Helios (nave espacial)

Las dos sondas Helios tienen un aspecto similar. Helios-A tiene una masa de 370 kilogramos (820 lb) y Helios-B tiene una masa de 376,5 kilogramos (830 lb) . Sus cargas útiles científicas tienen una masa de 73,2 kilogramos (161 lb) en Helios-A y 76,5 kilogramos (169 lb) en Helios-B . Los cuerpos centrales son prismas de dieciséis caras de 1,75 metros (5 pies 9 pulgadas) de diámetro y 0,55 metros (1 pie 10 pulgadas) de altura. La mayor parte del equipo y la instrumentación están montados en este cuerpo central. Las excepciones son los mástiles y antenas utilizados durante los experimentos y los pequeños telescopios que miden la luz zodiacal y que emergen del cuerpo central. Dos paneles solares cónicos se extienden por encima y por debajo del cuerpo central, lo que le da al conjunto la apariencia de un diábolo o carrete de hilo.        

En el momento del lanzamiento, cada sonda medía 2,12 metros (6 pies 11 pulgadas) de altura con un diámetro máximo de 2,77 metros (9 pies 1 pulgada) . Una vez en órbita, las antenas de telecomunicaciones se desplegaron sobre las sondas, aumentando su altura a 4,2 metros (14 pies) . También se desplegaron dos brazos rígidos que albergaban sensores y magnetómetros, fijados a ambos lados de los cuerpos centrales, y dos antenas flexibles utilizadas para la detección de ondas de radio, que se extendían perpendicularmente a los ejes de la nave espacial con una longitud de diseño de 16 metros (52 pies) cada una. ^{[ 5 ]}      

Las naves espaciales giran sobre sus ejes, que son perpendiculares a la eclíptica , a 60 rpm . 

La energía eléctrica la proporcionan las células solares instaladas en los dos conos truncados. Para mantener los paneles solares a una temperatura inferior a 165 °C (329 °F) cuando están cerca del Sol, las células solares están intercaladas con espejos que cubren el 50 % de la superficie y reflejan parte de la luz solar incidente, disipando el exceso de calor. La potencia suministrada por los paneles solares es de un mínimo de 240 vatios cuando la sonda se encuentra en el afelio . Su voltaje se regula a 28 voltios CC . Las baterías de plata-zinc se utilizaron únicamente durante el lanzamiento.    

El mayor desafío técnico fue evitar el calentamiento durante la órbita cerca del Sol. A 0,3 unidades astronómicas (45 000 000 km; 28 000 000 mi) del Sol, el flujo de calor aproximado es de 11 constantes solares (11 veces la cantidad de irradiancia solar recibida en órbita terrestre), o 15 kW por metro cuadrado expuesto. A esa distancia, la sonda podría alcanzar los 370 °C (698 °F) .     

Las células solares y el compartimento central de instrumentos debían mantenerse a temperaturas mucho más bajas. Las células solares no podían superar los 165 °C (329 °F) , mientras que el compartimento central debía mantenerse entre -10 y 20 °C (14 y 68 °F) . Estas restricciones exigían el rechazo del 96 % de la energía recibida del Sol. Se optó por la forma cónica de los paneles solares para reducir el calentamiento. Inclinar los paneles solares con respecto a la luz solar que incide perpendicularmente al eje de la sonda refleja una mayor proporción de la radiación solar . Unos "espejos de segunda superficie", desarrollados especialmente por la NASA , cubren todo el cuerpo central y el 50 % de los generadores solares. Estos están hechos de cuarzo fundido, con una película de plata en la cara interna, que a su vez está recubierta con un material dieléctrico. Para una protección adicional, se utilizó un aislamiento multicapa —compuesto por 18 capas de Mylar o Kapton de 0,25 milímetros (0,0098 pulgadas ) de espesor (según la ubicación), separadas entre sí por pequeños pasadores de plástico diseñados para evitar la formación de puentes térmicos— para cubrir parcialmente el compartimento central. Además de estos dispositivos pasivos, las sondas empleaban un sistema activo de rejillas móviles dispuestas en forma de persiana a lo largo de la parte inferior y superior del compartimento. Su apertura se controla de forma independiente mediante un resorte bimetálico cuya longitud varía con la temperatura y provoca la apertura o el cierre de la persiana. También se utilizaron resistencias para ayudar a mantener una temperatura suficiente para ciertos equipos. ^{[ 6 ]}       

