Recapitulemos. El plan lunar chino necesita dos lanzamientos del cohete Larga Marcha 10 (CZ-10): uno para mandar a la Luna el módulo Lanyue (揽月) primero y, luego, otro para enviar la nave lunar Mengzhou-Y (梦舟-月) —la versión lunar de la Mengzhou— con tres astronautas a bordo. La Mengzhou se acopla en órbita lunar con el Lanyue y dos de los tripulantes pasan a su interior, mientras un tercero se queda en órbita lunar. El Lanyue desciende descartando la etapa inferior —crashing stage o 推进舱— y, tras explorar la Luna con el rover no presurizado Tansuo y las escafandras Wangyu, el Lanyue asciende y se vuelve a acoplar con la Mengzhou-Y. Finalmente, los tres astronautas regresan en la Mengzhou-Y a la Tierra. Hasta aquí, nada nuevo: todos estos planes se conocían en detalle desde 2022. En definitiva, un esquema similar al Apolo, pero con dos lanzamientos. Por saber, sabemos hasta el lugar del primer alunizaje tripulado: la zona de Rimae Bode, cerca del ecuador lunar. Los dos astronautas explorarán esta zona durante tres días y llevarán a cabo tres paseos espaciales usando el rover Tansuo.

Lo que sí se ha confirmado estos meses es que la Agencia Espacial Tripulada China (CMSA) sigue firme en su propósito de lanzar la misión de alunizaje «antes del fin de 2030» (los medios siguen traduciendo erróneamente esta frase como «antes de 2030», pero no es lo mismo y el matiz es importante, lo que no significa que el primer alunizaje no pueda tener lugar en 2029). El que el calendario se mantenga es relevante porque recordemos que el primer vuelo no tripulado de la nave Mengzhou mediante un CZ-10A —la versión de órbita baja del CZ-10, con solo dos etapas— ha sido retrasado a 2027. Igualmente, la misión no tripulada Chang’e 7 fue pospuesta en el último momento al año que viene sin explicación alguna. Aunque esta última es una misión no tripulada, se especuló con que su retraso podía tener algún impacto en el programa lunar tripulado chino. Estos anuncios, y otros en la misma línea estos últimos meses por parte de la CMSA, dan a entender que no hay retrasos significativos en el programa.

Lo que seguimos sin saber es el calendario preciso de vuelos. Se había anunciado que la tripulación que efectuará el alunizaje despegará en el quinto vuelo del CZ-10 (CZ-1o Y5), por lo que el CZ-10 Y4 llevaría el Lanyue para esta misión y los CZ-10 Y2 e Y3 realizarían un ensayo general del alunizaje sin tripulación. La duda es qué nave lanzaría el CZ-10 Y1, ¿la primera Mengzhou-Y o el primer Lanyue (parece que lo último)? ¿O se lanzará antes un Lanyue de prueba a LEO? El caso es que ahora parece que no se va a seguir esta secuencia de lanzamientos y, además, la misión tripulada alrededor de la Luna para 2028 —en la misión CZ-10 Y2— no se llevará a cabo, aunque se desconoce por qué se ha cancelado. Tampoco sabemos el número de vuelos a la Estación Espacial China que realizará la Mengzhou antes del primer alunizaje. Como mínimo, se lanzará una nave no tripulada —la del año que viene— y otra tripulada a la estación, pero puede que haya más misiones que permitan certificar este vehículo de cara a las misiones lunares.

Lo que sí es una novedad, y bastante llamativa, son los planes para introducir un rover presurizado en misiones posteriores. Este rover, denominado oficialmente Zēngyā yídòng yuèmiàn cāng o 增压移动月面舱, estaría basado en el Lanyue y usaría la masa extra de los propelentes destinados al ascenso para llevar víveres y herramientas adicionales. El CZ-10 puede colocar 27 toneladas en ruta hacia la Luna (TLI) y 10 toneladas en la superficie lunar, de ahí que la masa del Lanyue posado en la Luna será de unas 9 toneladas (hasta 26 toneladas con la crashing stage). La CMSA ha concebido una serie de variantes del Lanyue y de estos laboratorios móviles para crear una (o varias) bases lunares. El Lanyue lanzado por el CZ-10 podrá incluir variantes para ensamblaje (es de suponer que actúen como nodos de la base), para la noche lunar (o sea, con capacidad para que una tripulación pase más de un mes en la superficie lunar y un modelo reutilizable (capaz de varios alunizajes), entre otros. Aunque no es la primera vez que vemos este laboratorio móvil, sí que es la primera se presenta dentro de un plan coherente para crear una base lunar.

Por su parte, los rovers presurizados lanzados por el CZ-10 también vendrán en varias versiones: laboratorio móvil, energía, habitación, experimentos, mando y control e ingeniería. Una vez entre en servicio el cohete CZ-9 durante la próxima década, se lanzarán módulos pesados que podrán situar hasta 15 toneladas en la superficie. Estos módulos se dividen en módulos pesados de carga para la base lunar y en módulos con reactores de fisión para generar energía, módulos hangares y módulos ecológicos, entre otros. De este plan destaca el hecho de que China seguirá contando con el Lanyue para llevar astronautas a la superficie lunar incluso una vez debute el CZ-9 y se ponga en marcha una pequeña base lunar.

El concepto de usar rovers presurizados móviles para formar una base lunar es justo lo mismo que la NASA está planeando hacer (eso sí, en principio en el polo sur lunar). Pero antes de que nadie sugiera que los chinos se han apropiado de la idea —aparte de que es un plan que se remonta a los años 60—, la CMSA ya presentó este rover presurizado hace cuatro años, aunque ahora el diseño incluye un único panel solar semicircular con aspecto de abanico en vez de los dos paneles circulares del Lanyue, algo que ya habíamos visto en 2023. Asimismo, no olvidemos que hasta hace un año la propuesta de la NASA pasaba por un hábitat fijo situado en el polo sur lunar y solo ahora ha optado claramente por una base móvil. Evidentemente, la presentación de estos planes chinos no significa que necesariamente tengan que hacerse realidad, pero si la CMSA los ha publicado es que se está sopesando muy seriamente y que ya se han hecho numerosos estudios preliminares. Lo que está claro es que China no quiere que el primer alunizaje tripulado sea un hecho aislado y ya tiene planes para afianzar su presencia en la Luna.

La entrada Programa lunar tripulado chino: construyendo una base con laboratorios móviles tras el primer alunizaje fue escrita en Eureka.

Sea como sea, la principal novedad con el plan de SpaceX es que, como se había rumoreado, la Starship/HLS remolcará a la nave Orión hasta la Luna, colocándola en una órbita lunar baja (LLO). Recordemos que el SLS en su configuración actual es incapaz de situar a la Orión en LLO, únicamente en una órbita lunar elíptica como la NRHO elegida inicialmente para la estación Gateway. Esto se debe a que el módulo de servicio de la Orión no tiene la potencia suficiente para alcanzar LLO y salir de ella, pero hay que dejar claro —un punto que se suele omitir— que la culpa de esta deficiencia no es de la Agencia Espacial Europea (ESA), a cargo del Módulo de Servicio Europeo (ESM) de la Orión, sino de las especificaciones de la nave que se fijaron hace más de quince años (originalmente el módulo de servicio también lo iba a fabricar Lockheed Martin, contratista principal de la Orión).

Esto quiere decir que NASA y ESA están seguras de que se puede aplicar un empuje con una aceleración en sentido opuesto a lo largo del eje principal de la Orión en estas maniobras críticas (la Orión se acoplará al HLS por el morro, como en Artemisa III). Se confirma que el HLS/Starship se acoplará en dos ocasiones al depósito orbital (depot) de propelentes, una en órbita baja (LEO) y otra en una órbita más alta, algo que ya sabíamos, pero que es la primera vez que la NASA lo deja claro. Eso sí, solo se usará un depósito orbital en vez de dos.

Por tanto, el esquema de misión es el siguiente: se lanza el depósito a LEO, que será recargado de propelentes por varias Starship, luego se lanza el HLS a LEO, que se acoplará con el depósito para cargarse de propelentes. Luego el HLS usará sus motores para ir a una órbita más alta indeterminada, denominada simplemente FTO (Final Tanking Orbit). Mientras, el depósito volverá a ser recargado de propelentes otra vez por un número desconocido de Starships y, una vez completada esta tarea, subirá su órbita a la FTS, donde se acoplará por segunda vez con el HLS para volver a pasarle propelentes (los perdidos en la maniobra de elevación de la órbita). Finalmente, el HLS usará sus motores para subir a una órbita altamente elíptica (HEO), con un apogeo más alla de la órbita geoestacionaria. La nave Orión será lanzada por un SLS hasta esa órbita y allí se acoplará con el HLS. El módulo lunar encenderá sus motores y las dos naves partirán hacia la Luna, donde se colocarán en una órbita LLO.

Allí, dos de los cuatro astronautas pasarán al HLS y descenderán en la superficie (no necesariamente el polo sur), donde permanecerán unos días (pocos en estas primeras misiones). Una de las ventajas de usar LLO en vez de NRHO es que el periodo de esta órbita es mucho menor, permitiendo misiones más cortas (la NRHO prevista tenía un periodo de una semana aproximadamente). Aparentemente, la Orión usará sus motores para poner rumbo a la Tierra desde la órbita lunar (podrá hacerlo al no usar sus propelentes para insertarse en órbita lunar). El empleo del HLS para mandar la Orión a la Luna simplifica las operaciones lunares. Por otro lado, al partir la Orión de una órbita HEO se justifica el uso del SLS, pues, por el momento, no hay otro lanzador que pueda enviar esta nave a una órbita muy alta.

Ahora bien, la NASA no ha aclarado la pregunta del millón que llevamos haciéndonos desde hace años: ¿cuántos lanzamientos del sistema Starship se requerirán para lanzar el HLS (y la Orión) a la Luna? Pues seguimos sin saberlo. La propia NASA ha declarado recientemente que, según su información, se requerirán hasta 22 lanzamientos. Pero poco después, Elon Musk se ha apresurado a desmentir este dato, asegurando que la cifra final «rondará los 6 u 8 lanzamientos» (esto incluye el depósito, el HLS y el resto de Starship tankers). Curiosamente, la media entre las dos declaraciones nos da 14 o 15 lanzamientos, unas cifras parecidas a las que se consideraban más probables. Sea como sea, se trata de un punto de enorme importancia todavía por determinar. Lo que está claro es que SpaceX deberá dominar la técnica de transferencia de propelentes el año que viene si quiere que el HLS sea el elegido en Artemisa IV. Recordemos que a finales de 2027 debe mandar un HLS no tripulado a la Luna, una prueba que también requerirá de múltiples lanzamientos de la Starship.

En cuanto a Blue Origin, que sigue siendo la favorita para que su módulo lunar se use en Artemisa V, la empresa ha introducido más cambios fundamentales en su perfil de misión que SpaceX. En este caso, el SLS será encargado de mandar la Orión a una órbita elíptica alrededor de la Luna como estaba previsto (la órbita se denomina genéricamente EPO, Elliptical Polar Orbit y tendrá un apoastro de unos 9000 kilómetros). Aquí la cifra de lanzamientos por fin está clara. Para enviar el módulo lunar Blue Moon Mark 2 a la Luna se requerirán cuatro lanzamientos del New Glenn 9×4 en su versión reutilizable o del New Glenn 7×2 en versión desechable. Un lanzamiento situará en LEO el módulo lunar y otros tres lanzarán a LEO tres etapas superiores de transferencia que se acoplarán con el módulo lunar formando un tren de cuatro naves acopladas. Dos de las tres etapas se usarán sucesivamente para elevar la órbita del módulo lunar y mandarlo a la órbita elíptica EPO alrededor de la Luna. Allí se acoplará con la Orión y dos de los astronautas pasarán a su interior. Luego se usará la tercera etapa para bajar a una órbita LLO y, de allí, a la superficie. El módulo lunar ascenderá luego hasta la EPO y se volverá a acoplar con la Orión. La Orión usará sus motores para partir desde la EPO hacia la Tierra.

