Al estar tan próximo al horizonte, el tamaño aparente del Sol también parecía ser mayor, una ilusión óptica que jugó a favor de la espectacularidad del evento. Por lo demás, fue un momento mágico al que los miles de fotos y vídeos que se tomaron no hacen justicia. Ciertamente, es una de esas experiencias que hay que ver en persona para vivirlas plenamente. El rango dinámico de la luz, los colores y los cambios de temperatura es algo que, por ahora, ninguna máquina puede registrar adecuadamente. Poder ver la corona solar con tus propios ojos sin instrumentos ópticos es algo que todo el mundo debería disfrutar al menos una vez en la vida.

Este era el primer eclipse total de Sol que se pudo ver en España desde 1959, aunque el primero en territorio peninsular desde 1905. El eclipse de 1959 solo se vio desde Canarias, por lo que muchos medios han insistido erróneamente en que este era el primero que se veía en España desde hace más de un siglo y que ya no queda nadie vivo que haya visto un eclipse total de Sol en territorio español, pero eso no es cierto (sin ir más lejos, un servidor conoce a muchas personas que vieron el de 1959 y están vivitas y coleando).

Somos increíblemente afortunados de vivir en el momento y lugar adecuados para poder disfrutar de este tipo de eclipses totales de Sol. La Tierra es un lugar único en el Sistema Solar, y probablemente en gran parte de la Vía Láctea, a la hora de ver eclipses. Sí, eclipses totales de Sol se dan en otros lados —aunque no en Mercurio, Venus o Marte—, pero en ninguna superficie de los miles de cuerpos del Sistema Solar el satélite responsable tiene casi el mismo diámetro aparente que el Sol. Curiosamente, no sabemos con exactitud a partir de qué fecha se ha dado esta coincidencia en nuestro planeta. La Luna estaba originalmente más cerca y se ha ido alejando progresivamente, pero el ritmo actual de separación, de 3,8 centímetros al año, es anómalamente alto por la configuración de los océanos presente y no se puede extrapolar a la ligera. Por otro lado, la excentricidad de las órbitas de la Luna y el Sol también ha cambiado a lo largo de los eones.

El Sol visto desde la Tierra tiene un diámetro angular medio de 31,9 minutos de arco (varía según la órbita de la Tierra entre 31,5′ y 32,6′), mientras que la Luna varía entre 34,1′ (en el perigeo) y 29,3′ (en el apogeo). Por eso los eclipses de Sol cuando la Luna está cerca del apogeo son anulares. A partir de hace unos 1700 millones de años quizá pudieron darse algunos eclipses anulares en determinadas condiciones, dependiendo de la excentricidad de las órbitas de los dos astros, pero no sería hasta hace entre 1000 y 600 millones de años cuando los eclipses con la Luna cerca del apogeo serían siempre anulares. Debido al alejamiento de la Luna, en el futuro, dentro de 600 o 900 millones de años, habrá momentos en los que todos los eclipses serán anulares y ya no habrá ninguno total. O sea, no solo tenemos la suerte de tener al lado un satélite gigante en proporción al tamaño de nuestro planeta, sino también de haber nacido en un momento que está situado a la distancia justa para que se vea bien casi toda la corona solar en un eclipse.

Si hablamos de comunicación científica, aunque se hizo una magnífica labor desde muchas instituciones como el IGN, y, lógicamente, se puso el énfasis en la protección ocular —quizá demasiado, pues mucha gente tenía hasta miedo de contemplarlo con gafas protectoras—, creo que no se insistió lo suficiente en la principal característica de este eclipse, que era lo bajo que estaba el Sol en el horizonte en el momento de verlo (a pesar de esta magnífica herramienta, también del IGN), con todo lo que eso significa de cara a planificar una buena observación y a elegir el lugar adecuado. Y eso dejando a un lado las absurdas polémicas de haters del eclipse que surgieron poco antes del suceso: en una época donde hay terraplanistas y conspiranoicos por todos lados a pesar de la información disponible, hay que asumir que en cualquier circunstancia siempre vamos a convivir con un porcentaje pequeño, aunque no despreciable, de gente con comportamientos irracionales y estúpidos (y, ojo, esto no tiene nada que ver con la formación recibida: muchas veces estas tonterías, amplificadas ad nauseam por las redes sociales, vienen de gente con educación superior). Pero quedémonos con lo positivo. Hemos vivido un momento maravilloso que, gracias a los caprichos de la mecánica celeste, se repetirá los próximos dos años.

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Y eso es lo que le ha pasado al cohete chino Larga Marcha CZ-7A Y16 (长征七号甲遥十六), que despegó el 10 de agosto de 2026 a las 12:00 UTC desde la rampa LC-201 del Centro Espacial de Wenchang, en la isla de Hainán. Para consternación de todos los observadores que se agolparon en las playas contiguas al centro de lanzamiento, el cohete se desintegró a los 81 segundos del despegue, a unos 10 kilómetros de altitud. O sea, sufrió un RUD (Rapid Unscheduled Disassembly), como dicen en inglés. Con el cohete se perdió la carga útil, el satélite de comunicaciones geoestacionario ChinaStar 4B (ZX-4B o 中星4B), de uso preferentemente militar.

Tras el accidente, las redes chinas se llenaron de mensajes preocupados. Al ser un fallo durante Max-Q el cohete se desintegró a baja altura, por lo que quizá el culpable estaba en la etapa central o en los cuatro aceleradores o, peor aún, en los motores de kerolox YF-100 que usan estos elementos. ¿Y por qué habría sido esto un suceso alarmante para el programa espacial chino? Pues porque este motor se usa en los lanzadores CZ-5, CZ-5B, CZ-8, CZ-8A y, por supuesto, el CZ-7 básico. Estos cohetes, diseñados por la academia CALT, perteneciente al conglomerado estatal CASC, están entre los principales lanzadores chinos, siendo el CZ-5 el más potente en servicio (por poco, hasta que llegue el CZ-10). A excepción del CZ-5, el resto de lanzadores de esta familia usa la misma etapa central y aceleradores que el CZ-7A.

El siguiente CZ-5 debe despegar el 24 de agosto con la sonda lunar Chang’e 7, una de las misiones más importantes para China en este año, mientras que el CZ-7 se usa para lanzar las naves de carga Tianzhou a la Estación Espacial China. Por su parte, el CZ-8/CZ-8A se ha convertido en uno de los principales lanzadores para el despliegue de las dos megaconstelaciones chinas: Guowang (SatNet) y Qianfan (SpaceSail), junto con el CZ-12 y el CZ-6A (estos últimos de la academia SAST, aunque el CZ-6A también usa motores YF-100). Si el problema era del motor YF-100 o de la primera etapa, habría que mantener esta flota durante semanas o meses en tierra, con un impacto considerable en los planes del programa espacial chino. Recordemos que el fallo de la segunda misión del CZ-5 en julio de 2017 provocó un retraso de cerca de un año en el inicio del montaje de la Estación Espacial China, de 2020 a 2021.

Afortunadamente, horas después circuló un vídeo tomado de una pantalla en la que se apreciaba una mejor vista del vector en el lanzamiento. En el vídeo se ve claramente cómo la cofia y parte —o toda— la tercera etapa del cohete colapsan entre T+80,8 s y T+81,3 y se doblan como un junco al viento, impactando poco después con el resto del vehículo. Para ser precisos, el fallo estructural tuvo lugar poco después del paso por Max-Q, que debía tener lugar a T-75 segundos, aproximadamente. A pesar de que todavía es pronto para cantar victoria (quizá la desintegración sí que pudo estar ligada a algún tipo de problema con los motores o con la primera etapa: empuje excesivo, vibraciones, etc.), por el momento parece que se mantiene el lanzamiento de la Chang’e 7 en la fecha prevista, lo que apuntaría a un fallo estructural de la segunda o tercera etapas, un elemento que el CZ-7A no comparte con el CZ-5.

El CZ-7A es la versión del CZ-7 para lanzamientos a la órbita geoestacionaria, para lo cual usa una tercera etapa criogénica, derivada de la empleada en el CZ-3B, con dos motores de hidrógeno YF-75. Esta etapa adicional le da un aspecto muy estilizado, pero no mucho más que el CZ-3B. El CZ-7A tiene una longitud total de 60,7 metros y un diámetro total de 5,7 metros. La primera etapa, de 3,35 metros de diámetro, tiene dos motores YF-100 y está rodeada de cuatro aceleradores de 2,25 metros de diámetro, cada uno con un YF-100. La segunda etapa, también de 3,35 metros de diámetro, usa dos motores YF-115 de kerolox. La tercera etapa es más estrecha, de 3 metros de diámetro. El CZ-7A puede poner hasta 7 toneladas en una órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), 1,5 toneladas más que el CZ-3B. El CZ-8 usa una configuración parecida a la del CZ-7, pero con dos aceleradores en vez de cuatro y con la tercera etapa del CZ-7A como segunda etapa (el CZ-8A es similar, pero con una etapa criogénica más grande). El CZ-7 debutó en junio de 2016, inaugurando así el centro espacial de Wenchang, mientras que el CZ-7A despegó por primera vez en marzo de 2020 y su lanzamiento terminó en fracaso, perdiéndose el satélite militar XJY-6 (a veces nos olvidamos que China apenas lleva una década usando lanzadores de kerolox). En aquella ocasión, el fallo se produjo por un problema de cavitación con el tanque de oxígeno de la segunda etapa. El incidente supuso la paralización de lanzamientos del CZ-7A durante un año, pero desde que volvió a despegar en 2021, no había tenido más problemas. Esta era la 18ª misión de un CZ-7A y la 29ª de un CZ-7 en total (la versión de dos etapas del CZ-7 no ha tenido ningún fallo, solo el CZ-7A).

El primer fallo del CZ-7A no ayudó a que los militares confiaran en este lanzador y, como resultado, siguieron usando profusamente el viejo CZ-3B para lanzamientos de satélites militares a la órbita geoestacionaria. El CZ-3B tiene prestaciones casi equivalentes al CZ-7A, pero usa propergoles hipergólicos y despega desde el centro de Xichang, en el interior del país. Y eso a pesar de que el CZ-3B también sufrió un fallo de la tercera etapa en abril de 2020. Lejos de reducir el número de lanzamientos, el CZ-3B los ha aumentado, alcanzando la cifra de 13 misiones en 2025 (15 contando los dos lanzamientos del CZ-3C, la versión con dos aceleradores). No obstante, en enero de 2026 el CZ-3B sufrió un nuevo fallo, también causado por la tercera etapa (se perdió el satélite Shijian 32), aunque el pasado 16 de junio volvió a despegar con éxito. Sea como sea, el hecho de que esté previsto sustituir el CZ-7 por el CZ-10 para lanzar cargueros Tianzhou no augura un buen futuro para el lanzador.

En cualquier caso, este es el primer fallo a baja altitud de un cohete de la familia Larga Marcha desde, precisamente, el lanzamiento inaugural del CZ-3B en febrero de 1996, en el que se perdió el Intelsat 708 al estrellarse contra el suelo poco después del despegue, causando la muerte de gente que vivía cerca de la rampa (a veces se confunde este lanzamiento con la quinta misión del CZ-2E de enero de 1995 con el satélite Apstar 2, en el que también murieron personas al caer los restos del lanzador al explotar a baja altitud justo tras el despegue; curiosamente, la cifra oficial de fallecidos en ambos accidentes es de seis personas, pero sigue habiendo controversia con el número de víctimas de la primera misión del CZ-3B, que podría haber alcanzado más de cincuenta víctimas).

Ahora habrá que esperar a ver los efectos de este fallo en las misiones de los cohetes de CALT. De entrada, el CZ-5 Y14 acaba de llegar a Wenchang para ser preparado de cara al lanzamiento de la Chang’e 7 y el segundo Zhuque 3 de la empresa LandSpace ha sido retrasado al 31 de agosto (en principio, un retraso que no tiene que ver con el CZ-7A). La principal lección: nunca subestimes los efectos de Max-Q.

