima aproximación el día indicado pasando a unos distantes 152.400 km. del núcleo, y además recibiendo el impacto de dos partículas de apenas un milímetro de diámetro. Fue sorprendente que a tan gran distancia se registraran impactos de fragmentos del cometa. Por su parte, Sakigake realizó una tarea importante para Giotto: servir de
referencia para eliminar las distorsiones en las radioemisiones provocadas por la atmósfera e ionosfera terrestre enviadas desde dentro de la coma cometaria. Su máxima aproximación fue a unos lejanísimos 6.99 millones de km., y debido a ello no encajó impactos de partículas. Las misiones habían tenido sin duda éxito.

A pesar de no ser tan espectaculares como las dos sondas Vega y Giotto, Sakigake y Suisei proporcionaron información útil para estudiar toda clase de fenómenos. Así, mientras que la primera descubrió un plano neutral en el campo magnético solar; encontró pistas para entender la relación entre las perturbaciones del viento solar y las tormentas magnéticas terrestres; y observó la actividad del campo magnético del viento solar y del plasma en el entorno cometario, la segunda ayudó a medir brutamente el periodo rotacional del núcleo a partir de las imágenes ultravioleta; midió el ratio de descarga de agua; así como la observación del evento de la captura de iones procedentes del cometa capturados por la magnetosfera terrestre.

Aunque su tarea principal había acabado, las dos sondas todavía funcionaban, por lo que los ingenieros decidieron continuar su operación para obtener más experiencia de cómo manejar una sonda espacial en el espacio. Por ello, decidieron enviar, mediante una serie de complejas maniobras, a ambos vehículos a sobrevolar diversos cometas. El objetivo definitivo sería el cometa 21P/Giacobini-Zinner los días 24 (Suisei) y 29 (Sakigake) de noviembre de 1998, aunque no serían los únicos. De esta manera, Sakigake se aproximaría al 45P/Honda-Mrkos-Pajdusakova el 3 de febrero de 1996, a unos 10.000 km. de su núcleo, mientras que se deseaba llevar a Suisei a acercarse al 55P/Tempel-Tuttle. Para ello, necesitaban realizar sobrevuelos a la Tierra para cambiar su trayectoria hacia sus nuevos destinos. Para apuntar a su distancia máxima sobre la Tierra de manera que aprovecharan al máximo su empuje gravitatorio comenzaron a maniobrar, haciéndolo Suisei entre los días 5 y 10 de abril de 1987. Las fechas de sobrevuelo terrestre estaban previstas para enero y agosto de 1992. Por desgracia para Suisei, su combustible se acabó el 22 de febrero del 1991, de manera que se volvió incontrolable, lo que llevó a su desactivación, y muda pasó a unos 900.000 km. de la superficie terrestre el 20 de agosto de 1992.

Por su parte, Sakigake no acabó su combustible y ejecutó su sobrevuelo sin problemas el 8 de enero de 1992 a 88.790, estudiando mientras tanto el viento solar. A este le siguieron otros dos más cercanos en los que fue capaz de registrar la magneto cola terrestre en junio de 1993 y julio de 1994. Enfilada hacia su sobrevuelo de febrero de 1996, su transmisor se averió el 15 de noviembre de 1995, por lo que fue incapaz de devolver telemetría de a bordo. Lo único que era ya capaz de emitir era una señal de baliza, que siguió recibiéndose hasta el 7 de enero de 1999.

