Análisis Y Optimización De Un Sistema De Airbags Para El Aterrizaje De Una

Home , 2001 Mars Odyssey

Grado Universitario en Ingenier´ıaMec´anica 2016/2017

Trabajo Fin de Grado Análisisy optimizaciónde un sistema de airbags para el aterrizaje de una cápsulaprismáticade sección triangular

Jose Miguel Jurado Sotillo

Tutor Ram´onEulalio Zaera Polo Legan´es(Madrid), 26 de septiembre de 2017

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“...s´olohemos completado el principio, a Uds. les dejamos mucho que no se ha hecho. Hay grandes ideales sin descubrir, adelantos disponibles que pueden remover una de las capas protectoras de la verdad... ”

Neil Amstrong Jose Miguel Jurado Sotillo

´Indice

1. Motivaci´ony objetivos 1 1.1. Motivaci´on...... 1 1.2. Objetivos ...... 3

2. Antecedentes 5 2.1. Primeras observaciones ...... 5 2.1.1. Descendientes de Schiaparelli ...... 6 2.1.2. El espejismo ...... 7 2.2. La carrera espacial ...... 8 2.2.1. Los a˜noslocos ...... 8 2.2.2. Las Marsnik ...... 10 2.2.3. Programa Mariner ...... 15 2.3. Programa Viking ...... 20 2.4. Programa Phobos ...... 22 2.5. Mars Observer ...... 23 2.6. Mars Global Surveyor (MGS) ...... 24 2.7. Mars 96 ...... 25 2.8. Mars Pathﬁnder ...... 26 2.9. Nozomi ...... 28 2.10. Mars Climate Orbiter (MCO) ...... 29 2.11. Mars Polar Lander (MPL) ...... 30 2.12. 2001 Mars Odyssey ...... 32 2.13. Mars Express ...... 32 2.14. Mars Exploration Rover (MER): Spirit y Opportunity ...... 33 2.15. Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) ...... 37 2.16. Phoenix ...... 38 2.17. Phobos-Grunt ...... 40 2.18. Mars Science Laboratory (MSL): Curiosity ...... 40 2.19. Actualidad ...... 42

3. Metodolog´ıa 43 3.1. El Método de los Elementos Finitos ...... 44 3.2. Modelado ...... 45 3.2.1. Modelizaciónde la cápsula...... 45 3.2.2. Modelizaciónde los airbags ...... 47 3.3. Ensamblaje ...... 48 3.4. Contenido de los airbags ...... 48 3.5. Mallado ...... 50 3.5.1. Elemento tipo sólidor´ıgido...... 50 3.5.2. Elemento tipo membrana ...... 51 3.6. Simulacióndel impacto ...... 52 3.6.1. Superficie de impacto ...... 52 3.6.2. Entorno del impacto ...... 53

ii Jose Miguel Jurado Sotillo

4. Análisisde resultados 55 4.1. Primera simulación ...... 55 4.1.1. Modelado del objeto ...... 55 4.1.2. Simulación del impacto ...... 56 4.1.3. Conclusiones del primer modelo ...... 71 4.2. Segunda simulación...... 73 4.2.1. Modelado del objeto ...... 73 4.2.2. Simulación del impacto ...... 74 4.2.3. Conclusiones del segundo modelo ...... 84

5. Conclusiones y trabajos futuros 87 5.1. Conclusiones generales ...... 87 5.1.1. Tamañode los airbags ...... 88 5.1.2. Geometr´ıade los airbag ...... 90 5.1.3. Optimización ...... 91 5.2. Trabajos futuros ...... 93 5.2.1. Airbags en esquinas y aristas ...... 93 5.2.2. Cinturónde tres esferas ...... 95

iii Jose Miguel Jurado Sotillo

´Indice de ﬁguras

1. “Earthrise”[2] ...... 2 2. “Mars missions”[4] ...... 3 3. Vista de Marte con telescopio rudimentario [19]...... 5 4. Mapa de Schiaparelli, 1878 [10]...... 6 5. Nave de la misiónApollo 11 sobre la superficie lunar [19] ...... 9 6. Nave de la sonda Marsnik 1 [5] ...... 10 7. Mars 1 [5] ...... 11 8. Nave de las Mars 2 y 3 [5] ...... 12 9. Módulode aterrizaje de las Mars 2 y 3 [5] ...... 13 10. Nave de las misiones Mars 4 y 5 [5] ...... 14 11. Nave de las misiones Mars 6 y 7 [5] ...... 14 12. Misiones Mariner 3 y 4 [5] ...... 16 13. Operario trabajando en las modificaciones de la Mariner 4 [5] . . . 16 14. Mosaico construido a partir de las imágenesenviadas por la Mariner 4[5] ...... 17 15. Sonda de las misiones Mariner 6 y 7 [5] ...... 18 17. Misiones Mariner 8 y 9 [5] ...... 19 16. Cohete Atlas Centaur, transporte de la Mariner 8 [5] ...... 19 18. Misiones Viking 1 y 2 [5] ...... 20 19. Cohete Titan III, transporte de la Viking 1 [5] ...... 21 20. Sonda Phobos 1 y 2 [5] ...... 22 21. Sonda Mars Observer [5] ...... 23 22. Mars Global Surveyor [5] [19] ...... 24 23. Desarrollo de la misiónMars Global Surveyor [19] ...... 24 24. Mars 96 [5] [4] ...... 25 25. Lanzamiento de la Mars 96 [19] [4] ...... 26 26. Mars Pathfinder [5] [3] ...... 27 27. Cohete Delta 7925 a cargo de la Pathfinder [3] ...... 27 28. Recreacióndel despliegue de airbags [3] ...... 28 29. Sonda de la misiónNozomi [5] ...... 29 30. Sonda de la misiónMars Climate Orbiter [5] ...... 30 31. Aterrizador del Mars Polar Lander [5] ...... 31 32. Sonda de la misión2001 Mars Odyssey [5] ...... 32 33. Mars Exploration Rover (MER) [8] ...... 34 34. Aerocubierta de la MER [19] ...... 35 35. Elementos del aterrizaje de la Mars Exploration Rover [19] . . . . . 37 36. Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) [5] ...... 38 37. Phoenix lander [5] ...... 39 38. Phobos-Grunt [5] ...... 40 39. Secuencia de aterrizaje de la MSL [5] ...... 41 40. Curiosity, rover de la Mars Science Laboratory [5] ...... 41 41. Programacióndel descenso [8] ...... 43 42. Resultados del análisispor el Método de los Elementos Finitos . . . 45 43. Geometr´ıadel triánguloequilátero...... 46 44. Geometr´ıadel airbag ...... 48

iv Jose Miguel Jurado Sotillo

45. Desglose de la nomenclatura del elemento sólidor´ıgido[17] . . . . . 50 46. Desglose de la nomenclatura del elemento membrana [17] ...... 52 47. Comparaciónde tamañoentre el primer modelo y el disco . . . . . 53 48. Primer modelo con velocidad inicial negativa en el sentido del eje z 54 49. Posiciónde los airbags en la cápsulapara el modelo 1 ...... 56 50. Disposiciónde los ejes de coordenadas en el Modelo 1...... 56 51. Evoluciónde la aceleraciónde la cápsulacon el tiempo ...... 57 52. Localizaciónde los impactos en la gráficade aceleración ...... 58 53. Valores ACOM, alta resolución ...... 58 54. Valores ACOM del primer impacto ...... 59 55. Secuencia del primer impacto del modelo 1 ...... 60 56. Valores ACOM con presiónincrementada a 50 kPa ...... 62 57. Monitorizaciónde la simulacióncon 500 kPa de presión...... 62 58. Secuencia del inicio de la simulacióncon presióninterna de 50 kPa . 64 59. Aceleraciónmáximaproducida en la simulaciónpara los distintos valores de presiónen el interior de los airbag ...... 65 60. Gráficade aceleraciones para el modelo completo de 100 kPa a alta resolución ...... 66 61. Comparaciónentre el tamañode la cápsula y el del cubo ...... 67 62. Gráficade aceleraciones en la primera simulaciónen el cubo . . . . 67 63. Pico de aceleraciónen el impacto con el techo ...... 68 64. Direccióndel impacto en el segundo lanzamiento en el cubo . . . . . 68 65. Componentes de la velocidad en el segundo lanzamiento en el cubo 69 66. Gráficade aceleraciones en la segunda simulaciónen el cubo . . . . 69 67. Direccióndel impacto en el tercer lanzamiento en el cubo ...... 70 68. Componentes de la velocidad en el tercer lanzamiento en el cubo . . 70 69. Gráficade aceleraciones en la tercera simulaciónen el cubo . . . . . 71 70. Posicionamiento de los airbags de radio 0.45m ...... 73 71. Superposiciónde los airbags de 0.6m de radio ...... 74 72. Posicionamiento de los airbags de radio 0.70m ...... 74 73. Aceleraciones en el modelo 2 con 100 kPa ...... 75 74. Secuencia del primer impacto ...... 76 75. Reparto de tensiones antes del primer impacto ...... 77 76. Variaciónde la deceleraciónmáximacon respecto a la presiónde los airbag pequeños...... 77 77. Aceleraciones en el modelo 2 con 325 kPa en los airbag pequeños. . 78 78. Secuencia del segundo impacto ...... 79 79. Colocaciónde la cápsulatras el giro ...... 80 80. Aceleraciones en el modelo 2 con 325 kPa en los airbag pequeños, impacto lateral ...... 80 81. Variaciónde la deceleraciónmáximacon respecto a la presiónde los airbag dobles ...... 81 82. Aceleraciones en el modelo 2 definitivo ...... 82 83. Direccióndel impacto en el primer lanzamiento en el cubo . . . . . 82 84. Aceleraciones en el modelo 2 en el impacto con la esquina del cubo 83 85. Direccióndel impacto en el segundo lanzamiento en el cubo . . . . . 83 86. Aceleraciones en el modelo 2 en el impacto con el lateral del cubo . 84

v Jose Miguel Jurado Sotillo

87. Comparaciónentre los choques sobre la cara pequeña ...... 85 88. Gráficasde energ´ıacinéticafrente al tiempo de simulación . . . . . 88 89. Comprobaciones en el sistema de airbags del Spirit [8] ...... 91 90. Modelo con un airbag por vértice ...... 93 91. Movimiento del gas en el modelo de airbags en los vértices . . . . . 94 92. Error de mallado en el airbag del vértice ...... 94 93. Cinturónde tres esferas ...... 95

vi Motivaci´ony objetivos

1. Motivaci´ony objetivos

1.1. Motivaci´on

En el año1970 la Hermana Mary Jucunda, una monja que resid´ıa en Zambia por el momento, escribióuna carta al doctor Ernst Stuhlinger, que en esas fechas ocupaba el puesto de director asociado de ciencia en el Centro de Vuelos Espaciales Marshall de la NASA. En la carta refer´ıaa sus investigaciones sobre una misión tripulada a Marte. Concretamente, preguntócómopod´ıasugerir que se gastasen miles de millones de dólaresen un proyecto as´ıen un tiempo en el que tantos niños mor´ıande hambre en la Tierra.

El 6 de mayo de ese año,Stuhlinger envióa la Hermana Jucunda una carta de explicaciónjunto con una copia de Earthrise, la fotograf´ıa-icono de la Tierra tomada en 1968 por el astronauta William Anders desde la luna (figura 1). Su estudiada respuesta fue mástarde publicada por la NASA bajo el t´ıtulode “¿Por quéexplorar el Espacio?” (“Why Explore Space?”) [14].

(([. . . ]El viaje a Marte no será,ciertamente, una fuente directa de alimentos para los hambrientos. No obstante, conduciráa tantos nuevos procesos tecnológicos que los subproductos de este proyecto, por s´ısolos, valdránmuchas veces más que el coste de su implementación. ))En adicióna la necesidad de nuevos procesos tecnológicos,hay una necesidad creciente de conocimientos básicos de ciencias si queremos mejorar las condiciones de la vida humana sobre la Tierra. Necesitamos másconocimientos en f´ısicay qu´ımica,en biolog´ıay fisiolog´ıa,y muy particularmente en medicina para hacer frente a los problemas que amenazan la vida del hombre: hambre, enfermedades, contaminaciónde la comida y del agua, polucióndel medio ambiente. ))Necesitamos que másjóvenes, hombres y mujeres, escojan ciencia como su profesión,y necesitamos másapoyo para esos cient´ıficosque tienen el talento y la determinaciónpara enzarzarse en un trabajo cient´ıficofruct´ıfero.Deben tener a mano objetivos de investigaciónque supongan un desaf´ıo,y hay que proporcionarles suficiente apoyo para proyectos de investigación.De nuevo, el programa espacial, con sus maravillosas oportunidades para llevar a cabo estudios de investigaciónrealmente magn´ıficos en lunas y planetas, en f´ısica y astronom´ıa,en biolog´ıay medicina, constituye un catalizador casi ideal que induce la reacciónentre la motivacióndel trabajo cient´ıfico,las oportunidades para observar fenómenosnaturales excitantes y el apoyo material necesario para llevar a cabo el esfuerzo de investigación.[.. . ]))

(Stuhlinger, Why explore Space?, 1970 [16])

De esta manera Stuhlinger argumenta de una manera muy acertada el valor que tiene la exploraciónespacial. Como un realmente bajo porcentaje (1.6 %) del presupuesto norteamericano sirve no solo para realizar experimentaciones e investigaciones que a la larga tendránun beneficio mucho másalto del coste que

1 Motivacióny objetivos representan en el momento, sino que, además,las misiones espaciales, tienen el poder de inspirar a la gente y crear cient´ıficose impulsar la ciencia en general. Al mismo tiempo admite estar de acuerdo con la hermana en el hecho de que podr´ıa crearse un porcentaje de los impuestos a los casos a los que ella se refiere.

Figura 1: “Earthrise”[2]

Stuhlinger hac´ıa también profunda reflexión entorno a esta foto, llamada “Earthrise”, explicaba como una simple foto, tomada por la misiónApolo 8 dos añosantes, hizo que un planeta entero tomara conciencia de lo frágily delicado que era su hogar. Una hermosa esfera esfera de cristal, basada en un equilibrio ecológicoen peligro, separando la vida de lo inhóspitocon una fina capa. Al mismo tiempo hizo tomar conciencia de la batalla contra el tiempo ya que sus recursos son limitados y la humanidad no deja de crecer, derepente era necesario buscar otros sitios donde estar a salvo.

Sean correctas o no las afirmaciones Stuhlinger, sean correctos o no sus valores morales, lo cierto es que la exploraciónespacial ha hecho avanzar la tecnolog´ıaen la que hoy se basa la vida en la Tierra en gran medida, seguramente salvando en su camino miles de vidas. Por otra parte, es un hecho objetivo que en algúnpunto la Tierra no serásuficiente y conseguir otro lugar donde vivir no es algo que se pueda dejar para el últimomomento.

2 Motivaci´ony objetivos

Si se tiene una visiónmása corto plazo del asunto, lo cierto es que las misiones espaciales tienen un elevado coste económico,aunque no sea tanto respecto a todo el PIB de un pa´ıs.Costes que a lo largo de la historia se han “desperdiciado.en misiones que han fracasado incluso antes de empezar, en segundos despuésde su inicio o en su últimafase. Y desperdiciado con muchas comillas porque gracias a los errores se descubre, se aprende y se evitan errores mayores.

Y es que el historial de errores es muy abultado. Aunque es obvio que el progreso desde las primeras misiones ha sido espectacular, todav´ıase han registrado errores que han hecho fallar misiones por completo, sin ir mas lejos en el año2011 la misión rusa con apoyo chino, “Fobos-Grunt”, fracasóantes de poder si quiera abandonar la órbitaterrestre.

Figura 2: “Mars missions”[4]

1.2. Objetivos

En una actualidad donde ya hay proyectos en desarrollo dispuestos a poner un pie humano en la superﬁcie de Marte a corto medio plazo, la tecnolog´ıadebe dar un ´ultimopaso para perfeccionar cada proceso de las misiones espaciales y asegurar que ninguna vida se pone en peligro.

3 Motivaci´ony objetivos

Y como cabe esperar, una de las fases clave es precisamente esa, “poner un pie en Marte”. Junto con el despegue de la nave, que probablemente sea la fase que m´asse ha perfeccionado, el mayor quebradero de cabeza para los ingenieros es como conseguir que un objeto que llega al planeta a unos cuantos kil´ometrospor segundo consiga tomar contacto con el suelo suave y delicadamente.

Desde que el artefacto entra en la atmósferamarciana su velocidad se ve reducida en muchas magnitudes mediante, frenados aerodinámicos,paraca´ıdas, escudos térmicos,retro propulsiones... Sin embargo, todas estas reducciones de velocidad no garantizan que se consiga una velocidad final que permita ya no que el cuerpo humano, sino que si quiera los robustos rover lo hagan.

Por si fuera poca complicaci´on,a esto se suma las condiciones del planeta marciano: tormentas de arena que pueden durar meses, un aire menos denso que restringe menos el movimiento, temperaturas de −60◦C, superﬁcies rocosas...

En este trabajo se van a analizar las posibilidades de un sistema de amortiguación del impacto basado en bolsas de aire o airbags. Mediante este sistema se pretende conseguir una últimafase del aterrizaje lo másprogresiva posible. Aunque el objetivo principal consistiráen alcanzar valores suficientes para garantizar el correcto aterrizaje de un veh´ıculo de exploraciónen condiciones atmosféricas ideales, se prestaráatencióna otras posibles aplicaciones.

Un proyecto de estas caracter´ısticastiene una gran envergadura por lo que, se debe focalizar mucho el trabajo que se va a llevar a cabo. En este caso el foco del problema estarásobre la optimizaciónde la colocación,el tamaño,la presión que puede alcanzar el gas en su interior u otro tipo de consideraciones que surjan durante el proceso.

Se deberátener siempre en cuenta que elementos como el material a utilizar o la mezcla de gases que funcionaráadecuadamente en las condiciones del planeta son incógnitasmuy complejas que las organizaciones no desvelan bajo ningúnconcepto y que desviar´ıanmucho el trabajo de su objetivo principal.

Con el fin de que los distintos sistemas de airbags que se prueben sean comparables entre si se estableceráademásun modelo de cápsulasimplificado basado en una geometr´ıa de prisma triangular, geometr´ıa que posee un cierto equilibrio entre funcionalidad a la hora de realizar el transporte y seguridad a la hora de repartir las cargas que puedan aparecer en ella.

4 Antecedentes

2. Antecedentes

Desde la primeras observaciones de cient´ıficoshasta las másrecientes misiones, tanto las últimasrealizadas, como las que todav´ıaestánen proyecto.

2.1. Primeras observaciones

Es sus observaciones rutinarias sobre Marte, Schiaparelli descubrióla dificultad existente a la hora de referirse a las distintas zonas de la superficie marciana. Cierto es que ya exist´ıanalgunas nomenclaturas, pero estáseran confusas y poco precisas, por ello Schiaparelli comenzóa mapear el planeta con referencias parecidas a las que usamos en la Tierra.

Figura 3: Vista de Marte con telescopio rudimentario [19].

La imagen de la que dispon´ıa Schiaparelli era rudimentaria, algo similar a la mostrada en la figura 3, en estas imágenesse acentuaban los contrastes de los colores, formando lo que parec´ıantierra, en colores mas claros, y agua, en colores másoscuros. No obstante, el astrónomo italiano era perfectamente consciente de que esto .océanos.eran completamente inexistentes pero aun as´ıdecidióponer a las manchas oscuras nombres de mares b´ıblicosy nombres de tierras b´ıblicasa las zonas mas claras. Con el tiempo esta nomenclatura se extender´ıaal resto de la comunidad cient´ıfica.

El primer mapa publicado por Schiaparelli (Figura 4), en torno al año1878, mostraba una serie de lineas que un´ıan las zonas oscuras a los que se refirió utilizando la palabra “canali”. El problema llegóa la hora de realizar la traducción de esta palabra al inglés y es que esta se deber´ıa haber traducido como “channel”pero se tradujo a “canals”. Ambas palabras expresan una idea parecida,

5 Antecedentes la de la palabra “canal”, sin embargo, la palabra “canals”tiene matices que hace pensar en canales artiﬁciales.

Figura 4: Mapa de Schiaparelli, 1878 [10].

Schiaparelli no fue el primero en reparar en esta especie de canalizaciones, ni siquiera fue el primero en utilizar la palabra “canali”, pero si que fue el primero que plasm´oestos canales en un mapa, al menos una buena cantidad de ellos, lo que a la larga le supondr´ıaun mayor reconocimiento [10].

2.1.1. Descendientes de Schiaparelli

El mapa creado por el astrónomoitaliano causógran revuelo en la comunidad cient´ıficade la época y durante añosse debatióla existencia de estos “canales”, ya que no siempre eran visibles y no todos los estudiosos los lograban ver. Entre la parte que corroboraba la existencia de los canales surgióla figura de Percival Lowell.