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Primero, conviene entender por qué la caracterización espectral de una atmósfera exoterrestre es tan endiabladamente difícil. Para caracterizar la atmósfera de un exoplaneta se usa el método del tránsito, comparando la luz de su estrella cuando el planeta pasa por delante visto desde la Tierra con el espectro de la misma cuando no hay ningún cuerpo planetario en medio. De esta forma se obtiene lo que se llama un espectro de transmisión, que, con suerte, contendrá la firma espectral de los compuestos presentes en la atmósfera del planeta. Sin embargo, la Tierra al pasar frente al Sol produce bandas de absorción espectral que serían vistas por el JWST con una amplitud máxima de una parte por millón (ppm), mientras que para una caracterización espectral clara se necesitan precisiones de, al menos, decenas de ppm. Además, solo transita una vez cada doce meses, por lo que no se pueden sumar múltiples observaciones rápidamente como ocurre con exoplanetas calientes que tienen periodos de apenas algunos días. Por tanto, en cada tránsito individual se debe alcanzar una sensibilidad exquisita y eso exige áreas colectoras enormes que ni el James Webb (JWST), con un espejo de 6,5 metros de diámetro, ni el futuro HWO (Habitable Worlds Observatory) de la NASA, de unos 6 metros, pueden alcanzar para muchas de las exotierras que se descubran.

Con estos condicionantes, se abren tres caminos posibles: aumentar el tamaño del telescopio —apertura— o multiplicar los colectores, o sea, el número de telescopios. Esta última estrategia —que requiere dominar la técnica de interferometría óptica, algo que siempre es complejo— es precisamente lo que buscan las propuestas LIFE y Vida 2.0. Desgraciadamente, no existe un biomarcador o biofirma definitivo, pues todas las moléculas asociadas con la presencia de vida en la Tierra pueden tener un origen abiótico. La clave es buscar una combinación de biomarcadores que pruebe que existe un desequilibrio químico en la atmósfera. La combinación ideal sería demostrar la presencia de un gas oxidante como el oxígeno molecular (O₂) o su «representante», el ozono (O3), junto con un gas reductor como el metano (CH4). Solo una fuente biológica permitiría mantener una concentración continua de estos gases en una atmósfera.

LIFE (Large Interferometer For Exoplanets) es una propuesta europea que ya vimos en 2021, aunque desde entonces ha evolucionado bastante y ahora busca sinergias con el HWO de la NASA. Consiste en un interferómetro en el infrarrojo medio (de 4 a 18,5 micras) formado por una constelación de cinco naves en formación situadas en el punto de Lagrange L2 del sistema Sol-Tierra (ESML2). Cuatro son telescopios espaciales con espejos de 2 a 3 metros de diámetro, más un quinto satélite destinado a combinar la luz de los cuatro. Los cuatro colectores mantienen una separación variable de entre 10 y 600 metros y desfasan la señal recibida de forma que la luz de la estrella se anula (nulling) en el combinador central. Al observar en el infrarrojo, LIFE obtendrá el espectro de transmisión así como el espectro de reflexión (la luz infrarroja reflejada por el exoplaneta directamente).

LIFE puede medir con suficiente precisión el radio del planeta, la temperatura superficial y el contenido de agua para confirmar la presencia estable de océanos superficiales de agua y la habitabilidad para la vida tal como la conocemos (que es lo mismo que la vida que podemos detectar). La ventaja fundamental de LIFE respecto a HWO es que en el infrarrojo medio se puede medir directamente el continuo térmico del planeta —y por tanto su temperatura superficial y presión atmosférica— y es posible acceder a las bandas de absorción de biomarcadores importantes, como el metano, el amoníaco, el CO₂ y el N₂O. Sin embargo, HWO, restringido al visible y ultravioleta cercano, no puede detectar la firma espectral de biomarcadores como el metano ni medir con precisión la temperatura superficial. LIFE ha sido concebida para no solo buscar biomarcadores en planetas similares a la Tierra actual, sino en mundos que tengan atmósferas reductoras como la que tenía nuestro planeta en su origen antes de que se llenase de oxígeno (clorometano, bromometano o fosfano). Además, a diferencia de HWO, LIFE también observará planetas potencialmente habitables en enanas rojas (estrellas de tipo M).

El número de planetas estudiados dependerá de las exotierras que descubran misiones como PLATO, pero se calcula que será del orden de cincuenta. Actualmente ya se conocen cincuenta exoplanetas a menos de 20 pársecs (65 años luz) que podrían ser estudiados simultáneamente por LIFE y HWO, lo que permitiría asegurarnos de que realmente estamos ante mundos no ya potencialmente habitables, sino habitados (aunque sea por microbios). LIFE es heredero directo de la malograda misión Darwin de la ESA, congelada a finales de la primera década del siglo XXI, y de la TPF-I (Terrestrial Planet Finder-Interferometer) de la NASA, cancelada hacia 2011. Ambas se pararon en seco en su día por la inmadurez tecnológica del vuelo en formación de precisión submilimétrica y por los problemas con el nulling avanzado. Veinte años después, gracias a misiones como PRISMA o PROBA-3, la técnica ha madurado lo suficiente para replantearla. LIFE es una propuesta que proviene originalmente de la Escuela Politécnica Federal de Zúrich (ETH Zurich).

Por su parte, Vida 2.0 (Life 2.0) es una propuesta china del Observatorio Astronómico de Shanghái, perteneciente a la Academia China de las Ciencias (CAS), concebida como continuación de la misión Tierra 2.0 (Earth 2.0 o ET), un observatorio espacial con seis telescopios de 30 centímetros destinado a apuntar continuamente al campo de estrellas que observó Kepler en las constelaciones de Cisne y Lira mediante el método del tránsito, más un séptimo instrumento de 35 centímetros para detectar planetas errantes en el centro de la Galaxia por microlente gravitatoria. Aunque Tierra 2.0 debe despegar en 2028 hacia en el punto de Lagrange ESML2, el equipo detrás de la misión ya piensa en el paso siguiente. El 5 de agosto de 2026, Jian Ge (葛健), del Observatorio Astronómico de Shanghái de la CAS y responsable científico de Tierra 2.0, y otros 28 coautores —entre ellos Rafael Luque, del Instituto de Astrofísica de Andalucía (IAA), y Enric Pallé, del Instituto de Astrofísica de Canarias (IAC)— han publicado una propuesta verdaderamente ambiciosa: Life 2.0, un observatorio espacial distribuido compuesto por 900 telescopios (!) de un metro capaces de operar de forma coordinada como si fueran un único telescopio con un espejo principal de 30 metros de apertura efectiva.

A diferencia de LIFE o propuestas similares como Darwin, Vida 2.0 no es un interferómetro, sino que consiste en telescopios individuales. Por un lado, se evitan así las complejidades técnicas asociadas a la interferometría, que, como hemos visto, dieron al traste con misiones como TPF-I o Darwin. Con Vida 2.0, cientos de telescopios idénticos observan el mismo tránsito simultáneamente y sus espectros, calibrados de forma independiente, se combinan estadísticamente en tierra para obtener la relación señal-ruido equivalente a la de un telescopio de 30 metros. Cada uno de los 900 telescopios es un satélite pequeño equipado con una óptica de un metro y un instrumento llamado WIMS (Waveguide Integrated Miniature Spectrograph), un espectrógrafo miniaturizado de alto rendimiento acoplado a un detector CMOS de ruido de lectura extremadamente bajo.

A cambio, la combinación coherente de espectros procedentes de 900 instrumentos independientes no es una tarea nada trivial. Mantener la calibración fotométrica y temporal entre los 900 elementos a lo largo de todo un tránsito de varias horas —con cambios térmicos y ventanas de comunicación con tierra distintas para cada satélite— es un problema nunca antes abordado, por no hablar de la gestión operativa de una constelación de 900 satélites científicos con requisitos de apuntado del orden de un microarcosegundo (los satélites de megaconstelaciones como Starlink no requieren un apuntado coordinado de esta precisión). En cualquier caso, es un cambio de paradigma en la búsqueda de biomarcadores mediante telescopios espaciales.

Vida 2.0 observará en el rango espectral de 0,2 a 1,05 micras, que cubre el ultravioleta, luz visible y parte del infrarrojo cercano. Al no poder observar el infrarrojo medio como LIFE no será capaz de detectar algunas líneas espectrales destacadas de ciertos biomarcadores, pero, a cambio, no se requiere refrigeración significativa de los sensores o la óptica y se podrán observar las líneas espectrales del ozono en el ultravioleta, mucho más marcadas. También podrá observar la dispersión de Rayleigh en las atmósferas —causante en gran medida del color azul de nuestros cielos— o la presencia de aerosoles. En definitiva, se trata de dos misiones que, con suerte, nos permitirán averiguar si la vida microbiana es común en el Universo. De ser así, habría entonces que explicar por qué la vida compleja y las civilizaciones tecnológicas son tan poco frecuentes, lo que plantea un desafío importante para nuestra especie desde el punto de vista de la hipótesis del Gran Filtro.

Referencias:

• https://arxiv.org/pdf/2607.21683
• https://arxiv.org/pdf/2608.04342
• LIFE

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La segunda etapa, clasificada como F9-427 (número de catálogo 62719 o 2025-010D), tenía una masa de unas cuatro toneladas, una longitud de 13,8 metros, un diámetro de 3,7 metros y estaba dotada de un motor Merlin 1D Vacuum de 470 kg. No ha chocado con la Luna a propósito, pero tampoco ha sido simple casualidad. Esta etapa fue usada en el lanzamiento doble de los módulos lunares Blue Ghost M1 de la empresa Firefly y el Hakuto-R Resilience de la empresa japonesa ispace, que tuvo lugar el 15 de enero de 2025. Entonces, ¿por qué no colisionó contra la Luna por esas fechas en vez de hacerlo más de año y medio después? Tras colocar su carga útil en sendas trayectorias hacia la Luna, la segunda etapa quedó situada en una órbita muy elíptica de 176 x 362 529 kilómetros. La etapa alcanzó su apogeo apenas 5 días después del lanzamiento, pero la Luna no estaba cerca, sino que en esos momentos se encontraba más lejos. Al fin y al cabo, la intención de SpaceX no era hacer chocar la etapa contra la Luna. La segunda etapa pasó unos días después por el perigeo, pero para entonces las perturbaciones lo habían elevado, evitando que reentrase en la atmósfera terrestre (el contenedor de la carga útil, que quedó en una órbita parecida y recibió la designación 2025-010C, sí que entró en la atmósfera el 15 de marzo de 2025).

Las perturbaciones que afectan estas órbitas se deben a la gravedad del Sol y la Luna, por un lado, y a la presión de radiación de la luz solar, por otro, siendo este segundo factor mucho más difícil de calcular. Su efecto es hacer de una órbita muy elíptica de este tipo un equilibrio muy inestable, por lo que con el tiempo las probabilidades de que la sonda quede en una órbita solar —que suele ser el escenario más probable— o choque con nuestro satélite se disparan. En este caso, al estar el apogeo por dentro del rango de distancias habituales de la Luna a la Tierra, el segundo escenario era más probable. Observadores de todo el mundo siguieron la etapa en el cielo como si fuera un asteroide cercano más, hasta que en septiembre de 2025 el astrónomo Bill Gray predijo en base a las observaciones disponibles que chocaría con la Luna el 5 de agosto de 2026, dato que se confirmaría en los meses siguientes.

El interés en el impacto es que las predicciones lo situaban en la cara oculta, pero lo suficientemente cerca del límite con la cara visible para que, o bien terminase cayendo en esta, o al menos se pudiese ver el penacho provocado por el choque. Finalmente, la etapa cayó en la cara oculta con un ángulo de 34º cerca del cráter Einstein, en las coordenadas 19,476º norte, 93,286º oeste (originalmente se predijo que el impacto sería en 19,461º norte, 93,293º oeste). Aunque la mayor parte de observaciones desde la Tierra para detectar el penacho de eyección fueron infructuosas, finalmente algunos telescopios sí pudieron verlo. El telescopio VLT del ESO en Chile captó la firma espectral del sodio y el litio presentes en las partículas eyectadas (el litio procede de la aleación metálica de la etapa), mientras que telescopios del Instituto de Astrofísica de Andalucía captaron el penacho en vídeo. El Observatorio Lowell de Flagstaff, Arizona, también detectó el impacto. Pero la prueba concluyente de este tipo de sucesos siempre son las imágenes de las sondas en órbita alrededor de la Luna. La primera ha sido la sonda surcoreana Danuri (KPLO), que captó la zona del impacto pocos minutos después. Aunque Danuri no dispone de una cámara de alta resolución, se puede ver que el impacto ha creado un nuevo cráter. Habrá que esperar a las imágenes en alta resolución de otras sondas como la LRO de la NASA o la Chandrayaan 2 de ISRO para ver más detalles del cráter.