El Japón consiguió cosas importantes con estas dos sondas. Con Sakigake se convirtió en la primera misión de espacio profundo que no era ni estadounidense ni soviética, aprendieron lo necesario acerca de la navegación de espacio profundo, y obtuvieron información acerca del viento solar y de un cometa. Eso sí, tardarían casi 12 años en poner en el espacio su siguiente misión planetaria: la desdichada marciana PLANET-B, también conocida como Nozomi. Pero sin Sakigake y Suisei, todas las misiones japonesas posteriores no hubieran sido posibles.

lunes, 14 de julio de 2014

Lo que sabemos (ahora) de Plutón

Falta exactamente un año para el gran momento, quizás, de nuestras vidas. La llegada a la última frontera del sistema solar, la última terra incógnita de nuestra parcela galáctica. Porque sí, hablamos de Plutón que, tanto para esta crónica como para la gente de la misión que está a punto de llegar allá es, ha sido, y será el noveno y último planeta del sistema solar. Por ello, este es el mejor momento para hacerse esta pregunta: antes de que lo alcance y obtenga información, ¿qué sabemos de Plutón, y más generalmente, de su sistema?

Desde su descubrimiento en 1930, la exploración de Plutón ha estado condicionada por dos factores: su enorme lejanía a nosotros (lo que le hace ser un objeto particularmente débil) y su reducido tamaño (que contribuye a su escaso brillo). A pesar de ello, los astrónomos de aquellos días fueron capaces de computar su órbita, su distancia al Sol y su inclinación con respecto a la eclíptica. La siguiente gran noticia que llegó desde la lejanía fue que este pequeño planeta tenía una luna. Encontrada en 1978, en las imágenes no era más que una suerte de “grano” que aparecía de vez en cuando sobre el disco planetario. Y en 1985, tras una ocultación estelar, astrónomos usando el Observatorio Aerotransportado Kuiper detectaron una atmósfera sobre el planeta.

La primera vez que vimos el sistema Plutón-Caronte como dos cuerpos separados fue tras el lanzamiento del telescopio espacial Hubble en 1990, y este gran observatorio ha sido el que más nos ha proporcionado acerca de este rincón lejanísimo del sistema solar. Ha hecho dos mapas de la superficie de Plutón, en 1994 y en los años 2002 y 2003, encontrando diferencias notables en el brillo superficial. Pero lo mejor ha sido el descubrimiento de cuatro satélites adicionales. Nix e Hydra localizados el 15 de mayo del 2005, Kerberos el 28 de junio del 2011 y Styx el 26 de junio del 2012. Estos descubrimientos han provocado el miedo en el equipo de la misión New Horizons de que pueda existir alguna nube de restos, una suerte de anillo rodeando el planeta. De momento se atienen al plan inicial, pero si de aquí a pocas semanas de la máxima aproximación se confirma su presencia es probable que haya que alterar la misión en cierta medida.

El sistema de Plutón orbita en torno al Sol en aproximadamente 248.09 años (que nadie espere cumplir años allí) en una órbita con un perihelio situado a 4.437 millones de km. (casi 30 unidades astronómicas) de Helios y un afelio de 7.311 millones de km. (casi 40 unidades astronómicas), en una órbita inclinada 17.1º con respecto a la eclíptica. Lo extraño de la órbita no es su excentricidad o su inclinación, sino que durante 20 años su órbita es más interior que la de Neptuno, y el último periodo en que esto sucedió ha sido recientemente, entre el 7 de febrero de 1979 al 11 de febrero de 1999, pero no hay que preocuparse. Como la inclinación orbital de ambos planetas es tan distinta, nunca colisionarán. Pero es más, Neptuno y Plutón tienen una resonancia orbital 3:2. Queda claro que para llegar allí no es fácil ni rápido.

Su diámetro aproximado es de 2306 km., aunque existe una incertidumbre de unos 20 km. arriba o abajo sobre las dimensiones exactas del planeta. Rota sobre sí mismo en 6.39 días, y como ya hemos comentado alguna vez, es el mismo tiempo que tarda Caronte, su mayor satélite, en rodearlo, y también es lo que tarda en dar una vuelta sobre sí mismo. Esto provoca que ambos cuerpos se ofrezcan siempre la misma cara el uno al otro. Lo más extraño es que todo el sistema orbita alrededor de un baricentro. Al igual que el sistema Tierra-Luna, todo su sistema rota alrededor de un punto imaginario en el centro de su esfera 
de influencia. Aquí apenas se nota porque el baricentro está dentro de la propia Tierra. Allí los seis cuerpos orbitan alrededor de ese baricentro de manera que Plutón parece que bambolea a medida que rota sobre su eje, inclinado 120º respecto a la vertical. Su densidad media, calculada gracias a la influencia gravitacional de Caronte, nos indica que existe una apreciable cantidad de hielo y una importante cantidad de roca, que podría ir de un 50-50 % en la distribución de material a un 70% de roca y un 30% de hielo, aunque estas son solo estimaciones brutas. A partir de esto se nos indica que el tamaño del núcleo de Plutón es aproximadamente un 70% del radio total del planeta.