En aquella época ya se hab´ıadesarrollado la hipótesisnebular de la creacióndel universo, sin embargo, la teor´ıatodav´ıano hab´ıaavanzado hasta el punto en que hoy en d´ıase sitúa.Tras la publicaciónde las primeras aproximaciones de la mano de Inmanuel Kant, Pierre-Simon Laplace publicóun nuevo modelo en 1796. La hipótesishabla, a grandes rasgos, de la creacióndel universo a partir de una nube gaseosa con forma de disco, esta idea ya estaba clara aunque de momento solo se aplicaba al sistema solar. La principal diferencia con el modelo actual consiste en que en la época se pensaba que la nube de gases proven´ıade una atmósfera primigenia perteneciente al Sol y que el sistema solar se fue formando a medida que

6 Antecedentes esta nube se fue enfriando, por tanto, los planetas m´asfr´ıosy exteriores tendr´ıan una edad mayor.

En este contexto, Lowell, tras realizar importantes lecturas sobre Schiaparelli y otros astrónomos de la época, e incluso llegar a visualizar los canales personalmente, comenzóa servirse de la literatura para abordar el tema. Lowell formulóuna teor´ıaen la que todas las piezas encajaban. Desde un punto de vista casi literario Lowell hablóde una civilizaciónque mor´ıa de sed. Los supuestos habitantes del planeta rojo conformar´ıan una civilizaciónmásantigua, ya que habitar´ıaun planeta másfr´ıo,que la terrestre en la que los océanos(Las zonas oscuras de las que hablaba Schiaparelli) habr´ıancasi desaparecido y dado paso a pequeños oasis y a mászonas áridas.Para Lowell los canales eran la demostración del intento de los marcianos por distribuir el agua l´ıquidarestante en el planeta.

Las teor´ıasde Lowell sufrieron el escepticismo de la comunidad cient´ıficadesde los primeros d´ıas.Sin embargo, el americano defendióestos escritos hasta sus últimos d´ıas,incluso despuésde que los descubrimientos acerca de la atmósferade Marte empezaran a revelar que la inexistencia de agua, incluso en forma gaseosa.

A pesar de el recelo de los cient´ıficosla historia de Lowell tuvo una gran incidencia en la sociedad de la época. Incluso consiguióinfluenciar a algunos otros estudiosos como el británicoErnest Hanbury Hankin, que publicóen la revista Nature no una civilizaciónsino un únicoente, algo parecido a un organismo vegetal, que se alimentaba del agua de todo el planeta [9]. El alemánLudwig Kann imaginótodo lo contrario a lo propuesto por Lowell, aquello que ve´ıan no era másque agua. La superficie marciana, segúnKann estaba completamente cubierta por océanosen perfecta calma, donde las acumulaciones de algas formaban zonas másoscuras y las corrientes se ve´ıancomo canales.

Estos fueron solo algunas de las muchas, variadas y disparatadas, en mayor o menos medida, teor´ıasque surgieron en la ´epoca, no obstante, ninguna de estas estaba en lo cierto [10].

2.1.2. El espejismo

El misterio de los canales de Schiaparelli creo larga cola y disputa durante largos años.El mito de la vida extraterrestre y la emociónpor la existencia de una civilizaciónextranjera quiso ver sus deseos cumplidos en Marte, el planeta vecino. Pero el cerebro no siempre cuenta la verdad y en ocasiones distorsiona la realidad para ver lo que se quiere ver.

Cuantos másestudiosos se animaban a analizar los famosos canales mas evidente era que se trataba másde una cuestiónde fe que de una investigaciónemp´ırica. Cada nuevo observador describ´ıa canales nuevos al tiempo que obviaba los “descubiertos”por el observador anterior, encontrar coincidencias exactas entre las descripciones de unos y otros era casi misiónimposible. Empezóa ser evidente la teor´ıade que estos canales no iban másalláde una mera ilusiónóptica.

7 Antecedentes

El cerebro humano tiene una clara tendencia a completar figuras incompletas, por ejemplo, si se observa un libro a la suficiente distancia, las palabras dejan de formar conjuntos de letras separados y el libro parece estar formado por sinuosas lineas completas. Este fenómenopotenciado en gran medida por la voluntad y el deseo por ver aquellos canales pudo ser la explicaciónde aquellos reportes, pero en ese caso ¿Quépasócon Schiaparelli?. Pues bien, la respuesta reside en el daltonismo que sufr´ıael cient´ıficoitaliano. la combinaciónde colores del planeta rojo le llevó a observar aquellos formas alargadas sin tener intenciónde hacerlo.

Añosmástarde, los cient´ıficosWilliam Sheehan y Thomas Dobbins, historiadores del Sistema Solar, establecieron otra hipótesis.Estudiando los apuntes de Lowell, no solo de sus observaciones sobre Marte sino tambiénsobre Mercurio o Venus, consiguieron establecer una relaciónentre las lineas descritas por el americano en las superficies de estos planetas. Llegaron a la conclusiónde que lo que Lowell ve´ıa no era mas que una proyecciónde los vasos sangu´ıneosde su retina en la lente del telescopio [15] [10].

2.2. La carrera espacial

2.2.1. Los a˜noslocos

(( [. . . ] Como resultado de los “añoslocos”de finales del siglo XIX y comienzos del siglo XX, casi todo lo que era posible hacer fuera de Marte con telescopios terrestres fue hecho. Las observaciones, por ejemplo, sobre la composiciónde la atmósferase hicieron másprecisas con el aumento de la sensibilidad de los instrumentos, pero el aspecto másesencial, la verdadera naturaleza de la superficie de Marte, era desconocido y se mantuvo as´ı. ))Todas las caracter´ısticasde la superficie real, excepto las capas polares y las caracter´ısticas del albedo, eran prácticamente no identificables, si no indiscernibles, en los telescopios. Sólo algunos observadores, sobre todo el astrónomoamericano Edward Emerson Barnard y su compatriota, el astrónomo amateur John Edward Mellish, informaron haber visto cráteresen la superficie de Marte, pero estas observaciones -las de Mellish ya perdidas- siempre han sido motivo de controversia porque la Los supuestos cráteresno coinciden con ninguna formaciónconocida. ))El velo del misterio creado por la gran distancia involucrada comenzóa elevarse sólocon el desarrollo de la tecnolog´ıaespacial en la décadade 1960, pero no fue un proceso indoloro [. . . ] ))

(Idle, The Road to Mars, 1999 [11])

En 1945, en el contexto de la guerra fr´ıa,los sovi´eticosdirigieron su mirada hacia el espacio. Con el objetivo de demostrar su supremac´ıatecnol´ogicay, en general de mostrarse superiores a los americanos, se propusieron llegar donde nadie hab´ıa podido llegar antes.

Añosmástarde, en 1957, se dar´ıacomienzo a lo que mástarde que conocer´ıa

8 Antecedentes como la Carrera espacial. El hito que marcar´ıaeste comienzo ser´ael lanzamiento del primer artefacto humano capaz de alcanzar el espacio y orbitar alrededor de La Tierra, el Sputnik.

No se detuvieron ah´ı los soviéticosy continuaron marcando la historia de la exploraciónespacial; a finales del mismo añoconsiguieron colocar en el espacio al primer ser vivo, la perrita Laika permanecer´ıaviva en el exterior de la atmósfera casi 7 horas abordo del Sputnik II. Mástarde en 1961 conseguir´ıanponer en órbita la nave Vostok I, pilotada por el astronauta Yuri Gagarin, que se convirtió,no solo en la primera persona en estar en el espacio, sino tambiénen la primera que regresóa salvo.

La respuesta norteamericana se hizo esperar, pero fue contundente. El presidente estadounidense John F. Kennedy anunció,mes y medio después del viaje de Gagarin, que Estados Unidos ser´ıacapaz de poner un hombre en la Luna y traerlo sano y salvo antes de acabar la década.Y as´ıfue, el 20 de julio de 1969 la misión Apolo 11 consiguiórealizar con éxitosu tarea y Neil Armstrong y Edwin Aldrin se convirtieron en los primeros humanos en caminar sobre otro cuerpo celeste.

Figura 5: Nave de la misi´onApollo 11 sobre la superﬁcie lunar [19]

En un inicio por el éxitode las misiones soviéticasy cada vez más por el exitosos avances norteamericanos en las misisones lunares; provocaron que se desarrollara en paralelo una carrera con otro objetivo, Marte. La carrera fue iniciada una vez mas por los soviéticoscon las misiones “Marsnik”[10] [19].

9 Antecedentes

2.2.2. Las Marsnik

De vuelta en 1960, en el apogeo del programa espacial ruso, la Luna se empezaba a quedar corta y la fantas´ıade la vida extraterrestre llev´oa poner el objetivo en el planeta vecino, Marte.

El “Programa Mars¸consistióen una serie de astronaves no tripuladas enviadas por la UniónSoviéticaentre 1960 y 1973 con la misiónde explorar Marte. El programa comprendióen torno a 15 lanzamientos incluyendo sondas de sobrevuelo, módulos de aterrizaje y orbitadores. Los soviéticosles otorgaron nombres como “Kosmos”, “Korabl.o “Sputnik”; nombres que fueron cambiando en funcióndel éxitode la misión.

El primer intento tuvo lugar el 10 de octubre de 1960. La “Korabl 4”que ser´ıa tambiénconocida como la “Mars 1960A.o como la NASA terminar´ıadesignándola: “Marsnik 1”se elevósobre la superficie terrestre con su objetivo puesto en el planeta rojo. No obstante, el primer intento no ser´ıapara nada exitoso y la sonda no llegar´ıa ni siquiera a abandonar la atmósferaterrestre.

Figura 6: Nave de la sonda Marsnik 1 [5]

A este lanzamiento le siguióel de la “Korabl 5”, tambiénconocida como la “Mars 1960B.o la “Marsnik 2”, que ser´ıapuesta en marcha tan solo cuatro d´ıasdespués. La sonda corrióun destino parecido y fallóen su intento por abandonar la órbita terrestre.

10 Antecedentes

Ambos astronaves fueron iguales en forma y peso. La sonda por separado pesaba unos 480 kg y la nave completa, tal y como se muestra en la figura 6, 660 kg. Su misiónconsist´ıaen investigar el espacio interplanetario entre la Tierra y Marte as´ı como estudiar Marte y enviar imágenesdurante su trayectoria orbital alrededor del planeta. Además,los soviéticos,pretend´ıanestudiar los efectos de las estancias prologadas en el espacio as´ıcomo el funcionamiento de las comunicaciones de larga distancia.

Sin embargo, al entrar en la tercera fase del despegue, ninguna de las sondas alcanzóla velocidad suficiente como para superar la órbitaterrestre, alcanzando los 120 km de altitud antes de comenzar a descender.

El siguiente intento se produjo tan solo dos añosmástardes y corrióa cargo de la sonda mayormente conocida como “Sputnik 22”(tambiénconocida como “Korabl 11.o “Mars 1962A”). La nueva sonda pesaba 893.5 kg y junto a su etapa orbital alcanzólos 6500 kg. Durante el despegue uno de los módulosde propulsiónexplotó y la nave quedóhecha trizas.

Este accidente fue algo másrelevante de lo que cab´ıaesperar, en el contexto de la crisis de los misiles cubanos, tras la explosión, parte de los restos de la nave fueron detectados por el sistema de radar estadounidense produciéndoseuna falsa alarma de ataque soviético.

Las victorias terminar´ıanllegando y la primera vino de la mano de la “Mars 1”que consiguiópor traspasar la órbita terrestre el 21 de marzo de 1963. Pero aún quedaba mucho que mejorar y las comunicaciones no soportaron el viaje másalláde unos meritorios casi 107 millones de kilómetrosde distancia con la Tierra. Aunque su destino era sobrevolar la órbitadel planeta no logró acercarse a menos de 193.000 km del planeta rojo.

Figura 7: Mars 1 [5]

11 Antecedentes

Los siguientes intentos tuvieron ﬁnales menos fortuitos:

Nombre de la sonda Tipo de sonda Fecha Descripci´on M´asde 6.5 toneladas de nave Sputnik 24 Sonda de impacto 04-11-1962 destruidas en el despegue. Mars 1969A Sonda orbital 27-03-1969 4850 kg, destruida en el despegue. Mars 1969B Sonda orbital 02-04-1969 4850 kg, destruida en el despegue. Sonda orbital y Kosmos 419 10-05-1971 Destruida en el despegue. de aterrizaje

Tabla 1: Misiones llevadas a cabo por los sovi´eticosentre las Mars 1 y Mars 2 [5]

Las misiones “Mars 2 2 “Mars 3”, que siguieron a las anteriores, consistieron en dos naves idénticas en su mayor parte (se muestra en la figuran 5). La nave llegaba a pesar los 4650 kg incluyendo el combustible e inclu´ıados módulosprincipales; uno de aterrizaje, destinado a tomar contacto con el suelo, y uno orbital, que se mantendr´ıaen la órbitadel planeta. Mediante los dos módulosse pretend´ıaestudiar la superficie de Marte y su atmósfera;temperatura, topograf´ıa, composición, propiedades f´ısicas,monitorizaciónde vientos solares y los polos magnéticos,etc... La sonda ademásde analizar por si misma se encargar´ıade comunicar la Tierra con el módulode aterrizaje.

La Mars 2 despegóen mayo de 1971 y no fue hasta finales de noviembre de ese mismo añoque su módulode descenso entróen la atmósferamarciana. El módulode aterrizaje consist´ıaen una cápsulaesféricamostrada en la figura 8. El sistema de aterrizaje consist´ıaen en un escudo térmico,paraca´ıdas(principales y auxiliares) y unos retro propulsores, accionados en ese orden. Además, Figura 8: Nave de las Mars 2 y 3 [5] para accionar los retro propulsores eran necesarios 852 kg de combustible. En la últimaetapa del aterrizaje una espuma especial absorber´ıael resto del impacto.

12 Antecedentes

Figura 9: M´odulode aterrizaje de las Mars 2 y 3 [5]

La sonda de aterrizaje entróen la atmósferamarciana a 6 km/s con un ángulomás acentuado de lo previsto. La secuencia de descenso se vio alterada y los paraca´ıdas no se desplegaron, estrellando el artefacto contra el suelo a gran velocidad. Aunque la sonda de la Mars 2 quedódestrozada pasar´ıa a la historia como la primera construcciónhumana en tocar la superficie marciana.

Apenas una semana mástarde, el módulode aterrizaje de la Mars 3 entro en la atmósfera y esta vez el protocolo de aterrizaje fue completado correctamente tomando la sonda tierra cómodamente. Sin embargo, apenas 20 segundos después de completar el aterrizaje, todas las comunicaciones se interrumpieron por motivos desconocidos, probablemente por la tormenta de polvo que estaba teniendo lugar en ese momento.

Por otra parte los orbitadores de las misiones Mars 1 y Mars 2, consiguieron mantenerse en órbita durante 362 y 20 vueltas al planeta respectivamente, apuntando otra gran victoria al programa. A lo largo de casi un añode operación hicieron llegar a la Tierra unas 60 imágenes del planeta rojo.

El programa Marsnik se cerr´oen 1974 con cuatro ´ultimos lanzamientos:

13 Antecedentes

Nombre de la sonda Tipo de sonda Fecha Descripción Desviado de su ruta Mars 4 Sonda de orbital 21-07-1973 pasóa 2200 km de Marte en el punto máscercano 9 d´ıasen órbitaa lo largo Mars 5 Sonda orbital 02-02-1974 de los cuales envióunas 60 imágenes Impactócon el suelo a 61 m/s tras haber perdido Mars 6 Sonda orbital y de aterrizaje 05-08-1973 las comunicaciones pocos minutos antes. Desviado de su ruta pasó Mars 7 Sonda orbital 09-08-1973 a 1300 km de Marte en el punto máscercano Tabla 2: Resumen de las misiones Mars 4,5,6 y 7

De entre estas cuatro misiones la másambiciosa y exitosa fue la “Mars 6”, como puede apre- ciarse en la tabla 2. El módu- lo de aterrizaje entró en la atmósferaa 5.6 km/s reduciendo su velocidad hasta 600 m/s gracias al aerofrenado. Antes de perder las comunicaciones la sonda fue capaz de enviar los primeros datos relativos a la atmósfera marciana, tanto de su temperatura como de su Figura 10: Nave de las misiones Mars 4 y 5 [5] composición.

La Mars 6 supuso el máximoexponente de los avances conseguidos en el programa Marsnik. Gracias a los fracasos anteriores los soviéticos consiguieron alcanzar la superficie marciana y comenzar a recopilar datos.

En este punto del desarrollo de las misiones a Marte el equipo de las sondas de aterrizaje contaba de varias etapas de frenado compues- tas por una fase de aerofrenado o frenado aero- dinámico,paraca´ıdas,retropropulsióny alguna amortiguaciónfinal. Figura 11: Nave de las misiones Mars 6 y 7 [5]

14 Antecedentes

Todo este sistema se apoyaba en un instrumental determinado que en la Mars 6 consist´ıaen:

Un telefotómetropanorámicodestinado a obtener imágenesde la superficie. Sensores de la temperatura, presión,densidad y viento atmosférico. Un acelerómetropara medir la densidad atmosféricadurante el descenso. Un espectrómetropara estimar la composición qu´ımicaatmosférica. Un alt´ımetro. Un experimento para analizar la composicióndel suelo Sensores para estudiar las propiedades f´ısicasdel suelo.

Otras partes del instrumental ten´ıanun funcionamiento dedicado exclusivamente a recopilar y enviar datos [5] [19] [10].

2.2.3. Programa Mariner

Paralelo al programa Marsnik, en muchos de sus añosde duración,al otro lado del mundo, la agencia espacial norteamericana, la NASA, en colaboracióncon el “Jet Propulsion Laboratory”(JBL), trabajóen una serie de misiones con destino Marte, Venus y Mercurio, y los englobótodos dentro del “Programa Mariner”.

El Programa Mariner consisti´oen diez misiones con distintos objetivos que se resumen en la tabla 3:

Misión Lanzamiento Destino Descripción Mariner 1 22-07-1962 Venus Fallo en el lanzamiento. Mariner 2 27-08-1962 Venus Aproximacióna 37.000 km. Mariner 3 05-11-1964 Marte Fallo en el lanzamiento. Mariner 4 28-11-1964 Marte Aproximacióna 10.000 km. Mariner 5 05-01-1967 Venus Aproximacióna 4.000 km. Mariner 6 24-02-1969 Marte Aproximacióna 3.500 km. Mariner 7 27-03-1969 Marte Aproximacióna 3.500 km. Mariner 8 08-05-1971 Marte Fallo en el lanzamiento. Mariner 9 30-05-1971 Marte Entrada en órbita. Mariner 10 03-11-1973 Venus y Mercurio Primera llegada a Mercurio.

Tabla 3: Resumen de las misiones del programa Mariner [5]

La primera misiónen tomar como objetivo Marte fue la “Mariner 3”. Esta consist´ıa en una nave de 260 kg con una célula solar y alimentada por una bater´ıadiseñada para hacer mediciones y recompilar imágenesde los alrededores del planeta.

15 Antecedentes

(a) Sonda (b) Diagrama de la sonda Figura 12: Misiones Mariner 3 y 4 [5]

Se planeaba que la sonda recorriera unos 500 millones de kilómetrosen unos 8 meses hasta llegar a las proximidades del planeta rojo. Nada mas lejos de la realidad un malfuncionamiento de la secuencia de despegue impidióque la cubierta protectora de la nave se desprendiera una vez atravesada la atmósfera.el instrumental cubierto por la placa no era capaz de medir correctamente, esto sumado al exceso de peso provocóla desviaciónde la sonda de su trayectoria y la sonda quedóatrapada en una órbitaheliocéntrica en la que permanece hoy en d´ıa.

Apenas un mes después una nave idéntica despegócon rumbo de nuevo a Marte bajo el nombre de misión“Ma- riner 4”. Las correcciones hechas tras el fallo de la Mariner 3 hicieron efec- to y esta vez el panel protector si que se desprendióa tiempo. La primera im- pulsiónlogrócolocar la nave en la órbi- ta de la Tierra y la segunda la acercó a la órbitade transferencia hacia Mar- te. Una vez desprendido del módulode impulsiónla sonda desplególos paneles solares en direccióna la órbitadeseada.

Tras siete meses y medio de viaje la sonda fue activada. La Mariner 4 fue capaz de emitir casi 22 imágenesde la superficie marciana, las primeras de la historia. En su punto máscercano Figura 13: Operario trabajando en las modificaciones de la Mariner 4 [5] la sonda se situó a tan solo 9.846 km de la superficie del planeta. La comunicaciones con la sonda fueron cesadas y retomadas en repetidas ocasiones durante los próximostres años,llegando incluso a recopilar datos que ser´ıande ayuda en la misiónde la “Mariner 5”. Finalmente el polvo espacial y los repetidos impactos de micrometeoritos acabaron con la operatividad de la Mariner 4.

16 Antecedentes

El complejo equipo de la primera sonda capaz de hacer llegar im´agenesfue el mismo de la misi´onanterior:

Un sensor solar fue dise˜nadopara medir las part´ıculascargadas que forman el viento solar.

Un detector de radiaci´ondeb´ıamedir los cinturones de Van Allen en la Tierra y su equivalente en Marte.

Una cámarade ionizacióny un tubo Geiger-Mueller deber´ıande medir la ionizacióncausada por las part´ıculascargadas y determinar su número.