Como decíamos, esta no es la primera vez que ocurre algo así. En el siglo XX las terceras etapas S-IVB de los Saturno V que lanzaron las misiones Apolo 13, 14, 15, 16 y 17 se dirigieron a posta contra la Luna para estudiar su interior gracias a las ondas sísmicas generadas por el choque, ondas que luego serían captadas por los sismómetros dejados en la superficie por los astronautas de las misiones Apolo. Al tener una masa de 13,5 toneladas en seco, las cinco etapas S-IVB dejaron cráteres de entre 35 y 40 metros de diámetro. Puede parecer mucho, pero todos estos choques tuvieron lugar a 2,6 km/s, una velocidad muy baja comparada con la que suelen impactar los asteroides contra la Luna. A estas cinco etapas hay que sumar la primera que chocó contra nuestro satélite, que fue la tercera etapa del cohete soviético Luna (Blok E) que lanzó la sonda Luna 2. Aproximadamente media hora después de que la sonda Luna 2 hiciera historia como el primer objeto humano en llegar a la Luna, esta etapa también se estrelló contra la superficie.

En el siglo XXI ha habido otros dos impactos sin contar este. El primero fue intencionado y se trató de una etapa Centaur con una masa de 2,31 toneladas que chocó a 2,5 km/s contra la zona en sombra del cráter Cabeus del polo sur lunar el 9 de octubre de 2009, creando un cráter de unos 22 metros de diámetro. El objetivo de esta misión suicida era levantar suficiente regolito de la zona de impacto para verificar la presencia de hielo de agua en el mismo, motivo por el cual el choque sería observado por la sonda LCROSS, que también se inmoló contra la superficie poco después de que la etapa hiciera lo propio, y por la sonda LRO. Tanto la LRO como LCROSS fueron lanzadas al espacio usando precisamente esta etapa Centaur, que era parte del lanzador Atlas V 401. El segundo impacto, este involuntario, se produjo el 4 de marzo de 2022. En su momento se pensó que podía ser la segunda etapa del Falcon 9 que lanzó en febrero de 2015 el satélite DSCOVR de la NASA al punto de Lagrange L1 del sistema Tierra-Sol, a 1,3 millones de kilómetros de distancia, pero finalmente se comprobó que se trataba de la tercera etapa del cohete CZ-3C/G2 que envió la sonda Chang’e 5-T1 alrededor de la Luna el 23 de octubre de 2014 (oficialmente, las autoridades chinas no han reconocido el suceso). El impacto tuvo lugar en la cara oculta, cerca del cráter Hertzsprung, y generó un extraño cráter doble de 18 y 16 metros, respectivamente. Se cree que esta peculiar geometría se debe a que uno de los cráteres lo produjo la parte trasera de la etapa, donde se aloja el motor —la parte más densa y pesada— y el otro, el resto de la etapa, aunque a día de hoy no está del todo claro.

Por tanto, el impacto de esta etapa de SpaceX contra la Luna es el tercero —que sepamos— que tiene lugar de forma involuntaria y el noveno en total (a estos choques de etapas de cohetes hay que sumar el de decenas de sondas lunares que han acabado su vida estrellándose contra la superficie de la Luna, aunque se trata de impactos mucho menos energéticos y, en muchos casos, controlados). El que un trozo de basura espacial choque contra nuestro satélite, porque eso es lo que ha sido este incidente, no tendría mayor importancia —la Luna sigue siendo un lugar muy grande después de todo—, pero en los próximos años varias naciones, especialmente Estados Unidos y China, prometen lanzar decenas de sondas hacia nuestro satélite. Aunque las probabilidades de que las etapas de los cohetes que lancen estas misiones puedan afectar gravemente a misiones —tripuladas o no— son muy bajas, evidentemente no son nulas, así que lo ideal es que los distintos agentes implicados se pongan de acuerdo para intentar evitar este tipo de situaciones en la medida de lo posible (por ejemplo, asegurándose de que las etapas reentran en la atmósfera terrestre al pasar por su primer perigeo). Desde el punto de vista más técnico, y por ser algo optimistas, estos impactos son una oportunidad para entender mejor cómo se generan cráteres en los cuerpos del Sistema Solar al ser choques de objetos poco densos a relativamente baja velocidad, justo lo contrario de la dinámica de las colisiones de asteroides y meteoroides contra la Luna.

Referencias:

• https://www.projectpluto.com/25010d.htm
• https://arxiv.org/abs/2607.14625
• https://x.com/jmmadiedo/status/2085344665562165293?s=20

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Sin embargo, hay una franja en la superficie de Mercurio donde las condiciones son sorprendentemente benignas: la zona del terminador, la línea móvil que separa el día de la noche. En una banda estrecha alrededor del terminador, el Sol incide muy rasante y las temperaturas son tan agradables que se pueden operar sistemas electrónicos convencionales sin necesidad de proteger nada del calor extremo. Lo único a tener en cuenta es que la línea del terminador se mueve. Y en Mercurio se mueve, además, de una forma muy particular. Sobre esta idea se construye la propuesta de Mariella Murillo y Paul G. Lucey para diseñar una misión con un rover que se mueva constantemente por la superficie de Mercurio desplazándose por el terminador para vivir siempre en esa franja templada, alimentándose de la luz solar rasante (como en el polo sur lunar). Su nombre: Run with the Sun («correr con el Sol»).

Conviene situar primero la mecánica del problema. Mercurio se encuentra en una resonancia rotación-traslación 3:2, lo que quiere decir que gira tres veces sobre sí mismo por cada dos vueltas que da al Sol. La consecuencia es que su día sidéreo (el tiempo que tarda en girar 360°) es de 58,6 días terrestres, pero su día solar (el tiempo que pasa entre dos amaneceres consecutivos en un mismo punto de la superficie) es de 176 días terrestres, es decir, dos años mercurianos. El terminador, por tanto, da una vuelta entera al planeta en 176 días, lo que en el ecuador equivale a una velocidad media de unos 3,6 km/h. Murillo y Lucey calculan que en el perihelio esta velocidad asciende a unos 6 km/h en el ecuador y desciende como el coseno de la latitud al alejarnos de él, de tal forma que a latitud 45° norte o sur queda en torno a 4,25 km/h, y en latitudes altas se vuelve prácticamente despreciable. Estas son las velocidades que tendría que sostener el rover para no quedarse rezagado.

Hay, además, una complicación deliciosamente mercuriana que merece la pena destacar y que diferencia a Mercurio de otros cuerpos sin atmósfera como la Luna. La órbita de Mercurio tiene una excentricidad considerable (0,21), la más alta del Sistema Solar entre los planetas. Cerca del perihelio, la velocidad orbital de Mercurio supera momentáneamente su velocidad de rotación, lo que provoca que el Sol visto desde la superficie se detenga en el cielo durante varios días terrestres y, en algunas longitudes, llegue incluso a retroceder antes de reanudar su marcha, provocando en algunas zonas los famosos «dobles amaneceres u ocasos mercurianos». Traducido a operaciones del rover, esto significa que el vehículo no solo tendría que correr, sino también frenar, mantenerse estacionario durante días e incluso desplazarse marcha atrás en determinadas fases de la órbita mercuriana. Una coreografía ciertamente llamativa (en el polo sur de la Luna es necesaria una coreografía parecida, pero para mantener una nave en línea directa de visión con la Tierra).

Para argumentar la viabilidad de la propuesta, los autores comparan la velocidad requerida con las capacidades de rovers históricos. El LRV (Lunar Roving Vehicle) de las misiones Apolo 15, 16 y 17 alcanzaba los 15 km/h, el Lunojod 2 soviético los 2 km/h, y Perseverance se mueve a una media de 0,098 km/h. La conclusión que extraen es que un rover que persiga el terminador estaría dentro de las capacidades tecnológicas actuales o de futuro inmediato. Eso sí, el LRV iba a 15 km/h pero pilotado por humanos sentados encima, mientras que los Lunojods eran teleoperado en tiempo casi real desde la Tierra, con una latencia de un par de segundos. Perseverance, que es el rover más sofisticado jamás construido y dispone de sistemas de navegación autónoma de última generación como AutoNav, alcanza un máximo absoluto de 0,15 km/h en terreno conocido. Mantener 6 km/h de manera sostenida, durante meses, sobre un terreno completamente desconocido y a una distancia de la Tierra que implica latencias de entre 5 y 22 minutos en cada sentido, no es comparable con nada de lo que se ha volado nunca. Sería, sin exagerar, el rover más rápido y más autónomo jamás construido. Y unas 40 veces más veloz que Perseverance.

A esto se añaden desafíos adicionales. Por ejemplo, los paneles solares de un rover en el terminador trabajarían siempre con el Sol prácticamente en el horizonte, lo que obligaría a montarlos en vertical, aunque ya se están diseñando varios rovers lunares con esta configuración. La planificación de la travesía se ve además dificultada por el hecho de que cualquier parada para muestreo o análisis instrumental obliga al rover a perseguir después al terminador a velocidades incluso superiores a su nominal: una pausa de cuatro horas implica recuperar 24 kilómetros de terreno. Esto choca frontalmente con la lista de instrumentos científicos propuestos —LIBS, espectrometría de rayos X y gamma, Raman, difracción de rayos X, etc.—, que en su mayoría requieren tiempos de integración largos y contacto cercano con la muestra. Por último, los propios objetivos geológicos que los autores destacan —los misteriosos hollows mercurianos, los escarpes lobulados de contracción planetaria, los pozos piroclásticos— son, además de los rasgos más interesantes de Mercurio, los más accidentados topográficamente, y por tanto los peores compañeros para un rover obligado a circular a 6 km/h sin atascarse.

La propuesta es mucho más sólida en los polos del planeta. Allí la velocidad del terminador tiende a cero, no hace falta correr, las temperaturas son estables, las condiciones de iluminación son extraordinariamente útiles para paneles solares montados en torre y existen depósitos de hielo de agua confirmados por MESSENGER en cráteres permanentemente sombreados. Un rover polar terminador-estacionario sería técnicamente mucho más accesible y científicamente muy relevante. El problema es que hacer aterrizar un rover en los polos es incluso más energéticamente exigente. Por eso la propuesta de Murillo y Lucey sitúa su trayectoria preliminar en el ecuador, partiendo del cráter Beethoven y avanzando hacia el norte cruzando Tir Planitia, Mozart, Caloris Planitia, Dali y Rustaveli. De paso, es el itinerario más atractivo en cuanto a diversidad geológica, aunque también el más exigente en cuanto a velocidad. En cualquier caso, para el diseño operativo de una misión real a Mercurio harán falta unos cuantos pasos más y casi todos pasan por bajar la velocidad nominal del vehículo o por mover el punto de partida varias decenas de grados hacia los polos. Otra solución sería usar un generador de radioisótopos RTG, que permitiría al rover sobrevivir a la noche mercuriana, aunque no evitaría el problema de las altas temperaturas diurnas.

Referencias:

• https://www.hou.usra.edu/meetings/lpsc2025/pdf/2727.pdf
• https://www.hou.usra.edu/meetings/lpsc2026/pdf/1743.pdf

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El primer aspecto que conviene subrayar, porque es un dato que tiende a perderse en la cobertura general, es que ninguno de los dos HLS que veremos en Artemisa III es la versión operativa final. Ambos son bancos de prueba en órbita, con arquitecturas próximas a las que aterrizarán en la Luna, pero sin todos los sistemas de propulsión y navegación necesarios para descender a la superficie lunar. El objetivo declarado por la NASA es aprovechar el hardware disponible a medio plazo para practicar los procedimientos de encuentro, acoplamiento y control con los dos vehículos acoplados, sin comprometer todavía los sistemas críticos que solo tendrán su primera prueba real en las siguientes misiones. En teoría, Artemisa III debía ser una especie de Apolo 9, pero la gran diferencia con esta histórica misión es que el LM del Apolo 9 era un ejemplar de vuelo casi idéntico al que se emplearía poco después en el Apolo 11, pero eso no ocurre con Artemisa III, donde los módulos lunares serán una versión intermedia y simplificada de los HLS reales.