Como vemos, el principal cambio es que se ha eliminado por completo la transferencia de propelentes en las órbitas terrestre y lunar —una opción que se supone abierta para misiones posteriores—, simplificando enormemente la arquitectura, los tiempos y el desarrollo de la misión. A cambio, se han introducido nuevas etapas superiores de las que no se han dado detalles, más allá de que estarán basadas en el módulo lunar no tripulado Blue Moon Mark 1 (por otro lado, tengo curiosidad por la gestión de la integridad estructural de cuatro naves acopladas en línea durante las maniobras propulsivas). También se ha flexibilizado la arquitectura al no hacerla dependiente en exclusiva del nuevo cohete New Glenn 9×4, que debe debutar a finales de 2027 —un plazo muy justo—, abriendo la puerta a usar el New Glenn 7×2 en versión desechable. Con estos cambios, Blue Origin tiene a su alcance adelantar a SpaceX para que sea su módulo lunar el que vuele en Artemisa IV.

Otro elemento relacionado con los planes de Blue Origin es la etapa superior del SLS. Sigue sin estar claro si en Artemisa IV se usará la nueva etapa superior Centaur (basada en la Centaur V del Vulcan) o la última ICPS (Interim Cryogenic Propulsion Stage), destinada originalmente a Artemisa III (en esta misión no se usará etapa superior al enviar el SLS a la Orión a LEO). De todas formas, la NASA es consciente de que la incapacidad de enviar la Orión directamente a LLO es un problema de primer orden para justificar la continuidad del SLS, de ahí que se haya desvelado que se está estudiando la opción de mandar la Orión a LLO con el SLS usando una etapa Centaur agrandada —en realidad un rediseño casi completo de la Centaur V—, quizá incluso en combinación con otra etapa adicional. Ahora mismo, las limitaciones del SLS para alcanzar LLO son el escollo principal para que Blue Origin tenga una clarísima ventaja sobre SpaceX, ya que, dependiendo de la etapa que lleve el SLS, se podría simplificar mucho la arquitectura con el Blue Moon Mark 2.

La NASA también se ha puesto manos a la obra para acortar el tiempo de desarrollo del otro elemento del programa que estaba arrastarando un retraso considerable: la escafandra lunar AxEMU de la empresa Axiom. Aunque ya sabíamos que se había encargado una versión simplificada denominada sortie suit, se confirma que se usará para Artemisa IV y hemos podido ver su diseño. El sortie suit tiene la mitad de masa que el AxEMU (unos 115 kg en vez de 230 kg) y estará limitado a paseos espaciales de unas dos horas de duración. Lo más curioso es que incorporará umbilicales exteriores entre el frontal del traje y la mochila PLSS trasera, igual que los trajes A7L y A7LB del Apolo (estos trajes permitían EVAs con una duración máxima de 4 a 8 horas, respectivamente). La razón, aparte de simplificar y aligerar el diseño, es que así los astronautas podrán usar escafandra como traje IVA dentro del módulo lunar durante el descenso a la Luna y posterior ascenso, como en el Apolo. Para el HLS de SpaceX esta función la iba a cumplir la escafandra intravehicular de la Crew Dragon, pero no había un plan para el módulo de Blue Origin; ahora parece que ambos vehículos usarán el sortie suit.

Con estos cambios sobre la mesa, la NASA ha logrado que el SLS siga siendo imprescindible para Artemisa. Al llevar a la Orión a la Luna, SpaceX gana más flexibilidad para su HLS, pero el número de lanzamientos sigue siendo un factor crítico. Incluso suponiendo que, como Musk dice, «solo» se necesitarán seis u ocho lanzamientos del sistema Starship para mandar el HLS a la Luna, eso significa que en 2027 SpaceX tendrá que lanzar un gran número de Starships —¿10?— para poner a prueba el sistema y enviar el HLS no tripulado a la Luna como está previsto. El problema no es que el sistema Starship no sea capaz de cumplir con lo prometido, el problema es que el tiempo se agota y SpaceX debe hacerlo antes de 2028 si no quiere que haya retrasos (en realidad, doy por sentado que Artemisa IV no despegará hasta 2029, y eso con suerte, pero el margen temporal sigue siendo muy ajustado). Por otro lado, el cambio de arquitectura de Blue Origin, con solo cuatro lanzamientos del New Glenn, le otorga a la empresa de Bezos una cierta ventaja, suponiendo que el New Glenn no dé más sorpresas negativas. Veremos si sabe aprovecharla.

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Por ahora la siguiente misión japonesa a Marte no está aprobada, pero se apoya en el Plan Espacial Básico de junio de 2023, que se centra en desarrollar tecnologías de aterrizaje para la próxima década. Esta misión recibe el nombre provisional de «Misión Paso 1» (STEP1ミッション), o STEP1 a secas. Forma parte de una estrategia de tres pasos en la que STEP1 sería una misión que despegaría a partir de 2030 para demostrar, como decíamos, tecnologías asociadas con el aterrizaje en Marte, STEP2 demostraría un aterrizaje de precisión, con una elipse de unos 20 km, para un aterrizador de 50 kg con unos 10 kg de instrumentos. STEP2 usaría la experiencia de la sonda lunar SLIM, que aterrizó con una enorme precisión en la Luna. Se pensó mandar este aterrizador junto con el orbitador I-MIM para estudiar el hielo marciano, pero actualmente esta misión está cancelada de facto. Por último, STEP3 sería una misión que despegaría alrededor de 2040 y contaría con un aterrizador de 300 a 500 kg y un rover de 100 a 300 kg.

STEP1 despegaría mediante un cohete H3 japonés y usaría como orbitador un vehículo denominado el OTV (Orbital Transfer Vehicle). Dotado de propulsión química, sería capaz de llevar unos 200 kg a la órbita marciana y podría reutilizarse en misiones posteriores. El OTV llevaría tres sondas de superficie (quizá hasta cuatro) dotadas de un escudo térmico hinchable. Cada sonda tendría una masa de 20 a 30 kg y el escudo, de 8,2 kg, mediría 3 metros de diámetro y se inflaría con 0,2 kg de nitrógeno a 90 kPa. Plegadas en configuración de vuelo, las sondas tendrían una forma cilíndrica de 80 x 40 centímetros. Lo interesante de usar un escudo hinchable en un aterrizador tan pequeño es que el coeficiente balístico sería tan bajo, de tan solo 3 kg/m², que la sonda no necesitaría paracaídas para llevar a cabo el aterrizaje. Así que nada de «siete minutos de terror» en la fase EDL (a no ser que el escudo se pinche).

Eso sí, no sería un aterrizaje suave, precisamente: cada sonda aterrizaría a una velocidad de 145 km/h y sufriría un impacto de 400 a 1000 g. Esto hace de cada sonda un penetrómetro que se enterraría entre 20 y 30 centímetros en la superficie marciana. Este penetrómetro incluiría 1 kg de instrumentos científicos, a elegir entre una estación meteorológica simple, magnetómetro, un sismómetro o cámaras, todo alimentado por paneles solares flexibles. Las sondas de superficie serían liberadas en el apoastro por el OTV desde una órbita polar y muy elíptica de 250 x 20.000 kilómetros y efectuarían un encendido de frenado con una Delta-V de 20 m/s. La aceleración máxima sería de unos 6 g, pero el calentamiento máximo rondaría los 40 kW/m², siempre por debajo de 100 kW/m². La elipse de aterrizaje sería de unos 150 x 30 kilómetros, comparable a las de las primeras sondas estadounidenses. La comunicación con la Tierra sería a través del OTV y la vida de la misión sería de un mes aproximadamente.

Las sondas aterrizarían en las regiones polares, en cuyo caso se optaría por llevar magnetómetros y la estación meteorológica, o la zona de los volcanes de Tharsis. En este último caso las sondas llevarían sismómetros para desplegar una red sísmica. También se ha valorado desplegar un microrrobot saltador de unos 100 gramos, unido por un cable a cada sonda. Por su parte, el OTV llevaría varios instrumentos: THSS, un sondeador de ondas submilimétricas; MAI, una cámara de atmósfera y auroras; así como una cámara de alta resolución para fotografiar la entrada y las sondas en la superficie. También podía desplegar un pequeño satélite, Mars Cube.

Paradójicamente, STEP1 recuerda poderosamente a la malograda misión rusa Mars 96, también dotada de penetradores con escudos térmicos hinchables. En febrero de 2027 STEP1 debe ser revisada para definir sus objetivos y diseño principal. De ser aprobada, volaría a principios de la próxima década. Mientras, JAXA ya ha construido un prototipo de escudo hinchable de 2,5 metros de diámetro con paneles solares, batería y radio incorporados. Por otra parte, el ISAS (Instituto de Ciencias Espaciales y Astronáuticas de la JAXA) ha inaugurado una sala de demostración de protección planetaria, un requisito indispensable que Japón no tenía. Veremos si sale adelante y STEP1 logra vengar el recuerdo de Mars 96 cuatro décadas más tarde.

Referencias:

• https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kagaku/kagaku-dai72/siryou1-8.pdf

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Con respecto al HLS de SpaceX, su desarrollo va de la mano del programa Starship. Como sabemos, en el siguiente vuelo, el 15º y segundo orbital, la empresa de Elon Musk intentará capturar tanto el Super Heavy como la Starship, algo que sucederá a partir de mediados del próximo mes de noviembre. Más allá, en el primer trimestre de 2027 debe tener lugar la tan esperada prueba de transferencia de propelentes entre Starship en órbita. Recordemos que sin transferencia de propelentes la Starship no puede abandonar la órbita baja y que mandar el HLS a la Luna requerirá de unos 15 lanzamientos del sistema. SpaceX quiere efectuar el primer lanzamiento de la Starship desde el complejo 39A a finales de año, ahora que la primera rampa de la Starship en Florida ya está oficialmente completa. La segunda rampa de la Starship en Florida, en el complejo SLC-37B, estará terminada en el primer trimestre del año que viene (el SLC-37B tendrá dos rampas activas).

Luego vendrá Artemisa III en el tercer trimestre de 2027, en la que, recordemos, la nave Orión tripulada se acoplará a una Starship dotada de un sistema de acoplamiento frontal en una demostración de no se sabe muy bien qué, pues no estará equipada con un espacio presurizado que simule la cabina del HLS. Hablando de esta cabina, SpaceX ya ha terminado de montar el modelo de la misma —Cabin One— y a comienzos del año que viene comenzará las pruebas con este prototipo en tierra, pruebas que prometen ser más útiles para el programa que el acoplamiento de Artemisa III. La esperada misión no tripulada del HLS a la Luna tendrá lugar en el último trimestre de 2027.

En cuanto a Blue Origin, la empresa del magnate Jeff Bezos espera reanudar los vuelos del New Glenn 7×2 a finales de año y a principios de 2027 planea tener listo el nuevo edificio de integración vertical del New Glenn 9×4. La nueva rampa de este lanzador (LC-36B), la segunda para el New Glenn, debe estar lista en el tercer trimestre de cara a un primer lanzamiento a finales de 2027. El primer módulo lunar no tripulado Blue Moon Mark 1 (Endurance) despegará a principios de 2027, pero el segundo vuelo de este enorme módulo lunar será a finales de 2027, mientras que el tercero será a principios de 2028. La NASA cuenta con este módulo para desplegar varios de los elementos asociados a su Base Lunar.

