화성 기후 궤도선
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1. 개요
화성 기후 궤도선은 1998년 발사된 NASA의 화성 탐사선으로, 화성의 기후와 날씨를 연구하는 것을 목표로 했다. 소형 우주선 기술 위원회의 지침에 따라 개발되었으며, 화성의 물 분포, 일일 날씨 및 대기 상태, 표면 변화, 대기 온도 프로파일, 수증기 및 먼지 함량, 과거 기후 변화의 증거 등을 조사할 예정이었다. 1999년 화성 궤도 진입 과정에서 야드파운드법과 미터법의 혼용으로 인한 항행 오류로 인해 대기권에서 파괴되어 임무에 실패했다.
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| 화성 기후 궤도선 | |
|---|---|
| 기본 정보 | |
| 이름 | 화성 기후 궤도선 |
| 다른 이름 | 화성 탐사선 '98 궤도선 |
| 임무 유형 | 화성 궤도선 |
| 운영 기관 | 미항공우주국/제트 추진 연구소 |
| 웹사이트 | science.nasa.gov |
| COSPAR ID | 1998-073A |
| SATCAT | 25571 |
| 임무 기간 | 1998년 12월 11일 ~ 1999년 9월 23일 (임무 실패) |
| 제조사 | 록히드 마틴 |
| 발사 질량 | 638 kg |
| 전력 | 500 와트 |
| 발사일 | 1998년 12월 11일 18:45:51 UTC |
| 발사 로켓 | 델타 II 7425, D-264 |
| 발사 장소 | CCAFS SLC-17A |
| 발사 계약자 | 보잉 |
| 최종 교신 | 1999년 9월 23일 09:06:00 UTC (의도치 않은 궤도 이탈) |
| 처리 방식 | 파괴 |
| 궤도 기준점 | 계획됨, 화성 중심 궤도 |
| 근지점 | 해당 없음 |
| 원지점 | 해당 없음 |
| 궤도 경사 | 해당 없음 |
| 궤도 주기 | 해당 없음 |
| 궤도 종류 | 화성 궤도 |
| 시각 자료 | |
 | |
| |
| 임무 | |
| 프로그램 | 화성 탐사 프로그램 |
| 이전 임무 | 화성 패스파인더 |
| 다음 임무 | MPL |
| 프로그램 2 | 화성 탐사선 '98 |
2. 임무 배경
NASA는 화성 탐사선 손실과 국제 우주 정거장 관련 비용 증가로 인해, 더 저렴하고 작은 탐사선을 이용한 화성 탐사 프로그램(Mars Surveyor Program)을 시작했다. 1994년 소형 우주선 기술 위원회가 설립되어 미래 소형 우주선 개발 지침을 설정했고, 1995년 제한된 목표, 저렴한 비용, 빈번한 발사를 특징으로 하는 새로운 화성 탐사 프로그램이 시작되었다.
2. 1. 개발 목표
NASA는 국제 우주 정거장 관련 비용 증가와 화성 탐사선 손실로 인해, 과학적 행성 간 임무를 위한 더 작고 저렴한 탐사선을 모색하기 시작했다. 1994년, 소형 우주선 기술 위원회는 미래 소형 우주선 개발 지침을 설정하기 위해 설립되었다. 위원회는 새로운 소형 우주선이 1000kg 미만이어야 하며, 고도로 집중된 계측기를 갖추어야 한다고 결정했다. 1995년, 제한된 목표, 저렴한 비용, 빈번한 발사를 목표로 하는 새로운 화성 탐사 프로그램이 시작되었다. 이 프로그램의 첫 번째 임무는 1996년에 발사된 화성 탐사선이었고, 이어서 화성 기후 궤도선은 화성의 기후와 날씨를 연구하는 것을 목표로 하였다.화성 기후 궤도선의 주요 과학적 목표는 다음과 같았다:
- 화성의 물 분포 결정.
- 일일 날씨 및 대기 상태 관측.
- 바람 및 기타 대기 효과로 인한 화성 표면 변화 기록.
- 대기 온도 프로파일 결정.
- 대기 중 수증기 및 먼지 함량 관측.
- 과거 기후 변화 증거 탐색.
2. 2. 과학적 목표
- 화성의 물 분포를 결정한다.
- 일일 날씨 및 대기 상태를 모니터링한다.
- 바람 및 기타 대기 효과로 인한 화성 표면의 변화를 기록한다.
