MUSES-A/Hiten — Hagoromo

È stata la prima sonda che ha completato molteplici swing-by lunari; inoltre ha orbitato ed infine impattato sulla Luna nella stessa missione. Con questa navicella il Giappone è stata la terza nazione ad aver "toccato" la Luna.

LA MISSIONE

Con questa sonda, l'ISAS (la principale agenzia spaziale giapponese) riportò un veicolo spaziale verso l'unico nostro satellite naturale 14 anni dopo l'ultima missione — Luna-24. Gli obiettivi primari di MUSES-A [MU rocket Space Engineering Satellite A, ‘‘Primo Satellite Tecnologico lanciato da un vettore Spaziale Mu’’] erano:

1. dimostrare la fattibilità dell'uso di orbite di trasferimento WSB [Weak Stability Boundary, ‘‘al Confine Debole della Stabilità’’] che sfruttavano le perturbazioni dovute alla gravità del Sole, per modificare i parametri orbitali senza consumare gravità;

2. testare il controllo della traiettoria eseguito con la spinta gravitazionale fornita in molteplici transiti lunari;

3. inserire un sotto-satellite in orbita lunare;

4. rilevare e misurare la massa e la velocità delle micrometeoriti;

5. condurre esperimenti di navigazione ottica;

6. provare la tecnica del "frenamento aerodinamico".

SONDA "MADRE"

Un'immagine di Hiten, dove sulla sua faccia superiore si trova il sottosatellite Hagoromo

La sonda "madre" aveva una struttura cilindrica (altezza: 79 cm; diametro: 140 cm). Le celle solari poste sulla superficie laterale garantivano 110 W che potevano essere immagazzinati in una piccola batteria di bordo. Il sistema di controllo dell'assetto e dell'orbita AOCD [Attitude and Orbit Control System] era composto da un RCS [Reaction Control System, ‘‘Sistema di Controllo a Reazione’’], due sensori solari "dedicati" SAS [Sun Aspect Sensor], uno scanner stellare SSC [Star SCanner], tre accelerometri, un ammortizzatore di navigazione ed altri sistemi elettronici. L'RCS in particolare era alimentato con idrazina che veniva "sparata" da dodici ugelli, otto da 23 e quattro da 3 [newton]. Il sottosistema di navigazione ottica era costituito da due rilevatori d'immagini CCD; con questi si poteva rilevare la Luna ed esaminare le stelle più luminose. Due calorimetri avrebbero misurato il flusso di calore durante l'esperimento di aero-frenamento terrestre.

La stabilizzazione nello spazio era mantenuta con la rotazione sul proprio asse ad una velocità di 10-12 giri/minuto. Le telecomunicazioni usavano una MGA sulle S/X-band, invece due LGA (una posta nella faccia inferiore una in quella superiore) funzionavano solo sull'S-band. I trasmettitori erano due, uno per l'S-band (downlink: 2259,91 MHz) ed uno nell'X-band. Ogni trasmettitore poteva amplificare il segnale in uscita a due diversi livelli di potenza. Invece per la ricezione venivano usati (però solo nell'S-band) due ricevitori: uno connesso alle LGA e l'altro all'MGA. La velocità con qui venivano trasmessi i comandi da Terra (uplink) era di 1 kbps. La navicella pesava (compresi i 42 kg d'idrazina ed il microsatellite) solo 197,4 kg. 

Il computer di bordo si componeva di tre processori indipendenti per una quantità totale di memoria pari a 2 Mb (256 kB) di ROM e 512 kb (64 kB) di RAM. In particolare, l'elaboratore dedicato al controllo dell'assetto disponeva di una RAM da 64 kB ed una ROM da 32 kB; la sua capacità di calcolo era di 25 MIPS. Le sue dimensioni erano di 220 x 200 x 100 mm, il peso si attestava sui 2,5 kg ed infine aveva un consumo elettrico di 7 W.