El vuelo no tripulado del módulo lunar Blue Moon Mark 2 Alpha para Artemisa tendrá lugar a principios de 2028, o sea, más tarde que el HLS de SpaceX, por lo que oficialmente SpaceX sigue manteniendo una ventaja sobre Blue Origin de cara a la primera misión lunar tripulada de Artemisa. Artemisa IV, con el HLS de SpaceX, será a comienzos de 2028, mientras que Artemisa V, con el Blue Moon Mark 2 Alpha, a finales de ese año, aunque ahora mismo estas fechas son simples referencias temporales. El rover presurizado Lunar Cruiser de JAXA será enviado a la Luna con la Starship de carga a partir de 2032, mientras que el primer hábitat de la Base Lunar lo enviará Blue Origin a partir de 2033 con la variante de carga del Blue Moon Mark 2 Alpha.

En este sentido, es importante señalar que este primer hábitat es muy probable que sea de fabricación italiana, después de que el país haya decidido invertir cinco mil millones de dólares en este proyecto. El hábitat, o MPH (Multi-Purpose Habitat), tendrá 6 metros de longitud, 3 metros de diámetro y una masa de 15 toneladas. Podrá albergar a dos astronautas durante un mes y estará equipado con ruedas para moverlo en caso necesario. A cambio, Italia dispondrá de dos asientos en misiones Artemisa a la superficie lunar, un acuerdo que todavía no está claro cómo encajará con los ya existentes entre la NASA y la Agencia Espacial Europea (ESA).

Como vemos, las fechas del programa Artemisa se van concretando poco a poco a medida que se aproxima 2028, el año en el que los humanos deben regresar a la Luna. Sin duda, es más que probable que Artemisa IV se retrase a 2029 o, incluso, 2030, el año en el que China prevé llevar a cabo su primer alunizaje tripulado, aunque por el momento la NASA sigue manteniendo ventaja en esta nueva carrera lunar.

Referencias:

• https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20260009199/downloads/HLS%20IAC%202026%20Presentation%20FINAL.pdf

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MMX es la segunda sonda que Japón lanza a Marte tras la malograda Nozomi (Planet-B), lanzada en 1998 y que no logró situarse en órbita del planeta rojo. MMX es la tercera misión de retorno de muestras japonesa tras las sondas Hayabusa (2003) y Hayabusa 2 (2014). También es la segunda sonda que se lanza con el objetivo de traer muestras de Fobos después de la sonda rusa Fobos-Grunt, lanzada en 2011 y que quedó varada en órbita terrestre. Recordemos que en los años 80 las sondas soviéticas Fobos debían haber depositado varias subsondas en la superficie de la luna homónima, pero fracasaron en el intento.

Este ha sido el décimo vuelo del cohete H3 y el primero en la configuración H3-24L, es decir, con dos motores criogénicos LE-9 en la primera etapa, cuatro aceleradores de combustible sólido SRB-3 y una cofia grande, ‘L’, de 16,4 metros de longitud y 5,2 metros de diámetro. Es la segunda ocasión que el H3 despega con cuatro aceleradores tras la misión F7 de octubre de 2025, que usó la configuración 24W, con una cofia de 5,4 metros de diámetro. En este vuelo el seguimiento de la telemetría del vehículo ha sido posible gracias a la red de satélites TDRS de la NASA.

MMX (Martian Moons eXploration) o, en japonés, 火星衛星探査計画 (Kasei Eisei Tansa Keikaku), es una sonda de 4480 kg construida por MELCO (Mitsubishi Electric Corporation) para la agencia espacial japonesa JAXA. MMX tiene una longitud de 4,8 metros y una envergadura con los paneles solares desplegados de 9 metros. Está dividida en tres módulos: el módulo de propulsión o PM (Propulsion Module), con 1840 kg de propelentes, encargado de las maniobras de ajuste de trayectoria e inserción en la órbita de Marte, para lo cual usará cuatro motores principales OME de 500 newton de empuje cada uno; el módulo de exploración o EM (Exploration Module), con el tren de aterrizaje de cuatro patas para posarse en Fobos, la mayoría de instrumentos científicos y el sistema de recogida de muestras, así como los propulsores asociados a las maniobras de aproximación y aterrizaje, además de ser donde se encuentra el rover europeo IDEFIX; y, por último, el módulo de regreso o RM (Return Module), con 1190 kg de propelentes, que, en realidad, es la sonda propiamente dicha, con los principales sistemas, aviónica y paneles solares, que incorpora además los propulsores de regreso a Tierra y la cápsula de retorno donde irán las muestras de Fobos. El RM dispone de dos motores OME, mientras que los motores RCS del RM tienen 20 newton de empuje. Los paneles solares generan una potencia eléctrica de 2 kilovatios.

El módulo PM será desechado en órbita marciana una vez concluida la inserción orbital y las maniobras principales, mientras que el módulo EM será abandonado después del aterrizaje en Fobos y antes del encendido de partida del RM para regresar a la Tierra.

El sistema de recogida de muestras incluye dos mecanismos, el pequeño perforador C-SMP (Coring Sampler) capaz de alcanzar unos 2 centímetros de profundidad y el sistema neumático P-SMP (Pneumatic Sampler). P-SMP está integrado en una de las patas del tren de aterrizaje y recogerá muestras liberando dos chorros de nitrógeno sobre la superficie, uno para levantar el material y otro para dirigirlo a la zona de captura. Las muestras se almacenarán en un pequeño contenedor cerca de la pata que será retirado por un brazo manipulador para luego introducirlo dentro de la cápsula de retorno. Este mismo brazo se usará para desplegar el perforador C-SMP y recoger una muestra al empujarlo hacia la superficie. El empleo de estas dos técnicas tiene como objetivo asegurar la recogida de muestras independientemente de las características del regolito de Fobos, que son en su mayor parte desconocidas. La cápsula de retorno o SRC (Sample Return Capsule) tiene un diámetro de 60 centímetros y 18,5 kg de masa. Entrará en la atmósfera terrestre a 11,5 km/s y descenderá mediante un paracaídas de 6,8 metros cuadrados, sufriendo una deceleración de 10 g.

Aunque la técnica de recogida de muestras neumática fue la utilizada por la sonda OSIRIS-REx de la NASA en el asteroide Bennu, es la primera vez que una sonda japonesa la usa en un cuerpo de baja gravedad, pues las Hayabusa empleaban un sistema de impacto de un objeto denso para levantar las partículas del regolito. No es casualidad que el P-SMP sea una contribución de la NASA a la misión, pues ha sido fabricado por Honeybee Robotics, una división de Blue Origin. El sistema debe recoger unos 10 gramos de regolito de Fobos (como comparación, Hayabusa recogió 0,1 gramos del asteroide Itokawa y Hayabusa 2 5,4 gramos del asteroide Ryugu).

MMX lleva 13 instrumentos científicos: TENGOO (TElescopic Nadir imager for GeOmOrphology o 天狗), un sistema de cámaras situado en el módulo EM destinado a cartografiar Fobos y Deimos en alta resolución en el rango espectral de 370 a 850 nanómetros con una resolución de 1,2 metros a 100 kilómetros de distancia y 24 centímetros a 20 kilómetros; OROCHI (Optical RadiOmeter composed of CHromatic Imagers o 大蛇) es un radiómetro situado en el EM que estudiará la composición de la superficie al observar la emisión en distintas longitudes de onda; MIRS (MMX InfraRed Spectrometer) es un espectrómetro infrarrojo que estudiará la composición de Fobos y Deimos en el rango 0,9 a 3,6 micras suministrado por la agencia espacial francesa CNES con colaboración de la agencia espacial alemana DLR (originalmente este instrumento se llamó MicrOmega).

MEGANE (Mars-moon Exploration with GAmma rays and NEutrons) es un espectrómetro de rayos gamma suministrado por la NASA; el altímetro radar LIDAR (Laser Altimeter); CMDM (Circum-Martian Dust Monitor), destinado a estudiar la cantidad de partículas de polvo alrededor de Marte y sus lunas; MSA (Mass Spectrum Analyzer) un espectrómetro para analizar los iones alrededor de Marte; y, por último, el rover francoalemán IDEFIX. Además de estos instrumentos, MMX incorpora el monitor de radiación de partículas solares IREM (Interplanetary Radiation Environment Monitor) y las cámaras SHV (Super Hi-Vision cameras), proporcionadas por la cadena de televisión NHK, para proporcionar espectaculares vistas de Marte y sus lunas en 4K y 8K.

IDEFIX (a pesar de escribirse en mayúsculas, no es un acrónimo), es un rover fabricado conjuntamente entre el CNES y el DLR que ha sido bautizado en honor al famoso perrito de Obélix el galo. Tiene una masa de 23,5 kg, incluyendo 2,44 kg de instrumentos científicos. En su configuración compacta durante el viaje tiene forma cúbica y unas dimensiones de 55,3 x 44,5 x 32,6 centímetros. Una vez en la superficie desplegará los paneles solares, con una superficie total de 0,36 metros cuadrados, y las cuatro ruedas, de 20,2 centímetros de diámetro cada una (cada rueda está en el extremo de una pata de 27,5 centímetros). IDEFIX será el primer rover que recorra una luna de otro planeta del Sistema Solar (el aterrizador europeo Huygens que descendió en Titán no se podía mover) y el primero con ruedas que se mueva por la superficie de un cuerpo de baja gravedad. Precisamente, IDEFIX incorpora tecnología del «rover» europeo MASCOT —que no llevaba ruedas— que depositó la sonda Hayabusa 2 en el asteroide Ryugu.

IDEFIX incluye un par de cámara NavCams de 0,4 kg con un ángulo de visión de 122º dotadas cada una con un sensor CMOS de 2048 x 2048 píxels que funcionará en el visible (400 a 800 nanómetros). Estas cámaras son similares a las que llevaba el rover emiratí Rashid —construido principalmente en Europa— que se estrelló contra la Luna con el módulo lunar HAKUTO-R en 2023. También lleva otras dos cámaras WheelCams de 0,22 kg que, como su nombre indican, apuntan cada una a una rueda distinta para comprobar su contacto con el suelo. Cada cámara tiene un sensor de 2048 x 2048 píxeles y un campo de 32,5º, y están equipadas con cuatro LED blancos y 3 LED de colores para iluminar el campo de visión. Además de las cámaras, IDEFIX lleva el radiómetro miniRAD del DLR y el espectrómetro Raman RAX, de 1,5 kg, desarrollado entre el DLR, el INTA español, la Universidad de Valladolid y la Universidad de Tokyo. El láser del RAX, de tipo Nd:YAG, tiene una potencia de 20 milivatios. IDEFIX se comunicará a través de la nave MMX con una antena de banda-S capaz de enviar datos de 64 a 512 kbit/s y recibirlos hasta 32 kbit/s.

Moverse con ruedas en la bajísima gravedad de Fobos, que varía de 0,0030 a 0,0068 m/s2, debido a la forma irregular de la Luna, será todo un desafío para IDEFIX y su sistema de locomoción, denominado LOCO, que también será el encargado de colocar el rover en la posición adecuada una vez en la superficie. La velocidad estará limitada a tan solo 1 mm/s para evitar que el rover vuelque si frena de improviso de forma automática (en Fobos Idefix pesará tan solo 0,1 newton, o sea, apenas 1 gramo-fuerza). Ha sido diseñado para una misión primaria de 100 días de duración y un desplazamiento máximo de 100 metros, aunque no alcanzará esa cifra en tres meses. Estará controlado desde Toulouse y Colonia. La principal limitación operativa de IDEFIX será la energía solar, condicionada por el corto día de Fobos, de apenas 7,65 horas. Pese a todo, el rover deberá dedicar varios días fobianos a recargar su batería antes de continuar moviéndose.