Un detector de rayos c´osmicosestaba acoplado en la zona de sombra de la nave para detectar los protones en tres niveles de energ´ıa.

Un magnet´ometrode helio estaba montado en la parte superior del brazo telesc´opicode la antena de baja ganancia para minimizar el efecto de los campos producidos por la propia nave.

Un detector de polvo c´osmicocompletaba la instrumentaci´on.

La energ´ıaeléctricaera proporcionada por 28.244 célulassolares montadas en cuatro paneles solares plegados que deb´ıande abrirse en vuelo. En total suministraban 700 W de energ´ıa.A la distancia de Marte, deb´ıanmantenerse sobre los 300 W, suficiente para alimentar todos los instrumentos.

Todos los experimentos de la misión funcionaron correctamente excepto la cámara de ionización y el sensor de plasma, que se vio degradado tras el fallo de una resistencia. Las imágenes devueltas, tal y como se muestra en la figura 5, mostraban un terreno crate- rizado similar al de la Luna (misiones posteriores mostraron que eso no era t´ıpicoen Marte, tan sólode sus regiones másantiguas). La presiónatmosférica medida varióentre 4,1 y 7 hPa y no se encontróningúncampo magnético.

A pesar del hito marcado por la Ma- riner 4 la NASA no quedómuy con- tenta. Las imágenesobtenidas eran de muy baja calidad y la superficie captu- rada apenas representaba un 1 % de la Figura 14: Mosaico construido a partir de las imágenesenviadas por la Mariner superficie del planeta lo que no llego a 4 [5] satisfacer la ambiciónde la misión.

17 Antecedentes

Tras una misiónintermedia que ten´ıa como objetivo Venus y que tuvo algo másde éxitola NASA se preparóde nuevo para centrarse en el planeta rojo. Las naves gemelas de las misiones “Mariner

6 2 “Mariner 7¸consistieronen dos naves idénticas desarrolladas a partir de las empleadas en las misiones Mariner 3 y 4. En esta ocasiónla misiónse limitaba a obtener datos durante un corto sobrevuelo del planeta tras el cual la sonda quedar´ıainservible, atrapada en una onda heliocéntrica. Durante el sobrevuelo la sonda interrumpir´ıalas comunicaciones durante unas horas, coincidiendo con los instantes de la trayectoria en las que el planeta quedar´ıasituado entre la sonda y la Tierra. Despuésde eso se restablecer´ıala comunicacióny se enviar´ıanlos datos recopilados.

Las misiones Mariner 6 y Mariner 7 recopilaron 49 y 93 imágenesrespec- tivamente durante sus dos cortos pero exitosos vuelos. Tal cantidad de imáge- nes de corto alcance supon´ıaalrededor de un 20 % de la superficie del planeta. Ademáslas sondas recopilaron gran cantidad de datos relativos a radiación, composicióndel planeta y su atmósfe- ra, y presiónatmosféricaque ser´ıande gran ayuda para las misiones posteriores. Ademásla mayor variedad de fotograf´ıaspermitiócomprobar como la Figura 15: Sonda de las misiones Mari- superficie del planeta era distinta a la ner 6 y 7 [5] de la Luna, cosa que se hab´ıasupuesto por lo mostrado en las fotos de la Mariner 4, donde solo aparec´ıansuelos rocosos y cráteresde impactos.

Apenas dos añosmás tarde, el proyecto “Mariner Mars 71”se puso en marcha con el objetivo de poner dos sondas en la órbitade Marte en dos misiones

complementarias, las misiones “Mariner 8 2 “Mariner 9”.

La Mariner 8 ser´ıala primera en partir, tras el final de la cuenta atrásel cohete de tipo “Atlas Centaur”que la transportaba ascendióimpulsado por si motor principal, la etapa “Centauro”. Sin embargo, a los pocos segundos la etapa superior empezóa detectar una señalelectrónicaerróneadebido un oscilamiento que estaba quedando fuera de control. El giro descontrolado cortóel flujo de combustible hacia la etapa Centauro y haciendo fracasar la misión.La sonda y etapa se separaron y reentraron en la atmósferaa unos 1.500 km del lugar de lanzamiento para acabar en el OcéanoAtlántico.

18 Antecedentes

(a) Sonda (b) Esquema de la sonda Figura 17: Misiones Mariner 8 y 9 [5]

No pasó un mes completo cuando la Mariner 9 estaba preparada para despegar. A su misión, estudiar los cambios temporales en la atmósferay la superficie, se le sumóla misiónde la Mariner 8 que consist´ıaen mapear casi el 70 % de la superficie del planeta. De nuevo un cohete Atlas Centaur fue el encargado de realizar el despegue. Esta vez la separación se produjo a los 13 minutos previstos, dejando a la sonda lista para desplegar sus paneles solares y encaminarse al planeta rojo. Tras varias correcciones de trayectoria, a lo largo de 166 d´ıas de vuelo, un encendido del motor principal de unos 15 minutos terminóde colocar la sonda en órbitamarciana, convirtiéndoseen la primera en orbitar otro planeta.

La toma de fotograf´ıastuvo que retrasarse debido a una tormenta que ter- Figura 16: Cohete Atlas Centaur, trans- minóconvirtiéndoseen la tormenta de porte de la Mariner 8 [5] arena más grande que se hab´ıaobser- vado en el planeta hasta el momento. A lo largo del mes siguiente a la llegada de la sonda la tormenta fue disminuyendo y, poco a poco, se fueron iniciando las operaciones normales de esta. El 27 de octubre de 1972, tras casi un añocompleto de operación,la sonda fue desactivada tras agotar el gas destinado a las reorientacio- nes de la nave. Durante el añode operaciónla sonda envióuna cantidad de datos sin precedentes sobre presiones, densidades, composición,temperatura, gravedad y topograf´ıa,sumado a 7.329 fotograf´ıasque cubrieron el planeta por completo, superando incluso las expectativas iniciales [5].

19 Antecedentes

2.3. Programa Viking

Tras el éxitocosechado por el programa Mariner, especialmente por la Mariner 9, los norteamericanos propusieron conseguir una nueva hazañaque se les hab´ıa estado resistiendo a sus homólogossoviéticos y que consist´ıaen llevar a cabo una misiónde aterrizaje.

El programa Viking estaba formado por las misiones “Viking I 2 “Viking II”, cada una de las cuales se compon´ıade una sonda orbital y una de aterrizaje (“Viking Orbiter”, figura 18a y “Viking Lander”, figura 18b). Las misiones Viking fueron las misiones máscaras y ambiciosas llevadas a cabo hasta la época, ascendiento a un coste total de unos 1.000 millones de dólaresde la época.

(a) “Viking Orbiter” (b) “Viking Lander” Figura 18: Misiones Viking 1 y 2 [5]

El orbitador de las Viking estaba basado en la Mariner 9. Se formaba por el mismo octógono caracter´ısticode unos 2.5 metros de diámetro,con un peso en lanzamiento de unos 2.500 kg de los cuales 1.445 se deb´ıanal combustible, para propulsión,y al gas, para correcciones de altitud una vez en órbita.

Su misi´onconsist´ıaen:

Transporte de la sonda de aterrizaje.

Fotograﬁar la superﬁcie de Marte a modo de mapa del planeta.

Llevar a cabo una misiónde reconocimiento para ubicar y certificar posibles áreasde aterrizaje.

Actuar como un intermediario de comunicaciones para los “Viking Lander”.

Detectar eventuales modiﬁcaciones del medio ambiente marciano.

Por su parte los m´odulosde aterrizaje constaban de una base hexagonal de aluminio soportada por tres patas extendidas. La base de las patas ten´ıaforma de

20 Antecedentes tri´anguloequil´aterode 2.21 metros de lado. La unidad total ten´ıauna masa de unos 657 kg.

Los objetivos de los “Viking Lander¸consist´ıanen:

Estudios atmosf´ericosdurante el descenso y aterrizaje.

Observaciones del medio marciano y meteorol´ogicasa nivel del suelo.

Análisisde la composicióndel suelo y búsquedade materia orgánicay de vida.

Viking 1 fue lanzado desde el Cen- tro Espacial Kennedy el 20 de agos- to de 1975, entrando en órbitaalrede- dor del planeta el 19 de junio de 1976. El aterrizador aterrizóel 20 de julio de 1976. Viking 2 iniciósu viaje el 9 de noviembre de 1975 y aterrizóel 3 de septiembre de 1976. Ambos “landers”llevaron a cabo experimentos para buscar microorganismos en el planeta. Los resultados de estos experimentos todav´ıason debatidos a d´ıade hoy. Los “landers”proporcionaron deta- Figura 19: Cohete Titan III, transporte lladas imágenespanorámicasa color del de la Viking 1 [5] terreno marciano. También vigilaron el ciclio climáticomarciano. Los orbitadores por su parte mapearon la superficie del planeta, adquiriendo másde 52.000 imágenes.La misiónprincipal del proyecto Viking terminóel 15 de noviembre de 1976, once d´ıasantes de la conjunciónsuperior de Marte (su paso detrásdel Sol), aunque la nave espacial Viking continuóoperando durante seis añosdespuésde haber llegado a Marte. El Viking 1 “orbiter”fue desactivado el 7 de agosto de 1980, cuando se acabóel propulsor de control de altitud. Viking 1 “lander”fue cerrado accidentalmente el 13 de noviembre de 1982, y la comunicaciónnunca fue recu- perada. Su últimatransmisiónllegóa la Tierra el 11 de noviembre de 1982. Los controladores del “NASA’s Jet Propulsion Laboratory¨ınvirtieron, sin éxito,otros seis meses y medio para recuperar el contacto con el aterrizador, pero finalmente cerraron la misióngeneral el 21 de mayo de 1983. [1]

Los módulosde aterrizaje de las Viking no fueron los primeros en pisar suelo marciano, pero si los primeros en hacerlo y completar sus objetivos en este. Parte de este éxitocorrespond´ıaal sistema de aterrizaje que permitiómantener la integridad del módulode aterrizaje en su toma de contacto.

El “lander”se desprend´ıade la nave cuando esta llevaba una velocidad de 4 km/s, comenzando as´ı el proceso de desprendimiento de la ´orbita.Tras varias horas

21 Antecedentes reduciendo el radio de órbita, a unos 300 km de altitud, la sonda recib´ıa una correcciónpara comenzar la incursiónen la atmósfera.El escudo térmicoque hacia funcióntambiénde freno aerodinámicose desplegaba a continuación.A 6 km de altitud, con una velocidad 250 m/s, la sonda realizaba el despliegue de los paraca´ıdas.Sólo7 segundos despuésse eyectaba el escudo, 8 segundos mástarde las patas comenzaban a ser desplegadas. A 1.5 km de altitud la velocidad ya era de tan solo 60 m/s y los retropropulsores entraban en acción.Las toberas de los propulsores expulsaban hidrógenoy nitrógenosobre una gran área,consiguiendo reposar la cápsulaen el suelo con relativa delicadeza. [5]

2.4. Programa Phobos

A lo largo de los siguientes añosel programa espacial se ralentizóun poco. Los soviéticoscomenzaron a desarrollar el programa “Mars 5M”que pretend´ıatraer de vuelta muestras de tierra marciana, pronto se dar´ıan cuenta de los altos costes que implicar´ıaun proyecto de ese tipo y el programa fue cancelado. Tras esto se comenzóa desarrollar un tipo de sonda nueva que ser´ıapuesta en funcionamiento nueve añosdespués,en el programa Phobos.

Las Phobos 1 y 2 eran dos sondas gemelas con objetivos relativos a la exploración de Marte y sus satélites,Phobos y Deimos, concretamente su misiónconsist´ıaen:

Colocarse en ´orbitamarciana.

Sobrevolar el sat´elitePhobos.

Colocar dos estaciones autom´aticasen la superﬁcie de Phobos.

Estudiar la composiciónsuperficial del satélite Phobos.

Estudiar exhaustivamente Marte desde la ´orbita.

La Phobos 1 despegóel 7 de julio de 1988. No hubo problemas hasta que en la sesión de comunicacióndel 2 de septiembre no se detectóseñalde la sonda. Al revisar los datos, los técnicos se percataron de que en la anterior sesión (29 de agosto) se hab´ıa dado una orden errónea a la sonda para que desactivara los motores de actitud (concretamente se transmitióun “+.en vez de un “−”). Incapaz de controlar su orientación, la Phobos 1 dejó de Figura 20: Sonda Phobos 1 y 2 [5] apuntar sus paneles solares hacia el Sol, por lo que se quedósin energ´ıa y no

22 Antecedentes pudo restablecerse contacto con ella. Actualmente se encuentra en ´orbitaalrededor del Sol.

La Phobos 2 alcanzóla órbitade Marte el 29 de enero de 1989 y funcionócon normalidad hasta que el 27 de marzo se preparópara un sobrevuelo muy cercano de Phobos y el lanzamiento de las dos sondas de aterrizaje. Tal y como estaba previsto las comunicaciones se cortaron para que la Phobos 2 pudiera obtener la información cient´ıfica.Sin embargo, cuando deb´ıavolver a contactar con los controladores, éstosno escucharon ninguna señal.Análisisposteriores revelaron que se detectaban breves emisiones de la sonda, como si éstaestuviera fuera de control y la antena apuntara a la Tierra sóloocasionalmente, pero la telemetr´ıa resultóininteligible. En posteriores intentos por recuperarla no se obtuvo ninguna señal[13] [5].

2.5. Mars Observer

En septiembre de 1992 la NASA quiso retomar el éxitode las Viking con una nueva misióncon nuevos objetivos de exploracióne investigaciónen el planeta marciano.

Casi un añodes pues de su lanzamiento y tres d´ıasantes de que se realizara la maniobra de inserciónorbital en torno a Marte, se ordenó a la sonda que presurizara sus tanques de combustible. Tras ello, deb´ıaponerse en contacto con la Tierra. Sin embargo nunca se recibió de nuevo señalde la sonda.

Se creó un comité de investigación especial que trató de averiguar las causas del fallo de la misiónque solo pudo aclarar algunos de los posibles motivos. Figura 21: Sonda Mars Observer [5]

La historia de la Mars Observer fue poco relevante para la historia de la exploración espacial, no as´ıpara la historia de la NASA. La Mars Observer marcóel final de una etapa en la que la NASA lanzaba pocas sondas pero de alta calidad y elevado presupuesto. En adelante la pol´ıticaa seguir ser´ıala de “faster”, “cheaper”, “better”(másrápido,másbarato y mejor) [5].

23 Antecedentes

2.6. Mars Global Surveyor (MGS)

La primera sonda que conseguir´ıa llegar a Marte en un periodo de 20 a˜nos ser´ıa conocida como la “Mars Global Surveyor.o “MSG”. Se trataba de nuevo de una sonda orbital, esta vez con forma rectangular; impulsada por propulsores de hidracina y equipada con con una considerablemente grande antena parab´olica y dos paneles solares.

(a) Sonda de la misi´on (b) Esquema de la sonda Figura 22: Mars Global Surveyor [5] [19]

Tras un exitoso despegue y diez meses de viaje espacial, la Surveyor fue inser- tada en su primer órbita en septiembre de 1997. Durante los cuatro meses siguientes se llevar´ıaacabo un lento proceso de aerofrenado con el cual se fue recortando el radio de órbitamuy pro- gresivamente hasta llegar a la altitud de mapeo deseada. Sin embargo, en uno de los despliegues de los paneles sola- Figura 23: Desarrollo de la misiónMars res, estos quedaron atascados másallá Global Surveyor [19] de su posiciónnatural, por lo que hubo que cambiar el plan original para no dañarlos.Se utilizóun nuevo programa de aerofrenado, que implicóuna menor aerofrenado poniendo menos presiónsobre los paneles y durante la cual se realizaron distintas observaciones cient´ıficas.

Despuésde que el aerofrenado terminara en febrero de 1999, la MGS estaba en una órbitapolar circular. El mapeo de la ciencia comenzóa mediados de marzo de 1999, que fue verano en el hemisferio norte en Marte. La misiónprincipal duró un añomarciano (687 d´ıasterrestres) hasta enero de 2001. Una extensiónde la misiónse llevóa cabo hasta abril de 2002, se añadieron másextensiones hasta que el contacto con la nave espacial se perdióel 2 de noviembre de 2006.

La misiónde Mars Global Surveyor costóalrededor de 154 millones de dólares

24 Antecedentes en desarrollo y construcción,y 65 millones de dólares en el lanzamiento. Las operaciones de la misióny el análisisde datos costaron aproximadamente 20 millones de dólaresal año.[5]

2.7. Mars 96

La Mars 96 (llamada tambiénMars M1 y, pese a no tener relacióncon el programa Marsnik, Marsnik 96 y Marsnik 8) fue una nueva sonda espacial rusa destinada al estudio del planeta Marte. Constaba de un orbitador, dos sondas de aterrizaje y dos penetradores que la convert´ıanen la segunda sonda máspesada jamásenviada al espacio, lo que demuestra lo ambicioso de la misión.

(a) Penetradores (b) Estaciones de aterrizaje Figura 24: Mars 96 [5] [4]

La sonda part´ıadel dise˜node las sondas del programa Phobos. Ten´ıaun peso total de 6700 kg, de los cuales aproximadamente 3000 kg eran de combustible y 550 de instrumental cient´ıﬁco.

Los preparativos comenzaron en 1989 y se convirtióen una de las prioridades del programa espacial soviético.Los diseñadoresconfiaban en haber corregido los errores que llevaron a la pérdidade ambas Phobos. Sin embargo, la fuerte crisis económicaque sacudióla ex-URSS, ya Rusia, provocóseveros retrasos; el lanzamiento, previsto inicialmente para 1992, tuvo que posponerse a 1994 (de hecho el nombre original de la misiónera Mars 94). Apenas a unos meses del mismo volvióa retrasarse, esta vez hasta 1996.

Seg´unsu programa, deb´ıallegar a Marte en septiembre de 1997, tras diez meses de viaje. Cuatro o cinco d´ıasantes de su llegada estaba previsto que se liberaran las dos estaciones de aterrizaje, tras lo cual el orbitador (al que hubieran seguido unidos los dos penetradores) deb´ıarealizar una maniobra para apartarse del rumbo de colisi´on.

Una vez alcanzada la ´orbitaobjetivo se liberar´ıanlos penetradores, se separar´ıan del orbitador y frenar´ıanpor sus propios medios para reentrar en la atm´osfera

25 Antecedentes marciana. Tras la liberación de los penetradores se separar´ıa la unidad de propulsiónautónoma,lo que hubiera permitido la apertura de las antenas de radar y baja frecuencia. El mapeo del planeta hubiera empezado a los 70 d´ıas de su llegada.

La sonda estadounidense Mars Global Surveyor contaba con una antena dise˜nadapara ayudar a comunicar las sondas de aterrizaje y penetradores ru- sos con la Tierra.

No obstante, aunque las tres primeras etapas del cohete Proton funcionaron perfectamente, as´ıcomo el primer encendido, tras unos minutos, se apagó para un segundo encendido. El segundo encendido de la cuarta etapa nunca se produjo y la nave se destruyócua- tro horas despuésdel inicio de su lanzamiento cerca Chile, esparciendo una pequeña carga de plutonio que transportaba [5].

Figura 25: Lanzamiento de la Mars 96 [19] [4] 2.8. Mars Pathﬁnder

El Mars Pathfinder (antes conocido como el Explorador Ambiental de Marte (MESUR) Pathfinder) fue la segunda de las misiones planetarias de bajo coste de la NASA. La misiónconsist´ıa en un aterrizador inmóvily un astromóvilo rover. La misiónten´ıael objetivo primario de demostrar la factibilidad de realizar aterrizajes de bajo coste en la exploraciónde la superficie marciana. Objetivo cumplido gracias a la gran cantidad de pruebas: de comunicaciones entre el rover y el lander, el aterrizador y la Tierra, las pruebas de los dispositivos de imagen y sensores, las pruebas de la maniobrabilidad y los sistemas del rover en la superficie... Por otra parte, los objetivos cient´ıficos inclu´ıanrecogida de datos en la inserciónatmosférica,imágenessuperficiales de largo alcance y plano, estudios sobre la composicióndel suelo y las rocas y sus propiedades materiales, estudios meteorologicos, con el objetivo general de caracterizar el ambiente marciano para la exploraciónadicional.