Anche se a bordo c'erano vari esperimenti tecnologici, l'unico vero strumento scientifico era il contatore di polveri MDC (Munich Dust Counter). Lo strumento —  realizzato per l'appunto dall'Università di Monaco di Baviera — era stato progettato per determinare massa e velocità delle particelle di polvere cosmica impattanti sul placca "bersaglio" (target ) in oro. Il dispositivo pesante 605 grammi aveva un consumo energetico pari ad 1,8 W. L'area "utile" del sensore misurava 10 x 10 cm, invece il campo "visivo" era ampio 148°. Lo strumento era incastonato nel sottostrato del pannello solare dentro un'apertura di 12 x 12 cm. Il contatore essendo montato nel perimetro della struttura poteva scansionare l'intero piano dell'eclittica in una rotazione della navicella (in circa 3 secondi. Infatti l'asse di rotazione del veicolo spaziale era sempre perpendicolare al piano eclittico. Infine lo strumento poteva determinare microparticelle aventi: una velocità compresa fra 1,8 e 70 [km/s] ed una massa compresa fra 10 alla -7 e 10 alla -17 [grammi].

MICROSATELLITE LUNARE: HAGOROMO

Fissato nella faccia superiore della "sonda madre" c'era il microsatellite Hagoromo (manto di piume in giapponese cioè il nome del velo indossato dall'angelo Hiten). Questo oggetto spaziale (diametro: 40 cm; altezza: 37 cm; peso: 12,2 kg) aveva la forma di un poliedro di 26 facce. Di queste, sedici erano ricoperte con 1000 "fogli" di celle solari capaci di produrre 10 W di potenza elettrica. Per effettuare l'inserimento in orbita lunare c'era a bordo un piccolo retro-razzo al propellente solido pesante appena 4 kg. Per trasmettere solo dati diagnostici/ingegneristici venivano usati: un transponder nell'S-band ed un'antenna omnidirezionale (posta alla "sommità" del microsatellite). A bordo non era presente nessun strumento scientifico.

- Missione primaria: 24.01.1990 / 30.03.1991 -

24.01.1990, 11:46 - Lancio MUSES-A

La navicella fu lanciata alle 11:46:00 del 24 Gennaio 1990 dal centro spaziale di Kagoshima. Il vettore usato fu il quinto razzo della serie Mu-3SII. Dopo pochi minuti di volo si comprese che il terzo e quarto stadio avevano fornito una variazione di velocità inferiore di 50 m/s rispetto a quello prevista (7250 m/s). Conseguentemente la sonda si pose in un'orbita "non nominale": 262,49 x 286.182,72 km; 6,66 giorni; 30,63°. L'apogeo previsto doveva essere almeno 476.000 km, così si resero necessarie undici manovre propulsive. A causa di questo imprevisto, oltre ad un notevole consumo di propellente, il primo sorvolo lunare sarebbe avvenuto al sesto apogeo invece che al quinto (9 Marzo). Come tradizione, la sonda fu ribattezzata qualche ora dopo il lancio: Hiten (nome di un angelo che suona nel Paradiso buddista)

Dopo dieci ore, quindi verso le 22, Hiten si trovava già a 115.000 km dalla Terra; da quella distanza fu compiuta la prima TCM [Trajectory Corretion Manouver, ‘‘Manovra di Correzione della Traiettoria’’]. La variazione di velocità [∆v] apportata fu di 5,2 m/s ed aumentò l'apogeo da 290.000 a 293.000 km. Questi venne raggiunto alle 19:10 del 27 Gennaio. L'unico strumento scientifico di bordo, l'MDC, iniziò le sue operazioni il 30 Gennaio. Le TCM più importanti furono: la seconda (02:00 del 31 Gennaio · ∆v = 46,6 m/s · apogeo da 293.000 a 355.000 km); la quarta (02:00 del 9 Febbraio · ∆v = 29,2 m/s · apogeo da 357.000 a 401.000 km) e la settima (22:00 del 28 Febbraio · ∆v = 62,1 m/s · apogeo da 409.000 a 405.000 km). Il 21 Febbraio si guastò il trasmettitore di Hagoromo e così fu impossibile il downlink. Il 2 Marzo l'MDC registrò il primo "impatto".

L'ultima TCM (21:00 del 12 Marzo · ∆v = 2,2 m/s) aggiustò l'orbita: 4893 x 435.037 km · 12,40 giorni [periodo] · 29,66° [inclinazione rispetto all'Equatore]. La variazione di velocità totale, apportata nell'undici manovre propulsive, fu di 200,5 m/s.  I responsabili della missione stimarono in 20 kg d'idrazina il consumo equivalente di propellente.