IDEFIX se dejará caer de MMX a unos 40 metros de altura sobre la superficie de Fobos en una maniobra que la sonda usará para ensayar su posterior aterrizaje para recoger muestras. Lamentablemente, IDEFIX aterrizará en el hemisferio de Fobos opuesto a Marte, por lo que no tendremos imágenes espectaculares del planeta rojo en el horizonte fobiano (la zona final será seleccionada en base a las imágenes de MMX). Esta decisión permite controlar mejor el entorno térmico del rover, pero nos privará de fotos maravillosas. Mientras la zona de aterrizaje de MMX será de 20 x 20 metros, la de IDEFIX alcanza un radio de 100 metros debido a los múltiples rebotes sobre el suelo tras caer 40 metros. IDEFIX será desplegado a principios de 2028.

El lanzamiento de MMX estaba originalmente planeado para septiembre de 2024, pero se tuvo que retrasar. MMX llegará a Marte en agosto de 2027. Una vez la cápsula con las muestras de Fobos aterrice en Australia en julio de 2031 podremos poner fin al gran debate sobre si Fobos es un asteroide capturado o surgió de los restos de un gran impacto contra Marte.

La entrada Lanzamiento de la sonda MMX con el rover europeo IDEFIX para traer muestras de Fobos fue escrita en Eureka.

27 de marzo de 1989. A poco menos de 200 kilómetros de Fobos, una nave de dos toneladas y media gira lentamente sobre sí misma. Acaba de fotografiar la pequeña luna deforme y llena de cráteres que tiene delante y ahora tiene que dar media vuelta para apuntar su antena parabólica hacia un punto azul situado a más de 300 millones de kilómetros. Es una maniobra rutinaria, una de tantas. Pero esta vez algo sale mal. La sonda no termina de orientarse, empieza a dar tumbos y sus paneles solares dejan de apuntar al Sol. En la Tierra, los controladores del centro de Kaliningrado esperan la siguiente sesión de comunicaciones (a las 15:58 UTC). No hay respuesta.

La sonda era la Fobos 2. A partir de ese momento solo quedaría de ella un débil susurro de radio captado durante doce minutos entre las 17:51 y las 18:03 UTC, probablemente emitido a través de la antena omnidireccional. Después, el silencio. Doce días antes de su cita definitiva con Fobos, cuando debía sobrevolar la superficie a unos cincuenta metros de altura, disparar un láser y un cañón de iones contra el regolito y dejar caer sobre la luna dos pequeños aterrizadores, la última gran sonda planetaria de la Unión Soviética se apagó para siempre. Su gemela, Fobos 1, llevaba muerta desde septiembre del año anterior por culpa de un simple guion. Sí, un guion.

El proyecto 1F y la plataforma UMVL

La historia de las sondas Fobos empieza mucho antes de 1988, en una pequeña guerra interna que Roald Sagdéyev, director del IKI (Instituto de Investigaciones Espaciales de la Academia de Ciencias de la URSS), bautizaría años después como «la guerra de los mundos». A mediados de los 70, con las Viking estadounidenses a punto de partir hacia Marte y tras el rosario de fallos de las Mars 2 y Mars 3 de 1971 y de la flotilla de las Mars 4, 5, 6 y 7 de 1973, la comunidad espacial soviética se dividió en dos bandos. Los «venusianos», encabezados por Sagdéyev y el presidente de la Academia de Ciencias, Mstislav Kéldysh, defendían centrarse en Venus, donde la URSS llevaba ventaja. Los «marcianos» querían competir con Estados Unidos en el planeta rojo. Ganaron los primeros y no hubo flota soviética para perseguir a las Viking. Pero tras la retirada de Kéldysh, el geoquímico Alexandr Vinográdov, artífice científico de las misiones de retorno de muestras lunares Luna 16, 20 y 24, logró la aprobación del increíblemente ambicioso proyecto 5M para traer muestras de Marte y el 4M para posar un gran rover en el planeta rojo (a su vez herederos de los proyectos 5NM y 4NM).

Serguéi Kriukov, diseñador jefe de la oficina de diseño de NPO Lávochkin (heredera de la OKB-301 de Semión Lávochkin), se volcó en este proyecto entre 1975 y 1977 en vez de centrarse en mejorar la familia de sondas Mars ya lanzadas, que, a pesar de sus fracasos, también había conseguido éxitos notables. Sin embargo, los proyectos 5M y 4M se fueron complicando cada vez más y, tras la muerte de Vinográdov, el IKI convenció al ministro de Construcción de Maquinaria General, Serguéi Afanásiev, para que lo cancelase. Kriukov asumió la culpa del fracaso y dimitió. Poco antes, en 1976, había propuesto un proyecto marciano más modesto bajo el índice 1F, que quedó en el cajón. Mientras Lávochkin se volcaba en Venus y se sucedían los éxitos: primero las Venera 15 y 16, las primeras en explorar el planeta mediante radar y, sobre todo, las Vega 1 y 2, que en 1985 dejaron sendos aterrizadores y globos en Venus antes de pasar junto al cometa Halley en marzo de 1986.

El sustituto de Kriukov fue Viacheslav Kovtunenko, un ingeniero que llegaba desde la oficina de diseño Yuzhnoe de Dnipropetrovsk (Ucrania), donde había sido adjunto del diseñador jefe. Kovtunenko venía del mundo de los misiles balísticos y, durante la década anterior, se había encargado de los pequeños satélites Intercosmos, lanzados por el cohete Tsyklon, de modo que las sondas interplanetarias eran un terreno nuevo para él. Decidido a dejar su propia huella, en 1979 puso en marcha el diseño de una nueva plataforma interplanetaria que pudiese servir de base para misiones a la Luna, Venus, Marte y sus satélites, asteroides y cometas. Su nombre, UMVL (en ruso, «unificado Marte-Venus-Luna»).

El desarrollo fue lento. Según Vladímir Perminov, uno de los veteranos de las sondas planetarias soviéticas, el director del proyecto era un antiguo funcionario del partido más interesado en su carrera que en la técnica, y Kovtunenko nunca logró entenderse con los grandes jefes de la industria espacial, como Valentín Glushkó, Nikolái Piliuguin o Mijaíl Riazanski. Sin su apoyo, los avances se hicieron esperar. Con las Vega ya en camino, Lávochkin recuperó el proyecto 1F en 1985 como primera aplicación de la UMVL. El éxito de las Vega le dio el impulso político necesario: Kovtunenko fue recibido en el Kremlin por Mijaíl Gorbachov, recibió la Orden de Lenin y pasó de diseñador jefe a diseñador general y director general de la empresa. Hasta entonces, las sondas soviéticas lanzadas por el cohete Protón (las Mars 2 a 7, las Venera 9 a 16 y las Vega) habían sido variantes del vehículo 4MV/5VK, cuya arquitectura se remontaba a finales de los años 60. La UMVL era la primera ruptura real con esa línea de diseño en casi dos décadas. La primera aplicación de la UMVL sería el vehículo 1F de las Fobos, y la siguiente, el 1M de la futura misión Mars 94, luego rebautizada como Mars 96. En Lávochkin, la plataforma acabaría conociéndose simplemente como «módulo de servicio Fobos» y la misión 1F.

El empuje político y científico vino del IKI de Sagdéyev, artífice del éxito internacional de las Vega. Sagdéyev había descubierto que abrir las misiones a científicos extranjeros era una forma excelente de obtener instrumentos de calidad que la industria soviética no podía fabricar, a la vez que proporcionaba al Kremlin una imagen de apertura en plena perestroika. Las Fobos llevarían este modelo hasta sus últimas consecuencias. Cada sonda transportaba veinticuatro experimentos aportados por la URSS, la ESA (Agencia Espacial Europea) y trece países más, entre ellos Francia, la RFA, la RDA, Austria, Suecia, Suiza, Finlandia, Hungría, Bulgaria, Checoslovaquia, Polonia e Irlanda. Incluso Estados Unidos participó con co-investigadores y con el apoyo de la red de antenas de espacio profundo DSN de la NASA, un gesto impensable apenas unos años antes. El coste del proyecto para la URSS fue de 272 millones de rublos de la época, a los que había que sumar unos 60 millones aportados por los socios extranjeros. Las dos sondas propiamente dichas costaron 51 millones de rublos.

¿Por qué Fobos? Por un lado, la pequeña luna marciana, de unos 27 x 22 x 18 kilómetros, observada desde Rusia ya en 1896 por Serguéi Kostinski en el observatorio de Púlkovo, era un objetivo científicamente atractivo, con un origen discutido (¿asteroide capturado o fragmento de Marte?) y una composición desconocida. Por otro, Fobos tenía un lugar especial en la cultura soviética desde que en 1959 el astrofísico Iósif Shklovski especulase con que el satélite podía ser hueco y artificial para explicar las aparentes anomalías de su órbita (una teoría ya desacreditada en los años 80). Además, la falta de atmósfera y la baja gravedad hacían de Fobos un objetivo mucho más accesible que la superficie de Marte. Pero, sobre todo, Fobos encajaba con la estrategia de Sagdéyev de no competir frente a frente con Estados Unidos y centrarse en objetivos planetarios que la NASA no tuviese en su lista. La NASA llevaba sin enviar nada a Marte desde las Viking de 1975 y por entonces preparaba una modesta sonda orbital, la Mars Observer. Al igual que en otras ventanas de lanzamiento a Marte o Venus, se decidió lanzar un par de sondas 1F para maximizar las probabilidades de éxito. Las naves llevarían aterrizadores para Fobos: debían ser los primeros artefactos humanos destinados a posarse en una luna de otro planeta.

Un vehículo de más de seis toneladas

La UMVL era, en su versión 1F, la sonda planetaria más pesada construida hasta la fecha, con una masa al lanzamiento de 6.220 kg. De ellos, unos 3.600 kg correspondían a la ADU (Avtonómnaya Dvigátelnaya Ustanovka, «sistema de propulsión autónomo»), un módulo desechable situado en la parte inferior del vehículo y encargado de las maniobras más exigentes en términos de Delta-V: el último encendido para alcanzar la trayectoria de escape terrestre, las correcciones de trayectoria y la inserción en órbita marciana. La ADU constaba de ocho tanques esféricos (cuatro de 1,02 metros de diámetro y cuatro de 0,73 metros) dispuestos alrededor de un motor KTDU-425A capaz de ser reencendido y de regular su empuje entre 9,8 y 18,6 kN, con un tiempo total de funcionamiento de 560 segundos. Quemaba propelentes hipergólicos (UDMH y tetraóxido de dinitrógeno) y podía cargar hasta 3.000 kg de los mismos para una masa en seco de 600 kg. Se trataba de un rediseño profundo de la etapa de propulsión de las sondas lunares Ye-8, o sea, las que llevaron los Lunojod (sondas Luna 16, 20 y 24). La ADU de las Fobos fue el antecedente directo de la etapa Fregat, la que décadas más tarde se convertiría en la etapa superior habitual de los cohetes Soyuz.