- 대기의 온도 프로파일을 결정한다.
- 대기의 수증기 및 먼지 함량을 모니터링한다.
- 과거 기후 변화의 증거를 찾는다.
3. 탐사선 설계
화성 기후 궤도선 버스는 높이 2.1m, 너비 1.6m, 깊이 2m였다. 내부 구조는 대부분 흑연 복합재/알루미늄 허니컴 지지대로 구성되었으며, 이는 많은 상업용 비행기에서 발견되는 설계와 유사하다. 과학 기기, 배터리 및 주 엔진을 제외하고 우주선에는 가장 중요한 시스템에 이중 중복성이 포함되었다. 우주선의 무게는 였다.
이전 우주선 컴퓨터 구현을 단순화하기 위해, 단일 컴퓨터를 사용했다.
3. 1. 주요 시스템
화성 기후 궤도선은 3축 안정화 시스템을 갖추고 있으며, 8개의 하이드라진 단일 추진제 추력기를 포함하고 있다. 이 중 4개의 22N 추력기는 궤도 수정을 위해, 4개의 0.9N 추력기는 자세 제어를 위해 사용되었다. 우주선의 방향은 별 추적기, 2개의 태양 센서, 그리고 2개의 관성 측정 장치를 통해 측정되었다. 방향 제어는 추력기 발사 또는 3개의 반작용 휠을 사용하여 이루어졌다. 화성 궤도 진입 기동을 위해 LEROS 1B 주 엔진 로켓이 사용되었으며, 이 엔진은 사산화이질소 (NTO) 산화제와 하이드라진 연료를 연소시켜 640N의 추력을 제공했다.3. 2. 통신 시스템
1.3m 고이득 안테나를 통해 심우주 네트워크 및 X 대역으로 데이터를 송수신했다. 비용 절감을 위해 ''카시니-호이겐스'' 임무용으로 설계된 무선 트랜스폰더가 사용되었다. 1999년 12월 3일로 예상된 화성 극지 착륙선 착륙 시 통신 중계를 위한 양방향 초고주파 무선 주파수 시스템도 포함되었다.3. 3. 전력 시스템
우주 탐사선은 3-패널 태양 전지판으로 전력을 공급받았으며, 화성에서 평균 500W의 전력을 제공했다. 펼쳐진 태양 전지판의 길이는 5.5m였다. 전력은 12셀, 16암페어시 니켈-수소 배터리에 저장되었다. 배터리는 태양 전지판이 햇빛을 받으면 재충전되어 화성의 그림자로 들어갈 때 우주선에 전력을 공급하도록 설계되었다. 화성 궤도에 진입할 때 태양 전지판은 공기 제동 기동에 활용되어 원형 궤도가 달성될 때까지 우주선의 속도를 늦추도록 설계되었다.3. 4. 컴퓨터 시스템
''화성 기후 궤도선''은 POWER1 ISA를 활용하는 IBM RAD6000 프로세서를 사용했으며, 5, 10 또는 20 MHz로 작동했다. 데이터는 128 MB의 RAM과 18MB의 플래시 메모리에 저장되었다. 플래시 메모리에는 비행 시스템 소프트웨어의 삼중 복사본이 포함되어 있어 매우 중요한 데이터에 사용되었다.4. 과학 장비
화성 기후 궤도선에는 두 가지 주요 과학 장비가 탑재되었다.
- '''압력 변조 적외선 방사계(PMIRR)''': 대기와 표면의 열 방출, 먼지 입자, 응축물 등을 측정하는 장비이다. 제트 추진 연구소와 캘리포니아 공과대학교의 다니엘 맥클리스가 주 연구원이었다.
- '''화성 컬러 이미저(MARCI)''': 화성 표면과 대기의 사진을 촬영하는 카메라 시스템이다. 말린 우주 과학 시스템의 마이클 말린이 주 연구원이었다.
이 장비들은 화성 정찰 궤도선에 재통합되어 유사한 연구를 수행하였다.
4. 1. 압력 변조 적외선 방사계 (PMIRR)
압력 변조 적외선 방사계(PMIRR)는 협대역 방사 채널과 두 개의 압력 변조 셀을 사용하여 열 적외선에서 대기와 표면 방출을 측정하고, 가시 채널을 사용하여 다양한 경도 및 계절에 대기 및 표면의 먼지 입자와 응축물을 측정한다. 주 연구원은 제트 추진 연구소(JPL)/캘리포니아 공과대학교(CALTECH)의 다니엘 맥클리스였다. 이후 화성 정찰 궤도선에 탑재된 화성 기후 사운더로 유사한 목표를 달성하였다.