El módulo lunar de Blue Origin es el Blue Moon Mark 2, la variante avanzada y tripulada del Blue Moon Mark 1. La empresa de Jeff Bezos está desarrollando cuatro ejemplares del Mark 1. El primero, llamado Endurance, debía partir este año al polo sur de la Luna usando un cohete New Glenn, pero su lanzamiento se ha retrasado a 2027. El segundo Mark 1 pondrá el rover VIPER de la NASA en el polo sur lunar también el año que viene, mientras que se están construyendo otros dos para poner sobre la superficie lunar en 2028 los rovers LTV de Astrolab y Lunar Outpost que usarán los astronautas de Artemisa. El Blue Moon Mark 2 es la versión tripulada y Blue Origin está construyendo tres ejemplares en estos momentos. El primero es el prototipo que se usará en Artemisa III, una versión simplificada más pequeña, con paneles solares y que no cargará propelentes criogénicos. Por este motivo, tampoco llevará los motores de hidrógeno BE-7. A cambio, Blue Origin promete que el prototipo de Artemisa III tendrá un sistema de soporte vital en teoría muy similar al de las misiones de alunizaje. Esto permitirá que la tripulación de Artemisa III se introduzca en la cabina del módulo y viva dentro. Eso sí, a pesar de que en un principio se dijo que el módulo podría estar 90 días en órbita esperando a la nave Orión, finalmente solo serán 30.

Por otro lado, las versiones definitivas del Mark 2 que se usarán en los alunizajes han recibido el nombre de ‘Alpha’. El primer Mark 2 Alpha debe despegar en 2028 para realizar un ensayo general no tripulado, mientras que el segundo se usará en la primera misión tripulada del módulo, que podrá ser Artemisa IV o Artemisa V, dependiendo de qué módulo esté listo antes. El diseño de Alpha ha cambiado con respecto al original —ahora lleva paneles solares, como el prototipo— para acomodar la nueva decisión de prescindir de la órbita elíptica NRHO para las misiones tripuladas e ir directamente a otro tipo de órbitas, probablemente una órbita lunar baja (LLO). Esta decisión se ha tomado después de la cancelación unilateral por parte de la NASA de la estación lunar internacional Gateway, que debía estar situada en una órbita NRHO.

Para Artemisa III, la apuesta de SpaceX es, curiosamente, la opuesta. Mientras Blue Origin lanzará lo que viene a ser casi una maqueta del módulo lunar, pero con una cabina para la tripulación muy fiel, SpaceX planea lanzar una Starship v3 «del montón» con un sistema de propulsión operativo, pero sin cabina para la tripulación. De esta manera, cuando la Orión se acople con el Blue Moon, será la nave espacial la que esté en control del conjunto, mientras que cuando lo haga con la Starship, será esta última la nave que esté al mando. La nave Orión se acoplará a la parte frontal de la Starship —durante un tiempo se rumoreó que podría acoplarse a un puerto lateral, convirtiendo la prueba en básicamente inútil, teniendo en cuenta que el HLS final tendrá el sistema de acoplamiento en el morro— con el fin de poner a prueba el control de los dos vehículos acoplados. Naturalmente, la tripulación no podrá entrar dentro de la Starship. Sea como sea, la Starship de Artemisa III solo podrá estar disponible para el acoplamiento con la Orión unas 48 horas por las limitaciones de las baterías.

Si no se van a usar módulos lunares similares al producto final, ¿tiene sentido la misión Artemisa III? ¿Vale la pena malgastar un cohete SLS para lanzar una nave Orión en órbita baja? Probar acoplamientos en los años 60 tenía sentido porque era una técnica novedosa. Hoy en día no lo es. Al menos con el módulo lunar de Blue Origin se probará el sistema de soporte vital del vehículo, pero el acoplamiento con la Starship es, si no se añade ningún elemento adicional a la misión, una pérdida de tiempo, pues no se probarán el sistema de soporte vital, ni el diseño sin escudo térmico o superficies aerodinámicas, ni tampoco se probarán los motores de descenso lunar. Y, además, ni Blue Origin ni SpaceX ensayarán en Artemisa III la que sigue siendo la parte más crítica de todo el programa: el trasvase de propelentes criogénicos en órbita, que en el caso de SpaceX requiere del orden de 15 lanzamientos. Entonces, repetimos la pregunta, ¿vale la pena esta misión?

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Previamente, la escotilla entre la ISS y la Soyuz MS-28 se había cerrado a las 03:45 UTC y la nave se había separado del módulo Rassvet (MIM-1) a las 07:03 UTC, cuando sobrevolaba el noreste de Mongolia. A las 09:31 UTC el motor SKD comenzó el encendido de frenado, de 4 minutos y 42 segundos de duración, que redujo la velocidad de la nave en torno a 127,5 m/s, suficiente para que entrase a la atmósfera. La separación pirotécnica de los tres módulos —el módulo orbital (BO) y el módulo de propulsión (PAO), destinados a desintegrarse durante la reentrada, y el módulo de descenso (SA) con la tripulación— tuvo lugar a las 09:59 UTC a 140 kilómetros de altitud sobre Egipto. La reentrada empezó oficialmente al alcanzar la interfaz atmosférica a las 10:02 UTC cuando el SA sobrevolaba Irán y a las 10:09 UTC se restablecieron las comunicaciones tras los cinco minutos habituales de silencio radioeléctrico por el plasma que rodea la cápsula. La deceleración máxima tuvo luga a 37,4 kilómetros de altitud y alcanzó los 3,97 g.

La secuencia de apertura del paracaídas comenzó a las 10:11 UTC, a unos 10,5 kilómetros de altitud, con la apertura de la escotilla del paracaídas principal y el despliegue consecutivo de dos paracaídas pilotos, el de frenado (a 9,5 kilómetros de altitud) y el principal (OSP). Luego se procedió a la purga del peróxido de hidrógeno usado por el sistema de propulsión de la cápsula para orientar adecuadamente el centro de gravedad y proporcionar una cierta cantidad de sustentación, reduciendo las cargas g y aumentando la precisión en el aterrizaje. A 5,5 kilómetros se ajustaron las líneas del paracaídas para que la cápsula quedase horizontal con respecto al suelo, se separó el escudo térmico inferior para dejar al descubierto los cohetes de frenado y se expulsaron las cubiertas exteriores de las dos ventanas laterales. En esta ocasión, la cápsula quedó en posición horizontal tras el aterrizaje, lo que facilitó la extracción de la tripulación. Kud-Sverchkov fue el primero en salir a las 10:42 UTC, quince minutos después de tocar tierra; Mikáyev le siguió a los pocos minutos y Williams cerró la extracción a las 10:52 UTC.

La separación de la Soyuz MS-28 marca el inicio de la Expedición 75 de la ISS, formada en estos momentos por los tripulantes de la Soyuz MS-29 (Piotr Dubrov, Anna Kíkina y Anil Menon) y de la Crew-12 (Jessica Meir, Jack Hathaway, Sophie Adenot y Andréi Fedyayev). Antes de la partida, Kud-Sverchkov pasó el mando de la estación al comandante entrante, Jessica Meir. Este ha sido el segundo vuelo espacial de Kud-Sverchkov, que acumula ahora 426 días en el espacio; Para Mikáyev y Williams, esta fue su primera misión, por lo que acumulan 241 días y 1 horas en el espacio. En total la tripulación de la MS-28 completó 3.856 órbitas a la Tierra y recorrió más de 164 millones de kilómetros desde el lanzamiento. Durante estos ocho meses la tripulación llevó a cabo el programa científico previsto, se ocupó del mantenimiento del segmento ruso, participó en el recibimiento de la nave tripulada Soyuz MS-29 y del carguero Progress MS-33.

Recordemos que durante el lanzamiento de la Soyuz MS-28 el pasado 27 de noviembre de 2025 resultó destruida la plataforma de servicio móvil bajo el cohete de la rampa PU-6 del Área 31 de Baikonur, la única en servicio para misiones tripuladas Soyuz y naves de carga Progress. Finalmente, la rampa se reparó y el 22 de marzo de este año despegó la Progress MS-33 y el 14 de julio despegaba la Soyuz MS-29.

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El lanzamiento iba a tener lugar el 16 de julio, pero justo a T-0 segundos cuatro de los 33 motores del B20 no hicieron ignición, obligando a posponer el despegue hasta el día 23, una vez se sustituyeran los motores problemáticos. El 22 de julio se llevaron a cabo varias pruebas, incluyendo la carga de propelentes, con el B20 solo en la rampa. El lanzamiento del 23 se pospuso luego al día 24 por culpa del mal tiempo.

El enorme cohete de 124,4 metros de altura y 9 metros de diámetro, con una masa de unas 5300 toneladas, despegó sin incidentes. El brutal empuje de 80800 kilonewton generado por sus 33 motores Raptor 3 del B20 hizo que, como en el anterior lanzamiento, el vector se elevase con una aceleración mayor a la generada por la versión v2. Una vez más, los sistemas de la nueva rampa OLP-2 funcionaron correctamente. El azimut de lanzamiento de esta misión era ligeramente diferente al de las anteriores, con una inclinación orbital de 26,5º. En esta ocasión todos los Raptor 3 funcionaron impecablemente hasta la separación del Super Heavy. Antes de la separación, los 33 motores del B20 se fueron apagando hasta que solo quedaron cinco activos (los tres centrales y dos del anillo intermedio) para reducir la aceleración. La separación del B20 tuvo lugar a los 2 minutos 30 segundos tras el despegue y a una velocidad de 6025 km/h.

El Super Heavy B20 efectuó el potente encendido de regreso (boostback) con sus 33 motores primero y, luego, solo con los 13 interiores. A diferencia del anterior vuelo, esta vez parece que el escape de esta ignición afectó menos a la nave, que encendió sus propios seis motores sin problemas. Tras la separación, el B20 alcanzó una altitud máxima de 95,6 kilómetros antes de volver a descender. A 3,2 kilómetros de altitud comenzó el encendido de frenado, que, desgraciadamente, no salió bien. El B20 tenía que encender primero los trece motores internos, luego dejar cinco y, finalmente, tres motores funcionando antes de amerizar con uno o dos motores. Sin embargo, solo logró encender diez y tres se apagaron inmediatamente. El B20 impactó contra la superficie del golfo de México (25°56’43» norte, 96°54’12» oeste) a gran velocidad y con cinco motores encendidos, no muy lejos de donde amerizaron los Super Heavy B12, B14, B15 y B16, y a unos 20 kilómetros de la zona prevista de amerizaje suave.

Por su parte, la S40 realizó un ascenso hacia la cuasiórbita sin problemas y apagó los motores a los 8 minutos y 20 segundos tras el despegue, a una altitud de 148 kilómetros y una velocidad de 26 406 km/h. Durante su trayectoria suborbital, la S40 desplegó 20 satélites Starlink v3 (en las misiones orbitales la Starship podrá lanzar hasta 60 unidades). Esta vez se trataba de satélites reales y no de simuladores o lastres, aunque todos reentraron sobre el océano Índico y se destruyeron poco después. Los seis últimos Starlink llevaban cámaras y luces para inspeccionar desde el exterior la S40 —como en la misión anterior— e inspeccionar el escudo térmico. Para ello, también igual que en el anterior vuelo, se habían pintado algunas losetas de color blanco simulando losetas desprendidas. El despliegue comenzó a los 17 minutos de la misión y se prolongó durante unos diez minutos. Por el momento SpaceX no ha publicado imágenes procedentes de estos satélites.