Por encima de la ADU se situaba el bloque orbital, de unos 2.600 kg, construido alrededor de un compartimento presurizado toroidal para la electrónica, rodeado por cuatro tanques esféricos de hidrazina que alimentaban el sistema de propulsión propio: veinticuatro propulsores de 50 N, cuatro de 10 N y una docena de 0,5 N para el control de actitud. Los de 50 y 10 N (los modelos S5.221 y S5.216) fueron desarrollados a partir de 1980 por la oficina KB Khimmash y funcionaban con hidrazina (el S5.221 también acabaría en la etapa Fregat, que lleva doce de ellos). Sobre el toroide se montaba un módulo cilíndrico presurizado con la aviónica, los sistemas de radio y buena parte de los instrumentos, coronado por una antena parabólica de alta ganancia de 1,65 metros orientable en dos ejes. A diferencia de las sondas anteriores, los paneles solares se disponían paralelos al toroide. El vehículo podía estabilizarse en los tres ejes o bien en un modo de deriva, girando lentamente con los paneles apuntando al Sol, que se usaría durante el crucero. A diferencia de las sondas Vega, no tenía plataforma de barrido para los instrumentos, de modo que para observar Marte o Fobos toda la nave debía girar y, después, volver a apuntar la antena hacia la Tierra. El sistema de control de actitud dependía de un ordenador con triple redundancia en el que la decisión se tomaba por mayoría: dos de los tres procesadores debían funcionar correctamente. Como veremos, esta arquitectura escondía un defecto fatal.

La carga científica superaba los 500 kg, una cifra récord para la época. La joya de la corona eran los instrumentos de teledetección activa. El LIMA-D, de 80 kg, era un espectrómetro de masas asociado a un láser que dispararía pulsos de diez nanosegundos para vaporizar el milímetro superior de la superficie de Fobos y analizar los iones de la nube de plasma resultante. El DION, de 24 kg, haría algo parecido bombardeando el regolito con iones de kriptón y midiendo los iones secundarios rebotados. Entre ambos debían analizar la composición de un centenar de puntos de la superficie. El radar RLK sondearía el subsuelo hasta dos metros de profundidad. A esto se sumaban la cámara VSK con tres canales CCD de 288 x 505 píxeles, construida entre la URSS, Bulgaria y la RDA y conocida también con el nombre de Fregat (curiosamente, el mismo que recibiría la etapa derivada de la ADU), el espectrómetro infrarrojo francés ISM, el radiómetro de barrido TERMOSKAN, el espectrómetro de rayos gamma GS-14, el detector de neutrones IPNM para buscar agua, el espectrómetro de ocultación AUGUSTE y varios instrumentos para estudiar el plasma alrededor de Marte, el viento solar y el Sol, como el telescopio solar TEREK o el analizador sueco ASPERA. El problema es que la masa total se disparó y hubo que recortar experimentos. Fobos 1 perdió el ISM, el TERMOSKAN y uno de los dos aterrizadores, mientras que Fobos 2 se quedó sin el radar RLK, el telescopio TEREK y el detector de neutrones IPNM.

Volar a cincuenta metros de una luna marciana

El perfil de la misión era tan ambicioso como la sonda. Tras la inserción en una órbita elíptica alrededor de Marte casi ecuatorial, la nave iría circularizando su trayectoria en sucesivas maniobras hasta situarse en una órbita ligeramente por encima de la de Fobos, que gira a unos 6.000 kilómetros de la superficie marciana (9.380 km del centro del planeta) con un periodo de 7 horas y 39 minutos. Entonces se desprendería la ADU. Desde esta órbita de observación, casi sincronizada con la del satélite, la sonda iría acercándose a Fobos varias veces a baja velocidad relativa para fotografiarlo, refinar los parámetros de su órbita y elegir los puntos de aterrizaje. Finalmente, una maniobra con el sistema de propulsión propio la colocaría en una trayectoria de sobrevuelo. A dos kilómetros de distancia se activaría un radar para guiar la nave, que pasaría durante unos veinte minutos a unos cincuenta metros de la superficie con una velocidad relativa de entre dos y cinco metros por segundo. En ese tiempo se dispararían el láser y el cañón de iones, y la nave atravesaría la nube de material evaporado para analizarlo. Al mismo tiempo se soltarían los aterrizadores. Teniendo en cuenta que Fobos es un cuerpo enormemente irregular, con variaciones topográficas de varios kilómetros, mantener una altura de cincuenta metros de forma autónoma era un reto de navegación formidable. Si todo salía bien, se estudiaba la posibilidad de repetir la operación con Deimos.

Aterrizar en Fobos no iba a ser fácil. La gravedad superficial de la luna es unas dos mil veces inferior a la terrestre (del orden de 0,005 m/s², aunque varía de un punto a otro por la forma irregular del satélite) y la velocidad de escape ronda los 40 km/h, es decir, una velocidad que puede alcanzar un corredor de élite. En estas condiciones, un aterrizaje se parece más a un atraque que a un descenso. El problema no es frenar, sino evitar rebotar: un objeto que choque contra la superficie a unos pocos metros por segundo puede salir despedido de vuelta al espacio si el regolito es elástico. Además, el Sol sale y se pone cada siete horas y media, y el planeta rojo ocupa una enorme porción del cielo en el hemisferio que mira hacia él, provocando eclipses frecuentes. Todo ello condicionó el diseño de los dos aterrizadores de las Fobos, que no podían ser más diferentes entre sí.

DAS, la estación de larga duración

El primero era la DAS (Dolgozhivúschaya Avtonómnaya Stántsiya, «estación autónoma de larga duración»), construida por NPO Lavochkin bajo la dirección científica de Viacheslav Linkin, del IKI. Era un aterrizador fijo de 67 kg con una carga útil de unos 20 kg que viajaba plegado en la parte superior del módulo cilíndrico de cada sonda. En el momento del sobrevuelo, un par de brazos lo empujarían a 2,2 m/s. Una vez libre, la DAS usaría unos pequeños propulsores de gas frío para girar sobre sí misma a unos dos radianes por segundo (para estabilizarse) y para acelerar hacia la superficie. Estaba diseñada para soportar un impacto a una velocidad vertical de hasta 4 m/s y una velocidad horizontal máxima de 2 m/s. En cuanto unas varas de contacto situadas en su parte inferior detectasen el suelo, se encenderían unos pequeños motores de combustible sólido para mantener el aterrizador pegado a la superficie y, simultáneamente, se dispararía un arpón hacia el subsuelo a unos 100 m/s. El arpón estaba unido a la estación por un cable que se tensaría mediante cuatro pequeños motores, anclando la DAS a Fobos. Tras esperar diez minutos a que el polvo levantado se asentase, la estación extendería tres patas para elevar su plataforma de instrumentos ochenta centímetros sobre el suelo, sin dejar de mantener la tensión del cable del arpón, y desplegaría sus paneles solares y su antena. Dado que Fobos gira con respecto al Sol, unos sensores solares se encargarían de orientar los paneles a lo largo del día fobiano.

El arpón no era un simple ancla. Estaba equipado con un acelerómetro y un sensor de temperatura para funcionar como penetrómetro y medir las propiedades mecánicas del regolito durante su hincado. El resto de la instrumentación incluía una cámara CCD francesa, con la participación del veterano astrofísico Jacques Blamont del CNES, para obtener panorámicas del entorno y estudiar la microestructura de la superficie, un espectrómetro de partículas alfa, protones y rayos X del Instituto Max Planck de la RFA (ALPHA-X) para determinar la composición elemental del suelo, un sismómetro y un sensor solar francés para medir con precisión las libraciones de Fobos, unos datos que permitirían deducir la distribución de masa en su interior. Por último, la DAS actuaría como un faro de radio para un experimento de interferometría de muy larga base (VLBI) con participación soviética, francesa y estadounidense, con el fin de determinar la órbita de Fobos con una precisión sin precedentes y predecir cómo decae lentamente hacia Marte. El sismómetro de la primera DAS que llegase a Fobos tendría además la oportunidad de registrar la llegada de su compañera y era lo suficientemente sensible como para detectar los saltos del segundo aterrizador PrOP-F. La estación se comunicaría directamente con la Tierra en la banda de 1.672 MHz a una velocidad de entre 4 y 16 bits por segundo, de modo que transmitir una sola imagen requeriría tres o cuatro sesiones de comunicaciones. Su vida útil prevista era de al menos tres meses, aunque se esperaba que funcionase cerca de un año.

Ensayar un aterrizaje así en la Tierra no era trivial. En la segunda mitad de los 80, Lávochkin construyó un banco de ensayos específico, el SU-254.40.100, formado por una rampa inclinada que lanzaba la estación contra un contenedor relleno de arena de agloporita o de bloques de hormigón celular para simular el regolito. El banco compensaba por completo el peso de la DAS, le imprimía un giro de hasta 2 radianes por segundo y permitía variar la velocidad de contacto entre 2 y 4,5 m/s en vertical y entre 2 y 2,5 m/s en horizontal, con inclinaciones del eje de la estación de hasta 15º. Se hicieron diez pruebas que sirvieron para comprobar el funcionamiento de los motores de fijación, la penetración del arpón y el tensado del cable.

La DAS sufrió las prisas del proyecto. Se sabía que los paneles solares podían quedar en la sombra de la propia estructura en determinados momentos, pero no hubo tiempo para desarrollar una solución, ni siquiera para añadir una batería secundaria. Y, en un detalle que dice mucho del ambiente de la época, soviéticos y franceses desarrollaron dos algoritmos distintos de compresión de imágenes y, como el ordenador no tenía capacidad para ambos, cada DAS voló con un algoritmo diferente.

PrOP-F, la rana saltarina

El segundo aterrizador era mucho más singular. El PrOP-F (Pribor Otsenki Prokhodímosti – Fobos, «instrumento de evaluación de la transitabilidad – Fobos») fue desarrollado por el VNIITransmash de Leningrado, el instituto donde Alexandr Kemurdzhián había dirigido el desarrollo de los Lunojod. El propio Kemurdzhián fue el responsable científico del vehículo. Sus siglas hacían referencia al primer «vehículo» diseñado para otro planeta. Las Mars 2 y Mars 3 de 1971 habían llevado un pequeño PrOP-M, un robot de 4,5 kg que debía arrastrarse sobre dos esquís por la superficie marciana unido al aterrizador por un grueso cable. El de la Mars 2 se estrelló con su aterrizador y el de la Mars 3 no sabemos si llegó a desplegarse, porque su aterrizador dejó de transmitir a los pocos segundos de posarse. Para las Fobos se decidió adaptarlas mediante el salto.

El PrOP-F, apodado «la rana», tenía una masa de entre 43 y 50 kg según las fuentes, con unos 7 kg de carga útil. Su forma era la de una esfera aplanada de unos cincuenta centímetros de diámetro: una semiesfera superior sobre una base semicilíndrica. Sería expulsado lateralmente desde la sonda en el momento de máxima aproximación y caería sobre la superficie. Estaba diseñado para resistir un contacto a una velocidad horizontal de 3 m/s y vertical de 0,45 m/s. Una estructura amortiguadora exterior absorbería el choque inicial y reduciría los rebotes, aunque aun así se calculaba que el vehículo podía tardar unos 45 minutos en quedarse quieto. Después, el amortiguador se desprendería. Entonces entrarían en acción cuatro largas palancas, o «bigotes», situadas en la base, dos de ellas giratorias, que harían rodar el vehículo hasta dejarlo con la parte plana hacia abajo. Tras unos veinte minutos de mediciones y transmisión de datos, las mismas palancas se flexionarían bruscamente para impulsar al PrOP-F hacia otro punto situado a unos veinte metros, con una altura máxima de salto también de unos veinte metros. Tras cada aterrizaje, las palancas volverían a enderezarlo. Estaban previstos unos diez saltos.