4. 1. 1. PMIRR 목표
압력 변조 적외선 방사계(PMIRR)는 협대역 방사 채널과 두 개의 압력 변조 셀을 사용하여 열 적외선에서 대기 및 표면 방출을 측정하고, 가시 채널을 사용하여 다양한 경도 및 계절에 대기 및 표면의 먼지 입자 및 응축물을 측정한다. 이 장치의 주요 연구원은 제트 추진 연구소(JPL)/캘리포니아 공과대학교(CALTECH)의 다니엘 맥클리스였다. 유사한 목표는 이후 ''화성 정찰 궤도선''에 탑재된 ''화성 기후 사운더''로 달성되었다. 이 장치의 목표는 다음과 같다.
- 표면에서 80km 고도까지 대기의 3차원 및 시간 변화하는 열 구조를 매핑한다.
- 대기 먼지 부하 및 그 글로벌, 수직 및 시간적 변화를 매핑한다.
- 최소 35km 고도까지 대기 수증기의 수직 분포의 계절적 및 공간적 변화를 매핑한다.
- 대기 응축물을 구분하고 그 공간적 및 시간적 변화를 매핑한다.
- 대기압의 계절적 및 공간적 가변성을 매핑한다.
- 극지방의 복사 균형을 모니터링한다.
4. 2. 화성 컬러 이미저 (MARCI)
화성 컬러 이미저(MARCI)는 화성 표면과 대기의 사진을 얻기 위해 설계된 중각/광각 카메라 이미징 시스템이다. 적절한 조건에서는 최대 1km의 해상도가 가능하다. 이 프로젝트의 주요 연구원은 말린 우주 과학 시스템의 마이클 말린이었으며, 이후 화성 정찰 궤도선에 재통합되었다.
4. 2. 1. MARCI 목표
화성 컬러 이미저(MARCI)의 목표는 다음과 같다.- 전 지구적 규모로 화성 대기 과정을 관찰하고 개괄적으로 파악한다.
- 공간과 시간 모두에서 다양한 규모로 대기와 표면의 상호 작용에 대한 세부 정보를 연구한다.
- 시간이 지남에 따라 화성 기후의 진화를 특징짓는 표면 특징을 조사한다.
5. 임무 프로필
1998년 12월 11일 18:45:51 (UTC)에 플로리다주 케이프커내버럴 공군 기지의 LC-17A 발사대에서 델타 7425 로켓에 실려 발사되었다. 지구 궤도를 항행한 후, 델타 II 로켓의 제3단 엔진이 탐사선을 화성까지의 행성간 궤도인 호만 전이 궤도에 올렸다. 탐사선은 9.5개월 동안 를 비행했다.
1999년 9월 23일 09:01 (UTC)에 화성에 도달해 궤도 진입을 위해 16분 13초간 주 엔진을 연소시켰다. 그 후, 탐사선은 09:06 (UTC)에 화성의 뒤편에 숨었다. 주 엔진 연소가 끝난 10분 후인 09:27 (UTC)에 다시 모습을 나타낼 예정이었으나, 탐사선과의 교신은 재개되지 않았고 신호가 완전히 끊겨 버렸다.[1]
| 날짜 | 시간 (UTC) | 사건 |
|---|---|---|
| 1998년 12월 11일 | 18:45:51 | 우주선 발사 |
| 1999년 9월 23일 | 08:41:00 | 삽입 시작. 궤도선, 태양 전지 배열을 수납. |
| 08:50:00 | 궤도선, 주 엔진 연소를 시작하기 위해 올바른 방향으로 회전. | |
| 08:56:00 | 궤도선, 연료 및 산화제 탱크의 가압을 시작하기 위해 밸브를 여는 화약 장치를 작동. | |
| 09:00:46 | 주 엔진 연소 시작 (16분 23초 동안 연소 예상). | |
| 1999년 9월 25일 | 임무 실패 선언. 실패 원인 확인. 더 이상의 접촉 시도는 없음. |
5. 1. 궤도 수정 기동 (Trajectory Correction Maneuver, TCM)
발사 15일 후, 하이드라진 추진기를 사용한 최대 규모의 궤도 접속 조작(Trajectory Correction Maneuver; TCM)을 수행했다. 그 후, 화성으로 항행하는 동안 1999년 3월 4일, 6월 25일, 9월 15일에도 하이드라진 추진기를 이용해 TCM을 시행하였다.[2]5. 2. 화성 조우
1999년 9월 23일 09:00:46 (UTC)에 화성 기후 궤도선의 궤도 진입 기동이 시작되었다. 화성 뒤로 지나가면서 예상보다 49초 빠른 09:04:52 (UTC)에 무선 통신이 두절되었고, 이후 통신은 재개되지 않았다.| 날짜 | 시간 (UTC) | 사건 |
