火星気候探査機

火星気候探査機

火星探査機の想像図
名前	マーズ・サーベイヤー'98 探査機
ミッションタイプ	火星探査機
オペレーター	NASA /ジェット推進研究所
コスパーID	1998-073A
SATCAT番号	25571
Webサイト	科学.nasa.gov
ミッション期間	286日 ミッション失敗
宇宙船の特性
メーカー	ロッキード・マーティン
打ち上げ質量	638キログラム（1,407ポンド ）[1]
力	500ワット
ミッション開始
発売日	1998年12月11日 18:45:51  UTC ( 1998-12-11UTC18:45:51Z )
ロケット	デルタ II 7425 D-264
発射場	CCAFS SLC-17A
請負業者	ボーイング
ミッション終了
廃棄	破壊された
最後の連絡	1999年9月23日 09:06:00  UTC意図せず軌道離脱 ( 1999-09-23UTC09:07Z )
軌道パラメータ
参照システム	等心円
エポック	計画中
火星探査機98号ミッションのロゴ 火星探査計画 マーズ・サーベイヤー '98

マーズ・クライメート・オービター（旧称マーズ・サーベイヤー'98オービター）は、火星の気候、大気、表面の変化を調査し、マーズ・サーベイヤー'98プログラムの火星極地着陸機の通信中継役を務めるために、1998年12月11日にNASAによって打ち上げられたロボット宇宙探査機である。しかし、1999年9月23日、探査機が軌道投入された際に通信が永久に途絶えた。探査機は火星に近づきすぎる軌道で火星に遭遇し、大気圏で破壊されるか、火星付近から脱出して太陽の周りを回る軌道に入った。^{[2]調査の結果、この失敗は2つの測定システム、すなわちNASAの}SI単位系（メートル法）と宇宙船製造業者ロッキード・マーティンの米国慣用単位系の測定の不一致によるものとされた。^[3]

マーズ・オブザーバーの喪失と将来の国際宇宙ステーションに関連するコストの上昇の始まりの後、NASAは科学的な惑星間ミッションのために、より安価で小型の探査機を探し始めた。1994年、将来の小型宇宙船のガイドラインを定めるために、小型宇宙船技術委員会が設立された。委員会は、新しいシリーズの小型宇宙船は、高度に集中した計測機器を備え、1,000 kg  ( 2,200ポンド) 未満であるべきであると決定した。^[4] 1995年、新しいマーズ・サーベイヤー計画が、限定された目的、低コスト、頻繁な打ち上げを目的に設計された一連のミッションとして始まった。新しい計画の最初のミッションは、マーズ・グローバル・サーベイヤーで、1996年に打ち上げられ、マーズ・オブザーバー用の計測機器を使用して火星の地図を作成し、地質データを提供した。^[5]マーズ・グローバル・サーベイヤーに続いて、マーズ・クライメート・オービターが2つの計測機器を搭載し、

このミッションの主な科学的目的には以下が含まれる: ^[6]

• 火星の水の分布を決定する
• 毎日の天気と大気の状態を監視する
• 風やその他の大気の影響による火星表面の記録的な変化
• 大気の温度プロファイルを決定する
• 大気中の水蒸気と塵の含有量を監視する
• 過去の気候変動の証拠を探します。

火星探査機バスは、高さ2.1メートル（6フィート11インチ）、幅1.6メートル（5フィート3インチ）、奥行き2メートル（6フィート7インチ）でした。内部構造は主にグラファイト複合材/アルミニウムハニカムサポートで構成されており、これは多くの民間航空機に見られる設計です。科学機器、バッテリー、メインエンジンを除いて、宇宙船は最も重要なシステムに二重冗長性を備えていました。^{[6] [7]}宇宙船の重量は638キログラム（1,407ポンド）でした。^[1]

宇宙船は3軸安定化されており、8つのヒドラジン 一元推進剤スラスタを搭載していた。4つの22 N (4.9 lb _f )スラスタは軌道修正を実行し、4つの0.9 N (3.2 ozf )スラスタは姿勢を制御する。宇宙船の向きは、スタートラッカー、2つの太陽センサー、2つの慣性測定ユニットによって決定された。向きは、スラスタを点火するか、3つのリアクションホイールを使用して制御された。火星軌道投入操作を実行するために、宇宙船にはLEROS 1Bメインエンジンロケットも搭載されており、^[8]ヒドラジン燃料を四酸化窒素(NTO) 酸化剤で燃焼させることで640 N (140 lb _f )の推力を提供した。^{[6] [7]}