A los 39 minutos de misión la S40 encendió uno de los Raptor 3 centrales, demostrando la capacidad de desorbitado del vehículo. Esta ignición, la primera en una nave v3, permite certificar esta versión para vuelos orbitales. Del mismo modo que en anteriores ocasiones, el encendido no frenó la velocidad de la S40, sino que la aceleró al llevarse a cabo en el sentido del avance del vehículo. Esta vez la ignición tuvo una duración de unos 14 segundos (con una Delta-V de unos 17 m/s), frente a los 3 segundos de las anteriores. Después de alcanzar un apogeo de 198 kilómetros, la reentrada fue espectacular y, como ya estamos acostumbrados, fue retransmitida por la constelación Starlink. La S40 descendió horizontalmente por la atmósfera ajustando su descenso con las superficies aerodinámicas. A 500 metros de altitud se encendieron los tres Raptor centrales y la S40 efectuó la voltereta para colocarse en vertical. Luego apagó en secuencia los motores hasta tocar el océano con solo uno encendido. La nave cayó hacia la superficie del océano, pero esta vez, contra todo pronóstico, no explotó al caer y permaneció de una pieza.

El comportamiento impecable del sistema de propulsión de la S40 y la ignición de un motor en el espacio han sido los hitos claves de esta misión. Ahora, si todo sale según lo previsto, la próxima misión sí irá a la órbita y podrá desplegar satélites Starlink v3 que se queden alrededor de la Tierra. Elon Musk ya ha declarado que además intentará capturar la nave con la torre en la próxima misión. A cambio, el Super Heavy v3 sigue sin ser capaz de amerizar suavemente. La IFT-13 ha salido mejor que la IFT-12, pero no ha sido impecable, como demuestran el fallo en el encendido de frenado del B20 y el lanzamiento fallido del día 16.

Al ser todavía un programa que todavía se halla en fase de pruebas, la clasificación de éxito de la misión es una portería que uno siempre puede mover hasta que cuadre con sus expectativas. No obstante, la realidad es quien debe juzgar el progreso del sistema y esta dicta que SpaceX tiene que ser capaz de lanzar en 2027 una Starship a la órbita baja dotada de un sistema de acoplamiento frontal para la misión Artemisa III y debe hacer pruebas de trasvase de combustible entre varias Starship también el año que viene. Pruebas que son obligatorias para mandar a la Luna el HLS en 2028 en la misión Artemisa IV o Artemisa V, pero, sobre todo, para lanzar antes a nuestro satélite un HLS no tripulado. Para cada HLS lanzado a la Luna se requerirán del orden de 15 lanzamientos de la Starship, por lo que la reutilización de las etapas, sin ser estrictamente necesaria, sería altamente recomendable. En los próximos meses veremos si la Starship logra estar a la altura y puede cumplir con el apretado calendario del programa Artemisa, porque el margen temporal de maniobra se va acortando inexorablemente.

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En una primera fase, el MRV-1 no usará los brazos para acoplarse con otros satélites geoestacionarios, sino que los empleará para colocar delante del vehículo otros tres satélites lanzados con él denominados MEP (Mission Extension Pods), que serán los que se unan al satélite objetivo a través de un sistema de acoplamiento en la tobera (casi todos los satélites geoestacionarios disponen de un motor principal o motor de perigeo (LAE, Liquid Apogee Engine) usado para circularizar la órbita desde una órbita elíptica de transferencia geoestacionaria a la órbita geoestacionaria, GEO, propiamente dicha). Cada MEP podrá alargar la vida de los satélites con los que se acople unos seis años.

Los MEP, de 350 kg cada uno, tienen sus propios paneles solares —capaces de generar 1,5 kilovatios— y estarán controlados por los dueños de los satélites a los que se acoplarán (dos satélites Intelsat y uno de Optus). Los tres MEP lanzados en esta misión usarán sus propios motores eléctricos para situarse en GEO desde una órbita de transferencia con unos 44 000 kilómetros de apogeo. Luego maniobrarán para acercarse al satélite objetivo y se quedarán a la espera de que se acople con ellos el MRV-1 para unirlos con el satélite al que se alargará su vida útil. Por su parte, el MRV-1 dispone de un módulo de propulsión PRM (Passive Refueling Module) con una interfaz supervisada por la Fuerza Espacial de Estados Unidos que permitirá recargar de propelentes este satélite para que pueda hacer frente a otras misiones.

Los brazos del MRV-1, con siete grados de libertad, han sido diseñados para poder llevar a cabo tareas de inspección y reparación de otros satélites gracias a su precisión del orden de centímetros. Los brazos se denominan RAS-1 y RAS-2 (Robotic Arm System). Forman parte del programa RSGS (Robotic Servicing of Geosynchronous Satellites) de DARPA y tienen más de dos décadas de desarrollo a sus espaldas. En 2005 el laboratorio NRL de la armada estadounidense junto con la DARPA pusieron en marcha el programa FREND (Front End Robotics Enabling Near-term Demonstration) para permitir el acoplamiento autónomo en órbita de satélites de cara a misiones de todo tipo. El proyecto dio lugar a otras iniciativas, como el programa Phoenix de DARPA, iniciado en 2012. En 2019 DARPA eligió a la empresa SpaceLogistics, una compañía subsidiaria de Northrop Grumman para integrar el programa RSGS con el sistema MRV/MEP.

El MRV-1 y los MEP continúan la línea de trabajo que inició Northrop Grumman con las misiones MEV-1 y MEV-2, lanzadas en octubre de 2019 (mediante un cohete Protón-M/Briz-M) y en 2020 (mediante un Ariane 5 ECA), respectivamente. Los MEV (Mission Extension Vehicle), como los MEP que van con el MRV-1, se acoplaban por la tobera al satélite objetivo. El MEV-1 se acopló con el Intelsat 901 (IS 901) el 25 de febrero de 2020 —el primer acoplamiento civil en órbita geoestacionaria— y, después de dos meses de pruebas, comenzó a moverlo hasta una nueva longitud en la órbita geoestacionaria, donde tendría una segunda vida. Cinco años después, el 9 de abril de 2025, el MEV-1 movió al Intelsat 901 hasta una órbita de cementerio —una órbita ligeramente por encima de GEO en la que no estorba a los satélites activos— y se desacopló del mismo. Ahora está previsto que se acople con otro satélite, el australiano Optus D3 para ampliar su vida útil entre cinco y siete años.

Por otro lado, el MEV-2 se acopló el 12 de abril de 2021 con el Intelsat 10-02 (IS-1002), lanzado en junio de 2004, y está previsto que se separe del mismo este año después de dejarlo en una órbita cementerio. Al ser más pequeños y ligeros, los MEP solo disponen del sistema de unión con el satélite objetivo a través de la tobera, sin necesidad de las estructuras adicionales que llevaban los MEV. A cambio, no pueden desacoplarse autónomamente y también necesitan al MRV para esta maniobra.

Los nuevos MRV/MEP quieren explotar el negocio de ampliación de la vida útil de los satélites geoestacionarios. Estos satélites son, por lo general, tremendamente caros y de gran tamaño. Y su lanzamiento no es nada barato, pues alcanzar GEO es mucho más costoso, energética y económicamente, que la órbita baja (LEO). Sin embargo, la principal limitación de la vida útil de estos satélites es el combustible, pues, aunque la órbita geoestacionaria per se es bastante estable, mantenerse en una longitud determinada de la misma para dar servicio a unos países en concreto es complicado por culpa de las perturbaciones gravitatorias de la Luna y el Sol, que obligan a que los satélites en GEO tengan que maniobrar constantemente para mantenerse en su posición (para lo cual suelen usar propulsores iónicos o de plasma). Hay unos 570 satélites activos en GEO y aproximadamente una decena terminan su vida útil cada año, por lo que está claro que hay margen de negocio.

No obstante, el MRV-1 tiene claras aplicaciones militares y su diseño recuerda poderosamente a las prestaciones y capacidades de satélites chinos como los Shijian 21 y Shijian 25. En enero de 2022 el Shijian 21 se acopló con el satélite de posicionamiento Beidou-2 G2 (Compass-2 G2), lanzado en 2009 y que había dejado de funcionar en 2010, y lo movió 3000 kilómetros a una órbita de cementerio. Por su parte, el Shijian 25 se acopló con el Shijian 21 entre junio y julio de 2025 y le trasvasó propelentes para ampliar su vida útil. Por tanto, si el Shijian 21 es equivalente a un MEV, el MRV-1 se parece más al Shijian 25. Aunque se desconoce el diseño exacto de estos satélites chinos, se cree que uno o ambos disponen de brazos robóticos, quizá derivados de los empleados por el Shiyan 7, que en 2013 se acopló con un subsatélite en órbita baja. Por tanto, a nadie se le escapa que el MRV-1 y sus MEP hay que enmarcarlos en la creciente carrera por el control de la órbita geoestacionaria en la que están enzarzados Estados Unidos y China.

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La Viking 1 entra en la tenue atmósfera marciana a 4,4 km/s y luego frena mediante un paracaídas supersónico. La parte final del descenso se llevará a cabo mediante retrocohetes. Toda la secuencia es automática, pues el retraso en las comunicaciones impide que el control de la misión pueda intervenir. Finalmente, la sonda de 575 kilogramos se posa en una planicie rocosa con unas cuantas dunas y colinas. El aterrizaje es un éxito, aunque la nave evita por puro azar descender sobre una roca cercana que podría haberla destrozado. Tan solo 25 segundos después del aterrizaje, la Viking 1 toma su primera imagen: una foto de una de las tres patas de la nave. De esta forma, el equipo de la misión quiere asegurarse de que la sonda ha aterrizado correctamente y, de paso, comprobar la naturaleza del suelo.

En la Tierra muchos científicos habían previsto que las zonas de aterrizaje podían estar cubiertas de traicioneras dunas de todos los tamaños que podían desequilibrar la nave. La imagen es captada y transmitida a la Tierra por el orbitador Viking 1, tardando otros 22 minutos en cruzar el vacío interplanetario. Finalmente, los miembros del equipo del Proyecto Viking reunido en la sede del JPL en Pasadena (California) se convirtieron en los primeros seres humanos que vieron la superficie de Marte. Era un momento histórico que tenía lugar justo siete años después de que Neil Armstrong pusiese el pie en la Luna. El presidente Gerald Ford llamó al director del proyecto, James Martin, para felicitarlo, pero el bueno de Jim le dijo que «estaba muy liado y que volviera a llamar dentro de tres horas». El resto es historia.

No era la primera vez que la humanidad se posaba en el planeta rojo. Las sondas de aterrizaje de las misiones soviéticas Mars 2, Mars 3 y Mars 6 habían llegado a Marte entre 1971 y 1974. Pero solo la Mars 3 logró posarse suavemente en la superficie el 2 de diciembre de 1971 y enviar algunos datos de telemetría. Lamentablemente, no fue capaz de transmitir ningún dato científico y la conexión se perdió tras 110 segundos. Pero la Viking 1 era casi el doble de masiva y bastante más compleja que sus competidoras soviéticas. No en vano, el Proyecto Viking era el programa de exploración planetaria más ambicioso y costoso puesto en marcha por la NASA y, por extensión, de todo el mundo.

LA HISTORIA DE DOS VIAJERAS

Llegar a este punto no había sido nada sencillo. Durante los años 60 la NASA había desarrollado el programa Voyager para lanzar dos grandes sondas gemelas a Marte, cada una consistente en un orbitador y un aterrizador. La razón de enviar dos naves era maximizar la posibilidad de éxito, pues, como es sabido, solo se pueden lanzar naves a Marte en determinadas ventanas de lanzamiento que tienen lugar cada dos años aproximadamente. De este modo, si una sonda fallaba, no habría que esperar dos años para volver a intentarlo. El programa Voyager fue aumentando en complejidad y costes, hasta el punto de que se consideró lanzar las dos sondas mediante un cohete gigante Saturno V. Voyager era una especie de «Apolo marciano», pues ningún otro programa de sondas espaciales era remotamente tan caro y ambicioso. Y tenía su lógica, pues por entonces la NASA tenía planes para enviar seres humanos al planeta rojo como siguiente parada tras la Luna.