La atmósfera de Plutón es extremadamente delgada, todavía más que la de Marte. Mientras la Tierra la presión media es de 1.000 milibares (un bar), la de Marte es de unos 6 milibares, y la de Titán, el satélite gigante de Saturno es de 1.600 milibares, se calcula que la de Plutón es de apenas 24 microbares cuando es más densa. Los estudios realizados desde Tierra indican la presencia de nitrógeno, metano y monóxido de carbono. La presencia del metano en su atmósfera provoca que la temperatura a 10 km. de altitud de su superficie la temperatura sea levemente más alta que en la propia superficie. Hay que decir que la atmósfera es el principal responsable de que sea difícil calcular el diámetro exacto del planeta, y se ha teorizado que podría existir algún tipo de neblina que cubriera la superficie a los ojos de cualquier vehículo espacial que desee explorarlo. Otra cosa acerca de la atmósfera es la que provocó toda esta prisa por lanzar una sonda espacial hacia allí: a medida que se va alejando del Sol, esta minúscula envuelta gaseosa se congela y queda atrapada en su superficie. Este proceso, teorizado de que empezara a ocurrir a partir del 2010, de momento no existe, es más, la presión atmosférica parece haberse incrementado, de manera que New Horizons sea capaz de examinarla al milímetro.

Tendrá que ser New Horizons quien tenga que decirnos (si el planeta contribuye) cómo es su superficie. La mejor resolución que tenemos es de varios cientos de km., por lo que es imposible distinguir formaciones geológicas. Todos los mapas muestran enormes variaciones de brillo, desde regiones oscuras directamente negras, a naranjas y rojas. En el espectro infrarrojo también hay enormes diferencias a medida que el planeta rota, por lo que es uno de los cuerpos celestes más variables que existen. Todo esto nos indica que Plutón debe tener de todo, aunque adivinar ese “de todo” será sin duda complicado hasta la llegada de New Horizons. Una cosa si sospechan los científicos: es muy probable que su superficie sea casi un calco que la que se encontró Voyager 2 en Tritón, la mayor luna de Neptuno. Eso sí, su temperatura es de -230º C. la espectroscopia realizada de Plutón nos revela un planeta cubierto en un 98% de nitrógeno helado, con trazas de metano, etano y monóxido de carbono, es decir, los mismos constituyentes de la atmósfera. En cuanto a la distribución, el hielo de metano parece concentrarse más en el hemisferio que ofrece a Caronte, mientras que en el hemisferio posterior la abundancia la tiene el nitrógeno y el monóxido de carbono.

Hasta la fecha, se han descubierto 5 satélites en torno a Plutón, aunque hay estudios que sugieren que podría haber más. Existe una fórmula que indica hasta qué punto máximo puede mantener un cuerpo celeste en su campo gravitatorio a otro, lo que se suele llamar la esfera Hill. En Neptuno hay alguna luna que se encuentra a un 40% de la distancia del radio de la esfera Hill, y se cree que en Plutón podría haber algo orbitando a una distancia del 53% (o 69%, en caso de orbitar de forma retrógrada) del planeta, o más lunas o un anillo. El caso es que los cinco satélites ocupan un 3% de este radio, lo que añade todo un nuevo potencial de descubrimiento, y de riesgos.