- 19 Marzo -

 | Primo swing-by e sganciamento microsatellite lunare |

Alle 19:37 Hagaromo fu liberato dalla sonda "madre"; alle 20:04:03 il suo piccolo propulsore di bordo s'accese. Dato che il microsatellite non poteva più trasmettere, la conferma sull'accensione del propulsore poté essere solo visiva. Questo avvenne grazie ad una camera Schmidt da 105 cm dell'osservatore giapponese di Kiso. Naturalmente non fu possibile costatare se Hagaromo si fosse inserito nell'orbita lunare prevista (7400 x 20.000 km). Riguardo la sorte successiva del piccolo satellite non c'è alcuna certezza. Alle 20:04:09 Hiten transitò a 16.472,4 km dalla superficie selenica. L'errore in termini di distanza e tempo fu veramente minimo: 2,2 km e meno di un secondo! Come conseguenza di questa "fionda gravitazionale", l'orbita della sonda variò enormemente: 86.889 x 767.664 km · 23,82 giorni · 27,63°.

 UN'ORBITA DI TRASFERIMENTO ALTERNATIVA

La quantità di propellente residuo — equivalente ad un ∆v di 250 m/s — era insufficiente sia per compiere l'aerobraking che il successivo inserimento in orbita selenocentrica. Comunque eseguendo un trasferimento alla Hohmann si poteva sia risparmiare propellente che intersecare l'orbita lunare. Ma il ∆v non era sufficiente nemmeno all'inserimento in un'orbita Hohmann... Così i controllori di volo pensarono di sfruttare una traiettoria di fuga dal sistema Terra-Luna per poi far catturare Hiten dal campo gravitazionale lunare. Nell'ultima settimana di Maggio iniziò il "progetto" di questo inconsueto iter. Dopo oltre cento tentativi al simulatore computerizzato venne trovata la traiettoria giusta che richiedeva appena un ∆v di 30 m/s. L'opportuna sequenza di comandi venne trasmessa alla sonda ad inizio Giugno. Purtroppo l'esecuzione della manovra propulsiva non fu perfetta e venne consumata una quantità di propellente pari ad un ∆v di 100 m/s!

Il 10 Luglio ci fu il secondo swing-by (S2): la sonda passò 76.050 km davanti la Luna. Il 15 Luglio l'orbita di Hiten si attestò su questi parametri [km]: 28.000 (perigeo) x 560.000 (apogeo) e 19 giorni di periodo. Il terzo, il quarto e quinto "aggiramento" lunare avvennero rispettivamente: il 4 Agosto, il 7 Settembre e alle 03:01 del 2 Ottobre (da 20.662 km). Con questo ultimo swing-by, l'apogeo orbitale aumentò ancora; il tredicesimo apogeo del 16 Novembre raggiunse gli 1,35 milioni di km. Così la navicella fu in grado di visitare per i successivi tre mesi la coda della magnetosfera terrestre. Inoltre Hiten poté condurre un esperimento in preparazione della missione Geotail, in partenza per il 1992.

- 1991 -

Il 3 e 27 Gennaio Hiten eseguì rispettivamente il suo sesto e settimo transito lunare (S6 e S7). Al 30 Gennaio, primo anno d'attività del MDC, erano stati valutati 203 "eventi". Il 27 Febbraio fu attuata una manovra propulsiva da0,379 m/s. Con l'ottavo swing-by lunare del 3 Marzo (da una distanza di 13.285 km), il periodo orbitale passò da 21 a 12 giorni; inoltre il perigeo si ridusse a quota 2500 km e l'apogeo si fissò sui 431.000 km. Il 12 Marzo, poco prima del sedicesimo apogeo A16 (431.000 km), venne eseguita una TCM da 2,997 m/s. In questo modo la sonda sarebbe transitata ad un perigeo di 125 km il successivo 19 Marzo.