|---|---|---|
| 1999년 9월 23일 | 09:00:46 | 주 엔진 연소 시작 (16분 23초 동안 연소 예상) |
| 09:04:52 | 우주선과 통신 두절 | |
| 09:06:00 | 궤도선, 화성 엄폐 진입 예상, 지구와 무선 통신 두절 예상[1] | |
| 09:27:00 | 화성 엄폐에서 나올 것으로 예상[1] |
6. 실패 원인
조사위원회가 밝힌 바에 따르면, 화성 기후 궤도선의 실패 원인은 항행 상의 실수였다. 탐사선 데이터는 미터법으로 보고되어야 했지만, 야드파운드법으로 보고되었다. 이 때문에 자세 제어용 추력기에서 발생하는 힘을 실제보다 약 4.45배(1파운드힘=약 4.45뉴턴) 작게 예측하게 되었다.[3]
그 결과, 탐사선은 궤도 진입 시 예정되었던 화성 표면 위 140km~150km 상공의 궤도가 아닌, 57km 상공의 궤도에 진입하였다. 결국 저고도에서의 대기 압력과 마찰을 견디지 못하고 파괴된 것으로 보인다.[3]
1999년 11월 10일, 화성 기후 궤도선 사고 조사 위원회는 1단계 보고서를 발표하여 우주선 손실과 관련된 문제들을 상세히 설명했다. 궤도 진입 24시간 전, 계산 결과 궤도선의 고도는 110km였으며, 화성 기후 궤도선이 생존할 수 있다고 생각되는 최소 고도는 80km이었다. 그러나 계산에 따르면 우주선의 궤적은 표면에서 57km 이내로 진입했을 것으로 예측되었고, 이 고도에서 우주선은 예상보다 더 밀도가 높은 대기에서 격렬하게 튕겨져 나왔을 것이며, 대기 중에서 파괴되었거나 헬리오 중심 공간으로 재진입했을 것으로 추정된다.
NASA는 임무 손실에 대한 책임을 록히드 마틴에게만 묻지 않고, NASA 자체에서 불일치를 파악하기 위한 적절한 점검 및 테스트를 수행하지 못했음을 인정했다.
6. 1. 상세 원인 분석
화성 기후 궤도선(이하 MCO)은 각운동량 비포화화법(Angular Moment Desaturation:AMD)이라는 방법으로, 스로스터(궤도·자세 수정용 소형 로켓 엔진)를 분사하여 반작용 휠을 선형(비포화) 동작 영역에 유지하고 있었다.[3]AMD를 실시했을 때, 관련된 탐사선의 데이터는 지구의 지상국으로 전송되어 지상에서 처리된 후 AMD 파일이라는 파일에 저장되었다. 제트 추진 연구소의 MCO 항행·운행 팀은 AMD 파일에서 추출한 데이터를 바탕으로, 스로스터를 분사했을 때 탐사선에 가해지는 힘을 계산했다. 이러한 계산은 탐사선의 궤도를 정확하게 파악하기 위해 필수적인 것이었다. 스로스터 분사 시의 속도 변화(델타 V)는 분사 시간과 개별 스로스터의 성능을 모델링하는 임펄스 비트(충격량)를 기반으로 계산되었다.[3]
스로스터 작동 계산은 MCO에서 중복성을 고려하여 탐사선상과 지상 지원국 두 곳에서 별도로 수행하도록 되어 있었다. MCO에 탑재된 소프트웨어는 스로스터에 의한 속도 변화를 올바르게 계산하여 지상국으로 전송했다. 한편, 지상국의 소프트웨어는 원래 이전 화성 탐사 궤도선 (MGS) 계획을 위해 작성된 것이었다. MGS에서는 속도 변화 계산은 지상국만 수행하고 기상 계산은 수행하지 않았다. MCO의 지상국은 이 오래된 소프트웨어의 제약 때문에, 탐사선에서 전송된 속도 변화 데이터를 무시하고 AMD 파일을 기반으로 지상에서 재계산한 속도 변화 값만 사용했다.[3]
MCO는 MGS와는 다른 스로스터를 사용했기 때문에, 계획 준비 단계에서 지상국 소프트웨어의 계산식을 변경할 필요가 있었다. 그 과정에서, 파운드 힘·초에서 뉴턴·초로의 단위 변환이 계산식에 묻혀 간과되었다. 이 때문에 지상국이 계산한 임펄스 비트는 실제보다 4.45배 작은 값이었다(1파운드 힘 = 4.45뉴턴). 탐사선에서 보내진 AMD 파일을 바탕으로, 지상국의 잘못된 계산식으로 처리된 임펄스 비트는 스로스터 분사가 탐사선의 궤도에 미치는 영향을 그만큼 작게 추정했다. 그 결과, 지상국은 탐사선이 화성에 접근하는 궤도를 잘못 판단하여, 탐사선을 예정보다 낮은 고도로 화성 대기권에 돌입시키는 결과를 초래했다.
