마스 폴라 랜더

3. 탐사선 설계

착륙선은 헬륨으로 가압된 2개의 하이드라진 탱크와 함께 발사되었으며, 64kg의 추진제를 담고 있었다. 각 구형 탱크는 착륙선의 하단에 위치해 있었으며 순항 및 하강 단계에서 추진제를 공급했다.

3. 1. 자세 제어 및 추진

3. 2. 통신

4. 과학 장비

화성 강하 이미저(MARDI)는 탐사선 바닥에 장착된 카메라로, 우주선이 표면에 착륙할 때 30장의 이미지를 촬영하도록 설계되었다. 획득된 이미지는 착륙 지역의 지리 및 지질 정보를 제공하는 데 사용될 예정이었다.

표면 입체 이미저(SSI)는 1미터 높이의 마스트에 장착된 입체 파노라마 카메라로, 전하 결합 소자(CCD) 한 쌍을 사용한다. 로봇 팔이 관심 지역을 결정하는 데 열 및 진화 가스 분석기를 지원할 예정이었다. 또한, 좁은 대역의 태양 이미지를 사용하여 대기 먼지의 기둥 밀도, 에어로졸의 광학적 깊이, 물 증기의 경사 기둥 함량을 추정하는 데 사용될 예정이었다.

빛 감지 및 거리 측정(LIDAR)은 레이저 음향 기기로, 탐사선 상공 3km까지 대기의 에어로졸을 감지하고 특성을 분석하도록 설계되었다. 포함된 레이저 다이오드를 사용하는 ''활성 모드''와 센서의 광원으로 태양을 사용하는 ''음향'' 모드, 두 가지 모드로 작동했다. 활성 모드에서 레이저 음향 기는 0.88마이크로미터 파장의 100나노초 펄스를 대기 중으로 방출한 다음 에어로졸에 의해 산란된 빛을 감지하는 데 걸리는 시간을 기록했다. 빛이 돌아오는 데 필요한 시간은 해당 지역의 얼음, 먼지 및 기타 에어로졸의 양을 결정하는 데 사용될 수 있었다. 음향 모드에서 이 장비는 태양에 의해 비춰진 하늘의 밝기를 측정하고 빛이 센서로 통과하면서 산란되는 것을 기록한다.

로봇 팔(RA)은 탐사선 전면에 위치한 1미터 길이의 알루미늄 튜브로, 팔꿈치 관절과 끝에 부착된 조인트 스쿱이 달려 있었다. 스쿱은 탐사선 바로 근처의 토양을 파는 데 사용될 예정이었다. 로봇 팔 카메라로 스쿱 내 토양을 분석하거나 열 및 진화 가스 분석기로 옮길 수 있었다.

로봇 팔 카메라(RAC)는 로봇 팔에 위치한 전하 결합 카메라로, 토양 샘플 분석을 위해 두 개의 빨간색, 두 개의 녹색, 네 개의 파란색 램프를 포함했다.

기상 패키지(MET)에는 날씨 패턴을 감지하고 기록하는 여러 장비가 포함되었다. 바람, 온도, 압력 및 습도 센서는 로봇 팔과 두 개의 배치 가능한 마스트에 위치했다. 탐사선 상단에 위치한 1.2미터 ''주요 마스트''와 지면 가까이에서 측정을 얻기 위해 아래로 배치되는 0.9미터 보조 ''하위 마스트''가 있었다.

열 및 진화 가스 분석기(TEGA)는 로봇 팔에 의해 수집되고 운반된 표면 및 지하 토양 샘플에서 물, 물 얼음, 흡착된 이산화탄소, 산소 및 휘발성 물질 함유 광물의 양을 측정하도록 설계되었다. 8개의 오븐 중 하나의 내부에 있는 격자 위에 놓인 물질은 1,000°C에서 가열 및 증발될 예정이었다. 진화 가스 분석기는 분광기와 전기 화학 전지를 사용하여 측정을 기록할 예정이었다. 보정을 위해 이 과정에서 비어 있는 오븐도 차등 주사 열량계를 위해 가열될 예정이었다. 각 오븐을 가열하는 데 필요한 에너지의 차이는 물 얼음 및 물 또는 이산화탄소를 포함하는 기타 광물의 농도를 나타낸다.

화성 마이크는 다른 행성에서 소리를 기록하는 최초의 장비가 될 예정이었다. 보청기에 주로 사용되는 마이크로 구성된 이 장비는 먼지 날리는 소리, 방전 현상, 작동하는 우주선의 소리를 2.6초 또는 10.6초, 12비트 샘플로 기록할 것으로 예상되었다. 이 마이크는 음성 인식 장치에 일반적으로 사용되는 Sensory, Inc. RSC-164 집적 회로를 포함하여 시판 부품을 사용하여 제작되었다.

5. 딥 스페이스 2호

딥 스페이스 2는 뉴 밀레니엄 프로그램의 자금 지원을 받아 개발되었으며, 개발 비용은 2800만달러였다. "Deep Space 2 A 및 B"로 알려진 두 개의 작고 동일한 충돌체 탐사선은 화성 표면에 충돌하여 화성 토양을 관통하고 지하 1미터 깊이까지의 조성을 연구할 예정이었다. 그러나 화성 대기 진입 후 탐사선과의 통신 시도가 실패했다.