El sistema de telecomunicaciones utiliza un transceptor de radio, cuya potencia se puede ajustar entre 0,5 y 20  vatios. Tres antenas están montadas en la parte superior de cada sonda. Una antena de alta ganancia (23 dB ) con un ancho de haz de 11°, una antena de ganancia media (3 dB para transmisión y 6,3 dB para recepción) emite una señal en todas las direcciones del plano de la eclíptica a una altura de 15°, y una antena dipolo de baja ganancia (0,3 dB de transmisión y 0,8 dB de recepción). Para orientarse continuamente hacia la Tierra , la antena de alta ganancia gira mediante un motor a una velocidad que contrarresta el giro de la sonda. La sincronización de la velocidad de rotación se realiza utilizando datos proporcionados por un sensor solar . La velocidad máxima de datos obtenida con la antena de alta ganancia fue de 4096 bits por segundo en sentido ascendente. La recepción y transmisión de señales fueron soportadas por las antenas de la Red del Espacio Profundo en la Tierra.     

Para mantener la orientación durante la misión, la nave espacial giraba continuamente a 60 RPM alrededor de su eje principal. El sistema de control de orientación gestionaba la velocidad y la orientación de los ejes de la sonda. Para determinar su orientación, Helios utilizó un sensor solar rudimentario . Las correcciones de guiado se realizaron mediante propulsores de gas frío ( 7,7 kilogramos [17 lb] de nitrógeno ) con un impulso de 1 Newton . El eje de la sonda se mantuvo permanentemente perpendicular tanto a la dirección del Sol como al plano de la eclíptica.  

Los controladores a bordo podían procesar 256 comandos. La memoria masiva tenía una capacidad de 500 kb (una capacidad muy grande para las sondas espaciales de la época) y se utilizaba principalmente cuando las sondas se encontraban en conjunción superior con respecto a la Tierra (es decir, cuando el Sol se interponía entre la Tierra y la nave espacial). Una conjunción podía durar hasta 65 días. 

Mide la velocidad y distribución del plasma del viento solar . Desarrollado por el Instituto Max Planck de Aeronomía para el estudio de partículas de baja energía. Los datos recopilados incluyeron la densidad, la velocidad y la temperatura del viento solar. Las mediciones se tomaron cada minuto, con la excepción de la densidad de flujo, que se realizó cada 0,1 segundos para resaltar las irregularidades en las ondas de plasma. Los instrumentos utilizados incluyeron: ^{[ 9 ]}

• Detector de electrones
• Detector de protones y partículas pesadas
• Un analizador para protones y partículas alfa con energías entre 231  eV y 16.000  eV.

El magnetómetro de puerta de flujo mide la intensidad y la dirección de los campos magnéticos de baja frecuencia en el entorno del Sol. Fue desarrollado por la Universidad de Braunschweig , Alemania. Mide con alta precisión las tres componentes vectoriales del viento solar y su campo magnético. La intensidad se mide con una precisión de 0,4 nT cuando es inferior a 102,4 nT, y de 1,2 nT para intensidades inferiores a 409,6 nT. Dispone de dos frecuencias de muestreo: búsqueda cada dos segundos u ocho lecturas por segundo. ^{[ 10 ]}    

Mide las variaciones de la intensidad y la dirección de los campos magnéticos de baja frecuencia en el entorno solar. Desarrollado por el Centro de Vuelos Espaciales Goddard de la NASA, mide las variaciones de las tres componentes vectoriales del viento solar y su campo magnético con una precisión de 0,1  nT a unos 25  nT, de 0,3  nT a unos 75  nT y de 0,9  nT a una intensidad de 225 nT . ^{[ 11 ]} 

El magnetómetro de bobina de búsqueda complementa al magnetómetro de puerta de flujo al medir los campos magnéticos entre 0 y 3  kHz. También desarrollado por la Universidad de Braunschweig, detecta fluctuaciones en el campo magnético en el rango de 5  Hz a 3000  Hz. La resolución espectral se realiza en el eje de rotación de la sonda. ^{[ 12 ]}