Uno schema mostrante la missione primaria di Hiten

| Aerobraking |

L'altro obiettivo della missione era il "frenamento aerodinamico" (aerobraking per l'appunto). Questa tecnica prevedeva di far passare il veicolo spaziale fra gli strati più alti dell'atmosfera a velocità elevate tipo 10 km/s, circa 36.000 km/h. In questo modo i parametri orbitali si sarebbero modificati per la sola azione aerodinamica permettendo così di non consumare propellente.

La prima fase di frenamento (AB#1, AeroBrake 1) iniziò alle 12 del 18 Marzo. L'asse di rotazione fu posizionato parallelamente alla direzione di volo ed al punto di perigeo. Alle 00:12 del 19 Marzo vennero eseguite delle manovre di aggiustamento dell'assetto. Le misurazioni da parte dei tre accelerometri iniziarono alle 00:36. Hiten transitò 125,5 km sopra il Pacifico alle 00:43. La velocità di transito era di ben 11 km/s (solo 80 m/s meno della velocità di fuga). Come previsto gli strati della termosfera rallentarono la velocità della sonda di 1,712 m/s. Con la prima fase di frenamento il sedicesimo apogeo A16 si ridusse di ben 8665 km! Alle 00:48 i tre accelerometri terminarono le loro misurazioni. L'assetto venne poi aggiustato con due manovre, alle 01:18 e alle 12:00.

Per la prima volta, un oggetto artificiale — transitante quasi alla velocità di fuga terrestre — dimostrò di aver modificato la propria orbita usando il frenamento aerodinamico. Inoltre si poterono ottenere preziose informazioni sulla decelerazione e il flusso di calore indotti dall'attrito con l'atmosfera terrestre.

Il 23 Marzo, poco prima di raggiungere A16, venne attuata una manovra propulsiva da 3,576 m/s. In questo modo si poteva eseguire la seconda fase di frenamento aerodinamico (AB#2, AeroBrake 2). Così alle 11:36 del 30 Marzo la navicella transitando a 120,2 km d'altitudine riuscì a rallentare la sua velocità di 2,779 m/s. L'aerobraking verrà poi utilizzato con successo nelle missioni planetarie Magellan e Mars Global Surveyor. Sempre il 30 Marzo terminò la missione primaria; la sonda era sempre operativa e nei serbatoi rimanevano circa 10,5 kg d'idrazina.

 - Missione estesa: 31.03.1991 / 15.02.1992 -

I punti di Lagrange nel sistema Terra-Luna

Grazie all'interessamento del JPL, si pensò di dirigere il veicolo spaziale verso i punti di librazione stabile L4 e L5 del sistema Terra-Luna. I punti L4 e L5 rispettivamente precedono e seguono di 60° la Luna nella sua orbita; lì un corpo di massa trascurabile può stare in "equilibrio" rispetto alla Terra e la Luna. Scoperti in via del tutto teorica dal matematico francese Lagrange nel 1772, questi "punti" sarebbero stati visitati per la prima volta.

Secondo certi studi effettuati negli anni Cinquanta e Sessanta in quei punti potevano esserci degli assembramenti di polveri e particelle, insomma dei microsatelliti naturali della Terra. Considerando che l'unico strumento scientifico a bordo di Hiten era un contatore di polveri, questa parte della missione aveva un rilevante interesse scientifico. Il nono sorvolo della Luna (S9 del 26 Aprile) fece crescere l'apogeo da 405.700 a 1.543.254 km, poi raggiunti il 28 Giugno. Il decimo ed ultimo avvicinamento lunare (2 Ottobre) mise la sonda in un'orbita ad anello che gli fece poi "visitare" il punto L4.

(9)

La traiettoria della sonda fra il 26.04.1991 e il 15.02.1992

La traiettoria della sonda fra il 25.09.1991 e il 15.02.1992

- 1992 -

Alla fine di Gennaio la navicella si trovò a transitare presso il punto L5. Però i risultati scientifici ottenuti dal MDC furono inconcludenti: non venne registrato un aumento nei conteggi. Ma bisogna ricordare che la sonda era sempre transitata ad almeno un centinaio di migliaia di km dai punti L4 e L5. Per la cronaca, dal 30.01.1991 al 30.01.1992 (fine dell'attività operativa) lo strumento MDC rilevò 145 "eventi".