Para probar el mecanismo de saltos, el VNIITransmash construyó un banco de ensayos con contrapesos que simulaba la gravedad de Fobos. La instrumentación del PrOP-F incluía un espectrómetro de fluorescencia de rayos X a cargo del equipo de Yuri Surkov para la composición elemental, sondas para medir la susceptibilidad magnética y la resistencia eléctrica del suelo, un penetrómetro dinámico, sensores de temperatura, un radiómetro para el flujo térmico, un magnetómetro de Shmaia Dolguínov, un acelerómetro y un gravímetro de péndulo de Leonid Ksanfomaliti que mediría el campo gravitatorio durante el descenso. A diferencia de la DAS, la rana no hablaría con la Tierra directamente. Su transmisor de 0,3 W enviaría los datos a 224 bits por segundo a las sondas Fobos, que a su vez los retransmitiría a casa. Una batería de 20 amperios-hora le daría unas cuatro horas de vida (en la práctica se esperaban unos siete ciclos de medidas), tiempo durante el cual la nave se habría alejado unos 300 kilómetros de Fobos y saldría del alcance de su pequeño transmisor. Por limitaciones de masa, finalmente solo Fobos 2 llevaría un PrOP-F.

La pérdida de Fobos 1

Fobos 1 (vehículo 1F nº 101) despegó el 7 de julio de 1988 a las 17:38:04 UTC desde la rampa izquierda (200L o 200/39) del área 200 del cosmódromo de Baikonur a bordo del Protón-K nº 356-02 con la etapa superior Bloque D-2 nº 2L. El lanzamiento fue toda una declaración de intenciones en plena glásnost: por primera vez asistieron a un lanzamiento interplanetario soviético la prensa y algunos científicos extranjeros que participaban en la misión, e incluso una delegación de militares estadounidenses. El cohete lucía publicidad de empresas siderúrgicas italianas y austriacas. El perfil de lanzamiento era el habitual de las misiones planetarias del Protón, con la salvedad de que la ADU actuaba en la práctica como una quinta etapa, encargada de completar la inyección en la trayectoria hacia Marte. El 16 de julio, la ADU realizó la primera corrección de trayectoria. El 12 de julio despegó su gemela la Fobos 2 (1F nº 102), a las 17:01:43 UTC, desde la rampa derecha (200P o 200/40) a bordo del Protón-K nº 356-01 con el Bloque D-2 nº 1L.

Durante el crucero, Fobos 1 se dedicó a estudiar el Sol y el medio interplanetario. Su telescopio TEREK envió unas 140 imágenes del Sol, incluyendo una fulguración el 28 de agosto y una eyección de plasma de medio radio solar de longitud, y sus detectores registraron cerca de doscientos estallidos de rayos gamma. Durante las primeras semanas, la sonda se controló desde el centro de Eupatoria, en Crimea, pero el 18 de agosto el control pasó al centro de Kaliningrado (hoy Koroliov), cerca de Moscú. En Lávochkin aquella orden inesperada de trasladar el control del centro de Eupatoria al de Moscú, que se justificó por las necesidades de los vuelos tripulados y que vino acompañada de un intercambio escalonado de los papeles de centro principal y de reserva, se consideró un disparate. El propio Sagdéyev señalaría en sus memorias que el traspaso tuvo que ver con lo que pasó después. El 29 de agosto se envió a Fobos 1 una secuencia de comandos de veinte o treinta páginas de extensión que la sonda debía ejecutar fuera del alcance de las antenas terrestres y que, entre otras cosas, debía activar el espectrómetro de rayos gamma.

En uno de los comandos faltaba un único carácter (habitualmente se cita un guion). El resultado fue que el ordenador de a bordo interpretó la orden como una instrucción de prueba que desactivaba los propulsores de control de actitud y el sistema neumático. Esa instrucción de prueba debería haberse eliminado de las memorias PROM antes del lanzamiento, pero no se hizo por falta de tiempo. Para empeorar las cosas, la secuencia no fue verificada antes de enviarse. Según el procedimiento, Kaliningrado preparaba los comandos y Eupatoria los comprobaba antes de transmitirlos, pero el equipo de verificación de Eupatoria estaba averiado ese día y la orden partió sin revisar. El técnico de turno decidió saltarse la verificación y enviar la secuencia de todas formas, probablemente presionado por el calendario. Y, por supuesto, la sonda no se había programado para rechazar por sí misma comandos fatales. Sin control de actitud, Fobos 1 perdió la orientación hacia el Sol, sus baterías se agotaron y la nave quedó a la deriva. El 2 de septiembre no respondió a la sesión de comunicaciones programada. Tras un mes de intentos infructuosos para recuperar el contacto, la misión se dio oficialmente por perdida el 3 de noviembre. Antes de morir, Fobos 1 había enviado datos de sus instrumentos solares, de plasma y de radiación cósmica. Según Vladímir Perminov, no llegó a ejecutarse la orden para transferir los propelentes a los micromotores del sistema de orientación y, al mismo tiempo, un error lógico en el sistema de bloqueos de a bordo cortó el suministro mientras la nave estaba estabilizada en tres ejes. El responsable del centro de Eupatoria perdió su puesto.

Fobos 2 llega a Marte

Fobos 2 tampoco tuvo un crucero tranquilo. El 1 de noviembre de 1988 falló uno de sus dos transmisores de banda centimétrica, lo que obligó a usar el de reserva, menos potente, y redujo la velocidad de transmisión de datos. Además, uno de los tres procesadores del ordenador de control de actitud se averió, y un segundo empezó a dar problemas de forma ocasional. Recordemos que el sistema necesitaba que dos de los tres procesadores estuviesen funcionando. Si fallaban dos, el procesador sano quedaría en minoría y los dos estropeados podían imponer sus decisiones. Pese a todo, los controladores lograron operar la nave con normalidad. La sonda realizó correcciones de trayectoria el 21 de julio de 1988 y el 23 de enero de 1989. Ese mismo día, la sonda Fobos 1 inactiva pasó junto a Marte, pero obviamente no pudo entrar en órbita.

El 29 de enero de 1989 a las 12:55 UTC la ADU se encendió y Fobos 2 entró en órbita marciana. La órbita inicial, de unos 800 x 80.000 kilómetros, tenía una inclinación de entre 0,9º y 1,5º respecto al ecuador según las fuentes y un periodo de casi 78 horas. Durante los primeros días, la sonda aprovechó los bajos periapsis para estudiar Marte con el espectrómetro gamma, el ISM y el TERMOSKAN, además de medir el plasma alrededor del planeta. El 12 de febrero un nuevo encendido elevó el periapsis a 6.400 kilómetros y el 18 de febrero la última maniobra de la ADU dejó a la nave en una órbita casi circular unos cientos de kilómetros por encima de la de Fobos, con una inclinación de 0,5º y un periodo de 7,66 horas, apenas unos minutos más largo que el del satélite. La ADU fue desechada y a partir de ahí todas las maniobras correrían a cargo del sistema de propulsión del bloque orbital.

Comenzó entonces la danza de aproximación. El 21 y el 23 de febrero la sonda fotografió Fobos a distancias de entre 860 y 1.100 kilómetros, y el 28 de febrero a 320 kilómetros. Estas imágenes permitieron refinar la órbita del satélite hasta una precisión de cinco kilómetros. El 7 de marzo se alineó el plano de la órbita con el de Fobos y los días 15 y 21 de marzo dos nuevas maniobras dejaron a la nave en una órbita de 5.692 x 6.276 kilómetros de altura, casi sincronizada con la luna, de la que se mantenía a una distancia que oscilaba periódicamente entre 200 y 600 kilómetros. El 25 de marzo se produjo una nueva aproximación, esta vez a 191 kilómetros, con todos los instrumentos de teledetección pasiva funcionando para caracterizar las posibles zonas de aterrizaje de la DAS y el PrOP-F. El encuentro final, con la suelta de los aterrizadores, quedó programado para principios de abril (las fuentes dan fechas entre el 4 y el 9 de abril). Para entonces se había completado con éxito la fase de «mecánica celeste» de la misión, que permitió precisar las efemérides de Fobos y afinar el valor de su masa.

Mientras tanto, el estado de la nave seguía degradándose. El transmisor de reserva y otro de los procesadores de control de actitud empezaron a dar problemas. El 26 de marzo se tomaron nuevas imágenes y datos térmicos de Fobos. El 27 de marzo la sonda envió imágenes de navegación durante sesiones de comunicaciones a las 8:25 y 12:59 UTC. Cada sesión exigía girar la nave hacia Fobos para tomar las imágenes y luego volver a apuntar la antena principal hacia la Tierra. En la sesión de las 15:58 UTC ya no hubo respuesta. El débil fragmento de señal recibido entre las 17:51 y las 18:03 UTC no contenía telemetría, pero su análisis indicaba que la sonda había perdido el control de actitud y estaba dando vueltas. Sin los paneles orientados al Sol, las baterías se agotarían en unas cinco horas. Los intentos de recuperar el contacto se prolongaron hasta mediados de abril, cuando Fobos 2 se dio oficialmente por perdida.

La comisión de investigación, creada el 31 de marzo, concluyó que la causa más probable era el fallo del segundo procesador del sistema de control de actitud. Pero el problema de fondo era más grave: la sonda carecía de un modo seguro capaz de reorientarla automáticamente hacia el Sol en caso de emergencia. Perminov declaró que el software de a bordo no incluía el programa de «mínimo energético», que en caso de caída de tensión desconectaba todos los sistemas salvo los imprescindibles para sobrevivir. Todas las sondas interplanetarias de la OKB-1 de Koroliov y de Lavochkin lo habían llevado y las Fobos fueron las primeras en prescindir de él. Además, la lógica de votación del ordenador no se podía reprogramar en vuelo, el procesador sano no podía imponerse a los dos averiados y, para colmo, las órdenes enviadas desde tierra no se verificaban de forma sistemática. En otras palabras, el software y los sistemas de la nueva UMVL no estaban maduros cuando las sondas despegaron.

Algunos apuntaron también a un cambio organizativo: el Ministerio de Construcción de Maquinaria General había eliminado el equipo científico de supervisión del proyecto y había dejado la dirección exclusivamente en manos de Lávochkin, apartando al IKI de las decisiones de alto nivel. En mayo de 1989, los científicos internacionales fueron convocados a Moscú para un análisis del fracaso en el que el subdirector de Lávochkin ofreció una serie de explicaciones que no convencieron a nadie. Las preguntas del público, airadas y directas, fueron algo a lo que los responsables soviéticos no estaban acostumbrados. En Lávochkin, en cambio, la versión fue otra. La empresa se quejó de los continuos retrasos en las pruebas en tierra por la entrega tardía de los instrumentos científicos, con unas ventanas de lanzamiento que no se podían mover, del traslado forzoso del centro de control y de que el IKI cargase toda la responsabilidad sobre los hombros de Kovtunenko. Según la empresa, todo ello, sumado a las durísimas críticas públicas de Sagdéyev en plena perestroika, minó la salud de Kovtunenko, que murió en 1995.