26 Antecedentes

(b) “Sojourner Rover”(capturado desde el (a) Mosaico del aterrizador aterrizador) Figura 26: Mars Pathﬁnder [5] [3]

Mars Pathfinder fue lanzado en un cohete Delta 7925 (figura 27) el 4 de diciembre de 1996. La nave espacial entró en la atmósferamarciana el 4 de julio de 1997 sin entrar en órbitaalrededor del planeta. La etapa de crucero fue desechada 30 minutos antes de la entrada atmosférica.El módulode aterrizaje tomómuestras atmosféricasa medida que descend´ıa.El escudo térmico del veh´ıculode entrada frenóla nave a 400 m/s en unos 160 segundos. En ese momento se desplegóun paraca´ıdasde 12.5 metros, reduciendo la velocidad de la nave a unos 70 m/s. El escudo térmi- co fue liberado 20 segundos despuésdel despliegue del paraca´ıdas, y la brida, una correa de Kevlar trenzada de 20 metros de largo, desplegada debajo de la nave espacial. El aterrizador se se- Figura 27: Cohete Delta 7925 a cargo de paróde la carcasa trasera y se deslizó la Pathfinder [3] hasta la parte inferior de la brida durante unos 25 segundos. A una altitud de unos 1.6 km, el alt´ımetroradar adquirióel terreno y unos 10 segundos antes de aterrizar cuatro bolsas de aire infladas en aproximadamente 0.3 segundos formando una ”bola”protectora de 5.2 metros de diámetroalrededor del aterrizador. Cuatro segundos mástarde, a una altura de 98 m, los tres cohetes sólidos, montados en la carcasa, dispararon para disminuir el descenso, y unos 2 segundos mástarde la brida se cortóa 21.5 m sobre el suelo, liberando el conjunto airbag-aterrizador. El aterrizador cayóal suelo en 3,8 segundos e impactóel 4 de julio de 1997 a una velocidad de 18 m/s (aproximadamente 14 m/s vertical y 12 m/s horizontal) y saltaron unos 12 metros, rebotando al menos otras 15 veces y rodando antes de

27 Antecedentes descansar aproximadamente 2,5 minutos despu´esdel impacto ya aproximadamente 1 km del sitio de impacto inicial.

Despuésdel aterrizaje, los airbags se desinflaron y se retrajeron. Pathfinder abriósus tres paneles solares metáli- cos triangulares, 87 minutos después del aterrizaje. El lander primero trans- mitiólos datos de ingenier´ıay ciencia atmosféricarecolectados durante la entrada y el aterrizaje. El sistema de ob- tenciónde imágenesde los alrededores inmediatos y una vista panorámica de la zona de aterrizaje y lo transmitióa la Tierra. Despuésde algunas maniobras para despejar un airbag fuera del camino, las rampas se desplegaron y el rover, guardado contra uno de los péta- los, rodósobre la superficie. Figura 28: Recreacióndel despliegue de Se tomaron imágenesy se realizaron airbags [3] experimentos gracias al aterrizador y al rover hasta el 27 de septiembre de 1997, cuando las comunicaciones se perdieron por razones desconocidas.

La misiónde Marte Pathfinder costóaproximadamente 265 millones de dólares incluyendo lanzamiento y operaciones. El desarrollo y la construcción del aterrizador costaron 150 millones de dólaresy el rover cerca de 25 millones de dólares[5].

2.9. Nozomi

La primera incursiónen este campo del resto del mundo llegóa cargo de los japoneses. Nozomi, fue la cuarta sonda espacial de Japóny su primera nave espacial planetaria. La misiónten´ıaplaneado llegar al planeta marciano el 11 de octubre de 1999.

Su misiónera llevar a cabo investigaciones a largo plazo de la atmósferasuperior del planeta y las interacciones de esta con el viento solar ademásde seguir las trayectorias de escape de moléculasde ox´ıgenode la delgada atmósferade Marte. La nave tambiéndeb´ıatomar imágenes del planeta y sus lunas desde su órbita operacional.

Aunque diseñadoy construido por Japón,la nave espacial llevaba un conjunto de catorce instrumentos procedentes de Japón,Canadá,Alemania, Suecia y Estados Unidos.

28 Antecedentes

Despuésde entrar en una órbitade estacionamiento el´ıpticaalrededor de la Tierra, Nozomi fue enviado en una trayectoria interplanetaria que involucródos sondas de ayuda de la Luna el 24 de septiembre y 18 Diciembre de 1998 y una de la Tierra el 20 de diciembre de 1998

Debido a la velocidad insuficiente im- partida durante el sobrevuelo de la Tie- rra la nave necesitódos correcciones de trayectoria el 21 de diciembre de 1998 que utilizaron máscombustible de lo previsto, la misiónoriginalmente pla- neada de Nozomi tuvo que ser completamente reconfigurada.

Un plan de misiónrediseñadoplaneó que Nozomi llegara a la órbita de Marte en diciembre de 2003, cuatro años despuésde su horario original. Pero la nave, dañadapor las bengalas solares y acusando falta de combustible, fue Figura 29: Sonda de la misiónNozomi finalmente desviada para evitar una [5] posible colisióncon Marte. La Agencia Japonesa de ExploraciónAeroespacial declaró la misión perdida el 9 de diciembre de 2003 [6].

2.10. Mars Climate Orbiter (MCO)

Mars Climate Orbiter fue la segunda sonda del programa Mars Surveyor de la NASA, que tambi´enincluy´oMars Global Surveyor (comentada anteriormente) y Mars Polar Lander (lanzada en enero de 1999).

Mars Climate Orbiter fue diseñadopara llegar casi al mismo tiempo que Mars Lander Polar y realizar investigaciones simultáneasde la atmósfera,el clima y la superficie de Marte. Mars Climate Orbiter tambiénfue diseñadopara servir como un intermediario de comunicaciones para este último.

Despuésde la misiónde tres meses del aterrizador de la Polar, el MCO habr´ıa realizado una misiónindependiente de dos añospara vigilar el polvo atmosférico y el vapor de agua y tomar imágenesdiarias de la superficie del planeta para construir un mapa evolutivo de los cambios climáticos.Los cient´ıficosesperaban que esa informaciónayudar´ıa a reconstruir la historia climáticade Marte y a proporcionar evidencia de reservas de agua enterradas.

La nave espacial estaba programada para llegar a órbitade Marte el 23 de septiembre de 1999. Tras el fin de su principal misión cartográfica el 15 de enero de 2001, Mars Climate Orbiter habr´ıaactuado como un intermediario de

29 Antecedentes comunicaci´onpara futuras misiones de la NASA en Marte.

El orbitador llegóa iniciar su inserción en órbitade Marte segúnlo previsto. La nave espacial estaba programada para restablecer el contacto despuésde pasar por detrásdel planeta, pero no se recibieron másseñales de la nave espacial [6].

Sorprendentemente la misión terminar´ıapasando a la historia como uno de los mayores fiascos de la NASA. Cu- riosamente, el sistema de vuelo estaba programado en unidades de medida americanas, mientras que en el centro de control de la nasa empleaban el sistema internacional. Figura 30: Sonda de la misión Mars Climate Orbiter [5] Debido a este fallo, el MCO, que no deb´ıaacercarse a másde 80 km del planeta rojo durante sus maniobras, trató de ponerse en órbitaa 57 km de la superficie, por lo que el campo gravitatorio atrajo la sonda haciendo que se estrellase contra el rocoso suelo de Marte.

El coste de la nave era de 193.1 millones de dólares,el lanzamiento costó91.7, y las operaciones de control costaron 42,8 millones, por lo que el coste total de este fallo tan simple asciende a 327.6 millones de dólares[7].

2.11. Mars Polar Lander (MPL)

El objetivo principal de la tercera misióndel programa Mars Surveyor era desplegar un lander y dos penetradores (conocidos como Deep Space 2) en la superficie de Marte para ampliar conocimientos sobre los recursos de agua pasados y presentes del planeta. El objetivo era explorar la nunca antes estudiada capa de hielo de dióxidode carbono a unos 1.000 kilómetrosdel polo sur.

MPL contaba con un lander de 290 kilogramos que ten´ıa1,06 metros de altura en el suelo. El aterrizador estaba equipado con un brazo remoto de 2 metros de largo para excavar en el terreno e investigar las propiedades del suelo marciano.

30 Antecedentes

Figura 31: Aterrizador del Mars Polar Lander [5]

MPL deb´ıa llegar a Marte el 3 de diciembre de 1999. Despuésde la entrada atmosférica,unos 10 minutos antes del aterrizaje, la nave espacial deb´ıadeshacerse de su plataforma de crucero y paneles solares y luego soltar los dos penetradores Deep Space 2 de 3.5 kilogramos cada uno. A diferencia de la Pathfinder, MPL se programópara hacer un aterrizaje completamente controlado utilizando retrocohetes hasta el reposo en la superficie.

Los dos microprocesadores de Deep Space 2 impactar´ıanen el suelo a una velocidad de 200 metros por segundo a unos 50 a 85 segundos antes del aterrizaje del aterrizador a unos 100 kilómetrosde distancia. Cada penetrador fue diseñado para obtener una pequeñamuestra de suelo subsuperficial utilizando un taladro eléctricopara su análisis.

El contacto con MPL se perdióel 3 de diciembre, unos 6 minutos antes de la entrada atmosférica.Sin comunicaciones durante másde dos semanas, el 16 de diciembre de 1999, la NASA utilizóel Mars Global Surveyor orbitando Marte para buscar signos del aterrizaje en la superficie marciana, pero la búsquedaresultóinfructuosa. El 17 de enero de 2000, la NASA finalmente terminótodos los intentos de establecer contacto con el aterrizaje perdido.

Una investigaciónindependiente sobre el fallo, cuyos resultados se publicaron el 28 de marzo de 2000, indicóque la causa másprobable del fallo fue la generación de señalesespurias cuando las patas del aterrizador se desplegaron durante el descenso. Estas señalesindicaban falsamente que la nave espacial hab´ıaaterrizado en Marte cuando de hecho aúnestaba descendiendo. Los motores principales se cerraron prematuramente, y el aterrizador cayóal paisaje marciano [6].

31 Antecedentes

2.12. 2001 Mars Odyssey

Mars Odyssey es una orbitador que lleva a cabo experimentos cient´ıficosdiseñados para hacer observaciones globales de Marte para contribuir a la comprensión del clima y la historia geológicadel planeta, incluyendo la búsqueda de agua y evidencia de ambientes que sustentan la vida.

Los principales objetivos cient´ıficosde 2001 Mars Odyssey se centraban en la cartograf´ıade los elementos qu´ımicosy minerales que componen la superficie marciana. Como en la Tierra, los elementos, minerales y rocas que forman el planeta marciano son crónicade su historia. Estos factores tienen profun- das implicaciones para comprender la evolucióndel clima de Marte y el papel del agua en el planeta, el origen po- tencial y la evidencia de la vida, y las posibilidades que pueden existir para la exploraciónhumana futura. Figura 32: Sonda de la misión2001 Mars Odyssey [5] Además,Odyssey tambiénsirviócomo un repetidor de comunicación para aterrizadores como lo Mars Exploration Rovers Spirit y Opportunity [6].

La Mars Odyssey terminar´ıaconvirtiéndoseen la sonda con mástiempo en servicio. Hoy en d´ıasigue cumpliendo funciones básicascon másde 15 añosde operacióna sus espaldas.

2.13. Mars Express

La primera misión interplanetaria europea realizada por la Agencia Espacial Europea recibióel nombre de Mars Express. El término“Express”se refiere a la velocidad y eficiencia con la que la nave fue diseñaday construida.

La misión consist´ıa en dos partes, el Mars Express Orbiter y el Beagle 2, un aterrizador diseñadopara investigar exobiolog´ıa y geoqu´ımica in situ en la superficie marciana.

El orbitador Mars Express, que incluye algunos de los instrumentos de la fallida

Marsnik 96, posee¨ımagende alta resolución 2 mapeo de mineralog´ıade la superficie, sondeo de radar de la subsuperficie justo debajo de la capa permafrost, una determinaciónprecisa de la composiciónde la atmósferay un estudio de la interacciónde la atmósferainterplanetaria.

32 Antecedentes

La misiónMars Express estáenfocada a la inserciónorbital y posible estudio in situ del interior, subsuperficie, superficie, atmósferay el ambiente del planeta Marte. Los objetivos cient´ıficosde la misiónMars Express son el completar las metas cient´ıficasde la misiónrusa Marsnik 96 y que se completar´ıacon investigaciónde exobiolog´ıade la misiónfallida de Beagle 2.

La nave espacial lleva 7 instrumentos cient´ıficos,un pequeñolander, un Lander Relay y una cámarade monitoreo Visual, todos ellos ayudaran a resolver el misterio de la desaparicióndel agua en Marte. Todos los instrumentos tomaran mediciones de la superficie, atmósferay la media interplanetaria, desde la nave principal en orbital polar, la cual permitirácubrir todo el planeta gradualmente.

La nave espacial fue lanzada el 2 de junio de 2003 usando un cohete Soyuz Fregat. Aúncerca de la Tierra se realizóla fase que comprende la separaciónde la nave espacial de la etapa superior el despliegue de los panales solares, correcciónde errores de maniobra...

La etapa de viaje interplanetaria que duraba alrededor de 5 mesesse hab´ıapensado en principio como un ”tranquilo crucero”, pronto se hizo evidente que esta fase ”de crucero”se complicar´ıa.Problemas de energ´ıaeléctrica,maniobras adicionales, y el impacto en el veh´ıculoespacial por una de las erupciones solares másgrandes jamásregistradas, comprometieron parte de la misión.

Mars Express alcanzóMarte en diciembre de 2003. El aterrizador, Beagle 2 fue lanzado d´ıasdespuésdesde el orbitador hacia la superficie. Sus motores lo colocaron en órbitafavorable para su descenso gradual, sin embargo, las comunicaciones con el Beagle 2 nunca se recuperar´ıan

No fue hasta 2015 que el Mars Reconnaissance Orbiter encontrar´ıalos restos del Beagle 2, con sus paneles solares parcialmente desplegados y a unos 6 kil´ometros del punto de aterrizaje previsto.

2.14. Mars Exploration Rover (MER): Spirit y Opportu- nity

Los ge´ologosgemelos de la NASA, los Mars Exploration Rovers, se lanzaron hacia Marte en junio de 2003, una vez m´asen busca de respuestas sobre la historia del agua en Marte.

El principal objetivo cient´ıficode la misiónes buscar y caracterizar una amplia gama de rocas y suelos que contienen pistas sobre la actividad del agua pasada en Marte. La nave espacial estádirigida a sitios en lados opuestos de Marte que parecen haber sido afectados por el agua l´ıquidaen el pasado.

33 Antecedentes

Figura 33: Mars Exploration Rover (MER) [8]

El sistema de aterrizaje de los rover de la MER, m´asconocidos como Spirit y Opportunity, es, hasta la fecha uno de los m´asavanzados y exitosos. Estaba formado por tres partes principales.

Aerocubierta: El principal objetivo de la aerocubierta es proteger la sonda junto con el rover guardado a salvo, del intenso calor producido por el ingreso a la atmósferamarciana el d´ıadel aterrizaje. La aerocubierta para los Rover de exploraciónde Marte tiene como base los diseñosdel Mars Pathfinder y Mars Viking. La aerocubierta estáconstituida por dos partes principales:

• El escudo t´ermico(mitad plano, parduzco) • La cubierta superior (mitad grande, pintada de blanco, forma c´onica)

El escudo térmicoprotege a la sonda y al rover del intenso calor producido al ingresar a la atmósferamarciana y actúacomo el primer aerofreno para la nave.

34 Antecedentes

Figura 34: Aerocubierta de la MER [19]

La cubierta superior lleva consigo un paraca´ıdas y varios componentes utilizados durante las siguientes etapas de ingreso, descenso y aterrizaje, incluyendo:

• Un paraca´ıdas(guardado en la parte superior de la cubierta superior) • La electrónica y bater´ıas de la cubierta superior que disparan los dispositivos pirotécnicostales como tuercas de separación,cohetes y el mortero del paraca´ıdas. • La Unidad de MediciónInercial Litton LN-200, la cual supervisa e informa la orientaciónde la cubierta superior mientras se columpia bajo el paraca´ıdas. • Tres cohetes sólidosgrandes llamados cohetes RAD-Rocket Assisted Descent (Descenso Ayudado por Cohete), proporcionando cada uno una tonelada de fuerza (10 kN) por másde 2s. • Tres cohetes sólidos pequeños llamados cohetes TIRS (montados de tal forma que la apunten horizontalmente hacia afuera de la cubierta superior) que proporcionan un leve empuje horizontal a la cubierta superior para ayudar a orientarla másverticalmente durante el encendido del cohete RAD principal.

Paraca´ıdas: El paraca´ıdas ayudaráa desacelerar el veh´ıculo de aterrizaje durante el ingreso, descenso y aterrizaje. Estálocalizado en la cubierta superior. El diseñodel paraca´ıdas 2003 es parte del esfuerzo a largo plazo para el desarrollo de tecnolog´ıa de paraca´ıdas para Marte y tiene como base los diseñosy experiencia de las misiones Viking y Pathfinder. El paraca´ıdas para esta misiónes 40 % másgrande que el del Pathfinder debido a la mayor carga.

35 Antecedentes

El paraca´ıdasestáhecho de dos telas duraderas y livianas: poliéstery nylon. El paraca´ıdastiene una brida triple (las cuerdas que conectan el paraca´ıdas con la cubierta superior) hecha de Kevlar. La fase de paraca´ıdasademásnecesita la ayuda de:

• Descenso ayudado por cohetes (Rocket assisted descent) (RAD): debido a que la densidad atmosféricade Marte es menor a 1 % de la de la Tierra, el paraca´ıdaspor s´ısolo no puede desacelerar el veh´ıculode aterrizaje lo suficiente para garantizar una velocidad de aterrizaje segura. El descenso de la nave es ayudado por cohetes que llevan a la nave a un alto total a una altura de 10-15 m sobre la superficie marciana. • Unidad de radar altimétrico:se utiliza una unidad de radar altimétrico para determinar la distancia a la superficie marciana.

Airbags: Las bolsas de aire utilizadas en la misión Mars Exploration Rover son del mismo tipo utilizado por el Mars Pathfinder. Deben ser lo suficientemente fuertes para amortiguar la nave si aterriza sobre piedras o terreno escabroso y permitirle que rebote en la superficie de Marte a velocidades moderadas despuésde aterrizar. Para hacer las cosas más complejas, las bolsas de aire deben ser infladas segundos antes de hacer contacto y desinfladas una vez que la nave se encuentre a salvo en el suelo. La tela utilizada para las bolsas de aire nuevas utilizadas en Marte es de un material sintéticollamado Vectran que tambiénfue utilizado en el Mars Pathfinder. El Vectran es dos veces másresistente que otros materiales sintéticostales como el Kevlar y se comporta mejor a bajas temperaturas. Cada rover utiliza cuatro bolsas de aire con seis lóbuloscada una, las cuales estántodas conectadas. La conexiónes importante, ya que ayuda a aminorar algunas de las fuerzas de aterrizaje conservando el sistema de bolsas flexible y sensible a la presióndel terreno. La tela de las bolsas de aire no estáunida directamente al rover; unas cuerdas que entrecruzan las bolsas mantienen unida la tela al rover. Las cuerdas dan a las bolsas su forma, lo cual permite que el inflado sea másfácil.Durante el vuelo, las bolsas se encuentran guardadas junto con tres generadores de gas que se utilizan para inflar las bolsas.

36 Antecedentes

(a) Paraca´ıdas (b) Sistema de airbags Figura 35: Elementos del aterrizaje de la Mars Exploration Rover [19]

Despuésde que el aviónde aterrizaje protegido por el airbag se instalóen la superficie y se abrió,los rovers se desplegaron para tomar imágenespanorámicas. Estas imágenesdan a los cient´ıficosla informaciónque necesitan para seleccionar objetivos geológicosprometedores que cuentan parte de la historia del agua en el pasado de Marte. Luego, los rovers conducen a esos lugares para realizar investigaciones cient´ıficasin situ.

Moviéndosede un lugar a otro, los exploradores realizan investigaciones geológicas in situ. Cada rover es una especie de equivalente mecánicode un geólogo que camina por la superficie de Marte. Las cámarasmontadas en mástilestánmontadas a 1,5 metros de altura y ofrecen vistas panorámicasdel terreno de 360 grados, estereoscópicasy humanas. El brazo robóticoes capaz de moverse de la misma manera que un brazo humano con el codo y la muñeca,y puede colocar los instrumentos directamente contra los objetivos de roca y tierra de interés.En el ”puño”mecánicodel brazo hay una cámara microscópicaque sirve el mismo propósitoque la lente de mano de un geólogo.La herramienta de abrasiónde roca sirve el propósitode un martillo de roca de un geólogopara exponer el interior de las rocas [19] [6] [4].

2.15. Mars Reconnaissance Orbiter (MRO)

El Mars Reconnaissance Orbiter de la NASA, lanzado el 12 de agosto de 2005, estáen una búsquedade evidencia de que el agua persistióen la superficie de Marte durante un largo per´ıodo de tiempo. Los potentes instrumentos cient´ıficos de la misióny su prolongada vida útilhan revelado que Marte es un mundo más dinámicoy diverso de lo que se hab´ıarealizado anteriormente. Ahora en su cuarta extensiónde misióndespuésde una misiónprincipal de dos años,el orbitador está investigando cambios estacionales ya largo plazo, incluyendo algunos flujos de la estacióncálidaque son la evidencia másfuerte hasta ahora para el agua l´ıquida en Marte hoy.

El orbitador ha devuelto 247 terabits de datos, que es m´asque el total combinado

37 Antecedentes de cualquier otra misi´onque haya salido de la Tierra para visitar otro planeta.

La misiónha iluminado tres per´ıodos muy diferentes de la historia de Marte. Sus observaciones de los terrenos con grandes cráteresde Marte, los másan- tiguos del planeta, muestran que diferentes tipos de ambientes acuosos anti- guos formaban minerales relacionados con el agua. Algunos de estos ambientes habr´ıansido másfavorables para la vida que otros.