宇宙船には、 Xバンドを介して深宇宙ネットワークとデータを送受信するための1.3メートル（4フィート3インチ）の高利得アンテナが搭載されていました。カッシーニ-ホイヘンスミッション用に設計された無線トランスポンダーは、コスト削減策として使用されました。また、 1999年12月3日に予定されている着陸時に火星極地着陸船との通信を中継するための双方向UHF無線周波数システムも搭載されていました。 ^{[6] [7] [9]}

この宇宙探査機は3枚の太陽電池パネルで駆動され、火星で平均500W（0.67馬力）の電力を供給した。展開時の太陽電池パネルの長さは5.5メートル（18フィート1インチ）であった。電力は12セル、16アンペア時のニッケル水素電池に蓄えられた。電池は太陽電池パネルが日光を浴びると再充電され、火星の影に入る際に宇宙船に電力を供給することになっていた。火星周回軌道に入ると、太陽電池パネルはエアロブレーキ操作に使用され、円軌道に達するまで宇宙船を減速させる。設計は主に、小型宇宙船技術イニシアチブの「小型宇宙船技術」という書籍に概説されているガイドラインから採用された。^{[6] [7] [4]}

これまでの宇宙船のコンピュータの実装を簡素化する取り組みの一環として、マーズ・クライメート・オービターは、5、10、または20MHzで動作可能なPOWER1 ISAを搭載したIBM RAD6000プロセッサを搭載した単一のコンピュータを搭載していました。データストレージは、 128MBのランダムアクセスメモリ（RAM）と18MBのフラッシュメモリで維持されることになっていました。フラッシュメモリは、飛行システムソフトウェアの3重コピーを含む、非常に重要なデータに使用されることを目的としていました。^[6]

圧力変調赤外線放射計 (PMIRR)

圧力変調赤外線放射計（PMIRR）は、狭帯域放射チャネルと2つの圧力変調セルを使用して、熱赤外線での大気と地表の放射を測定し、可視チャネルを使用して、経度と季節を変えながら大気中と地表の塵粒子と凝縮物を測定します。^{[10]主任研究者は、JPL/CALTECHのダニエル・マクリースでした。同様の目的は、後に火星探査機}マーズ・リコネッサンス・オービターに搭載された火星気候サウンダーによって達成されました。その目的：^[11]

• 地表から高度 80 km までの大気の 3 次元および時間とともに変化する熱構造をマップします。
• 大気中の塵の負荷とその地球規模、垂直方向、時間的な変動をマップします。
• 少なくとも高度 35 km までの大気中の水蒸気の垂直分布の季節的および空間的変動をマッピングします。
• 大気の凝縮物を区別し、その空間的および時間的な変化をマップします。
• 季節的および空間的な気圧の変動をマップします。
• 極域の放射バランスを監視します。

火星カラーイメージャー(MARCI)

火星カラーイメージャー（MARCI）は、火星の表面と大気の写真を撮るために設計された2台のカメラ（中角/広角）画像システムです。適切な条件下では、最大1キロメートル（3,300フィート ）の解像度が可能です。^{[12] [13]このプロジェクトの主任研究者は}マリンスペースサイエンスシステムズのマイケルマリンであり、プロジェクトはマーズリコネッサンスオービターに再統合されました。

その目的: ^[12]

• 火星の大気のプロセスを地球規模で総観的に観測します。
• 空間と時間の両方において、さまざまなスケールで大気と地表の相互作用の詳細を研究します。
• 時間の経過とともに変化する火星の気候の特徴を示す表面の特徴を調べます。

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  火星探査機の図
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  組み立て中の火星探査機
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  火星探査機、音響テスト中
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  1998 年 11 月、回転テストを待つ火星探査機

火星探査機は、1998年12月11日18時45分51秒（UTC）にNASAによってフロリダ州ケープカナベラル航空基地のスペース・ローンチ・コンプレックス17AからデルタII 7425ロケットで打ち上げられた。完全燃焼シーケンスは42分間続き、探査機はホーマン遷移軌道に投入され、9.5か月、6億6900万km（4億1600万マイル）の軌道に乗せられた。^{[6] [9]打ち上げ時の}火星探査機の重量は、推進剤を含めて638kg（1,407ポンド）であった。  [ ¹ ]

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  火星探査機デルタ II ロケットの分解図
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  NASA によるデルタ II 7425 ロケットによる火星気候探査機の打ち上げ
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  火星探査機の惑星間軌道
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  火星探査機を火星周回軌道に乗せるためのエアロブレーキング手順