Los logros de Fobos 2

Pese a su final prematuro, Fobos 2 envió durante sus dos meses en órbita marciana más datos sobre Marte que todas las sondas marcianas soviéticas anteriores juntas. De Fobos se obtuvieron 37 imágenes de alta calidad con una resolución máxima de unos 40 metros, que cubrían alrededor del 80 % de la superficie y complementaban las de la Mariner 9 y las Viking. En ellas se identificaron seis cráteres y once depresiones no vistos hasta entonces, y sirvieron para elaborar un nuevo globo de Fobos a escala 1:100.000. El ISM obtuvo espectros de la superficie entre 0,8 y 3,2 micras con una resolución de un kilómetro que apuntaban a una composición similar a la de las condritas carbonáceas, con marcadas heterogeneidades. El TERMOSKAN midió la inercia térmica del regolito y una temperatura de unos 27 ºC en la cara iluminada. Las perturbaciones de la órbita de la sonda causadas por el satélite permitieron estimar su masa y, combinada con el volumen, una densidad de entre 1,85 y 2,05 g/cm³, un valor demasiado bajo incluso para un meteorito primitivo rico en volátiles, lo que sugería un interior muy poroso.

En Marte, el TERMOSKAN obtuvo imágenes térmicas de gran parte de la región ecuatorial con una resolución de unos dos kilómetros, incluyendo una famosa panorámica desde el Olympus Mons hasta los Valles Marineris en la que aparece la sombra alargada de Fobos proyectada sobre la superficie mientras se desplazaba durante la exposición. La sombra permitió, de paso, estudiar la inercia térmica del suelo marciano. Años después, la prensa sensacionalista convertiría esa sombra en la «estela de un misil» y la pérdida de la sonda en un ataque extraterrestre, una leyenda que todavía circula. El ISM generó los primeros mapas mineralógicos detallados de grandes regiones del planeta en el infrarrojo cercano, con la banda de 3,1 micras de los minerales hidratados como protagonista. El espectrómetro AUGUSTE midió por primera vez perfiles verticales de vapor de agua entre 20 y 60 kilómetros de altura, y el ASPERA detectó un escape de iones de la alta atmósfera de entre 2 y 5 kg por segundo, una cifra significativa para un planeta con tan poca atmósfera y que anticipaba las conclusiones de la MAVEN casi tres décadas después. No se detectó un campo magnético intrínseco global. Además, entre las dos sondas registraron más de un centenar de estallidos de rayos X y gamma, entre ellos el del 24 de octubre de 1988, el más intenso detectado hasta la fecha. Y antes de enmudecer, Fobos 2 tuvo tiempo de tomar una imagen de Júpiter, la primera del planeta gigante obtenida desde la órbita marciana.

El final de una era

Las Fobos fueron las primeras sondas planetarias soviéticas perdidas tras una racha ininterrumpida de éxitos que había empezado con las Venera 9 y 10 en 1975 y culminado con las Vega en 1986. El golpe fue enorme. Las dos misiones debían inaugurar una nueva etapa centrada en Marte y la plataforma UMVL debía ser la base de todo el programa planetario soviético de los años 90. En su lugar, el fracaso abrió una crisis de confianza que coincidió con el hundimiento de la propia URSS. Se discutió lanzar la sonda de reserva, Fobos 3, para repetir la misión, pero la idea se descartó en favor de la Mars 94. Esta siguiente UMVL, rebautizada Mars 96, se fue retrasando por falta de dinero y, cuando por fin despegó el 16 de noviembre de 1996, un fallo en la secuencia de encendidos del Bloque D-2 y del propio sistema de propulsión de la sonda la hizo reentrar en la atmósfera terrestre. La siguiente UMVL, que debía llevar un Marsojod, fue directamente cancelada tras el fallo de la Mars 96. Rusia no volvería a intentar una misión planetaria hasta Fobos-Grunt, que en noviembre de 2011 quedó atrapada en órbita terrestre y reentró sobre el Pacífico en enero de 2012. Lo que sí sobrevivió fue la ADU: transformada en la etapa Fregat, vuela desde el año 2000 y ha participado en decenas de lanzamientos de cohetes Soyuz.

Ni la DAS ni el PrOP-F llegaron jamás a Fobos. El concepto de aterrizador saltarín tuvo, eso sí, descendencia en otros proyectos. Japón posó sobre el asteroide Ryugu en 2018 los pequeños MINERVA-II1A y 1B de la Hayabusa 2, que se desplazaban dando saltos, y el aterrizador europeo MASCOT, que se movía basculando sobre sí mismo. Ahora es el turno de la sonda japonesa MMX y el pequeño rover germano-francés, Idefix, diseñado para rodar por la superficie del satélite. Por su parte, el concepto del arpón de la DAS reapareció en el aterrizador Philae de la Rosetta (aunque estos arpones no se dispararon en el cometa 67P en noviembre de 2014 y, como temían los ingenieros de las Fobos, la sonda acabó rebotando sobre un cuerpo de gravedad ínfima). Treinta y siete años después, ningún artefacto humano se ha posado todavía sobre Fobos. Es hora de que esto cambie.

Referencias:

• W. T. Huntress y M. Ya. Marov, Soviet Robots in the Solar System: Mission Technologies and Discoveries, Springer Praxis, 2011 (capítulo 19).
• B. Harvey, Russian Space Probes: Scientific Discoveries and Future Missions, Springer Praxis, 2011 (capítulo 5).
• A. J. Ball, J. R. C. Garry, R. D. Lorenz y V. V. Kerzhanovich, Planetary Landers and Entry Probes, Cambridge University Press, 2007 (capítulo 20).
• A. A. Siddiqi, Deep Space Chronicle, NASA SP-2002-4524, 2002.
• V. G. Perminov, The Difficult Road to Mars, NASA Monographs in Aerospace History 15, 1999.
• D. M. Harland y R. D. Lorenz, Space Systems Failures, Springer Praxis, 2005.
• Vestnik NPO im. S. A. Lavochkina, nº 4/2011, nº 1/2013 y nº 1/2014.

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Esta vez todo salió perfectamente, a pesar de que la NASA optó por no modificar el escudo térmico de Artemisa II. Lo que se hizo fue modificar el perfil de reentrada, siguiendo una entrada doble —skip reentry— más suave con dos picos menos marcados con respecto a Artemisa I. De hecho, la NASA calificó el perfil de entrada de Artemisa II como «entrada elevada» (lofted entry) en vez de doble (skip entry). De esta forma, y aunque la energía total disipada era lógicamente la misma, se pretendía reducir la exposición del escudo a las altas temperaturas de 20 a 13 minutos, evitando que se formasen burbujas de gas dentro del escudo que pudieran provocar el desprendimiento de grandes trozos del mismo, como en Artemisa I. Este defecto fue debido a que la versión del material ablativo Avcoat de Artemisa I y II resultó ser menos porosa de lo esperado, favoreciendo la creación de estas burbujas de gas.

El Avcoat es una resina epoxi con fibras de sílice y microesferas de vidrio. Al calentarse, la resina se descompone mediante pirólisis: se forma una capa exterior carbonizada que se va desprendiendo y se liberan gases que se llevan buena parte del calor (algo parecido a como el sudor ayuda a regular la temperatura del cuerpo humano al evaporarse). Esos gases tienen que salir al exterior a través de la capa carbonizada. En las misiones Apolo, y en el vuelo de prueba EFT-1 de la Orión en 2014, el Avcoat se inyectaba a mano en una matriz de panal de abeja celda a celda. Para Artemisa I la NASA cambió a un escudo formado por 186 bloques de Avcoat moldeados por separado, más fáciles de fabricar e inspeccionar, pero menos, por lo que se ve, menos permeables.

Después del amerizaje de Artemisa II pudimos ver fotos del escudo térmico tomadas por los buzos de la armada que demostraban que su estado parecía ser bueno, pero la NASA ha tardado seis meses en comunicar oficialmente que, efectivamente, el escudo no sufrió grandes daños. Integrity reentró a 39 688 km/h y el escudo se comportó fantásticamente. En el exterior el escudo superó los 2.200 ºC, mientras que en la cabina la temperatura se mantuvo en torno a 24 ºC. La NASA ha identificado 9 zonas con pérdida de material en la superficie en el escudo de Integrity, frente a las 103 que presentó la nave Orión de Artemis I en diciembre de 2022, y estima que las grietas y la pérdida de material se han reducido unas diez veces.

Tampoco se ha observado el desgaste alrededor de los pernos de separación, que funcionan como puntos de apoyo de la cápsula sobre el módulo de servicio. Las manchas anaranjadas de los espacios entre los bloques de Avcoat se deben al relleno de silicona, que contiene óxido de hierro y se enrojece tras la reentrada. Y, como ya habíamos visto, las 1.300 losetas cerámicas del escudo frontal tampoco muestran daños, ni siquiera alrededor de ventanas, propulsores, respiraderos y escotilla.

El análisis no ha terminado. En agosto el escudo se trasladó del Centro Espacial Kennedy al Centro Marshall, en Huntsville. Allí se están extrayendo muestras y haciendo radiografías internas, y se compararán escaneos láser de la superficie anteriores y posteriores al vuelo para medir cuánto material se perdió por ablación. Mientras, el escudo de Artemisa III, que debe volar el año que viene, incorpora un diseño diferente que evitará la acumulación de gases, aunque justo esta misión irá a órbita baja y no pondrá a prueba el nuevo diseño a velocidad de escape, algo que no sucederá hasta que Artemisa IV regrese de la Luna en 2028.

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Al principio, en SpaceX estaban exultantes al poder comprobar en detalle el estado del escudo térmico de una Starship tras la reentrada, pero tras los primeros días había que tomar una decisión. ¿Se debía hundir para no poner en peligro el tráfico marítimo o era mejor llevarla hasta la costa? SpaceX optó por la última opción, pero capturar la S40 no fue nada sencillo al principio: la nave se había convertido en una enorme boya metálica que reaccionaba a cualquier empuje, casi como si fuera una gran criatura marina con vida propia. Los primeros intentos de atraparla usando cuerdas alrededor de las toberas de los motores Raptor 3 fueron al principio infructuosos, aunque finalmente se consiguió domar a la ballena espacial. Tras unos once días flotando en alta mar, el buque Normand Ranger comenzó a remolcarla con ayuda de dispositivos de flotación añadidos. El navío Go Australis acompañó a la pareja en el trayecto.

La S40 había amerizado a unos mil kilómetros de Australia y la intención era llevar a la S40 hasta allí (en concreto, al puerto de la ciudad de Dampier). Sin embargo, el proceso de remolque resultó ser extremadamente lento y apenas logró contrarrestar el arrastre natural, que se vio agravado por el mal tiempo. Como resultado, la S40 y su flota acompañante se estaban alejando de Australia poco a poco, no acercándose. Al mismo tiempo, las olas dañaban el escudo térmico y el fuselaje de la S40 cada vez más (hasta tal punto que la nave perdió en el trayecto una de las dos superficies aerodinámicas delanteras y más de la mitad de la otra). Por este motivo, se tomó la decisión de llevarla hasta la isla de Navidad (Christmas island), un territorio externo de Australia situado a 1550 kilómetros de la costa australiana y a 350 kilómetros de Indonesia. La S40 llegó a Navidad el 18 de agosto, donde un equipo de ingenieros de SpaceX estaba esperándola para analizar su estado en detalle.

(Como nota espaciotrastornada, conviene recordar que no es la primera vez que esta pequeña isla tiene contacto con temas espaciales, pues a principios de siglo estuvo a punto de convertirse en la base de lanzamiento del cohete ruso Aurora (Аврора), la versión de exportación del Yamal, a su vez una variante del Soyuz con un solo motor NK-33 en el bloque central. El proyecto fue finalmente desechado a favor del Soyuz-ST lanzado desde la Guayana Francesa, pero su historia es interesante.)