En épocas másrecientes, el agua parece haber ciclado como un gas entre los depósitosde hielo polar y los depósitos Figura 36: Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) [5] de latitudes másbajas de hielo y nieve. La acumulaciónextensa en el hielo o la roca tomóprobablemente por lo menos cientos de millares, y posiblemente millones de añospara formar. Al igual que las edades glaciales en la Tierra, la estratificaciónestáligada a cambios c´ıclicosen la inclinacióndel eje de rotacióndel planeta y la intensidad cambiante de la luz solar cerca de los polos.

El clima actual de Marte es tambiéndinámico, con dióxidode carbono volátily, posiblemente, agua de verano modificando barrancos y formando nuevas vetas. Con observaciones de nuevos cráteres,avalanchas y tormentas de polvo, el orbitador ha mostrado un mundo parcialmente congelado, pero no congelado en el tiempo, como el cambio continúahoy en d´ıa.

Ademásde llevar a cabo sus propios logros cient´ıficos,la misiónMars Reconnais- sance Orbiter provee un reléde comunicaciónpara misiones en la superficie de Marte y evalúaposibles candidatos a sitios de aterrizaje para misiones en superficie [6].

2.16. Phoenix

Las condiciones óptimaspara lanzar misiones a Marte se producen cada 26 meses, pero la oportunidad de lanzamiento de 2007 fue la mejor en varios añospara enviar una misiónde superficie a la regiónnorte de Marte. La misiónde Phoenix aprovechóesta oportunidad y lanzóun aterrizador con un brazo robóticoa Marte el 4 de agosto de 2007 a bordo de un veh´ıculode lanzamiento Delta II de tres etapas [6].

El viaje de Phoenix cubrió 681 millones de kilómetros a Marte durante aproximadamente 10 meses, y aterrizóen Marte el 25 de mayo de 2008. Catorce minutos antes del aterrizaje y unos 7 minutos antes de la entrada atmosféricase desechóel crucero. La nave espacial entróen la atmósferay el escudo térmico

38 Antecedentes inicialmente ralentizó la nave. Después de unos 3 minutos el paraca´ıdas fue desplegado, seguido por la expulsióndel escudo térmico15 segundos después,el despliegue de las piernas de aterrizaje 10 segundos despuésy la activacióndel radar 50 segundos después.A 1 km de altitud se liberóel paraca´ıdas y se logróun descenso motorizado y aterrizaje suave usando un sistema de propulsiónpulsada con 8 propulsores, que se apagaron cuando los sensores de la almohadilla detectaron el aterrizaje [5].

El orbitador de la NASA Mars Odys- sey encontróevidencia a principios de 2002 de que la regiónnorte de Marte albergaba altas concentraciones de hielo de agua mezcladas con el suelo justo debajo de la superficie. Phoenix fue enviado con una carga útilde instrumentos cient´ıficosparticularmente apropia- dos para examinar un ambiente de hielo y tierra. El brazo robóticode Phoenix fue diseñadopara cavar trincheras y recoger muestras de hielo, tierra y agua.

Datos de Phoenix sugieren que el agua Figura 37: Phoenix lander [5] l´ıquidaha interactuado con la superficie marciana a lo largo de la historia del planeta y en los tiempos modernos. La investigacióntambiénproporciona nuevas pruebas de que la actividad volcánica ha persistido en el planeta rojo en geológicamente tiempos recientes, hace varios millones de años.

Entre las evidencias, Phoenix, encontróincluso nubes de hielo y precipitaciones másterrestres de lo esperado. El instrumento láserusado para estudiar la atmósfera detectónieve que ca´ıade las nubes.

Las cámarasde Phoenix también devolvieron másde 25.000 imágenes desde amplias vistas hasta cerca del nivel atómicoutilizando el primer microscopio de fuerza atómicaque se ha utilizado fuera de la Tierra.

”No sóloencontramos hielo de agua, como se esperaba, sino que la qu´ımica del suelo y los minerales que observamos nos llevan a creer que este sitio ten´ıa un clima máshúmedoy cálidoen el pasado reciente -los últimosmillones de años-y podr´ıavolver a futuro ”, dijo el investigador principal de Phoenix, Peter Smith, de la Universidad de Arizona, Tucson.

Phoenix termin´olas comunicaciones en noviembre de 2008 cuando el enfoque del invierno marciano agot´ola energ´ıade los paneles solares del aterrizador [6].

39 Antecedentes

2.17. Phobos-Grunt

La nueva misiónde la agencia rusa se dirig´ıa nuevamente a explorar la luna de Marte, Phobos, as´ıcomo las muestras de tierra de retorno a la Tierra para determinar el origen y la evolu- ciónde esta luna. Ademásde su propia misión,Phobos-Grunt tambiénllevóa cabo la primera misióninterplanetaria de China a Marte llamada Yinghuo-1. Phobos-Grunt fue la primera misiónin- terplanetaria de Rusia desde la misión sin éxitode Marte 96.

Después de un viaje de 11 meses a Marte, Phobos-Grunt deb´ıa comenzar a sondear la magnetosfera y la atmósferade Marte. En este momento, Phobos-Grunt habr´ıaliberado el orbitador Yinghuo-1 de China en una órbi- Figura 38: Phobos-Grunt [5] ta el´ıpticacasi ecuatorial.

Posteriormente, Phobos-Grunt deb´ıaliberar un aterrizador en Phobos para recoger 200 gramos de roca y polvo, as´ı como hacer otros experimentos para estudiar Phobos y su entorno. Las muestras entonces habr´ıansido lanzadas de nuevo a la tierra en una c´apsulade la muestra vuelta para el estudio.

La nave espacial Phobos-Grunt estáen órbitaterrestre y no realizósu quemado programado para comenzar su trayectoria hacia Marte y ambas naves espaciales quedaron varadas en órbitaterrestre despuésde que fallaron las comunicaciones. Una vez másuna, quizásdemasiado ambiciosa, misiónrusa hab´ıafracasado [6].

2.18. Mars Science Laboratory (MSL): Curiosity

Aprovechando el éxitode los dos rover geólogos que llegaron a Marte en enero de 2004, la siguiente misiónde la NASA, el Mars Science Laboratory, que transportaba el rover Curiosity, llegóMarte el 5 de agosto de 2012. El MSL recolectarámuestras de suelo y roca marciana y las analizarápor compuestos orgánicosy condiciones ambientales que podr´ıanhaber soportado la vida microbiana ahora o en el pasado. La misióncuenta con soporte internacional, con un detector de hidrógenoa base de neutrones para localizar el agua proporcionada por la Agencia Espacial Federal Rusa, un paquete meteorológicosuministrado por el Ministerio de Educación y Ciencia españoly un espectrómetro proporcionado por la Agencia Espacial Canadiense entre otros.

40 Antecedentes

Figura 39: Secuencia de aterrizaje de la MSL [5]

El MSL de Marte es la primera misión planetaria en utilizar técnicasde aterrizaje de precisión,dirigiéndosehacia la superficie marciana similar a la forma en que el transbordador espacial con- trola su entrada a travésde la atmósfe- ra superior de la Tierra. De esta manera, la nave espacial volóa una localiza- cióndeseada sobre la superficie de Mar- te antes de comenzar la fase de aterrizaje final. En los minutos posteriores, la nave espacial activósu paraca´ıdasy retrocohetes antes de bajar el paquete del rover a la superficie deslizándolo por un cabo. Este método de aterrizaje permitióque el rover aterrizara en un áreade aproximadamente un tercio del tamañode las elipses de aterrizaje para los rovers de Marte que aterrizaron en 2004. Figura 40: Curiosity, rover de la Mars Science Laboratory [5] Al igual que los rovers gemelos, Spirit

41 Antecedentes y Opportunity, el rover del Mars Science Laboratory, Curiosity, tiene seis ruedas y tiene cámarasmontadas en un mástil.A diferencia de los rovers gemelos, lleva un láserpara vaporizar una capa delgada de la superficie de una roca y analizar la composición elemental de los materiales subyacentes. Es capaz de recoger muestras de roca y suelo y distribuirlas a cámarasde prueba a bordo para análisis qu´ımicos.El Curiosity lleva una serie de instrumentos cient´ıficospara identificar los compuestos que contienen carbono, es decir, las moléculasorgánicas.

La NASA seleccionóun sitio de aterrizaje, Gale Crater, sobre la base de imágenes altamente detalladas enviadas a la Tierra por el Mars Reconnaissance Orbiter y otros datos de misiones anteriores. El rover lleva un sistema de energ´ıa del radioisótopo que genere electricidad del calor de la desintegraciónradiactiva del plutonio. Esta fuente de energ´ıale da a la misiónuna vida útilen la superficie de Marte de un añomarciano completo (687 d´ıasde la Tierra) o más,proporcionando una movilidad y una flexibilidad operativa significativamente mayores, una mayor capacidad de carga cient´ıficay exploraciónde una mayor variedad de latitudes y altitudes que no fueron posible en misiones anteriores a Marte.

2.19. Actualidad

En la actualidad la exploraciónmarciana estámásactiva que nunca. Los constantes avances en tecnolog´ıay los problemas activos en la Tierra hacen que cada vez se vea Marte máscerca.

Las misiones de exploración continúan en activo, como el Curiosity o el Opportunity, y otras son programadas para los añospor venir: Insight seráuna misiónllevada a cabo por la nasa con la misiónde llevar a cabo investigaciones gológicassobre la superficie del planeta; por su parte, las agencias espaciales rusa y europea tiene en funcionamiento la misiónExoMars, que intentarábuscar evidencias de vida en el planeta una vez aterrice en el 2020.

Incluso comienzan a aparecer proyectos privados como SpaceX, del polifacético Elon Musk, que pretenden establecer colonias en Marte en no másde 20 años.

42 Metodolog´ıa

3. Metodolog´ıa

Para evitar, o reducir en la medida de lo posible, los problemas derivados de la últimafase del aterrizaje de la cápsulacontenedora del astromóvil,se propone el diseñode un sistema de amortiguaciónformado por bolsas de aire o airbags. La misiónde los airbags serála de proteger la cápsulacontenedora del veh´ıculo durante la fase final del aterrizaje, estimada entre los 25 m/s y el reposo.

Figura 41: Programaci´ondel descenso [8]

El caso de estudio consiste entonces en el impacto de un sólidor´ıgido,i.e. la cápsula, contra una superficie plana y r´ıgidatambién,simulando el impacto contra el suelo del planeta. Para asegurar la supervivencia del contenido de la cápsulacon la mayor seguridad posible y en las mejores condiciones se emplearánuna serie de airbags, que protegen a la cápsuladel impacto.

Para el proceso de diseñoy optimizacióndel sistema de airbags se dispone el uso de el programa Abaqus R . Este programa, de tipo CAE (Computer Aided Engineering, Ingenier´ıaasistida por computador), permite el diseñodel entorno de estudio y su posterior análisispor medio de distintos parámetrosademásde una representación visual de la evolucióndel sistema.

43 Metodolog´ıa

3.1. El M´etodo de los Elementos Finitos

Para el cálculode parámetros,como la tensióno los desplazamientos, el programa utiliza el Método de los Elementos Finitos. El Método de los Elementos Finitos constituye un método numéricode resoluciónde problemas de la Mecánica de Sólidos.Con élse obtiene una soluciónnuméricaaproximada para problemas con geometr´ıascomplejas que a la hora de ser resueltos anal´ıticamente presentan una cantidad de ecuaciones casi infinitas.

Dado un sólido, sometido a un sistema de cargas y coaccionado por unas ligaduras, este se divide en pequeñossubdominios no intersectantes entre s´ıdenominados ((elementos)), estos estáninterconectados entre si por unos puntos denominados ((nodos)), el conjunto de nodos considerando sus relaciones de adyacencia se denomina ((malla)). Se establece entonces el campo de desplazamientos en cada elemento como una función de los desplazamientos que sufren los nodos de dicho elemento. A continuaciónes posible determinar la matriz de rigidez de cada elemento, constituida a partir de un sistema de ecuaciones formado por las relaciones de una determinada variable entre los nodos. Estas matrices, una vez ensambladas, permiten la obtenciónde, por ejemplo, los desplazamientos en los nudos de cada elemento. Para ello se siguen los pasos del análisismatricial de estructuras que tiene en cuenta, entre otros, los grados de libertad de cada nodo. Una vez conocidos los desplazamientos es posible determinar, de forma aproximada, los valores de tensióny deformación.[12]

Una importante propiedad del método es la convergencia; si se consideran particiones de elementos finitos sucesivamente másfinas, la soluciónnumérica calculada converge rápidamente hacia la soluciónexacta del sistema de ecuaciones, es decir, a medida que aumentamos el númerode nodos el tamañode los elementos se reduce y los resultados son másprecisos.

En la figura 42 Se muestran los resultados del análisispor el Método de los Elementos Finitos, en una pieza previamente mallada. Los resultados se obtienen en cada nodo para despuésobtener un resultado promediado en cada elemento en funciónde los nodos que forman parte de dicho elemento.

44 Metodolog´ıa

Figura 42: Resultados del an´alisispor el M´etodo de los Elementos Finitos

3.2. Modelado

Abaqus R permite en primera instancia el diseñode los elementos que se desean analizar. De esta manera, mediante la herramientas de modelado 3D incluida, se diseñael cuerpo de la cápsulay el sistema de airbags que la protegen, as´ıcomo los elementos auxiliares necesarios para representar el impacto.

3.2.1. Modelizaci´onde la c´apsula

La cápsulase modela como un prisma triangular formado por la extrusiónde un triángulo.Siendo dif´ıcilpredecir la direccióndel impacto, se busca en todo momento la mayor simetr´ıa posible, de este modo los resultados seránlo más constantes posibles al cambiar la direccióny ángulode impacto. Por este motivo se impone una seccióndel prisma triangular equilátera.Del mismo modo, en cuanto a la altura del prisma, se toma un valor que favorezca la simetr´ıay mantenga la forma del prisma:

√ H = 2 · a (1)

Siendo:

H: Altura del prisma. a: Lado del triánguloequiláteroque conforma la seccióndel prisma.

Una vez establecida la relaci´onde medidas de la c´apsulay para continuar con el dimensionado de esta es necesario tener una idea de las dimensiones que puede

45 Metodolog´ıa alcanzar un astromóvil de exploración como el que se prevé pueda contener la cápsula.Para ello se recogen las principales caracter´ısticas dimensionales de algunos de los últimosastromóvilesutilizados en misiones a Marte. Se muestran en la tabla 4 los datos de los rover participantes en las misiones activas de la NASA en Marte.

Rover Masa Dimensiones (Ancho x Largo x Alto) Curiosity (2012 - Actual) 899kg 2.7m x 2.9m x 2.2m Opportunity (2004 - Actual) 180kg 2.3m x 1.6m x 1.5m Spirit (2004 - 2010) 180kg 2.3m x 1.6m x 1.5m

Tabla 4: Caracter´ısticasdimensionales de algunos Rover

Como se puede observar los parámetros var´ıan de una forma considerable dependiendo de los objetivos de la misióna llevar a cabo. Se establecen entonces unos parámetros intermedios que se adapten a las caracter´ısticasde un hipotético robot que no sea ni tan pesado como el Curiosity, ni tan ligero como los Opportunity y Spirit.

Para continuar definiendo las dimensiones de la cápsulase establece entonces un volumen m´ınimo. Ya que los rover suelen tener capacidad para ser plegados y reducir su volumen durante el viaje se fija este volumen en 1m3. Siendo la fórmula del volumen del prisma triangular:

h · a V = · H = 1m3 (2) 2

Donde h es la altura del tri´angulo,que se deﬁne a partir de la longitud del lado a.

Figura 43: Geometr´ıadel tri´anguloequil´atero

Como se puede observar por la geometr´ıadefinida en la figura 43, la altura del triángulotoma la forma:

√ √ h 3 a · 3 sin60◦ = = ⇒ h = (3) a 2 2

46 Metodolog´ıa

Finalmente de las ecuaciones 1, 2 y 3 se obtienen las dimensiones de la c´apsula:

√ a· 3 · a √ V = 2 · 2 · a = 1m3 (4) 2

De donde se resuelve el valor del lado del tri´angulo: a = 1,1776m.

Retomando la tabla 4, es necesario establecer tambiénun objetivo en cuanto a masa total de la cápsula.Se debe tener en cuenta que, ademásdel rover que queramos transportar, este suele ir acompañadode algo de carga extra en forma de instrumentacióncon fines cient´ıficos.Se establece entonces una carga aproximada de la cápsulade 500kg.

El material empleado en el prisma seráel acero. Siendo la cápsulaun sólidor´ıgido homogéneose necesita una densidad media que se aplique en todo el prisma, simplificando as´ıel problema. Puesto que se desea que la masa total de la pieza sea de 500kg la densidad de la cápsula se calcula dividiendo este valor entre el volumen del prisma:

m ρ = = 500kg/m3 (5) V

Siendo:

ρ: Densidad de la c´apsula.

m: Masa de la c´apsula: m = 500kg

V : Volumen de la c´apsula: V = 1m3

En la tabla 5 se muestran las caracter´ısticasdel material que conforma el total del prisma.

M´odulode elasticidad Coeﬁciente de Poisson Densidad 210GP a 0,3 500kg/m3

Tabla 5: Propiedades del material de la c´apsula

3.2.2. Modelizaci´onde los airbags

Al centrar este estudio en la optimizacióndel sistema de airbags, la modelización de estos debe ser totalmente flexible. Se establece entonces únicamente el proceso, ya que, tantos sus dimensiones como su posicióniránevolucionando segúnlos resultados obtenidos en la sucesivas pruebas.

47 Metodolog´ıa

El elemento de partida es una esfera obtenida a partir de la revoluciónde un arco de circunferencia. Este elemento se configura como tipo ”shell”, obteniendo as´ı una esfera hueca en su interior y cuyo espesor es mucho menor que su radio, de esta forma las variaciones en esta dimensión,as´ıcomo las tensiones en dirección radial, pueden ser despreciadas por ser mucho menores que sus homólogasen las otras direcciones.

Una vez obtenida esta esfera se prepara para su unióncon la cápsula,para ello se comienza preparando la uniónentre los airbag y la cápsula.El contacto ente una esfera y un plano tangente estar´ıa formado únicamente por un punto de tangencia, lo que no es en absoluto representativo de lo que podr´ıaser el caso real. Se realizaráentonces un corte Figura 44: Geometr´ıadel airbag en la esfera, que se sellará como es lógicopara que el gas interior no se libere al exterior. De esta forma se consigue una superficie plana en la esfera con la que se ampl´ıala área de contacto a un c´ırculode dimensiones indeterminadas.

Las dimensiones de la superficie plana de la esfera seránmodificadas a lo largo del proceso acorde con las modificaciones en las dimensiones de los airbag.

3.3. Ensamblaje

Una vez definidas las partes que representan a los diferentes sólidosdel problema se deben ensamblar entre ellas si es preciso. Cobra especial importancia la unión entre los airbags y la cápsula.Estas tendránuna responsabilidad directa de los efectos del impacto sobre el sistema cápsula-airbags.Para ello se recurre a la opciónde ensamblado mediante la orden “TIE”. Este procedimiento operativo de Abaqus R iguala los movimientos de dos superficies conectadas impidiendo que haya movimiento relativo entre ellas, aunque los mallados sean distintos. A la hora de ejecutar dicha restricciónel programa pide informaciónacerca de la superficie maestra (“Master Surface”) y la superficie esclava (“Slave Surface”). Esto hace saber al programa que pieza se mueve en funciónde la otra. Se elige como Master Surface parte que posee un mallado másrefinado, la cápsula,y Slave Surface la otra, aunque el programa se reserva la potestad de cambiar el rol de ambas durante la simulación.[17]

3.4. Contenido de los airbags

La consistencia de los airbag y su respuesta al impacto depende en gran medida de la situaci´ondel gas que se contiene en su interior.

48 Metodolog´ıa

Investigar, experimentar y desarrollar un gas que funcione óptimamente en las condiciones de la atmósferamarciana es un trabajo en el que habr´ıaque invertir una gran cantidad de recursos. Por otro lado las organizaciones que lo han hecho guardan sus resultados bajo el másestricto secreto. Por estos motivos se decide apartar el proceso de conjeturas con este elemento y se fija en un gas común, simple y predecible, que sea constante a travésde las distintas simulaciones para que los resultados no dependan de el. Se elige el aire terrestre en su composición estándar.

Para la simulaciónse define en volumen de control, es decir, el volumen que ocupa el gas, como ”Fluid Cavity”. La ”Fluid Cavity.o cavidad fluida de Abaqus R implica los siguientes pautas de cálculo[17]:

Se usan elementos finitos estándarpara la estructura que forme el volumen de control. El uso de elementos fluidos hidroestáticosda sentido a la relaciónentre la deformacióndel volumen de fluido y la presiónque este ejerce en el l´ımite del volumen de control. Además,pueden establecerse enlaces que ayuden que simulen las transferen- cias de fluido entre múltiplescavidades fluidas o entre una cavidad fluida y el exterior, si fuese necesario.