En orden de distancia, Caronte es el más cercano, y es el más grande. Lo insólito del caso, como ya comentamos en su día, es que el diámetro de Caronte es aproximadamente el de la mitad de Plutón, inaudito en todo el sistema solar. La siguiente mayor proporción entre un planeta y su mayor satélite es el sistema Tierra-Luna, en el que Selene tiene un 1/81 del tamaño de la Tierra. Su diámetro estimado es de 1.206 km. (más o menos 3 km.), y su distancia al baricentro des de unos 17.536 km., y a 19.571 km. del centro de Plutón. Orbita prácticamente en el ecuador de Plutón, y siempre ofrece su misma cara al planeta. Su densidad media es algo menor que la de Plutón, por lo que su contenido en hielo es mayor (55% roca, 45% hielo). Se sospecha que su interior está diferenciado (corteza, manto, núcleo) y su superficie, más oscura, ofrece una banda ecuatorial más brillante y unos polos más oscuros. En cuanto a la superficie, los estudios afirman que está compuesta en su mayoría por hielo de agua, y análisis más recientes afirman haber detectado hidratos de amoniaco y cristales de hielo de agua, por lo que se aventura a afirmar que Caronte podría ser geológicamente activo, en forma de criogéiseres. Ese estudio afirma que bajo la capa de hielo de agua existe en determinadas regiones depósitos de agua y amoniaco mezclados, que permanecen en estado líquido. Hasta donde sabemos, carece de atmósfera.

Los otros cuatro satélites son mucho más pequeños. Styx es el segundo en orden de distancia. Orbita alrededor del baricentro en unos 20 días a una distancia de aproximadamente 42.000 km. Se calcula su diámetro medio entre los 10 y los 25 km., y es probable que tenga forma irregular. Su superficie se afirma que está compuesta por hielo de agua. Nix es el tercero desde Plutón, y dista del baricentro unos 48.708 km., tardando en dar una vuelta en aproximadamente 24 días. Su diámetro estimado va de los 23 a los 68 km. (por lo que será posiblemente irregular)  y también se cree que está compuesto por hielo de agua. La cuarta en distancia es Kerberos, que dista del baricentro 59.000 km., y tarda en rodearlo en  32.1 días. Y por último, Hydra es el satélite conocido más lejano a Plutón, dista del baricentro 65.000 km., y da una vuelta completa en 38.2 días. Es un 25% más brillante que Nix, y su diámetro calculado va de entre los 30 y los 84 km. Lo más notable de todo es la interrelación entre Caronte y los otros cuatro satélites, ya que existe una casi resonancia entre ellos de 1:3:4:5:6. Lo que queda claro es que debido a su escaso tamaño, tendrá que ser New Horizons quien proporcione luz a cómo son estos satélites.

Hay otras propiedades del sistema de Plutón que son imposibles de investigar desde la Tierra, como por ejemplo si posee campo magnético, o cómo influye el viento solar en el entorno de estos seis cuerpos desconocidos, en la atmósfera de Plutón como en las superficies de los cinco satélites. La verdad es que si tuviéramos que hablar de lo que NO sabemos de Plutón y sus acompañantes, la entrada sería sin duda mucho mayor, y por suerte New Horizons está extraordinariamente equipada para responder a buena parte de estas preguntas, aunque seguramente provocará que formulemos muchas preguntas nuevas.

Antes de su despegue, veíamos a Plutón como un destino extremadamente distante, no en cuanto a distancia, si no en lo que tardaría en llegar, nueve años empleando la gravedad de Júpiter. Pero ahora solo estamos a un año, y que su cámara más potente ya sea capaz de distinguir separadamente a Plutón y Caronte es algo que nos llena de alegría y entusiasmo. Cuando sea despertada este mes de diciembre, New Horizons empezará a estudiar intensivamente el sistema plutoniano ya hasta pocos días después de su máxima aproximación. Aunque tardará todavía varios meses en entregarnos lo que recolecte por allá, si escribiéramos una entrada nueva siguiendo esta como patrón, será mucho mayor. Queda un año, lo dicho, así que no perdáis de vista esta misión.