SpaceX decidió llevar la S40 hasta Estados Unidos, pero, visto lo visto, era evidente que no se podía remolcar. La solución fue usar el buque semisumergible Forte, construido para transportar navíos y otras estructuras de gran tamaño. Forte llegó a Navidad el 24 de agosto y dos días después la S40 ya estaba sobre la cubierta del buque. El 28 de agosto zarpó hacia EE.UU. recorriendo el Índico y pasando al Atlántico por el cabo de Buena Esperanza (Sudáfrica), paradójicamente una trayectoria parecida a la que llevó a cabo la S40 en su vuelo espacial. Eso sí, en vez de la hora y cinco minutos que tomó el viaje de ida, la S40 no arribó al puerto de Brownsville (Texas) hasta el 7 de octubre. El 11 de octubre, la S40 llegó oficialmente a Starbase tras recorrer los últimos kilómetros por tierra. El 13 de octubre fue puesta en vertical dentro del hangar Megabay 2.

La nave ha llegado con numerosos desperfectos. Además de faltarle los flaps delanteros, el fuselaje presenta daños por la caída a la superficie del océano, así como una brecha en el escudo térmico sufrida durante la reentrada. Las toberas de los Raptor se ven claramente abolladas y numerosas partes están oxidadas después de tanto tiempo expuestas al agua salada (una de las pegas de construir una nave espacial usando acero y no aluminio). Es difícil que SpaceX aprenda nada especialmente relevante sobre la S40 que no haya aprendido ya durante las inspecciones en el Índico y en la isla de Navidad. Pero dejar a la S40 en alta mar o en un país extranjero no era una alternativa válida. Despedazarla y devolverla a EE.UU. en cachitos hubiera sido más barato, pero habría supuesto dejar expuesta, literalmente, tecnología sensible. No está claro qué destino le espera a la S40. Para que pueda ser exhibida, primero debe ser reparada concienzudamente y es más que probable que no valga la pena semejante esfuerzo. Además, si SpaceX quiere extraer el máximo de información de este vehículo, lo lógico es que la corte en mil piezas. El tiempo dirá. Mientras tanto, la próxima Starship en volar, la S42, debe convertirse con algo de suerte en la primera Starship en ser recuperada por los brazos de la torre en la 15ª misión del sistema.

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El lanzador debe usar diez motores XRB-2E6 de 1000 kilonewton de empuje en la primera etapa y cinco de 200 kN en la segunda. Y es este motor de la segunda etapa, denominado XRA-2E5, el que llama la atención, porque se trata de un aerospike de metano y oxígeno líquido impreso en 3D en una sola pieza. Los motores serán construidos por LEAP 71, una empresa de propulsión de Dubái que cuenta con antiguos ingenieros que trabajaron en el programa espacial soviético, incluyendo el Burán. La primera etapa recuerda a la del Falcon 9, pero no regresaría a la rampa, sino que aterrizaría en el desierto lejos del lugar de lanzamiento y volvería por ferrocarril, realizando el equivalente energético de un aterrizaje de la primera etapa de un Falcon 9 en una barcaza. Por su parte, la segunda etapa recibe el nombre de D3 Cargo (antes D2 Cargo) y es una especie de mini-Starship de 16 metros de longitud.

El CEO de Aspire es Stan Rudenko, que creció en la ciudad de Baikonur, donde su padre ayudó a dirigir las operaciones del cohete Zenit. Según la compañía, su plantilla cuenta con veteranos de los programas Zenit, Soyuz y Sea Launch (que lanzaba el Zenit desde el océano Pacífico), y el director técnico es Serguéi Sópov. La órbita de referencia del Oryx está a 200 kilómetros de altura con una inclinación de 51,6º, la misma de la Estación Espacial Internacional, lo que apunta al mercado al que aspira (nunca mejor dicho). La empresa da tres cifras de carga útil a esa órbita: 15 toneladas en modo desechable, 12,5 toneladas recuperando la primera etapa y 5 toneladas en configuración totalmente reutilizable, que es lo que puede transportar la D3 (3 toneladas para la D2).

La D3 podrá reabastecerse en órbita y traer carga de vuelta a la Tierra. Aspire propone además usarla como laboratorio de vuelo libre para experimentos de farmacia, biotecnología o semiconductores, y como remolcador para repostar y maniobrar otras plataformas. A largo plazo habla incluso de versiones tripuladas y de misiones lunares. El objetivo de coste es de 200 dólares por kilo. Los lanzamientos se harán desde los Emiratos, con el fin de garantizar el acceso soberano al espacio, y desde Kazajistán para las misiones comerciales. Allí Baikonur es la opción natural, aunque la empresa no ha precisado qué rampa usaría.

Oryx es el enésimo intento de desarrollar un aerospike orbital (el ejemplo más conocido es el motor XRS-2200 de Rocketdyne, el aerospike lineal del avión espacial X-33 de Lockheed Martin y, más recientemente, tenemos el proyecto de motor de la empresa Pangea). El motor aerospike XRA-2E5 mide un metro de altura y lo ha diseñado Noyron, el modelo de ingeniería computacional de LEAP 71, pero ha sido fabricado por la empresa china Shanghai Hanbang United 3D Tech (HBD) como una sola pieza en aleación Inconel 718. El XRA-2E5 debe ser puesto a prueba próximamente: se baraja Baikonur, mientras los Emiratos estudian construir uno propio. Antes del primer vuelo integrado, Aspire quiere hacer en 2028 un salto de prueba de la D2 hasta un kilómetro de altura con aterrizaje en la rampa. ¿Vaporware o proyecto con futuro? Solo el tiempo lo dirá. Sea como sea, Oryx es otro proyecto de lanzador totalmente reutilizable de entre varios que no paran de surgir en todo el mundo.

Referencias:

• https://www.aspire.space/rocketship
• https://leap71.com/
• https://www.fastcompany.com/91563020/aspire-rocket-design-spacex
• https://www.thenationalnews.com/future/space/2025/11/16/abu-dhabi-businessman-raised-in-soviet-space-town-on-mission-to-launch-rockets-in-uae/

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El cometa 1P/Halley pasará por el perihelio el 28 de julio de 2061, a 0,59 unidades astronómicas del Sol, y al día siguiente se acercará a la Tierra hasta unos 71 millones de kilómetros. Faltan casi 35 años, pero para una sonda espacial que quiera estar allí esperándolo para seguirlo en su órbita, ya es hasta tarde. No olvidemos que en su último paso por el perihelio, las sondas que lo visitaron sobrevolaron el núcleo a velocidades relativas de 70-80 km/s, lo que tradujo en un tiempo de estudio muy limitado. Además, cuando la sonda europea Giotto se acercó al núcleo, la intensa actividad de los chorros provocó que no pudiera verse bien la superficie. Lo ideal por tanto sería interceptar al Halley cuando esté más allá de la órbita de Marte y poder analizar así los cambios causados al aumentar su actividad.

Las opciones son usar lanzadores gigantes y/o propulsión nuclear o solar eléctrica con motores iónicos o de plasma para poder alcanzar la enorme Delta-V que supone llegar al Halley, aunque el empleo de grandes paneles solares o reactores de fisión entra en conflicto con las limitaciones de masa de una misión de este tipo. Entre 1975 y 1995 la NASA y otras agencias espaciales estudiaron misiones de encuentro con el Halley y llegaron a la conclusión de que la mejor opción para situarse en la órbita del cometa era la propulsión eléctrica nuclear con reactores de unos 100 kW. Esa tecnología, prometida para un futuro cercano, nunca llegó a materializarse. Ahora, un equipo de investigadores italiano lleva varios años estudiando cómo enviar una nave que no se limite a cruzarse con el Halley a toda velocidad, sino que se encuentre con él y lo acompañe en su paso por el perihelio en 2061. En su último trabajo proponen una trayectoria con dos asistencias gravitatorias con los planetas gigantes, una con Júpiter y otra con Saturno, además de varias maniobras propulsivas con motores de plasma.

En este esquema el sobrevuelo de Júpiter sirve para aumentar la velocidad de lasonda,a como es normal, mientras que el sobrevuelo de Saturno se utiliza para la maniobra de cambio de plano y alcanzar una trayectoria retrógrada. La sonda tendría una masa de entre 1,5 y 2 toneladas. El resto de la Delta-V podría ser obtenido usando motores de plasma alimentados por generadores de radioisótopos (RTG), sin necesidad de reactores nucleares. Esto permitiría usar un lanzador convencional como el Falcon Heavy o el Vulcan-Centaur con una etapa superior adicional (como la STAR-48, de combustible sólido). Lo ideal sería lanzar esta sonda lo antes posible de cara a un encuentro entre 2058 y 2061, pero lamentablemente la posición de Saturno no es favorable entre 2030 y 2040. De todas formas, se presentan dos ejemplos de misión con lanzamientos en 2036 y 2037, aunque lo más recomendable sería esperar a más allá de 2040. En cualquier caso, la sonda llegaría al núcleo en septiembre de 2060, a 4,6 UA de distancia del Sol. A esta distancia la actividad todavía está dominada por la sublimación de hielos de monóxido y dióxido de carbono y todavía no ha empezado la del hielo de agua, que se dispara por debajo de unas 4 UA. Este esquema requeriría una energía característica C3 —otra forma de medir la Delta-V de una trayectoria— de entre 80 y 120 km²/s².

El año pasado el equipo italiano propuso una misión al cometa Halley que requería de solo un sobrevuelo de Júpiter, pero a cambio se necesitaba un superlanzador como la Starship al tener una C3 superior a 150 km²/s². Esta propuesta, denominada HCREM (Halley Comet REndezvous Mission), incluía un despegue el 18 de agosto de 2036, seguido de un sobrevuelo de Júpiter el 3 de septiembre de 2037, para llegar al cometa Halley el 2 de octubre de 2056, unas 6 UA por debajo de la eclíptica, tras un viaje de más de veinte años y con tiempo más que suficiente para estudiar la evolución del núcleo. Llegaría con una masa de 1.000 kg, de los que unos 200 kg serían instrumentos científicos, frente a los 58 kg de la Giotto. La sonda usaría una cámara de gran angular VWAC (Very Wide Angle Camera) en inglés con un campo de visión de 100º, ocho veces mayor que el de la cámara gran angular de OSIRIS en Rosetta, capaz de captar a la vez el núcleo y los chorros de material que lo rodean con una resolución de unos 12 metros por píxel a 10 kilómetros de distancia.

Eso sí, hay que tener en cuenta que las trayectorias presentadas no son óptimas, sino simplemente viables y, además, la ventana de lanzamiento resultante es en la práctica un único día por año, aunque se podría ensanchar a costa de algo más de energía. Por otro lado, el obstáculo principal es que la sonda tendría que estar lista en apenas diez años. Teniendo en cuenta que el viaje dura dos décadas y que nadie ha aprobado todavía una misión al Halley —la ESA lanzará en 2029 la Comet Interceptor para visitar un cometa nuevo procedente de la nube de Oort, pero se limitará a un sobrevuelo—, el margen es muy estrecho. A esto se suma la disponibilidad de plutonio-238 para los generadores RTG, un recurso escaso incluso para la NASA (la ESA directamente no tiene). Según los autores de este estudio, si la decisión no se toma en esta década, cualquier misión posterior llegaría cuando el cometa ya estuviese en plena actividad. Naturalmente, siempre podemos encogernos de hombros y rezar para que de aquí a 2061 esté lista la Starship v20 para llegar al Halley sin asistencias gravitatorias.

Referencias:

• https://arxiv.org/abs/2609.02189
• https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0032063325001321
• https://arxiv.org/abs/2502.12816
• https://arxiv.org/abs/2503.05358

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