La investigación de ondas de plasma desarrollada por la Universidad de Iowa utiliza dos antenas de 15 m que forman un dipolo eléctrico para el estudio de ondas electrostáticas y electromagnéticas en el plasma del viento solar en frecuencias entre 10  Hz y 3  MHz. ^{[ 13 ] [ 14 ] [ 15 ]}

La investigación sobre radiación cósmica desarrollada por la Universidad de Kiel buscaba determinar la intensidad, la dirección y la energía de los protones y las partículas constituyentes pesadas en la radiación para determinar la distribución de los rayos cósmicos. Los tres detectores ( detector semiconductor , contador de centelleo y detector Cherenkov ) estaban encapsulados en un detector de anticoincidencia. ^{[ 16 ]}

El instrumento de rayos cósmicos desarrollado en el Centro de Vuelo Espacial Goddard mide las características de los protones con energías entre 0,1 y 800 MeV y de los electrones con energías entre 0,05 y 5 MeV. Utiliza tres telescopios que cubren el plano de la eclíptica. Un contador proporcional estudia los rayos X del Sol. ^{[ 17 ]}  

Desarrollado por el Instituto Max Planck de Aeronomía , el espectrómetro de electrones y protones de baja energía utiliza espectrómetros para medir las características de las partículas (protones) con energías entre 20 keV y 2 MeV y electrones y positrones con una energía entre 80 keV y 1 MeV. ^{[ 18 ]}

El instrumento de luz zodiacal incluye tres fotómetros desarrollados por el Instituto Max Planck de Astronomía para medir la intensidad y la polarización de la luz zodiacal en luz blanca y en las bandas de longitud de onda de 550  nm y 400  nm, utilizando tres telescopios cuyos ejes ópticos forman ángulos de 15, 30 y 90° con la eclíptica. A partir de estas observaciones, se obtiene información sobre la distribución espacial del polvo interplanetario y el tamaño y la naturaleza de las partículas de polvo. ^{[ 19 ]}

El analizador de micrometeoritos desarrollado por el Instituto Max Planck de Física Nuclear es capaz de detectar partículas de polvo cósmico con una masa superior a 10⁻¹⁵ ^g  . Puede determinar la masa y la energía de un micrometeorito con una masa superior a 10⁻¹⁴ ^g  . Estas mediciones se realizan aprovechando el hecho de que los micrometeoritos se vaporizan e ionizan al impactar contra un objetivo. El instrumento separa los iones y electrones del plasma generado por los impactos y mide la masa y la energía de la partícula incidente. Un espectrómetro de masas de baja resolución determina la composición de las partículas de polvo cósmico impactantes con una masa superior a 10⁻¹³ ^g  . ^{[ 20 ] [ 21 ]}

El experimento de mecánica celeste desarrollado por la Universidad de Hamburgo utiliza las especificidades de la órbita de Helios para esclarecer mediciones astronómicas: el achatamiento del Sol; la verificación de los efectos predichos de la relatividad general ; la determinación de la masa del planeta Mercurio ; la relación de masas Tierra-Luna; y la densidad electrónica integrada entre la nave espacial Helios y la estación receptora de datos en la Tierra. ^{[ 22 ]}

El experimento de sondeo coronal desarrollado por la Universidad de Bonn mide la rotación ( efecto Faraday ) del haz de radio polarizado linealmente emitido por la nave espacial cuando pasa en oposición a través de la corona del Sol. Esta rotación es una medida de la densidad de electrones y la intensidad del campo magnético en la región atravesada. ^{[ 23 ]}

El Helios-A fue lanzado el 10 de diciembre de 1974 desde el Complejo de Lanzamiento 41 de la Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral en Cabo Cañaveral, Florida . ^{[ 24 ]} Este fue el primer vuelo operativo del cohete Titan IIIE . El vuelo de prueba del cohete había fallado cuando el motor de la etapa superior Centaur no se encendió, pero el lanzamiento del Helios-A transcurrió sin incidentes.