Pero a finales de 1967 la NASA decidió cortar por lo sano y canceló el programa Voyager (el nombre sería reutilizado por la NASA más tarde para las dos sondas Mariner Jupiter-Saturn 77, que se lanzarían hacia los planetas exteriores y que todos conocemos). Además de los costes, en la decisión influyó el hecho de que se iba a cerrar la cadena de montaje del Saturno V y también las primeras imágenes de Marte tomadas por la Mariner 4 en 1965, que mostraron un mundo desértico repleto de cráteres y casi sin atmósfera, más parecido a la Luna que a la Tierra. Pero la NASA no se podía olvidar de Marte. Era la Guerra Fría y la Unión Soviética también quería explorar el planeta vecino. La URSS ya había enviado varias sondas relativamente sencillas, pero todos sabían que solo era cuestión de tiempo que intentasen aterrizar. No se podía dejar Marte a los soviéticos, así que se decidió proseguir con otro programa, ahora más modesto.

La prioridad era buscar un nuevo lanzador, por lo que se estudiaron varias opciones. Finalmente, se seleccionó el Titán III de la Fuerza Aérea. La decisión no estuvo exenta de polémica, pues la NASA, acostumbrada a controlar todos los elementos de sus proyectos, no veía con buenos ojos usar un vector militar. Este programa marciano post-Voyager sería conocido como Mars Titan 73, haciendo referencia al lanzador elegido y a la fecha de lanzamiento prevista. En 1968 la NASA decidió reestructurar el programa, que estaría a cargo del centro Langley de la NASA, con James S. Martin Jr. como director general del proyecto. Martin había trabajado previamente en el programa Lunar Orbiter y había sido el encargado de las sondas de aterrizaje de las Voyager marcianas. Después de los desmanes con Voyager, el JPL, que aspiraba a controlar todo el programa de exploración de la NASA, vio reducido su papel gestor al diseño y construcción de los orbitadores. Ni que decir tiene, las peleas entre Langley y el JPL serían continuas y es una de las causas de que en algunos libros oficiales sobre el programa se hable más de los orbitadores que de las sondas de aterrizaje. El contratista principal de las sondas de aterrizaje sería Martin Marietta, empresa que ya había trabajado intensamente en el programa Voyager marciano.

Con el fin de abaratar costes, el diseño de los orbitadores estaría basado en el de la Mariner 71 (que despegaría como la Mariner 9), proyecto liderado por el JPL. Con respecto a las sondas de aterrizaje, entre 1968 y 1969 se estudiaron varias propuestas de naves con paneles solares o generadores de radioisótopos (RTG) con plutonio-238 y dotados de cuatro o tres patas. El empleo de RTG evitaba depender del Sol y permitía calentar la nave durante las gélidas noches marcianas, pero al mismo tiempo disparaba los costes de la misión y, paradójicamente, generaba graves problemas de disipación de calor en el vehículo. En cierto modo, se volvió a repetir el proceso de diseño de las sondas que tuvo lugar con el programa Voyager. También se decidió que las sondas entrarían directamente en la atmósfera marciana antes de la inserción orbital para ahorrar combustible al orbitador y simplificar las operaciones, una estrategia que también usarían las sondas soviéticas de 1971 y 1973.

A finales de 1968 el proyecto pasó a llamarse Viking. La elección de este nombre, que se alejaba del gusto de la NASA por el mundo grecolatino, tenía como objetivo honrar a los vikingos como grandes navegantes. En los años 60 la colonización vikinga de Norteamérica era un tema que estaba muy de moda gracias a nuevos descubrimientos arqueológicos. De paso, se quería dar continuidad a los nombres elegidos para los programas Mariner (‘navegante’) y Voyager (‘viajero’). En esa misma época Jim Martin puso a Gerald Soffen como científico principal del proyecto (paradójicamente, Soffen trabajaba en el JPL y se tuvo que mudar a Virginia para el nuevo puesto). Martin también eligió a Thomas Young como el encargado de la integración de los instrumentos científicos de la misión. A finales de 1968 los tres lo tenían claro: Viking debería centrarse en la búsqueda de vida microbiana en Marte. La decisión era arriesgada y bastante polémica: si no se detectaba vida (como así fue), el futuro de nuevas misiones a Marte podría quedar en el aire (como efectivamente terminó ocurriendo). Por otro lado, ¿y si tenían éxito y descubrían algo? Por entonces la Mariner 4 había demostrado que Marte no era precisamente Barsoom, pero muchos científicos optimistas, como Carl Sagan, seguían creyendo que podrían existir plantas u otras formas de vida en la superficie.

La clave para buscar vida era desarrollar un espectrómetro de masas —un instrumento capaz de identificar moléculas complejas— suficientemente compacto y ligero para que pudiera ser lanzado a Marte, un desafío tecnológico para la época. Sin el GC-MS (Gas Chromatograph-Mass Spectrometer), como se llamaba el instrumento, no habría forma de saber si las sustancias emitidas por las muestras de suelo marciano al calentarlo o al echarle nutrientes y agua —para alimentar posibles microbios— contenían moléculas orgánicas sintetizadas por organismos vivos. En 1969 el nuevo administrador de la NASA Thomas Paine apoyó firmemente el proyecto renacido de las cenizas de Voyager. Para Paine, Viking sería «su Apolo», pues aunque el Apolo 11 alunizó bajo su mandato, obviamente el programa había nacido mucho antes y el mérito se lo iba a llevar el anterior administrador, James Webb. No obstante, los recortes presupuestarios que sufrió la agencia obligaron en 1970 a retrasar el lanzamiento de 1973 a 1975, aumentando el coste del proyecto en el proceso.

En julio de 1969 las Mariner 6 y 7 sobrevolaron Marte. Por un lado, estas misiones proporcionaron datos precisos sobre la atmósfera marciana muy necesarios para concretar el diseño de las sondas de aterrizaje de las Viking y su secuencia de entrada, descenso y aterrizaje (EDL). Por otro lado, los datos confirmaron la visión de Marte como un mundo muerto y desértico que había obtenido la Mariner 4. Los resultados fueron un jarro de agua fría para el equipo científico centrado en los experimentos biológicos. ¿No sería mejor olvidarse de la detección de vida y centrarse en estudiar la mineralogía de la superficie? Martin consideró que era demasiado tarde para cambiar el objetivo principal de la misión. De hacerlo, la misión podría cancelarse o retrasarse. Seguirían adelante, aunque a partir de entonces las notas de prensa ya no pondrían tanto énfasis en la detección de vida.

En 1971 la Mariner 9 se convirtió en la primera sonda en orbitar Marte. Envió 7329 imágenes y detalló la estructura de la atmósfera en las capas más bajas —gracias al envío de señales de radio al pasar por detrás del planeta—, la zona en la que había más incertidumbre de cara al aterrizaje de las Viking, confirmando una presión superficial de unos 10 milibares. Aunque la Mariner 9 volvió a mostrar un Marte desértico, también descubrió enormes volcanes, incluyendo la montaña más alta del Sistema Solar (Olympus Mons), pudo observar complejos detalles en los casquetes polares, los sistemas de fracturas de Valles Marineris y, especialmente, numerosas evidencias de que el agua líquida había recorrido la superficie de Marte en el pasado. El equipo de detección de vida estaba exultante: Marte quizá no fuera un lugar tan desolado después de todo. Por otro lado, las imágenes de la Mariner 9 sirvieron para identificar posibles lugares de aterrizaje para las Viking. En diciembre de 1968 el propio Paine tomó la decisión de que las sondas de aterrizaje descenderían desde la órbita y no directamente. Esto aumentaba la masa del orbitador al necesitar más combustible y limitaba su vida útil, para desconsuelo del JPL. Pero a pesar de contar con las imágenes de la Mariner 9, la NASA no se quería arriesgar. Los orbitadores fotografiarían otra vez los lugares elegidos para comprobar su idoneidad, una decisión que resultó ser de lo más acertado.

LAS NAVES

Como hemos visto, el diseño de los orbitadores Viking era heredero del de la Mariner 9. Los orbitadores tenían 2325 kg de masa (incluyendo 1445 kg de propelentes), con unas dimensiones de 3,3 metros de altura y 2,5 metros de diámetro, con una envergadura de 9,75 metros una vez desplegados los cuatro paneles solares. La estructura principal tenía forma octogonal y sobre ella se encontraba el sistema de propulsión. Los cuatro paneles solares tenían una superficie de 15 metros cuadrados. Cada orbitador llevaba unos 70 kg de instrumentos científicos, agrupados en tres instrumentos principales: dos cámaras de televisión para imágenes de alta resolución en el espectro visible, un espectrómetro infrarrojo y un radiómetro infrarrojo. Cada orbitador disponía de dos ordenadores que podían almacenar órdenes de hasta 4096 palabras, mientras que los datos se almacenaban en dos grabadoras de cinta, cada una con capacidad para almacenar hasta 640 millones de bits. También disponían de una antena de alta ganancia de 1,5 metros de diámetro. En el extremo de uno de los paneles solares existía una pequeña antena para captar los datos de las sondas de aterrizaje.

Pero eran los aterrizadores los que incorporaban la mayor parte de innovaciones tecnológicas. Lógico, pues eran los primeros vehículos que la NASA diseñaba para aterrizar en Marte, un mundo con una atmósfera lo suficientemente densa para usar escudo térmico y paracaídas, pero a la vez tan tenue que había que usar propulsión en la fase final del aterrizaje. Para las Viking se diseñó una nueva cápsula de descenso, de 3,54 metros de diámetro y 1,66 metros de altura, muy diferente a las del Apolo o de las Voyager marcianas, que usaría también un nuevo material en el escudo de ablación, SLA-561V (Super Lightweight Ablator 561V), diferente al PICA del Apolo. El diseño del escudo térmico sería usado por la NASA en todas las misiones marcianas posteriores (aunque los escudos de Curiosity y Perseverance son mayores, su forma es la misma). No así el material ablativo, que sería sustituido por otro. En vez de diseñar varios paracaídas para las fases supersónica y subsónica del vuelo, la NASA tomó la arriesgada decisión de emplear un único paracaídas supersónico de gran tamaño (16,15 metros de diámetro), que también serviría para frenar la nave en la fase subsónica.

Las sondas de aterrizaje eran más pequeñas de lo que las fotos parecen indicar, aunque seguían siendo enormes para los estándares de la época. Solo tenían tres patas, como las sondas lunares Surveyor (a pesar del parecido, las Surveyor no habían sido construidas por Martin Marietta, sino por Hughes Aircraft), un diseño menos estable que el de cuatro patas, pero más ligero. Tenían una masa de 660 kg e incluían 85 kg de hidrazina para los tres motores de frenado MR-80, que hacían uso de un ingenioso diseño con 18 toberas para minimizar el efecto del escape sobre el suelo marciano (una de las preocupaciones del equipo científico era hasta qué punto los motores podrían cambiar las propiedades del suelo a estudiar). Cada motor generaba 2,6 kilonewton de empuje y podían regular su empuje (hasta un mínimo de 276 newtons). La hidrazina se almacenaba en dos tanques esféricos y sobre los mismos se hallaban dos parejas de propulsores para el control de giro, similares a los que se encontraban en el escudo térmico.

La estructura principal de las sondas, fabricada en titanio y aluminio, era de forma hexagonal, con un diámetro de 1,5 metros. La altura total era de 2 metros, con un ancho de 3 metros. Visto desde arriba, cada sonda tenía una forma triangular con las patas desplegadas, siendo la longitud de cada lado del triángulo de 2,21 metros. Cada pata tenía 1,3 metros de longitud y una base de 30,5 centímetros de diámetro. Estaban diseñadas para que, una vez en la superficie, la distancia de la estructura al suelo fuera de unos 22 centímetros. Los aterrizadores estaban pintados de gris claro para control de temperatura usando una pintura a base de silicona.

La sonda iba equipada con una antena de alta ganancia de 76 centímetros de diámetro capaz de mandar datos directamente a la Tierra a una velocidad de entre 250 bits por segundo y 1 kB/s, aunque a través de una antena fija de UHF se podían retransmitir datos al orbitador a 4 kB/s o 16 kB/s. Los dos RTG de tipo SNAP-19 proporcionan 35 vatios de potencia eléctrica a 4,4 voltios. Cada RTG pesaba 15,3 kg y tenía unas dimensiones de 147 x 96 cm. Las Viking serían las primeras sondas en la superficie de otro planeta que usarían un RTG. Las misiones Apolo habían usado RTG de tipo SNAP-27 para los instrumentos científicos (ALSEP) de las misiones Apolo 12, 14, 15, 16 y 17 —el RTG del LM del Apolo 13 acabó en el fondo del océano—, pero el SNAP-19 también se usaría en las sondas Pioneer 10 y 11 al Sistema Solar exterior. Dos ordenadores con una memoria de tipo cable con capacidad para 18000 palabras se encargan de controlar cada sonda de aterrizaje. Los datos se almacenaban en una grabadora de cinta.