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  1999 年 9 月 7 日に撮影されたこの火星の画像は、オービターによって取得された唯一の画像です。
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  オービターの予定軌道と実際の軌道を比較した図

マーズ・クライメート・オービターは、1999年9月23日9:00:46 UTCに予定通りの軌道投入操作を開始した。 マーズ・クライメート・オービターは、予定より49秒早い9:04:52 UTCに火星の背後を通過した際に無線通信が途絶え、通信は復旧しなかった。人為的ミスから生じた複雑な問題により、探査機は予想よりも低い高度で火星に遭遇し、大気圏で破壊されるか、火星の大気圏を離れた後に太陽中心空間に再突入した。^[2] マーズ・リコネッサンス・オービターは、その後このミッションの目的のほとんどを達成した。

1999 年 11 月 10 日、火星探査機事故調査委員会は、探査機の紛失に伴って発生したと疑われる問題を詳述したフェーズ I 報告書を発表しました。

以前、1999 年 9 月 8 日に軌道修正操作 4 (TCM-4) が計算され、1999 年 9 月 15 日に実行されました。これは、1999 年 9 月 23 日に高度 226 km (140 マイル) で宇宙船を火星の周囲に運ぶ軌道投入操作に最適な位置に宇宙船を配置することを目的としていました。

しかし、TCM-4 から軌道投入操作までの 1 週間の間に、ナビゲーション チームは、投入高度が計画よりはるかに低く、約 150 ～ 170 km (93 ～ 106 マイル) になる可能性があると報告しました。軌道投入の 24 時間前に、計算では探査機の高度は 110 km (68 マイル) でした。この操作中に火星探査機が耐えられると考えられる最低高度は 80 km (50 マイル) でした。

投入中、探査機は火星の上層大気をすり抜け、数週間かけて徐々に空気ブレーキをかける予定だったが、失敗後の計算では、探査機の軌道は火星表面から57km（35マイル）以内に到達することがわかった。この高度では、探査機は予想よりも密度の高い大気から激しく跳ね上がり、^[要出典]、大気圏で破壊されるか、太陽中心の空間に再び突入した可能性が高い。^[2]

この食い違いの主な原因は、ロッキード・マーティンが提供した地上ソフトウェアの1つが、同社のソフトウェア・インターフェース仕様（SIS）に反して米国慣用単位で結果を生成したのに対し、NASAが提供した2つ目のシステムは、 SISに従って、その結果がSI単位系であると想定していたことであった。具体的には、スラスタの点火によって生じる総インパルスを計算するソフトウェアは、結果をポンド力秒で生成した。その後、軌道計算ソフトウェアは、これらの結果（ニュートン秒（4.45倍の誤差）であると想定されていた） ^[2]を使用して、宇宙船の予測位置を更新した。^[2]

それでもNASAは、ミッションの失敗についてロッキード社に責任を負わせてはいない。むしろNASAの複数の関係者は、不一致を捉えるための適切なチェックやテストを行わなかったNASA自体に責任があると述べた。^[14]

計算された位置と測定された位置の不一致は、結果として望ましい軌道投入高度と実際の軌道投入高度の不一致を招いており、少なくとも2人のナビゲーターによって以前に気付いていたが、彼らの懸念は「懸念事項を文書化するためのフォームへの記入に関する規則に従わなかった」という理由で却下された。軌道ソフトウェアエンジニア、軌道ソフトウェアオペレーター（ナビゲーター）、推進エンジニア、およびマネージャーの会議が招集され、予定されていた軌道修正操作5の実行可能性が検討された。会議の出席者は、TCM-5を実施する合意があったことを思い出すが、最終的には実行されなかった。^[14]

NASAによれば、このミッションの費用は、探査機と着陸機を合わせて3億2,760万ドル（2023年には5億7,141万ドル）^{[ 15]}で、内訳は宇宙船開発に1億9,310万ドル（2023年には3億3,681万ドル）[15]、打ち上げに9,170万ドル（2023年には1億5,995万ドル）^[15] 、ミッション運用に4,280万ドル（2023年には7,465万ドル）^[15]となっている。^[7]

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ウィキメディア・コモンズには、火星探査機に関連するメディアがあります。

• マーズ・サーベイヤー '98 打ち上げプレスキット 2020 年 4 月 30 日アーカイブ、Wayback Machineより
• 火星気候探査機の火星到着プレスキット
• NASA太陽系探査による火星気候探査機ミッションのプロフィール
• NASA 宇宙科学データ統合アーカイブ
• 火星探査機事故調査委員会第 1 フェーズ報告書 - 1999 年 11 月 10 日