6. 계획 추이 및 착륙 시도

1999년 1월 3일 20시 21분 (UTC), 델타 II 7425 로켓으로 발사된 마스 폴라 랜더는 1999년 12월 3일 화성에 도착하여 딥 스페이스 2호를 분리했다. 같은 날 20시 00분 (UTC)에 마지막 교신이 이루어졌다. 마스 글로벌 서베이어를 통한 수색이 1999년 12월 16일에 시작되었으나 2000년 1월 17일 중단되었고, 2000년 3월 28일 조사 결과가 발표되었다.

1999년 12월 3일, ''화성 극지 착륙선''은 화성에 도착했고, 미션 운영자들은 착륙 준비를 시작했다. UTC 기준 14시 39분 00초에 순항 단계가 분리되었고, 이는 우주선이 표면에 닿을 때까지 지속될 예정된 통신 두절을 시작했다. 대기 진입 6분 전, 프로그램된 80초간의 추진기 점화는 우주선을 적절한 진입 방향으로 회전시켰고, 방열판이 배치되었다.

초당 6.9km 속도로 이동하던 진입 캡슐은 UTC 기준 20:10:00에 화성 대기에 진입했고, 플라눔 오스트랄레 부근에 착륙할 예정이었다. 착륙 후 UTC 기준 20:39:00에 통신 재개가 예상되었으나 실패했고, 착륙선은 손실된 것으로 선언되었다.

2008년 5월 25일, 피닉스 착륙선이 화성에 도착하여 ''화성 극지 착륙선''의 목표 대부분을 완료했다.

6. 1. 발사 및 궤도

7. 탐사선 상실 및 실패 원인

1999년 12월 3일 14시 39분 00초(UTC)에 마스 폴라 랜더에서 마지막 원격 측정 신호가 전송된 후 통신이 두절되었다. 통신 두절 원인은 불명확하지만, 실패 검토 위원회는 소프트웨어 오류를 가장 유력한 원인으로 지목했다.

위원회는 접힌 다리가 펼쳐질 때 발생한 진동을 표면 착륙으로 오인한 소프트웨어 오류 때문에, 우주선이 표면에서 약 40미터 위에 있었음에도 하강 엔진을 정지시켰을 것이라고 추정했다. 다리 전개가 잘못된 신호를 생성할 수 있다는 것은 알려져 있었지만, 소프트웨어 설계 지침은 이 가능성을 고려하지 않았다.

하강 엔진 조기 종료 외에도 다른 잠재적 실패 원인들이 평가되었으나, 실질적인 증거 부족으로 인해 배제할 수는 없었다. 이러한 가능성에는 다음이 포함된다.

• 표면 조건이 착륙 설계 능력을 초과함
• 동적 영향으로 인한 제어 손실
• 착륙 지점 생존 불가능
• 후방 덮개/낙하산이 랜더와 접촉
• 질량 중심 오프셋으로 인한 제어 손실
• 미소 유성체 충돌로 인한 열 보호막 고장

추가적으로, 펄스 로켓 추진기의 촉매층의 사전 가열이 충분하지 않았을 가능성도 제기되었다. 추진기에 사용되는 히드라진계 연료는 촉매층에서 고온의 가스로 분해되어 로켓 노즐에서 분사됨으로써 추력을 얻는데, 촉매층이 충분히 가열되지 않으면 추진기가 불안정해질 수 있다는 것이 사후 검증을 통해 밝혀졌다.

1999년 말부터 2000년 초까지 마스 글로벌 서베이어를 통해 마스 폴라 랜더의 잔해를 확인하려는 시도가 있었으나 실패했다. 2005년에 찍힌 사진을 재조사하여 랜더로 추정되는 물체가 발견되기도 했지만, 이후 고해상도 사진을 통해 탐사선이 아닌 것으로 판명되었다.

8. 후속 탐사 및 조사

1999년 12월 3일, 대기권 진입 직전에 마스 폴라 랜더로부터 마지막 신호가 송신된 후, 탐사선과의 교신은 완전히 두절되었다.

1999년 말부터 2000년 초까지 마스 글로벌 서베이어를 통해 잔해 확인을 시도했으나 실패했다. 2005년에 찍힌 사진을 재조사한 결과, 잔해로 추정되는 물체가 발견되었지만, 이후 고해상도 사진으로 탐사선이 아닌 것으로 판명되었다. 미국 항공우주국(NASA)은 2006년 화성 궤도에 진입한 화성 정찰위성의 고해상도 카메라를 통해 잔해를 발견할 수 있을 것으로 기대했으나, 마스 폴라 랜더는 여전히 실종 상태이다.

교신 두절의 가장 유력한 원인은 소프트웨어 오류로 추정된다. 탐사선의 소프트웨어가 착륙선의 다리가 펼쳐질 때 발생하는 진동을 지표면 착륙 시의 충격으로 오인하여, 지표면에서 약 40m 상공에서 하강 엔진을 꺼버렸을 가능성이 제기되었다. 다리 전개가 잘못된 신호를 생성할 수 있다는 것은 알려져 있었지만, 소프트웨어 설계 지침은 그 가능성을 고려하지 않았다.

하강 엔진 조기 종료 외에도, 실패 검토 위원회는 다음과 같은 잠재적 실패 원인을 평가했다.

• 표면 조건이 착륙 설계 능력을 초과함
• 동적 영향으로 인한 제어 손실
• 착륙 지점 생존 불가능
• 후방 덮개/낙하산이 랜더와 접촉
• 질량 중심 오프셋으로 인한 제어 손실
• 미소 유성체 충돌로 인한 열 보호막 고장