La esterilización de las sondas era un asunto que llevaba de cabeza a los científicos de la misión, que no querían ser los responsables de transportar formas de vida terrestres que contaminasen el planeta vecino. Como resultado, las dos sondas fueron sometidas a varios procesos para eliminar todo rastro de vida, siendo el más importante la exposición durante 50 horas a 121 ºC en una atmósfera de nitrógeno. Hoy en día este proceso no se considera muy exigente, pues sabemos que algunas esporas bacterianas pueden sobrevivir al mismo, pero para la época era radical. Otros elementos de las sondas serían esterilizados por separado, con especial énfasis en el extremo del brazo recolector. Hasta la hidrazina de los motores de aterrizaje fue purificada para eliminar restos bacterianos. Había que evitar la contaminación una vez esterilizadas las sondas, así que las dos cápsulas se rodearon con una «biobarrera» (bioshield) de 3,7 metros de diámetro y 1,9 metros de altura. Estaba fabricada con una capa muy fina de fibra de vidrio tejida sobre una estructura de soporte de aluminio que le daba una apariencia de huevo a la cápsula.

Los experimentos científicos de cada sonda de aterrizaje incluían un sismómetro, un espectrómetro de fluorescencia de rayos X para análisis de los minerales del suelo y un mástil con sensores meteorológicos para medir la presión atmosférica, la temperatura, la velocidad del viento y su dirección. Pero la joya de la corona era el experimento de biología VLBI (Viking Lander Biology Instrument, a veces referido como VBI solamente) y el espectrómetro de masas GC-MS, destinado a detectar los marcadores moleculares que pudieran dejar los organismos marcianos. Solo el VLBI costó unos 60 millones de dólares, mientras que el GC-MS salió por unos 40 millones.

El sistema de imágenes fue, después de los experimentos biológicos, el instrumento considerado más crítico para la misión (y fue el tercer instrumento más caro, con un coste de 27 millones de dólares). Los sistemas de cámaras de televisión basados en tubos Vidicon, empleados en el Apolo o, luego, en las Voyager, no ofrecían una calidad de imagen demasiado alta. Obviamente, no se podía traer película fotográfica desde Marte, pero se estudió la posibilidad de usar un sistema mixto, como el empleado por las sondas soviéticas o las Lunar Orbiter. En este sistema, se obtienen imágenes en alta resolución mediante película fotográfica, que se revela sobre la marcha y luego es escaneada para enviarla a la Tierra. Este sistema tiene el inconveniente de la limitación de película y que tiene partes móviles, por lo que era poco apropiado para una misión que podía durar años. Finalmente, se optó por un sistema muy original que combinaba lo mejor de ambos mundos. Las imágenes se obtendrían mediante cámaras facsímiles, que, a diferencia de los tubos Vidicon de televisión, escanean píxel a píxel las líneas de la imagen y las envían a la Tierra (en los Vidicon la imagen se obtiene de golpe y luego es leída por un haz de electrones).

Curiosamente, el sistema de cámara facsímil es más sencillo de entender desde la perspectiva actual, acostumbrados como estamos a expresar las imágenes en píxeles, pero entonces se consideraba un sistema desfasado (de hecho, fue el usado por las cámaras de las sondas soviéticas de aterrizaje en la Luna y en Marte). Eso sí, el sistema facsímil de las Viking, liderado por Tim Mutch, era mucho más avanzado que el empleado en estas misiones, aunque su principio era el mismo. Cada cámara, situada a 1,3 metros de altura máxima sobre el suelo, era un tubo en el que se integraba la óptica del telescopio y el sensor óptico, que apuntaban hacia arriba. Un espejo móvil se encargaba de escanear el paisaje en vertical. La cámara luego giraba sobre su eje para escanear otra línea vertical. De esta manera, se conseguía una imagen completa. La pega es que el envío de datos tardaba mucho más, pero a cambio la calidad era casi fotográfica. A comienzos del programa se había decidido añadir una segunda cámara a cada lander —separadas un metro— para obtener imágenes estereoscópicas (y por si fallaba una de ellas).

El sensor no era un chip tipo CCD/CMOS como en la actualidad, sino que estaba formado por doce diodos, uno para imágenes en blanco y negro, otros tres con filtros para imágenes a color real y otros tres con filtros en infrarrojo (para estudiar los óxidos de hierro presentes en el regolito marciano), además de cuatro diodos a distintas distancias del plano focal para proporcionar imágenes enfocadas de objetos cercanos; el duodécimo diodo estaba destinado a captar el Sol exclusivamente. Cada imagen podía tener un ángulo vertical de 20º (alta resolución) o 60º. El ángulo horizontal podía ser el que se quisiera, hasta casi 360º.

EL VIAJE

A principios de 1975 los dos orbitadores y las dos sondas de aterrizaje estaban listas. El 8 de marzo se integraron por primera vez los dos primeros elementos de la misión Viking, fabricados a miles de kilómetros de distancia. El orbitador nº 2 se unió a la cápsula VLC-2 (Viking Lander Capsule 2), formando el conjunto Viking A, que luego sería la Viking 1 (el número de la Viking 1 o 2 no se decidiría hasta el lanzamiento, por si una de las sondas se retrasaba; la NASA quería evitar la confusión de que la Viking 2 fuese la primera en aterrizar). Como curiosidad, el conjunto estaba montado dentro de la cofia del lanzador «al revés», es decir, la cápsula con la sonda de aterrizaje estaba arriba y el orbitador debajo —por eso en las imágenes del conjunto se suele elegir esta confusa perspectiva—, pero, y esto es lo llamativo, dentro de la cápsula, la sonda de aterrizaje… ¡también estaba colocada al revés!, es decir, con el escudo térmico y las patas del tren de aterrizaje orientadas hacia el orbitador. De esta forma, la sonda estaría «de pie» en la rampa de lanzamiento.

El 31 de marzo, la Viking A ya estaba integrada con su lanzador Titan IIIE/Centaur, aunque luego se volvieron a separar para llevar a cabo más pruebas en el edificio de montaje. Todo iba bien hasta que el 26 de mayo un rayo alcanzó la sonda, lo que obligó a cambiar todo el módulo de propulsión del orbitador Viking 1 (005) por el de la Viking 2 (006). El 28 de julio, la Viking A estaba lista para el lanzamiento. El despegue se tuvo que retrasar nueve días por una batería y una válvula defectuosa, pero finalmente despegó con éxito el 20 de agosto de 1975. En ese momento, la Viking A pasó a ser la Viking 1. El 9 de septiembre despegaba la Viking B —formada por el orbitador nº 1 y la cápsula VLC-1—, ahora Viking 2. El viaje a Marte duraría unos once meses en vez de los cinco meses de las anteriores misiones Mariner por culpa de la elevada masa de cada nave (2,3 toneladas), lo que obligó a seguir una trayectoria más conservadora.

La Viking 1 entró en órbita marciana el 19 de junio de 1976 (apenas diez días antes se había detectado una fuga de helio en los tanques de propelentes que podía ocasionar la explosión del vehículo al intentar la maniobra de inserción orbital, un problema que se comprobó resuelto durante un encendido de corrección el 15 de junio). Era la segunda sonda de la NASA que se colocaba alrededor de Marte y la quinta en total después de las sondas soviéticas Mars 2, 3 y 5 (la Viking 2 haría lo propio el 7 de agosto). El plan original preveía que la Viking 1 aterrizase en la zona A-1 de Chryse (19,5º norte, 34º oeste) y la Viking 2 en Cydonia, en la región del Mare Acidalium (44,3º norte, 10º oeste). Las zonas se habían elegido por aparecer relativamente «aburridas» en las imágenes de la Mariner 9 y, por tanto, seguras para un aterrizaje: sin dunas, grandes rocas o pendientes elevadas. Desde el punto de vista científico, ambas zonas se habían seleccionado por estar en el hemisferio norte del planeta, mucho más joven y con menos cráteres que el hemisferio sur (también por ser más profundas con respecto al radio medio de Marte, lo que permitía aprovechar mejor el frenado del paracaídas). En Chryse había además cañones y otras estructuras geológicas asociadas con el agua, mientras que Cydonia se encontraba más al norte y en el límite de extensión del casquete estacional de dióxido de carbono (a pesar de que las sondas usaban RTG, ir más al norte se consideraba peligroso por las bajas temperaturas invernales y el riesgo de que la sonda quedase cubierta de escarcha de CO2).

Sin embargo, una vez en órbita las cámaras de las Viking 1, con una resolución de 100 metros, mostraron que la zona A-1 de Chryse seleccionada para el aterrizaje era demasiado arriesgada al estar repleta de cráteres. La zona A-2 alternativa de Tritonis Lacus tampoco parecía una buena opción, pues se había elegido teniendo en cuenta las imágenes de la Mariner 9. Se inició entonces una carrera contrarreloj para elegir nuevos sitios de aterrizaje. En cualquier caso, la intención de la NASA de aterrizar el 4 de julio de 1976 para celebrar el 2o0º aniversario de la fundación de los Estados Unidos ya no podría hacerse realidad. El tiempo apremiaba, porque si la Viking 1 no aterrizaba antes del 25 de julio, deberían esperar a la inserción orbital de la Viking 2 el 7 de agosto. La razón es que el personal de la misión era limitado y a partir de esa fecha tenían que dedicarse a preparar las tareas de inserción orbital de la otra nave. Para complicar las cosas, si la Viking 1, o la 2, no aterrizaba en verano, se corría el riesgo de que la otra sonda tuviese que hacerlo después del 2 de enero de 1977, cuando tendría lugar la conjunción de Marte con el Sol (cuando el planeta pasa por detrás del Sol visto desde la Tierra) y las comunicaciones son imposibles. El tiempo apremiaba, pero nadie quería sacrificar una misión a Marte por las prisas. Al final, el 12 de julio se seleccionó una nueva zona de aterrizaje, no muy lejos de la original, también en Chryse Planitia, pero más al oeste (22,48º norte, 48º oeste).

El 20 de julio de 1976 llegó el día de la verdad. La orden final para separar la cápsula se mandó desde la Tierra 37 minutos antes de la separación, que, teniendo en cuenta los 22 minutos de retraso de la señal por la distancia al planeta, significaba que se recibiría 15 minutos antes de la maniobra. Llegado el momento, los pernos explosivos se activaron y las dos naves se separaron. La cápsula giró casi 180º para orientarse correctamente, con el escudo térmico hacia el planeta. Pero la cápsula todavía tenía la velocidad orbital del orbitador. Si no cambiaba su trayectoria, seguiría dando vueltas alrededor de Marte. A diferencia de otras misiones conjuntas con orbitadores y sondas de aterrizaje, como la Tianwen 1 o la ExoMars 2016, el encendido de frenado corría a cargo de la propia cápsula, que contaba con doce motores RCS de hidrazina en el escudo térmico. Tras una ignición de estos motores de 23 minutos de duración, la cápsula ya estaba en trayectoria hacia la superficie de Marte. La elipse de aterrizaje era grande, de 280 x 100 kilómetros, aunque menos que si hubiera reentrado directamente sin pasar por la órbita. Durante tres horas y cuarto la cápsula cayó hacia el planeta ganando velocidad a partir de los 4 km/s que llevaba en la separación, hasta impactar con las capas altas de la atmósfera marciana a 4,42 km/s. A 1370 kilómetros de distancia, el radar altímetro comienza a proporcionar datos de la altitud de la sonda.