Es necesario definir entonces las propiedades de dicho gas para que Abaqus R pueda simular correctamente el comportamiento de los airbags. Para este proceso basta con definir el peso molecular y la capacidad calor´ıficadel gas que se utiliza, que en este caso se compone principalmente de aire seco terrestre:

Propiedades del aire contenido en los airbag Peso molecular 0.02896 kg/mol Capacidad calor´ıﬁca 1000 J/kgK

Tabla 6: Propiedades del aire a 25◦C [18]

Ambos valores inﬂuyen en el comportamiento del gas. El peso molecular esta relacionado con la densidad del gas y todo lo que tiene que ver con su masa. Por otra parte el poder calor´ıﬁcotiene que ver con la cantidad de energ´ıade impacto que puede ser disipada en forma de aumento de temperatura en el gas.

El otro parámetroimportante a definir, y probablemente el que másimpacto tenga en el resultado, es la presióna la que se encuentra el aire en el interior del airbags. Se toma este parámetrocon cierta libertad para poder modificar de alguna manera el comportamiento de los airbags sin variar su geometr´ıa.

Para simplificar la simulaciónno se establece ninguna presiónexterior y se fija como valor de la presióndel interior de los airbag directamente la presiónmanométrica,

49 Metodolog´ıa entendiendo por presiónmanométricala diferencia de la presióninterior menos la presiónexterior.

3.5. Mallado

Los cálculosdependen completamente del mallado que se elija. La cantidad de nodos y elementos que se dispongan en el modelo son directamente proporcionales a la precisiónde los resultados y al tiempo de cálculo.Incluso másimportante es el tipo de elemento, que condiciona por completo el comportamiento de cada sección del modelo.

3.5.1. Elemento tipo s´olidor´ıgido

Puesto que el análisis está centrado en el sistema de airbags, la cápsula es simplificada en la mayor medida posible. Se establece una secciónde sólidor´ıgido homogéneo,de esta forma su funcionamiento queda bastante simplificado. Con estos parámetrosse desprecia la actuaciónde las deformaciones en la cápsula ya que, se supone que el correcto funcionamiento de los airbag debe evitar deformaciones de importancia en esta. Definiendo la pieza como homogénease establece ademásun reparto de la masa igualitario en todo el volumen.

Concretamente se utiliza el elemento C3D8R. Con este elemento Abaqus R organiza los nodos del mallado formando un hexaedro con un únicopunto de integración en el centro de este, tal y como se muestra en la figura 45.

Figura 45: Desglose de la nomenclatura del elemento s´olidor´ıgido[17]

La reducción de la integración evita numerosos problemas derivados de la complejidad excesiva de los cálculos a la par que reduce el tiempo de procesamiento de la simulación.

50 Metodolog´ıa

Adem´as,este elemento adhiere otras ventajas e inconvenientes [17]:

El elemento tiende a no ser suficientemente r´ıgidoen flexión.

Los esfuerzos, las tensiones y los demásparámetrosson másexactos en los puntos de integración.El punto de integracióndel elemento C3D8R se encuentra en el centro del elemento. Por lo tanto, se requieren elementos pequeñospara capturar una concentraciónde tensión en el l´ımitede una estructura.

Hay que vigilar la apariciónde un fenómenollamado “hourglassing”que causa que los desplazamientos sean completamente equivocados aunque el campo de tensiones siga siendo correcto. En la práctica,el elemento C3D8R no es muy útilsin control de reloj de arena (hourglass). A partir de la versión2.3, el control de reloj de arena se activa automáticamente para este elemento, lo que alivia este problema.

3.5.2. Elemento tipo membrana

Para caracterizar correctamente el comportamiento de los airbags se emplea un elemento del tipo ”Membrane”, es decir, un elemento tipo membrana. El elemento tipo membrana aporta a la parte dos caracter´ısticas principales [17]:

Solo trasmiten fuerzas a lo largo del plano, no momentos.

No presentan resistencia a ﬂexi´on.

Este tipo de condiciones deﬁne perfectamente el comportamiento de una superﬁcie de goma rellena de gas, en este caso un airbag.

Abaqus R recoge distintas denominaciones para las distintas posibilidades del elemento membrana. Dentro de éstas,y puesto que las condiciones de los airbag no representan ningunas condiciones excepcionales se selecciona el elemento con la denominación”M3D4R”, Un elemento tipo membrana de propósitogeneral.

Las nomenclatura M3D4R se˜nalalas caracter´ısticasde dicho elemento:

51 Metodolog´ıa

Figura 46: Desglose de la nomenclatura del elemento membrana [17]

De este modo la denominación M3D4R corresponde a un elemento del tipo membrana, de tres dimensiones, cuyos elementos de análisisse rodean por cuatro nodos y con una reducciónde integración, una orden con la que Abaqus R simplifica el proceso de cálculoy acorta el tiempo de simulaciónsin perder mucha precisión.

3.6. Simulaci´ondel impacto

Una vez modelados todos los elementos que componen el sistema cápsula-airbags se deben definir todos los elementos y parámetrosexternos a este conjunto que participen en la simulacióndel impacto.

3.6.1. Superﬁcie de impacto

El tercer elemento que interviene en la colisióncon un papel protagonista es el suelo del planeta. El suelo del planeta rojo es rocoso, con zonas irregulares y zonas máshomogéneas,no obstante, al no conocer la zona donde la cápsula podr´ıaaterrizar, se simplifica la superficie a un disco plano de espesor despreciable de radio mucho mayor que cualquier dimensióndel conjunto. De esta manera el impacto se produce sobre una superficie infinitamente r´ıgida,con todos sus grados de libertad restringidos, imitando a la perfecciónel comportamiento del suelo marciano. Ademásel tamañodel disco es lo suficientemente grande como para que el conjunto no se salga fuera de este con los sucesivos rebotes.

52 Metodolog´ıa

Figura 47: Comparaci´onde tama˜noentre el primer modelo y el disco

Además,para que se produzca el contacto entre el conjunto y el suelo de forma regular, y no se atraviesen, es necesario definir en el programa una superficie, que serásu cara superior del disco. Para que la interacciónentre esta superficie y el conjunto resulte en un choque elásticocorriente se debe definir la interacciónentre el suelo (la superficie para Abaqus R ) y el resto de los elementos. As´ı,se define un contacto “tangencial¸conuna penalizaciónmediante un coeficiente de fricciónde 0.2, de esta manera se disiparáenerg´ıaen los sucesivos impactos, como suceder´ıa en el caso real. Tambiénse define un contacto en direcciónnormal del tipo “hard contact”. De esta manera quedan definidas las componentes normal y tangencial de las fuerzas de reacción.

Solo queda por definir que significa exactamente para Abaqus R la definiciónde hard contact. Cuando se etiqueta en Abaqus R un contacto con esta denominación, el programa minimiza la penetraciónde la superficie esclava en la superficie maestra en las ubicaciones de restriccióny no permite la transferencia de tensión a tracción a través de la interfaz. Podr´ıa crearse una relación hard contact modificada, que permite algunas penetraciones limitadas y cierta transferencia de tensióna traccióna través de la interfaz, pero no se usaráen este proyecto [17].

3.6.2. Entorno del impacto

Por otro lado es necesario simular la velocidad que mantiene la cápsulacuando termina todas las fases de frenado previas al despliegue de los airbags, preparándose para el impacto con la superficie. Por el momento se estima que este despliegue se produce a unos 10 metros de la superficie, en este punto la cápsuladeber´ıallevar, en condiciones normales, una velocidad de, aproximadamente, 25 m/s, unos 90 km/h.

53 Metodolog´ıa

En términos de la programación de Abaqus R se establece una campo de desplazamientos en todo el conjunto cápsula-airbags, como los airbags se encuentran en el interior de la cápsulaantes de ser hinchados comienzan el proceso con la misma velocidad inicial que la cápsula.La velocidad se direcciona en el sentido negativo del eje z, en direcciónperpendicular al disco que representa el suelo del planeta.

Figura 48: Primer modelo con velocidad inicial negativa en el sentido del eje z

El resto de las condiciones del entorno del impacto corresponden a las caracter´ısticasde la atmósfera marciana. En las opciones generales del modelo que Abaqus R permite configurar se establece la temperatura de “cero absoluto”, es decir, la temperatura m´ınima que se puede alcanzar, −273,16◦C. Tambiénse debe añadirla constante de gas universal que es 8.3144 J/(K · mol). Estos parámetros ayudan tambiéna definir las condiciones en las cuales se produce la disipaciónde la energ´ıadel impacto dentro de los airbags. Cuando el conjunto choca con el suelo los airbag entre la cápsulay el suelo se comprimen, la fricciónde las part´ıculasde gas en el interior de los airbags y el aumento de la presiónde este mismo producen un aumento de temperatura en el interior de los airbags. Se disipa as´ıparte de la energ´ıadel impacto.

Tambiénse debe añadirla fuerza de la gravedad existente en el planeta, se toma el valor de esta fuerza en la superficie del planeta, que es de menos de la mitad de la gravedad terrestre: 3.711 m/s2.

54 An´alisisde resultados

4. An´alisis de resultados

Definidos los parámetrosque permaneceránen principio constantes, se da comienzo al proceso de simulación.Se centra la atenciónen optimizar la configuraciónde los airbags en cuanto a posicionamiento y tamaño,este últimoteniendo en cuenta los dimensionados lógicasde un airbag de estas caracter´ısticas.Las dimensiones del airbag deben ser acordes, además,con las medidas de la cápsula,en la que estarán contenidos antes de su activación.

4.1. Primera simulaci´on

Como primer modelo se prepara una simulacióncon la configuraciónque, a priori, se presenta mássimple. Una vez realizada la pieza correspondiente a la cápsula esta se acompañade 5 airbags, uno en cada cara del prisma.

4.1.1. Modelado del objeto

En el prisma que representa la c´apsulase encuentran dos tipos de caras:

3 caras rectangulares de de 1,41x1,00 m2

2 caras triangulares equil´aterasde lado 1,00 m

Como es natural, siendo las caras diferentes, los airbag acoplados a estásson tambiéndiferentes. En este caso la esfera inicial que daráforma a los 5 airbags serála misma pero, el grado de penetraciónde esta esfera en el cuerpo de la cápsula serádistinto, en parte debido a la diferencia de superficie disponible.

En las imágenes de la figura 49 se puede apreciar como la posiciónen la que los airbags se unen a la cápsulaes lo más centrada posible, tanto en las caras rectangulares como en las triangulares.

55 An´alisisde resultados

(a) Corte transversal a mitad de la altura (b) Corte en la direcciónde la altura del del prisma prisma Figura 49: Posiciónde los airbags en la cápsulapara el modelo 1

Se puede comprobar como la superficie circular creada para el contacto entre cada airbag y la cápsulaes másreducida en el caso de las caras triangulares.

4.1.2. Simulaci´ondel impacto

Decidido el posicionamiento de los airbag y modelado el conjunto cápsula-airbags da comienzo la simulacióndel impacto. La figura 50 muestra la disposicióndel conjunto con respecto a los ejes de coordenadas.

Figura 50: Disposici´onde los ejes de coordenadas en el Modelo 1.

De esta forma realizarásu movimiento inicial en el sentido negativo del eje Z, en direcciónperpendicular a la superficie que representa el suelo del planeta.

En unos 20 segundos de simulaciónel conjunto sufre tres impactos. La altura que se alcanza despuésde cada rebote es cada vez menor, como consecuencia lógica

56 Análisisde resultados de la disipaciónde energ´ıaproducida en cada impacto. Los rebotes posteriores continuaránsiendo cada vez máspequeñoshasta que finalmente queda en reposo.

Con respecto a la salida de resultados es necesario establecer una serie de puntos de cálculo.Se comienza con 200 intervalos igualmente repartidos entre los 20 segundos de simulación,lo que quiere decir que se obtiene un resultado numéricoconcreto del parámetroanalizado cada 0.1 segundos.

En una situacióncomo la que se trata, el objetivo principal seráque el contenido de la cápsulaestésometido a fuerzas de la menor magnitud posible. Siendo las fuerzas resultado del producto entre masa y aceleración,y siendo en este caso la masa constante, las fuerzas dependerándirectamente de la apariciónde aceleraciones. Por tanto, para evaluar el comportamiento de los impactos y la viabilidad de modelo en estos se estudiarán los valores de aceleraciónque aparecen en la cápsula.

Como medida de la aceleraciónse usaráel parámetro“ACOM”. El ACOM es el valor correspondiente a la media del valor de aceleraciónen cada nodo del objeto y se divide en ACOM1, ACOM2 y ACOM3 que corresponden a dicho valor en las direcciones X, Y y Z respectivamente. Este parámetrotiene en cuenta aceleraciones tanto traslaciones como rotacionales. Los valores del parámetroACOM que se muestran en las sucesivas gráficascorresponden únicamente a los nodos de la cápsula,no de los airbag, ya que es en la cápsuladonde se quieren conseguir unas condiciones aceptables en el aterrizaje.

En la figura 51 se observa como la l´ınearoja (aceleraciónen la direcciónZ) destaca por encima de los valores de las l´ıneasverde y azul (aceleraciones en las direcciones X e Y).

Figura 51: Evoluciónde la aceleraciónde la cápsulacon el tiempo

Los cambios máspronunciados entre los valores de aceleraciónse corresponden con los rebotes en el suelo, donde el conjunto pasa de aceleraciónen sentido negativo que le acerca a este a aceleraciónen sentido positivo que le aleja de él.

57 An´alisisde resultados

En la figura 52 se encuentran resaltados los tres primeros impactos, que se corresponden con las tres mayores variaciones en términosde aceleración.

Figura 52: Localizaciónde los impactos en la gráficade aceleración

A pesar de que los impactos se distinguen sin problemas, la gráficade los resultados presenta bastante ruido, los valores parecen imprecisos y poco consistentes. Esto puede ser indicador de imprecisiones en los resultados. Se aumentan los intervalos de cálculoa 2000 valores con el objetivo de que la resoluciónde la gráficaaumente, siendo la gráficadel ACOM resultante la mostrada en la figura 53.

Figura 53: Valores ACOM, alta resoluci´on

De esta manera, con el aumento de resolución,los cambios bruscos en la aceleración producidos por los impactos son claramente visibles. Queda identificado entonces con suficiente claridad el primer impacto como el máscr´ıtico en cuestiónde desaceleraciones.

58 An´alisisde resultados

Se valoran entonces los resultados del primer impacto para evaluar la funcionalidad del modelo. Mediante una nueva simulacióncon otros 2000 intervalos pero esta vez de tan solo 8 segundos, de esta manera se a´ıslan los datos del primer impacto y su posterior rebote al tiempo que aumenta todav´ıamásla resoluciónya que se estarántomando muestras cada 0.004 segundos. Los resultados se muestran en la figura 54:

Figura 54: Valores ACOM del primer impacto

En el momento en el que el conjunto toca el suelo la aceleraciónse dispara debido a la fuerza de reacciónque la superficie ejerce sobre el conjunto y causando la repentina disminuciónde velocidad del conjunto. La aceleraciónaumenta hasta los 2821 m/s2 en unas pocas décimasde segundo. En términosde aceleración terrestre esto equivale a fuerzas de alrededor de los 250 g, es decir, el equivalente al 250 veces el peso que tendr´ıaquien lo soporte sobre la Tierra.

Se han capturado ademáscasi todos los valores del segundo impacto, que toman valores máximosde menos de la mitad en términosde aceleración,es evidente que los valores que deben ser corregidos son los del primer impacto.

En la figura 55, de arriba a abajo y de izquierda a derecha, se encuentran ordenados seis fotogramas del primer impacto de este primer modelo precedidos por una primera imagen donde se muestra ademásla posicióndel suelo respecto al conjunto, este se oculta en las figuras posteriores para facilitar la visualización.

59 An´alisisde resultados

(a) M´aximadeformaci´ondel primer impacto entre el objeto y el suelo

(b) Segundo 0.48 del primer impacto (c) Segundo 0.51 del primer impacto

(d) Segundo 0.54 del primer impacto (e) Segundo 0.58 del primer impacto

(f) Segundo 0.61 del primer impacto (g) Segundo 0.64 del primer impacto Figura 55: Secuencia del primer impacto del modelo 1

60 An´alisisde resultados

Como se aprecia en la secuencia el principal problema que produce el pico de aceleraciónen el primer impacto es que el airbag que queda situado entre el suelo y la cápsulase deforma demasiado. Tanto es as´ıque la cápsula llega a ”tocar.el suelo entre la figura 55c y la figura 55d. Por otra parte, una vez que la cápsula apoya en el suelo la simple inercia del airbag superior le hace deformarse de forma considerable envolviendo a la cápsula,se puede aprobar en color rojo los altos valores de tensión que se producen en este airbag como consecuencia de estas deformaciones. Estos hechos son s´ıntoma de la falta de rigidez en los airbag.

Cabe mencionar que en esta simulaciónla cápsulase ha definido como un sólido indeformable. Esta situaciónhace que absolutamente ninguna parte de la energ´ıa de los impactos que se producen en esta sean disipados en forma de deformaciones. En un modelo real esto no ser´ıatan estricto y los valores ser´ıanmenos abultados aunque, en este caso, probablemente seguir´ıansiendo inaceptables.

Si se quieren mejorar los resultados en el impacto va a ser necesario incrementar la rigidez de los airbag intentando evitar ante todo que la cápsulatome contacto con el suelo y se detenga de forma tan brusca. Para aumentar la amortiguaciónde los airbag se comienza por aumentar la presióndel gas interior logrando as´ıque se deformen con menos facilidad.

La presiónen el airbag de un coche, por ejemplo, no puede alcanzar valores muy altos, tanto para mantener la integridad del material como para asegurar la seguridad del pasajero estos airbag no alcanzan másde 5 libras por pulgada, es decir, unos 35 kPa. Otros airbag, compuestos de materiales mucho másrobustos como pueden ser los balones de suspensiónde un camióno un tren pueden llegar a alcanzar valores de hasta 100 libras por pulgada, casi 700 kPa. En el caso que se trata, el airbag no toma contacto con el pasajero, todo lo contrario, toma contacto con la rocosa superficie de Marte. Por lo que la situaciónpodr´ıaser máscercana a la de los balones de aire mencionados anteriormente.

La presiónque se estaba utilizando para la simulaciónhasta este punto era de tan solo 5 kPa un valor muy insuficiente para sostener los 500 kg de la cápsula.Se incrementa el valor de la presiónen todos los airbag en un orden de magnitud, la presiónahora seráde 50 kPa.

En la gráficade la figura 56 se muestran los valores de aceleraciónmedia en la cápsulapara la simulacióncon el nuevo valor de presión.

61 An´alisisde resultados

Figura 56: Valores ACOM con presi´onincrementada a 50 kPa

El incremento en la presiónde los airbag hace que la cápsulasalga del impacto con mayor energ´ıacinética,alcanzando mayor altitud en el rebote. Debido a esto, tal y como se refleja en la gráfica,en los 8 segundos de simulaciónsolo se captura un impacto en esta ocasión.Además,el pico de aceleraciónmáximaen este nuevo caso es de 2331 m/s2 lo cual representa una disminuciónconsiderable de las fuerzas soportadas. No obstante, se siguen tratando con fuerzas de entorno a los 237 g lo cual sigue siendo muy lejano a lo deseable. Teniendo todav´ıasuficiente margen en lo que se considera ser´ıaun rango de presiones coherente se incrementa nuevamente la presiónen otra magnitud adicional, alcanzando as´ılos 500 kPa.

Al ejecutar el programa de nuevo, Abaqus R este aborta la simulacióncon tan solo dos intervalos calculados. En la figura 57, en la parte de arriba, se pueden observar los dos intervalos calculados. Atendiendo a la tercera columna (”Total time”) se tiene que el segundo intervalo, durante el cual sucede el fallo en la simulación, comienza en el segundo 0.09, antes incluso del primer segundo de simulación.

Figura 57: Monitorizaciónde la simulacióncon 500 kPa de presión

62 An´alisisde resultados

Por otra parte, si se atiende al texto que aparece en la parte baja de la figura, en la pestañaerrores, se puede observar como el últimomensaje de error que aparece (el de másarriba) habla de como un determinado número de elementos se han distorsionado en exceso. Lo lógicoes que sea este error el que provoque que la simulaciónsea abortada, aun as´ıel resto de errores hablan tambiénde distorsiones menores.

Si se retrocede al últimomodelo ejecutado con éxitose puede ver la posición aproximada en la que se encuentra el conjunto en el momento en el que se produce el error en la nueva simulación.El impacto en esta simulaciónse produce entre el segundo 0.4 y 0.5, esto quiere decir que hay varios intervalos de calculo entre el punto donde la simulaciónha sido abortada y el momento en el que el conjunto tocar´ıael suelo. Se sabe entonces que el impacto no es el causante de las distorsiones, se vuelve entonces al modelo anterior para ver que ha podido suceder en los intervalos en los que se produce el error.

Al estar tratando con un intervalo de tiempo muy pequeño se ajustan los parámetrosde la obtenciónde resultados para obtener una buena resolucióncon la que poder analizar lo que ocurre en las primeras décimasde simulación.Se ajusta el tiempo de simulacióna 0.5 segundos divididos en 200 intervalos de análisis.