La sonda se colocó en una órbita heliocéntrica de 192 días con un perihelio de 46.500.000 km (28.900.000 millas; 0,311 UA) del Sol. Varios problemas afectaron las operaciones. Una de las dos antenas no se desplegó correctamente, lo que redujo la sensibilidad del aparato de plasma de radio a las ondas de baja frecuencia. Cuando se conectó la antena de alta ganancia, el equipo de la misión se percató de que sus emisiones interferían con las partículas del analizador y el receptor de radio. Para reducir la interferencia, las comunicaciones se llevaron a cabo con potencia reducida, pero esto requirió el uso de los receptores terrestres de gran diámetro que ya estaban instalados gracias a otras misiones espaciales en curso. ^{[ 25 ]}   

Durante el primer perihelio , a finales de febrero de 1975, la nave espacial se acercó al Sol más que ninguna otra anterior. La temperatura de algunos componentes superó los 100 °C (212 °F) , mientras que los paneles solares alcanzaron los 127 °C (261 °F) , sin que ello afectara al funcionamiento de la sonda. Sin embargo, durante el segundo sobrevuelo, el 21 de septiembre, las temperaturas llegaron a los 132 °C (270 °F) , lo que sí afectó al funcionamiento de ciertos instrumentos.      

Antes del lanzamiento de Helios-B , se realizaron algunas modificaciones a la nave espacial basándose en las lecciones aprendidas de las operaciones de Helios-A . Se mejoraron los pequeños motores utilizados para el control de actitud. Se hicieron cambios en el mecanismo de implementación de la antena flexible y las emisiones de la antena de alta ganancia. Los detectores de rayos X se mejoraron para que pudieran detectar estallidos de rayos gamma , lo que permitió utilizarlos junto con satélites en órbita terrestre para triangular la ubicación de los estallidos. Dado que las temperaturas en Helios-A siempre fueron más de 20 °C (36 °F) por debajo del máximo de diseño en el perihelio, se decidió que Helios-B orbitaría aún más cerca del Sol, y se mejoró el aislamiento térmico para que el satélite pudiera soportar temperaturas un 15 % más altas.  

Las estrictas limitaciones de tiempo dificultaron el lanzamiento de Helios-B a principios de 1976. Las instalaciones dañadas durante el lanzamiento de la nave espacial Viking 2 en septiembre de 1975 tuvieron que ser reparadas, mientras que el aterrizaje de Viking en Marte en el verano de 1976 dejó indisponibles las antenas de la Red del Espacio Profundo que Helios-B necesitaba para llevar a cabo sus investigaciones científicas en el perihelio.

Helios-B fue lanzado el 10 de enero de 1976, utilizando un cohete Titan IIIE. La sonda fue colocada en una órbita con un período de 187 días y un perihelio de 43.500.000 km (27.000.000 mi; 0,291 UA) . La orientación de Helios-B con respecto a la eclíptica fue invertida 180 grados en comparación con Helios-A para que los detectores de micrometeoritos pudieran tener una cobertura de 360 ​​grados. El 17 de abril de 1976, Helios-B realizó su paso más cercano al Sol a una velocidad heliocéntrica récord de 70 kilómetros por segundo (250.000 km/h; 160.000 mph) . La temperatura máxima registrada fue 20 °C (36 °F) más alta que la medida por Helios-A .       

La misión principal de cada sonda duró 18 meses, pero operaron durante mucho más tiempo. El  3 de marzo de 1980, cuatro años después de su lanzamiento, falló el transceptor de radio de Helios-B  . El 7 de enero de 1981, se envió una orden de parada para evitar posibles interferencias de radio durante futuras misiones. Helios-A continuó funcionando con normalidad, pero al no estar disponibles las antenas DSN de gran diámetro, los datos se recopilaron mediante antenas de pequeño diámetro a una velocidad menor. En su decimocuarta órbita, las células solares degradadas de Helios-A ya no podían proporcionar suficiente energía para la recopilación y transmisión simultánea de datos, a menos que la sonda estuviera cerca de su perihelio. En 1984, fallaron los receptores de radio principal y de reserva, lo que indicaba que la antena de alta ganancia ya no apuntaba hacia la Tierra. Los últimos datos de telemetría se recibieron el 10 de febrero  de 1986. ^{[ 26 ]}