A continuación se vivieron los «siete minutos de terror» de la secuencia EDL de la Viking 1. No obstante, en la época nadie los llamó así. Los ingenieros de las Viking eran de otra generación y tan solo cuatro años antes seres humanos habían caminado por la Luna. Naturalmente, sabían que podían fallar muchas cosas y que el éxito no estaba asegurado, pero también tenían confianza en las innumerables pruebas a las que se habían sometido los vehículos. Al entrar en la atmósfera marciana desde la órbita, el flujo térmico no fue muy grande, alcanzando unos 26 vatios por centímetro cuadrado (veinte veces menor que la reentrada de una cápsula Apolo que regresaba de la Luna). A 5,5 kilómetros de altitud se desplegó el paracaídas supersónico a una velocidad de Mach 2,2. El paracaídas, hecho de dracon, se despliega usando un mortero que lo lanza a 139 km/h y tarda solamente 7 segundos en frenar la cápsula por debajo de la velocidad local del sonido. Tras separar el escudo térmico inferior, se desplegó el tren de aterrizaje, permitiendo que los cuatro haces de radar Doppler de aterrizaje comiencen a medir la velocidad relativa con el suelo, a unos 12 kilómetros de altitud (previamente el radar altímetro había proporcionado información menos detallada de la altitud). A 1,5 kilómetros del suelo se separó el escudo térmico trasero con el paracaídas y se activaron los tres motores de hidrazina. A 610 metros el altímetro radar pasa a modo de baja altitud y el radar de aterrizaje hace lo propio a 100 metros con el fin de obtener datos más precisos.

Para evitar que la sonda apague sus motores a gran altitud por culpa de datos espurios y se estrelle —un error que se sigue cometiendo hoy en día—, a 50 metros del suelo el ordenador da la orden de ignorar los datos del altímetro radar y a partir de los 17 metros —estimados— fija la velocidad de descenso en 1,5 m/s. La Viking 1 mantuvo esta velocidad antes de encontrarse con el suelo 11 segundos. Los motores se apagan automáticamente al tocar el suelo las patas del tren de aterrizaje.

Una vez en el suelo, la sonda transmitió directamente la señal a la Tierra de que había aterrizado con éxito, una señal que se recibió 22 minutos más tarde. La sonda comienza a captar la imagen de una de sus patas en el suelo marciano solo 25 segundos tras el aterrizaje, mientras al mismo tiempo despliega el mástil meteorológico y se activa la válvula del sistema para eliminar el polvo de las cámaras. Los datos son enviados al orbitador Viking 1 a una velocidad de 16 kB/s, hasta que el orbitador se pone bajo el horizonte local, unos 12 minutos tras el aterrizaje. Tres minutos después se apaga el transmisor de 20 vatios de potencia para ahorrar energía. Al día siguiente se orientaría la antena de alta ganancia para transmitir imágenes y otros datos a la Tierra directamente sin necesidad de usar el orbitador, aunque este seguiría siendo el método preferido de comunicaciones.

El paisaje mostrado por la Viking 1 era desolador, pero extrañamente familiar. Cuando se recibieron las primeras imágenes en color se pudo ver que el regolito rojizo rico en óxidos de hierro cubría todo. El cielo, que se pensaba iba a ser de un azul muy oscuro, resultó ser más brillante y de tonos rojizos por el polvo en suspensión. Aunque, como contraste, los atardeceres y amaneceres eran azules. La atmósfera terminó por ser todavía más tenue de lo previsto, entre 6 y 7 milibares de media. No se descubrió el exceso de argón apuntado por una misión soviética (este gas noble constituye el 1,6% de la atmósfera marciana). Los científicos del equipo inventaron un nuevo término, sol, para referirse a un día marciano (que dura 24 horas y 39 minutos), una palabra que sigue usándose a día de hoy.

El 3 de septiembre la Viking 2 acompañó a su gemela en la superficie marciana. Al igual que había ocurrido con la Viking 1, el lugar candidato para la Viking 2 en Cydonia, seleccionado a partir de las fotos de la Mariner 9, resultó no ser apropiado. Tampoco se usó el lugar alternativo, situado en Alba (44,2º norte, 110° oeste), y se optó por hacer aterrizar la sonda en Utopia Planitia (47,65° norte, 134.29° este). Utopia resultó ser una zona mucho más plana que Chryse, pero con más rocas y menos regolito.

Las sondas de aterrizaje tenían que durar un mínimo de 90 días, pero finalmente aguantaron varios años: la Viking 2 hasta el 11 de abril de 1980 y la Viking 1 hasta el 11 de noviembre de 1982 (el mayor estrés térmico de la Viking 2, situada más al norte, le pasó factura). La gran frustración de los científicos de la misión fue el verse condenados durante años a ver el mismo paisaje, con pequeñas variaciones estacionales, y no poder desplazarse, aunque fuera unos metros, para analizar rocas o regolito en otras zonas. Todos los instrumentos funcionaron correctamente, a excepción de los sismómetros, que resultaron un fracaso. El de la Viking 1 no llegó a funcionar y el de la Viking 2 solo proporcionó datos sobre un evento del que no quedó clara su naturaleza. Habría que esperar al siglo XXI a que la sonda InSight proporcionase datos sismológicos de Marte.

Por su parte, los orbitadores Viking duraron menos que las sondas de superficie. El orbitador Viking 2 dejó de funcionar el 25 de julio de 1978 al agotarse el gas del sistema de control de posición, mientras que el orbitador de la Viking 1 duró hasta el 7 de agosto de 1980. Tras el cese de operaciones del aterrizador de la Viking 1 en 1982, la NASA dio la misión por finalizada de forma oficial el 21 de mayo de 1983, después de que los orbitadores enviasen más de 52000 imágenes y las sondas de superficie otras 4500.

LA ELUSIVA VIDA MARCIANA

Una vez tomados los primeros datos, todo el mundo esperaba impacientemente los resultados del experimento de biología VLBI. Ya en el documento difundido a la prensa durante el lanzamiento la NASA había intentado dejar claro que no era probable que la misión detectase vida, declarando que «una respuesta negativa no prueba que no haya vida en Marte. El lugar de aterrizaje podría haber sido el incorrecto, durante la estación equivocada, o podríamos haber realizado experimentos erróneos. Muchos científicos aún creen que la probabilidad de que exista vida en Marte es baja». El instrumento consistía en tres experimentos separados altamente compactos para buscar formas de vidas autótrofas o heterótrofas y trazas de su metabolismo. El PR (Pyrolytic Release, Liberación Pirolítica) buscaba organismos fotosintéticos o quimiotróficos que pudieran fijar carbono de la atmósfera. Se añadía dióxido de carbono con carbono-14 radiactivo a una muestra de suelo expuesta a luz solar simulada. Si había vida, esta incorporaría el carbono radiactivo en su estructura orgánica, que luego se detectaría calentando la muestra para liberar dichos compuestos.

El experimento LR (Labeled Release, Liberación Marcada) estaba diseñado para detectar el metabolismo de heterótrofos. Se humedecía el suelo con una «sopa» de nutrientes orgánicos marcados radiactivamente. Si los microbios consumían los nutrientes, liberarían CO2 radiactivo. Por último, el GEX (Gas Exchange, Intercambio de Gases) medía cambios en la composición de los gases (oxígeno, nitrógeno, metano, etc.) sobre una muestra de suelo incubada. Podía funcionar en modo «húmedo» (solo vapor de agua) o con «nutrientes» (añadiendo una mezcla compleja de aminoácidos y sales) para ver si la humedad activaba algún metabolismo.

Los experimentos se habían diseñado para buscar formas de vida similares a las terrestres, pero, contra todo pronóstico, los resultados no fueron concluyentes. El experimento de Liberación Marcada (LR) dio un resultado positivo espectacular. El suelo marciano empezó a emitir grandes cantidades de gas radiactivo en cuanto recibió los nutrientes. Para confirmar que era un proceso biológico, los científicos de la misión calentaron una muestra de control a 160 °C (para esterilizarla y matar a cualquier posible microbio). Al repetir la prueba en la muestra esterilizada, no hubo emisión de gases. El equipo científico del instrumento estaba entusiasmado. Según los protocolos de la misión, esto era la prueba concluyente de que habían encontrado vida. Sin embargo, el espectrómetro de masas GC-MS arrojó un resultado devastador: cero moléculas orgánicas. El GC-MS ni siquiera encontró los rastros de compuestos de carbono que los meteoritos depositan de forma natural en todos los planetas.

Pero el equipo del LR no estaba convencido. No es de extrañar que el investigador principal del experimento LR, Gilbert Levin, se pasara el resto de su vida, hasta su fallecimiento en 2020, insistiendo en que las Viking habían descubierto vida marciana y que el error estaba en la precisión del GC-MS. Los resultados negativos de los otros dos experimentos, junto con el del GC-MS, obligaron al cuartel general de la NASA a intervenir años después para zanjar la polémica desde el punto de vista político. Para la agencia espacial, las misiones Viking no habían detectado formas de vida marcianas y los resultados de LR se debían a algún tipo de reacción inorgánica (opinión compartida por la mayor parte de la comunidad científica en la actualidad).

LA HERENCIA DE LAS VIKING

El Proyecto Viking salió por un total de 1060 millones de dólares de 1970, que, ajustados a la inflación, son 7100 millones, convirtiéndolo en el programa de exploración planetaria más costoso de la historia. El desarrollo de los orbitadores costó 217 millones de dólares de la época, mientras que las sondas de aterrizaje alcanzaron los 610 millones (a estas cifras hay que sumar el coste del lanzamiento y las operaciones hasta 1982). Como comparación, el programa Voyager costó unos 865 millones de dólares.

Tras las Viking la NASA no volvió a lanzar una misión a la superficie marciana hasta más de veinte años después. Y lo hizo con la pequeña Mars Pathfinder, una misión relativamente modesta que resucitó el interés por la exploración del planeta rojo. Durante toda una generación, las imágenes de las Viking fueron las únicas disponibles de la superficie de Marte. La misión fue un éxito rotundo, pero justo por eso mismo impidió que se lanzara ninguna otra misión en más de 15 años (para colmo, la siguiente misión, la Mars Observer, falló antes de entrar en órbita marciana). ¿Para qué volver a lanzar una misión a Marte si las Viking habían demostrado que era un desierto congelado carente de vida? Lanzar un lander similar no tenía mucho sentido. Se propuso una misión de retorno de muestras o un rover usando el hardware de las Viking, pero la NASA no tenía dinero para estos grandiosos proyectos.

A finales de los 70 se valoró la idea de lanzar un rover de más de 100 kg alimentado por RTG para ser lanzado en 1984, pero los costes eran enormes y el proyecto no saldría adelante. Tampoco ayudó que los soviéticos desistiesen en su empeño por explorar Marte tras la ventana de lanzamiento de 1973. En vez de insistir con el diseño de las sondas M71/M73 hasta conseguir enviar datos desde la superficie —la Mars 3 había demostrado que, con un poco más de suerte e inversión, podían lograrlo—, algo que sí hicieron en Venus, la URSS se centró en diseñar misiones marcianas mucho más ambiciosas (4M y 5M) para enviar rovers y retornar muestras, misiones que nunca se lanzaron.

Los resultados negativos, pero confusos, del experimento de biología también supusieron un fuerte escarmiento para la NASA, que no se atrevería a mandar un experimento similar hasta la fecha. La misión Phoenix de 2008 demostró que los resultados confusos del VLBI se debían muy probablemente a las reacciones químicas con los percloratos que abundan en el regolito marciano. Pero los análisis de las imágenes de los orbitadores Viking en los años 80 demostraron que Marte sí que fue habitable en el pasado, con lagos y, quizá, mares de agua líquida. El interés por Marte resurgió poco a poco. La búsqueda de vida fue sustituida por la búsqueda del agua líquida, un objetivo más modesto. Puede que el Marte actual fuese estéril, pero quizá en el pasado surgiera la vida. Valía la pena seguir investigando.

¿Y sí?…

La misión Phoenix no solo descubrió percloratos en Marte, sino que confirmó excavando con su pala que existía una capa de hielo a pocos centímetros de la superficie. Esta capa superficial se extiende por gran parte del hemisferio norte e incluye la zona de Utopia Planitia, donde aterrizó la Viking 2. Quizás, solo quizás, si el brazo robot de la Viking 2 hubiese excavado unos centímetros más, habría descubierto hielo como lo haría la sonda Phoenix tres décadas más tarde. En ese caso, la historia de la exploración de Marte hubiese sido muy diferente.

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