En la ﬁgura 58 se muestra una secuencia de los primeros momentos de la simulaci´on anterior con la vista de mapa de tensiones:

63 An´alisisde resultados

(a) Segundo 0.000 de simulaci´on(Intervalo (b) Segundo 0.011 de la simulaci´on(Interva- 0) lo 5)

(c) Segundo 0.028 de la simulación(Interva- (d) Segundo 0.046 de la simulación(Interva- lo 14) lo 23) Figura 58: Secuencia del inicio de la simulacióncon presióninterna de 50 kPa

Esta vista muestra con un mapa de escala de colores las diferentes tensiones a las que estásometida cada zona; los colores mas cálidoscorresponden a zonas donde se soportan mayores tensiones mientras que los colores másfr´ıosrepresentan zonas sometidas a menos esfuerzos. El valor que de tensiónque se representa en este modo es el valor de la tensiónequivalente de Von Mises, que tiene en cuenta las tensiones soportadas por cada elemento en todas sus direcciones.

Como se puede comprobar en la figura 58a en el momento inicial ninguno de los airbags soporta ninguna tensión.Sin embargo, a medida que la simulaciónavanza y pasa por los estados de las figuras 58b y 58c el valor de la presiónva incrementando casi uniformemente en toda la superficie del airbag hasta que vuelve a disminuir en la figura 58d. La pregunta ahora es; ¿A quéresponde esta evoluciónde las tensiones?.

Si en el momento inicial no se detecta ningúntipo de tensiónes porque en el interior del airbag no hay ningúngas ejerciendo presión.Sin embargo, la tensiónva apareciendo gradualmente hasta un punto máximoen el que empieza a disminuir. Cuando se realiza la simulaciónde los airbags se establece en su interior una superficie interior que no puede ser atravesada y un fluido con las caracter´ısticas del gas a una presióndeterminada, esto reproduce exactamente el comportamiento

64 Análisisde resultados de un airbag con un gas contenedor. Sin embargo, estas caracter´ısticas,se aplican en una fase distinta de la simulación;distinta de las definiciones de las formas de los objetos o de la definiciónde cada material empleado. Esta fase se inicia en el primer instante de la simulacióny es ah´ıcuando el airbag comienza a hincharse hasta que la resistencia de su material lo hace disminuir y comprimir el gas.

Recapitulando y volviendo al modelo que hab´ıaresultado erróneoconcluye que, dado que en el instante en el que se aborta la simulaciónlos airbag deber´ıan estar simplemente ”hinchándose¸conel gas que aparece en el primer instante de la simulación,las deformaciones que hacen que los resultados no sean normales deben ser causa únicamente de la presióndel interior de los airbags. Lo másprobable es que el material elegido con el espesor elegido no sea capaz de soportar esta presión.

Para continuar con el estudio seránecesario ahora encontrar la máximapresión soportable por el material, que ofrecerá la máxima protección posible sin comprometer la integridad de los airbags. Para encontrar este punto se realizan simulaciones con diferentes valores de presiónen los airbag, los resultados se muestran en la gráficade la figura 59.

Figura 59: Aceleraciónmáxima producida en la simulaciónpara los distintos valores de presiónen el interior de los airbag

A la luz de los datos, se puede apreciar como a partir de los 75 kPa de presiónlas variaciones no son muy significativas. Si la reducciónde las aceleraciones máximas no se reduce de manera importante con el aumento de la presiónno merece la pena que esta se aumente ya que esto causa másesfuerzo en los airbags y los acerca al fallo. Del mismo modo a lo largo de las simulaciones se puede apreciar como, a medida que aumentamos la presiónla altura que alcanza la cápsulatras el rebote es mayor, de manera que almacena mas energ´ıapara la siguiente rebote, algo que tampoco es ventajoso. Por estásrazones se estima que la presiónmásadecuada es la de 100 kPa.

65 An´alisisde resultados

Siendo este posiblemente ya un modelo relativamente definitivo se realiza una simulaciónde él másexhaustiva, estableciendo para ello 30 segundos y 3000 intervalos de muestreo. El tiempo aumenta considerablemente ya que la altura conseguida en el primer rebote es much´ısimomayor y por lo tanto el conjunto tarda másen estabilizarse. En la gráficade la figura 60 se muestra la evolución definitiva de las aceleraciones en esta simulación:

Figura 60: Gráficade aceleraciones para el modelo completo de 100 kPa a alta resolución

En la figura se pueden apreciar los sucesivos rebotes en el suelo cada vez más débilesy frecuentes hasta que se llega a un estado de reposo donde toda la energ´ıa se ha disipado.

Ahora que la optimizacióndel sistema de airbags parece casi completada es posible prestar atenciónal proceso de simulaciónen s´ımismo. La idea del disco representando el suelo del planeta puede ser un poco imprecisa. Ademásel impacto se produce siempre en la misma direccióncuando, en el caso real, la direccióndel impacto es prácticamente imprevisible.

Se diseñaentonces un entorno de simulaciónque favorezca másesta aleatoriedad de los sucesivos impactos. Para ello se utiliza un elemento cúbicohueco, mucho mayor que el conjunto cápsula-airbags,en cuyo interior se emplaza dicho conjunto. Es cubo estádefinido con los mismo parámetrosde inmovilidad e indeformabilidad que caracterizaban al disco que hac´ıala funciónde suelo del planeta anteriormente. Si, una vez colocada la cápsulaen el interior del cubo, esta se proyecta hacia una de las caras en una direcciónaleatoria, la cápsularecibirálos sucesivos impactos en ángulosy direcciones másvariadas e imprevisibles que en el caso del disco plano. De esta manera se estarárealizando con este método un estudio máscertero sobre las posibles condiciones del impacto a medida que el conjunto va rebotando en las paredes del cubo.

66 An´alisisde resultados

En la figura 61 se muestra una comparaciónentre la cápsulacon los airbags desplegados y el cubo que harála funciónde suelo del planeta para este caso. El conjunto de la cápsulay los airbags puede ser englobado en una esfera de radio entre dos y tres metros, mientras que las dimensiones del cubo son de 25x25x25m; por tanto la cápsulatiene espacio suficiente para alcanzar una altura considerable en los sucesivos rebotes.

Figura 61: Comparaciónentre el tamañode la cápsulay el del cubo

Se introduce el conjunto dentro del cubo y se realiza la simulacióndando lugar a la gráficade aceleraciones mostrada en la figura 62

Figura 62: Gráficade aceleraciones en la primera simulación en el cubo

Los resultados son bastante parecidos; aceleraci´onm´aximaen el primer impacto

67 Análisisde resultados y disminuciónde la aceleracióna partir de ah´ıen los sucesivos de una manera parecida. Es cierto que la aceleraciónmáxima es algo superior pero esto puede deberse simplemente a una mayor rotación de la cápsula. El único cambio representativo es el pico de aceleraciónnegativa que se puede apreciar en la figura 63 y que corresponde al segundo impacto, un impacto que tiene lugar contra el techo del cubo, de ah´ıese signo negativo.

Figura 63: Pico de aceleraci´onen el impacto con el techo

Para variar realmente las condiciones del impacto y aumentar la aleatoriedad de los impactos se cambian la direcci´on de la velocidad en las dos siguientes simulaciones.

Para comenzar se lanza el conjunto contra una de las esquinas del cubo en lo que podr´ıarepresentar el choque con algún obstáculo o cráter en la superficie. Es importante mantener el módulode la velocidad constante de manera que se asegure que lo únicoque Figura 64: Direccióndel impacto en el estécambiando en la simulaciónsea la segundo lanzamiento en el cubo direcciónde esta.

68 An´alisisde resultados

Figura 65: Componentes de la velocidad en el segundo lanzamiento en el cubo

Figura 66: Gráficade aceleraciones en la segunda simulaciónen el cubo

El impacto contra la esquina del cubo reparte muy bien la fuerza del golpe entre los airbag ya que mássuperficie de airbag entra en contacto con el “suelo”. Ademáslas fuerzas producidas, aunque siguen siendo predominantes en componente z, están mucho mas igualadas con las otras componentes. De esta manera se aprecia en la gráficade la figura 67 como las deceleraciones son mas suaves, el color de estáses másvariado y, ademáslos picos cesan antes. En definitiva en esta simulaciónse

69 Análisisde resultados consigue un impacto mássuave y una mejor disipaciónde la energ´ıa.

Para continuar se lanza el conjunto de forma lateral contra una de las paredes ya que, hasta ahora, no se hab´ıa sometido a la c´apsula a un impacto puramente lateral.

En esta ocasiónse puede apreciar un punto bastante importante y es que el impacto lateral tiene un resultado bastante desfavorable en comparacióncon los ensayos anteriores. Se puede apreciar en la figura 69 como la aceleración Figura 67: Dirección del impacto en el máximaaumenta de manera conside- tercer lanzamiento en el cubo rable. Además,el primer impacto, que disipa la mayor energ´ıacambia al color azul, que representa las aceleraciones en el eje x, eje en el que se produce el movimiento inicial y por tanto, el primer impacto.

Figura 68: Componentes de la velocidad en el tercer lanzamiento en el cubo

70 An´alisisde resultados

Figura 69: Gráficade aceleraciones en la tercera simulaciónen el cubo

4.1.3. Conclusiones del primer modelo

A lo largo de la optimizacióndel modelo las fuerzas soportadas en los impactos de la cápsulacontra el suelo, sobretodo el primero, en varias magnitudes. Esto ha ocurrido principalmente debido a los cambios en la presióninterior del gas que en un principio era, de lejos, insuficiente.

Sin embargo, en este punto ya se ha comprobado el funcionamiento que podr´ıa tener este modelo en el caso de ponerse en prácticay los resultados no llegan a se suficientemente buenos. A la luz de estos resultados la colisiónprincipal podr´ıa ser de una magnitud de entre las 18g en el mejor caso (el caso del impacto contra la esquina del cubo) y las 72g en el peor caso (el caso del impacto lateral con la pared del cubo). Cierto es que en ese rango de fuerzas un astromóvilpodr´ıaresistir en un espectro considerable de fuerzas, no obstante, el riesgo de que el impacto hiciera fallar la misiónser´ıademasiado grande y el modelo quedar´ıadescartado inmediatamente.

Se debe entonces realizar un nuevo modelo con el que intentar avanzar y obtener resultados m´asfavorables. Para este nuevo modelo se extrae toda la informaci´on posible del que se acaba de analizar:

1. Lo primero que se puede pensar es que la presióndel interior del airbag se comportaráde manera similar ya que, tanto el material del airbag como las caracter´ısticasde la cápsulaseránlas mimas. Cierto es que los cambios en la geometr´ıa de los airbags puede hacerlos másdébiles,por tanto deberá vigilarse este punto.

2. En el caso en que se obtienen los peores resultados en cuanto a deceleraciones

71 An´alisisde resultados

el impacto se produce de manera lateral. Se encuentran dos explicaciones para esto:

Que las aristas de los laterales de la cápsulaesténmásdescubiertas y tomen contacto directo con el suelo. Que los airbags laterales sean demasiado pequeñoso poco resistentes (por falta de presióninterior) para aguantar una superficie mayor que la de las otras caras.

3. Por otra parte, en el caso másfavorable, los valores mas bajos de deceleración parecen deberse a una mayor superficie de contacto entre los airbags y el suelo.

Las contramedidas a estos puntos ser´anel punto de partida del siguiente modelo.

72 An´alisisde resultados

4.2. Segunda simulaci´on

4.2.1. Modelado del objeto

Este segundo modelo comienza con la idea de duplicar los airbags de las caras mayores de la cápsula,de manera que el conjunto tendráesta vez ocho airbags. Para conseguir esto se debe reducir las dimensiones de los airbags en las caras mayores del prisma lo suficiente como para que quepan dos en dicha cara. Con esta modificaciónse espera mejorar los resultados por el aumento de la superficie de contacto.

Una vez dispuesta la c´apsulase comienza probando con unos airbags de 0.45 m de radio:

Figura 70: Posicionamiento de los airbags de radio 0.45m

En la figura 70 se puede observar la colocaciónde dos de los airbags, uno de cada tamaño.Salta a la vista como el airbag pequeñono cubre correctamente las aristas del prima, dejándolasexpuestas al contacto directo con el suelo. Cualquier contacto entre la cápsulay el suelo que no tenga un airbag como intermediario causaráuna deceleraciónbrusca, por lo que se debe evitarlo a toda costa. Se procede entonces a aumentar el tamañode estos airbags.

Sin embargo, cuando se comienza a alcanzar las dimensiones de los airbag de las caras peque˜nas,los airbags de las caras grandes comienzan a sobrepasar las aristas y a cortarse con los airbags de las caras grandes, tal y como se puede apreciar en la ﬁgura 71:

73 An´alisisde resultados

Figura 71: Superposici´onde los airbags de 0.6m de radio

Esta situaciónno es ni demasiado realista ni fácilde llevar al prototipo real. Lo que si parece másfactible es crear un solo airbag en la cara grande del prisma formado por la uniónde estas dos esferas. Además,gracias a esto, es posible aumentar un poco másel tamañode los airbags de manera que cubran mejor las aristas que unen las caras mayores entre s´ı.Tal y como se muestra en la figura 72:

Figura 72: Posicionamiento de los airbags de radio 0.70m

Todas las aristas parecen bastante cubiertas por lo que se procede a completar todas las caras y avanzar con la simulaci´on.

4.2.2. Simulaci´ondel impacto

Se colocan airbags dobles en el resto de caras grandes y otro airbag máspequeño en la cara pequeñarestante. Para comenzar se vuelve a la simulaciónque utiliza un disco como representante del suelo del planeta, se intenta repetir el proceso de

74 Análisisde resultados optimizacióndel modelo anterior con el fin de que puedan ser comparables entre si.

Como la vez anterior se coloca la cápsulade manera que el primer choque contra el suelo lo reciba uno de los airbags pequeños,moviéndosela cápsulaen la dirección negativa del eje z. Con unas primeras pruebas previas con una presiónen los airbag de 100 kPa se observa que la altura de los rebotes es bastante considerable lo que causa que la cápsulatarde bastante en quedar en reposo. Por esto se establece el tiempo de simulaciónen 40 segundos a lo largo de los cuales se estableces 3000 intervalos de cálculo.

Finalizada la simulaciónprestamos atencióna los valores de aceleraciónque se muestran en gráficade la figura 73:

Figura 73: Aceleraciones en el modelo 2 con 100 kPa

Los primeros resultados son muy inferiores a los anteriores a pesar de que se ha mantenido el nivel de presiónen el interior de los airbag. En la gráfica se pueden apreciar cuatro impactos bien definidos. De nuevo el másfuerte es el primero con gran diferencia, en el se llegan a registrar deceleraciones de 382 g terrestres, el valor másdesfavorable que se ha obtenido hasta ahora.

Si se realiza una simulaciónmáscorta pero con los mismos intervalos se puede apreciar con másdetalle el primer impacto:

75 An´alisisde resultados

(a) Segundo 0.35 de la simulaci´on (b) Segundo 0.38 de la simulaci´on

Como se observa, entre la figura 74b y la figura 74c la cápsula vuelve a tomar contacto con el suelo, provocando el pico de aceleraciónmáxima.Nuevamente el remedio a este problema seráincrementar la presiónde los airbag.

Sin embargo, esta vez todos los airbags no son iguales por tanto se debe comprobar si todos se comportan del mismo modo. De hecho, se observa una zona de alta concentraci´onde tensiones en los airbags dobles, justo en la zona donde se unen las dos esferas:

76 An´alisisde resultados

Figura 75: Reparto de tensiones antes del primer impacto

Aunque el objetivo de este trabajo no incluye analizar la resistencia de los materiales, ya que se desconoce el material óptimopara un proyecto de este tipo, si es cierto que ser´ıapositivo en cualquier caso vigilar que la diferencia de tensiones entre las distintas zonas no fuera demasiado acusada. Por ello, se deberáprestar atencióna la zona de los airbags dobles que concentra excesivas tensiones, tal y como se muestra en la figura 75 en color rojo.

Como el objetivo en este momento es que la cápsulano toque el suelo en este tipo de choque, serásuficiente con aumentar la presiónde los airbags pequeños, mientras que, de momento, se mantiene la presiónde los dobles.

Figura 76: Variaciónde la deceleraciónmáximacon respecto a la presiónde los airbag pequeños

77 An´alisisde resultados

En la gráficade la figura 76 se muestra la evoluciónde la deceleracióndel primer impacto segúnse incrementa la presiónde los airbags pequeños.La mejor´ıaen los primeros incrementos de presiónes mucho másacusada ya que con esos primeros incrementos se consigue que la cápsuladeje de tomar contacto con el suelo, lo que implica una alta mejora en la amortiguación.Sin embargo, a partir de los 200 kPa las mejoras son menos acusadas e impredecibles, la aleatoriedad del ángulode rebote hace que un incremento de presiónpueda ser beneficioso y el siguiente no, creando pequeñasvariaciones aleatorias a medida que se incrementa la presión.

Buscando el equilibrio entre las menores aceleraciones y la menor presióndel gas, que en general evitaráproblemas, se fijan 325 kPa de presiónen los airbag pequeños mientras que se mantienen los 100 kPa iniciales en los dobles.

Se ampl´ıael tiempo de simulacióny los intervalos de cálculoy se muestran los resultados de la aceleraciónen la figura 77:

Figura 77: Aceleraciones en el modelo 2 con 325 kPa en los airbag peque˜nos

La deceleraci´ondel primer impacto se ha reducido muy considerablemente, no obstante, el segundo impacto ha aumentado en casi tres veces los valores registrados anteriormente. En la ﬁgura 78 se muestra la secuencia de este segundo impacto.

78 An´alisisde resultados

(a) Segundo 12.32 de la simulaci´on (b) Segundo 12.48 de la simulaci´on

Tal y como se marca en la figura 78b, el culpable del gran pico de deceleraciónes un nuevo contacto directo de la cápsula con el suelo.

Cierto es que se produce una direcciónde impacto que deja expuesta la que probablemente sea la zona másdesprotegida de la cápsula.No obstante, y ya que las condiciones del impacto pueden incluir, por ejemplo, fuertes tormentas que podr´ıanllevar a ángulosde impacto completamente aleatorios por rotaciónde la cápsula,se deberáponer soluciones a este tipo de impactos. De momento se puede comenzar por asegurar que esto no compromete todo tipo de impacto lateral.

Se realiza un giro de 90◦ en la cápsulade manera que, en la direccióndel impacto, el airbag doble queda entre la cápsulay el suelo, como se muestra en la figura 79:

79 An´alisisde resultados

Figura 79: Colocaci´onde la c´apsulatras el giro

Se realiza la simulación y se obtienen los resultados de aceleraciónde la figura 80:

Figura 80: Aceleraciones en el modelo 2 con 325 kPa en los airbag peque˜nos, impacto lateral

A pesar de que los resultados son peores que los del choque en la otra dirección, ha de recordarse, que el impacto principal lo estárecibiendo uno de los airbags dobles, que todav´ıase encuentra a una presióninterior de 100 kPa. Por tanto los resultados no son para nada malos; al transferir el choque principal de un airbag pequeño a uno grande la deceleraciónmáximaha pasado de 382 g a apenas 84 g para una misma presióndel gas. Sin duda la mayor superficie de contacto está beneficiando en gran medida la amortiguacióndel impacto principal.

80 An´alisisde resultados

Figura 81: Variaciónde la deceleraciónmáximacon respecto a la presiónde los airbag dobles

En la figura 81 se muestra el resultado de las aceleraciones máximasregistradas para simulaciones con distintos valores de presiónen los airbag dobles. Los valores pueden alejarse de la tendencia en algúnmomento debido a los distintos ángulos de impacto que puedan ir apareciendo; si el conjunto rota máso menos, en una direccióno otra, puede tomar contacto con el suelo de una manera u otra. A pesar de esto se distingue sin problemas la tendencia al descenso de la aceleración máximaa medida que aumenta la presión.

No obstante, al tiempo que estas aceleraciones descienden empiezan a aparecer deformaciones muy exageradas en los airbags dobles en el momento del inflado. Las esferas que lo forman llegan a aumentar su tamañoen másde el doble y en determinados instantes incluso pierden la forma esférica.A pesar de que el programa no indica que la integridad de la membrana estécomprometida se opta por huir de estas deformaciones que casi con toda seguridad causar´ıanproblemas. Por todo ello se aumenta la presióna 200 kPa, de esta manera se obtiene una mejora en las deceleraciones a la vez que se mantienen las deformaciones y tensiones en unos rangos lógicosaunque no se estudien en detalle.

Con los valores de la presiónestablecidos, los resultados de aceleración,que se muestran en la figura 82. Estos comienzan a ser másasumibles a pesar de no ser tan buenos como los conseguidos en el primer modelo en estas mismas condiciones.

81 An´alisisde resultados

Figura 82: Aceleraciones en el modelo 2 deﬁnitivo

Fijados los valores de presiónes momento de aumentar la aleatoriedad de los impactos para investigar el comportamiento del modelo en diferentes ángulosde impacto. Se crea en la si- mulaciónel mismo cubo que se explicó en el modelo anterior y se procede a impactar el nuevo modelo contra la esquina que se probóanteriormente, como se muestra en la figura 83.