- 15 Febbraio -

 | Inserimento in orbita lunare |

Dopo una manovra da 81,8 m/s (294,5 km/h) della durata di 10 minuti, alle 13:27 Hiten fu "catturata" dalla gravità lunare. Poco dopo, alle 13:33:46.41 ± 2 secondi, la navicella passò a 422 km dai 35,3° nord e 9,7° est. La prima orbita lunare aveva questi parametri: 551,67 km x 49.013,93 km; 4,53 giorni [periodo]; 38,9° [inclinazione rispetto all'equatore lunare]. In ogni caso le "perturbazioni" gravitazionali avrebbero abbassato sia il perilunio che l'apolunio.

- 1993 -

L'ISAS aveva deciso di far cadere Hiten sulla faccia "oscura" il 28 Marzo; però si voleva anche riprendere qualche immagine dell'impatto. Così l'ente spaziale nipponico decise che la piccola sonda si sarebbe schiantata sulla faccia "visibile". Il 30 Marzo con l'utilizzo dell'ultimo residuo d'idrazina fu attuata la fase finale della missione. Dopo quasi 14 mesi in orbita, alle 18:03:25.7 del 10 Aprile, Hiten si schiantò alla velocità di circa 9012 km/h vicino al cratere Furnerius (coordinate lunari: 55,3° est e 34,0° sud).

Lo schema della possibile zona d'impatto

10.04.1993, 18:03  - La nube causata dall'impatto di Hiten con la superficie lunare alle coordinate 55,3° est e 34,0° sud)

Tre telescopi terrestri si prepararono ad osservare l'impatto; però quello in Irkutsk lamentò delle difficoltà tecniche che lo resero non operativo. Anche per il secondo telescopio in Indonesia ci furono problemi meteo insormontabili: pioveva... Restava solo l'osservatorio Anglo-australiano di Sidney. Usando il suo telescopio infrarosso da 3,6 metri fu possibile fotografare la nuvola incandescente dal diametro di 5 km che si sollevò nell'impatto. Lo schianto avvenne circa 10 km oltre il "terminatore", la linea che separa la luce dal buio.

x FOTO, SCHEMI, IMMAGINE:

- foto (1): LINK;

- schema (2): LINK, vedi nota 1;

- foto (3): LINK;

- schema (4): LINK;

- foto (5): LINK;

- schema (6): LINK, vedi nota 1;

- schema (7): LINK, vedi nota 1;

- schema (8): LINK;

- schema (*): vedi nota 2;

- immagine (9): Jet Propulsion Laboratory Technical Report 1993-0294 (“Orbit determination of HITEN for Insertion into Lunar Orbit”), pag. 5 - LINK;

- schema (10): LINK, vedi nota 1;

- foto (11): LINK, vedi nota 1.

Nota 1: per rendere lo schema/foto più comprensibile ho dovuto ritagliarlo dall'elemento originale.

Nota 2: non è stato possibile trovare al momento il riferimento/la fonte/l'url per questo elemento grafico. Conseguentemente le linee di condotta nell'"uso" di questo oggetto, saranno quelle che ci sono nella pagina 'astronautica'.

x il TESTO:

• National Space Science Data Center, 1990-007A (Hiten);

• National Space Science Data Center, 1990-007B (Hagoromo);

• Space.40, 1990-007A [nota: testo è in ceco];

• Space.40, 1990-007B;

• ISAS, (“Missions”) - LINK;

• Paolo Ulivi (“L'ESPLORAZIONE DELLA LUNA”, 28.12.2002), pagg. 227-230;

• The impact oh the Hiten satellite on the Moon, LINK;

• Royal Aircraft Establishment table of satellites , 1990 - LINK [file .DOC];

• Deep Space Chronicle, 1990 - LINK [file .pdf];

• Sven's space place (“Space Frequency Listing, 2250-2300 MHz, Downlink”) - LINK;

• Encyclopedia Astronautica, LINK;

• Nasa Astrophysics Data System, LINK;

• Jet Propulsion Laboratory Technical Report 1993-0294 (“Orbit determination of HITEN for Insertion into Lunar Orbit”), LINK [file pdf · 222 kb · 6 pagine];

• Spacefaring Japan, LINK;

• Istitute of Astronautics, TUM - LINK.