이 단위 혼동의 영향은, 추가적으로 두 가지 요인에 의해 확대되었다.
- AMD 데이터 흐름을 처음부터 끝까지 통과시키는 시험을 실시하지 않았다.
- AMD를 기반으로 계산된 결과와 별개로, 계산과 검증을 하지 않았다.
이들은 이전 탐사선에서는 실시되었지만, MCO에서는 예산 삭감을 위해 생략되었다.
6. 2. NASA의 책임
NASA는 록히드 마틴뿐만 아니라 NASA 자체의 점검 및 테스트 실패에도 책임이 있다고 인정했다. 계산된 위치와 측정된 위치 간의 불일치로 인해 원하는 궤도 진입 고도와 실제 궤도 진입 고도 간의 불일치가 발생했는데, 이는 최소 두 명의 항법사에 의해 조기에 발견되었으나, 그들의 우려는 "우려 사항을 문서화하기 위한 양식을 작성하는 규칙을 따르지 않았기" 때문에 무시되었다. 궤적 소프트웨어 엔지니어, 궤적 소프트웨어 운영자(항법사), 추진 엔지니어 및 관리자의 회의가 소집되어 일정에 있던 궤도 수정 기동-5 (TCM-5)의 실행 가능성을 고려했으나, 회의 참석자들은 TCM-5를 수행하기로 합의했다고 기억하지만, 결국 실행되지 않았다.6. 3. 추가 요인
화성 기후 궤도선(MCO)은 이전 탐사선에서는 실시되었던 두 가지 추가적인 시험을 예산 삭감으로 인해 생략했다.7. 프로젝트 비용
미국 항공우주국(NASA)에 따르면, 화성 기후 궤도선 프로젝트의 총 비용은 1998년 기준 3.2760000000000002억달러였다. 세부적으로는 궤도선과 착륙선을 합쳐서 계산되었으며, 우주선 개발 비용 1.931억달러, 발사 비용 9170만달러, 임무 운영 비용 4280만달러가 포함되었다.
8. 영향 및 교훈
조사위원회가 밝힌 실패 원인은 항행 상의 실수였다. 탐사선 데이터는 미터법으로 보고되어야 하는데, 야드파운드법에 따라 보고되어 문제가 발생했다. 이 때문에 자세 제어용 추력기에서 발생하는 힘을 실제보다 약 4.45배(1파운드힘=약 4.45뉴턴) 적은 것으로 예측하게 되었다. 결국 탐사선은 궤도 진입 시 예정된 화성 표면 위 140km~150km 상공이 아닌, 57km 상공의 궤도에 진입하였고, 저고도에서 대기 압력과 마찰을 견디지 못하고 파괴되었다.
참조
[1]
문서
Planned but unaccounted for event
[2]
웹사이트
Mars Climate Orbiter Mishap Investigation Board Phase I Report
https://llis.nasa.go[...]
NASA
2018-12-17
[3]
문서
센티미터로 궤도를 측정하고 들어가야 했는데 인치로 궤도를 측정하니 당연히 진입오차가 발생하였고 엉뚱한 곳에 진입하여 화성의 대기에 불타버렸다
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