La gráfica de las aceleraciones en el impacto se muestra en la figura 84: Figura 83: Direccióndel impacto en el primer lanzamiento en el cubo

82 An´alisisde resultados

Figura 84: Aceleraciones en el modelo 2 en el impacto con la esquina del cubo

Nuevamente los resultados del choque con la esquina vuelven a ser mucho mejores que los anteriores. El aumento de la superficie de contacto y el reparto de la carga entre másairbags hace que la amortiguaciónsea suave y rápida.

A continuaciónse prueba el impacto lateral en el cubo, cuyos resultados de aceleraciónse muestran en la figura 86.

A pesar de que la mayor´ıade los impactos se mantienen en niveles de acelera- ciónadecuados, en el primer impacto se vuelve a registrar un contacto entre la cápsulay el suelo, en este caso repre- sentado por el cubo. De hecho, si lanza- mos la cápsula contra la pared frontal, el pico de aceleraciónse reduce a ca- Figura 85: Dirección del impacto en el si un tercio del valor que presenta esta segundo lanzamiento en el cubo gráfica.

83 An´alisisde resultados

Figura 86: Aceleraciones en el modelo 2 en el impacto con el lateral del cubo

4.2.3. Conclusiones del segundo modelo

En este modelo se han intentado en la medida de lo posible replicar el proceso seguido en el primer modelo de la simulaci´oncon el objetivo de poder comparar los resultados de cada paso. Lo cierto es que en cada uno de los pasos los resultados obtenidos en este modelo han sido inferiores. Incluso en los impactos laterales en los que se supon´ıaque este modelo deber´ıaser superior los resultados han sido decepcionantes en general.

Cierto es que estos resultados, aunque inferiores, tampoco hacen al modelo completamente inutilizable. No obstante, ser´ıa necesario llevar a cabo algunas correcciones como por ejemplo cambiar la geometr´ıade los airbags dobles.

A pesar de la geometr´ıaque se les ha dado a los airbag laterales, formada con la uniónde dos esferas, una vez que el gas ejerce presiónen el cuerpo elásticode este la geometr´ıase deforma por completo, perdiendo esta forma. Por tanto, lo únicoque causa esta geometr´ıaes una zona de alta concentraciónde tensiones en la uniónde las dos esferas. Por tanto lo másútilser´ıaencontrar una geometr´ıa que ocupe un espacio parecido, aumentando tambiénla superficie de contacto, pero que se adapte de mejor manera a la presiónhomogéneaque ejerce el gas en su interior. Un geometr´ıade elipsoide un un óvalo revolucionado probablemente conseguir´ıaconservar los beneficios de este airbag doble al tiempo que evita la zona de concentraciónde tensiones y reparte mejor la carga. Como contrapunto, dichas geometr´ıasreducir´ıanla distancia entre la cápsulay el impacto reduciendo la resistencia del airbag.

Entonces, si estos airbag dobles aportan algúnbeneficio, ¿Por quése han obtenido resultados peores?. Bien, el empeoramiento de los resultados con respecto al primer modelo podr´ıadividirse en dos componentes causales.

84 An´alisisde resultados

Por una parte se tienen unos resultados que son en general inferiores, prueba tras prueba los resultados son peores en menor o mayor medida. Esto se debe al impacto de la disminuci´ondel tama˜node los airbags. Mientras que los airbags del primer modelo estaban modelados a partir de esferas de un metro de radio, en este modelo se trata con airbags modelados a partir de esferas de 0.6 metros, para los airbags simples, y 0.7 metros para los airbags dobles.

Si comparamos los resultados de las simulaciones en las que se ha hecho chocar la cápsulaen la direcciónde la cara pequeñacon 100 kPa de presiónen su airbag correspondiente, se puede observar en la figura 87 una diferencia muy abultada entre las deceleraciones máximasregistradas:

Figura 87: Comparaci´onentre los choques sobre la cara peque˜na

Siendo la masa de las cápsulasen ambos modelos idéntica y la masa de los airbag prácticamente despreciables en comparación,el únicofactor que interviene en el primer impacto y que ha variado de un modelo a otro es el tamañodel airbag pequeño. El resto de la enorme diferencia recae en el hecho de que la variacióndel tamañoes justo la suficiente para que la cápsulatome contacto con el suelo en el segundo modelo.

Por otra parte, el otro motivo que ha empeorado los resultados es la aparición de máspicos exagerados de aceleración.En varios ensayos se han obtenidos picos de aceleracióndesmesurados debidos a contactos de la cápsula con el suelo. La apariciónde este fenómeno en los resultados parece aleatorio pero depende del ángulode impacto. Este modelo parece favorecer su apariciónal tener las aristas de la cápsulamás expuestas, una vez máspor culpa de los airbags máspequeños.

Pero no todo es negativo, si comparamos los resultados de los dos modelos en los choques sobre los airbags de las caras grandes, en el segundo modelo la aceleraci´onm´aximasolo ha aumentado un 15 %, que si es comparado con el

85 An´alisisde resultados

854 % de aumento registrado en las caras pequeñas(figura 87) supone un aumento minúsculo.Teniendo en cuenta que los airbags de las dos caras han sufrido un aumento del radio similar se puede empezar a visualizar el trabajo de los airbags dobles.

Recopilando todas las ideas se puede concluir que, aunque los resultados han sido inferiores, este modelo seráseguramente superior si se vuelve a las esferas de un metro de radio. De esta manera se reducirála apariciónde contactos de la cápsula con el suelo al cubrir mejor las aristas al tiempo que mejoraránlos resultados en general al aumentar las superficies de contacto con el suelo.

Por supuesto, a medida que se aumente másy másel tamañode los airbags este efecto serámayor. Sin embargo a la hora de llevar el modelo a la realidad el aumento de los airbags supone máscomplicaciones; se necesita másgas para conseguir la misma presión,el material ocupa un mayor volumen en la cápsula,etc...

86 Conclusiones generales

5. Conclusiones y trabajos futuros

A pesar de las limitaciones necesarias para poder llevar a cabo el proyecto y de que solo sen han podido ejecutar correctamente un n´umerolimitado de las simulaciones propuestas, los resultados obtenidos han sido suﬁcientes para extraer conclusiones importantes y muy relevantes a la hora de llevar a cabo un proyecto completo.

5.1. Conclusiones generales

Se ha de recordar que el objetivo de este trabajo era estudiar la influencia del posicionamiento y el dimensionamiento de un sistema de airbags en el aterrizaje de la cápsula.Es por ello que se han pasado por alto condicionantes a elementos como la resistencia del material, el gas contenedor de los airbags o la resistencia y materiales de la cápsula.

Una vez que las únicas variables a lo largo de las simulaciones son el posicionamiento, el dimensionado y como mucho la presión del gas interior del airbag, las comparaciones entre simulaciones son directas y no llevan a equivocación.

Gracias a esto se ha podido comprobar como el segundo modelo ofrece una amortiguaciónpeor con el simple hecho de comparar las aceleraciones producidas en la cápsulaen los dos casos. Esto se verifica fácilmente si se echa un vistazo a las gráficasde energ´ıacinéticade un modelo y otro en las mismas condiciones:

87 Conclusiones generales

(a) Primer modelo

(b) Segundo modelo Figura 88: Gráficasde energ´ıacinéticafrente al tiempo de simulación

En las gráficasde la figura 88 se puede comprobar como la disipaciónde la energ´ıa cinéticaes mucho mássuave y rápidaen el primer modelo simulado.

5.1.1. Tama˜node los airbags

Durante la simulación del impacto el objetivo era obtener la reducción de aceleraciónmenos brusca posible de manera que se crearan las menores fuerzas posibles en el contenido de la cápsula.Para ello se han empleado distintos tamaños de airbags con los que se han obtenido distintos resultados. Pero, ¿de quémanera influye el tamañodel airbag en los resultados?.

Resulta bastante obvio, incluso sin haber hecho ninguna prueba que, para un mismo valor de presióninterior, cuanto mayor sea el airbag másresistencia va a presentar y la amortiguaciónva a resultar mejor. Con los modelos de airbags que se han visto, basados en una geometr´ıaesférica,aumentar el radio supone aumentar la cantidad de gas a presiónentre la cápsulay el suelo as´ıque, en general, esto siempre va a resultar beneficioso.

Los problemas comienzan a aparecer cuando se piensa en como podr´ıaimplemen- tarse esto en la realidad, simular un airbag de 5 o 10 metros de radio es algo relativamente f´acily sencillo y que, casi con toda seguridad proporcionar´alos me-

88 Conclusiones generales jores resultados. Sin embargo, ¿cu´anto volumen ocupar´ıael material necesario?.

V = S · e · n· = 15,7 m3 (6)

Siendo:

V el volumen total del material empleado en los airbags.

S la superficie de las esferas que forman los airbags (Se desprecia la superficie recortada para adherirlos a la cápsula por ser mucho máspequeña). Se calcula mediante la ecuación7:

S = 4 · π · R2 = 314,16 m2 (7)

Donde:

• R es el radio de la esfera que forma el airbag. En este caso hipot´etico se utilizan unas esferas de 5 metros.

e el espesor de la membrana del airbag. Se mantiene el valor utilizado en este proyecto: e = 0,01 m.

n el n´umerode airbags totales. Siendo de tama˜notan grande solo se podr´ıa colocar uno por cara, por tanto: n = 5.

Segúnlos resultados de la ecuación6, el volumen de material es 15 veces el volumen del prisma que se ha utilizado como representaciónde la cápsula.Aunque es cierto que no se conoce el material y espesor que se utilizar´ıaen una situacióncomo esta si que es bastante seguro que un tamañode airbag como este ser´ıainsostenible.

Por otra parte, en la ecuación8, se realiza un cálculo rápidodel volumen de material presente en el primer modelo, donde estánlos airbags másgrandes utilizados:

V = 4 · π · R2 · e · n· = 4 · π · 12 · 0,01 · 5· = 0,628 m3 (8)

Aunque tampoco sea este un valor demasiado bajo, supone un 62.8 % del volumen de la c´apsula;comienza a ser plausible su utilizaci´on.

Una vez que se conoce que se debe establecer una limitaciónde tamañoen los airbag en cuanto al espacio disponible para almacenarlos en la cápsulala pregunta es si se deber´ıanimplementar los másgrandes posibles que quepan. Pues bien sigue habiendo otro tipo de inconvenientes que nos alejan de esta idea aunque se pierda en cuestiónde resultados en la simulación.

89 Conclusiones generales

Al tener una forma esférica, el aumento de tamañoen los airbags, los hace crecer en todas direcciones. De esta manera los airbags mayores no dejan espacio en la cara en la que esténpara colocar otros airbags. Pero, ¿Por quése necesita poner másairbags si los resultados son mejores con uno?. Pues bien, aunque se trate en este trabajo con una simulación en condiciones óptimasy simplificadas no se puede perder de vista la aplicaciónen el caso real.

La superﬁcie marciana es en muchos casos un entorno rocoso con temperaturas extremadamente fr´ıasque causan que muchos materiales que rigidicen y pierdan elasticidad. A esto se le suma que los airbags son unas bolsas de muy poco espesor y rellenas de aire a presi´on,cualquier rotura en el tejido por m´ınimaque sea puede hacer que pierdan toda su efectividad.

Por tanto si se reduce el n´umerode airbags en favor del tama˜node estos las probabilidades de que se produzca un fallo cr´ıticoen el sistema de aterrizaje se disparan.

5.1.2. Geometr´ıade los airbag

En segundo modelo simulado se ha probado a variar la geometr´ıade los airbag uniendo dos esferas en los airbag correspondientes a las caras grandes del prisma.

De esta manera se buscaba incrementar la superficie de contacto entre los airbag y el suelo para un mayor reparto de las fuerzas de reacciónque aparecen en el conjunto. Aunque es cierto que los resultados en ese caso fueron peores que con un simple airbag grande, esto se puede responsabilizar a la reducciónde tamaño ya que en las otra caras los resultados empeoraron mucho más.

Sin embargo, aunque el aumento de superﬁcie de contacto resulte beneﬁcioso, se tiene que tener en cuenta que de nuevo esto causa inconvenientes.

Por una parte se vuelve a tener el problema de que un fallo en una de las dos esferas que forma el airbag causar´ıaun fallo en los airbags de toda la cara.

Ademásel hecho de que compartan la cavidad fluida tambiénafecta en los choques no perpendiculares. Por ejemplo, si la cápsulava a impactar sobre la cara donde estáel airbag doble, pero lleva cierta inclinación,el impacto se produciráprimero sobre una de las esferas. Esto causaráque el gas del interior se desplace hacia la esfera que no estásiendo sometida a ningúnesfuerzo. De esta manera la esfera que recibe el impacto pierde consistencia y retiene peor el impacto y la esfera que no sufre un aumento de presiónque podr´ıahacer fallar el material.

Este fenómenopodr´ıaser resuelto con algúnsistema que dificulte el flujo de aire en el interior de la cavidad o, simplemente, separando las cavidades fluidas, con lo que tambiénse reducir´ıanlos efectos de las roturas en alguna de las esferas.

90 Conclusiones generales

5.1.3. Optimizaci´on

En general, se puede concluir que el diseñoóptimopara un sistema de airbags como este ser´ıaaquel que tuviera un buen equilibrio entre el númerode airbags y el tamañode estos. Aunque en una situaciónideal un airbag grande consiga la mayor superficie de contacto y la mayor distancia entre la cápsulay el impacto, a la hora de llevar el concepto a la realidad esto es inviable.

De hecho si se recuperan las im´agenes de las misiones llevadas a cabo con este tipo de sistemas de aterrizaje esto es precisamente lo que se ha empleado:

Figura 89: Comprobaciones en el sistema de airbags del Spirit [8]

Como se aprecia en la ﬁgura 89 el sistema trata de conseguir la mayor superﬁcie

91 Conclusiones generales de contacto a la vez que se asegura de que un fallo en cualquiera de los airbags no comprometa todo el sistema de aterrizaje.

Ademásse puede ver como los airbags no son completamente esféricossino que estáncortados los unos con los otros, de esta manera se deja espacio para otros airbags en la cara sin sacrificar distancia entre el impacto y la cápsula.Las uniones se producen incluso entre una cara y otra dificultando el acceso a las aristas y vérticesde la cápsula.

Casi con toda seguridad el modelo óptimo,aunque seguramente llevar´ıaeste tipo de airbags formados por la uniónde esferas, no compartir´ıanla misma cavidad fluida; no solo por los problemas que esto podr´ıacausar en caso de fallo, también por la perdida de consistencia en ciertos ángulosde impacto. Ser´ıade gran interés estudiar si funcionar´ıa mejor con algúntipo de sistema que dificultase el flujo de aire entre esferas o simplemente lo mejor ser´ıa sellar cada esfera y hacerla independiente. Probablemente el riesgo de fallo ser´ıademasiado alto en caso de no sellarlas completamente y habr´ıaque sellar irremediablemente.

Un proceso de optimizacióncomo este requerir´ıade cientos de simulaciones que llevarána ese equilibrio entre tamañoy númerode airbags en el que los resultados solo empeoran si modificamos el tamañode las esferas o el númerode airbags. Abaqus R es una buena herramienta con la que aproximarnos a esa solución aparentemente, pero, una vez puestos a trabajar lo cierto es que la complejidad del modelo de simulaciónalarga mucho el proceso iterativo.

Y es que se ha trabajado con un modelo de simulacióncomplejo y con muchas variables; materiales distintos, cavidades fluidas, velocidades, aceleraciones, contactos... A esto se le suma el hecho de que los airbags son elementos muy deformables, y que pueden llevar a tener geometr´ıas realmente complicadas dependiendo de la parte de la cápsula en la que se coloquen. Todas estas complicaciones han conducido en la mayor´ıade ocasiones simulaciones abortadas que no han podido ser analizadas por fallos en el mallado o simplemente porque se detectaban demasiadas deformaciones.

92 Trabajos futuros

5.2. Trabajos futuros

Colocar una nave en la superficie de Marte es un proyecto en el que es necesario invertir una cantidad extremadamente alta de recursos. Diseñarcualquier parte del proyecto por pequeñoque sea puede resultar en añosde trabajo de cientos de personas.

Por otra parte, un proyecto de optimizacióncomo el que se trata en este trabajo puede ser casi infinito. En la secciónanterior de este documento se ha registrado el desarrollo de un proceso básicode optimización,proceso que aun as´ıha servido para extraer algunas de las conclusiones másimportantes.

Sin embargo, hay muchos más que podr´ıa hacerse y muchos más modelos que podr´ıan probarse partiendo de lo aprendido en el proceso presentado. A continuaciónse muestran algunas ideas que podr´ıantraer mejoras a los resultados de la simulación.

5.2.1. Airbags en esquinas y aristas

A lo largo de todo el proceso ha sido una constante la apariciónaleatoria de impactos directos de la cápsulacon el suelo. Estos son debidos, una vez ajustada la presióncorrecta, a determinados ángulosde impacto que pueden dejar expuestos algunos vértices o algunas aristas de la cápsula.Esto aumenta todav´ıa mása medida que los airbags reducen su tamaño.

Si se quisiera instalar una serie de airbags peque˜nospero no se quiere exponer la c´apsulaa este tipo de problemas se deber´ıapensar en colocar los airbags en una zona distinta a las habituales.

Figura 90: Modelo con un airbag por v´ertice

93 Trabajos futuros

En la figura 90 se muestra un concepto de lo que podr´ıahaber sido este un modelo que cumpla estos requisitos. De esta manera los vérticesestar´ıancompletamente a cubierto y, con la presióninterior suficiente, probablemente estos airbags ser´ıan capaces de mantener a salvo tambiénlas aristas.

Hay que destacar el hecho de que unos airbags de este tipo ser´ıanmucho más deformables. Si, por ejemplo, se supone un impacto en la direcciónde una de las caras grandes cuando el conjunto impacte con el suelo el gas contenido en los airbags fluiráhacia la parte superior en su mayor´ıa,donde encontrarámenos resistencia. La circulacióndel gas interior hacia la parte superior causaráque la parte del airbag que interviene directamente en el impacto sea menos resistente y se deforme más.

Figura 91: Movimiento del gas en el modelo de airbags en los v´ertices

Habr´ıaque prestar atencióna si el incremento de presiónnecesario para compensar este efecto ser´ıansoportables o si el incremento de presiónen la parte superior del airbag en el impacto causar´ıaun reventón.Tambiénser´ıainteresante estudiar la implementaciónde un sistema que dificulte la circulacióndel gas en el interior del airbag, como compartimentar su interior, con el fin de reducir este efecto.

En este proyecto se ha intentado simular este modelo de diferentes formas. Sin embargo, a la hora de realizar el mallado Abaqus R encuentra problemas a la hora de establecer la malla a trav´es de la compleja geometr´ıadel airbag.

Concretamente al establecer la malla Abaqus R crea en uno de los bordes que Figura 92: Error de mallado en el airbag del vértice une una de las tapas con la superficie esféricauna serie de elementos lineales

94 Trabajos futuros que deb´ıanser triangulares como el resto, esto es indicativo de que en este borde se est´anduplicando los nodos. Los elementos lineales se muestran resaltados en rojo en la ﬁgura 92.

5.2.2. Cintur´onde tres esferas

Ampliando un poco la idea del modelo dos ser´ıainteresante seguir probando el comportamiento de las conexiones entre airbags. El el caso del segundo modelo se realiz´ouna uni´onentre dos airbags de la misma cara pero pueden realizarse otro tipo de uniones.

Unir los airbags de dos caras distintas puede llegar a ser interesante ya que añade caracter´ısticasque, a priori, podr´ıanser beneficiosas. Si por ejemplo se toma el primer modelo que se usóen las simulaciones y se recolocan los airbags se puede formar un “cinturón”formadopor las tres esferas laterales que comparten una misma cavidad fluida, tal y como se muestra en la figura 93:

(a) Uniónde las tres esferas en un único (b) Colocacióndel airbag alrededor de la airbag cápsula Figura 93: Cinturónde tres esferas

El comportamiento de este cinturónguarda algunas similitudes con el comportamiento de los airbags propuestos en la secciónanterior a esta. Sin embargo, esta vez, se trata con volúmenesde aire mas grandes, ya que las esferas que forman el airbag tienen casi el doble de tamaño,que ademáspara circular entre esfera y esfera tiene que pasar a travésde una zona mucho másestrecha. De esta manera se consigue que la circulaciónde aire no sea muy alta en ningúncaso por lo que se limitan en cierto modo las deformaciones excesivas.

Por otra parte, las uniones entre las esferas se producen por encima de las aristas laterales del prisma, las cuales quedan protegidas por una parte del cinturónque, aunque no sea muy grande, protegeráde los impactos de estas aristas con la superficie.

Sin embargo, parece que las deformaciones que produce la presi´ondel gas interior en todo el cintur´onson demasiado abultadas y Abaqus R vuelve a abortar la

95 Trabajos futuros simulaci´oncon apenas un par de intervalos calculados, por lo que habr´ıa que encontrar otras maneras de experimentar con esta idea.

96 Trabajos futuros

Referencias

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