Mariner 1

L'explication la plus exacte est celle la plus tardive : une erreur de transcription manuelle d'un symbole mathématique dans la spécification d'un programme, plus exactement un trait suscrit manquant.

Lors de la formulation d'une série de missions scientifiques vers la planète Vénus, au début de 1961, la NASA a initialement prévu que deux missions spatiales, P-37 et P-38, soient lancées sur des lanceurs Atlas-Centaur, chaque sonde spatiale pesant environ 565 kilogrammes. Lorsque la NASA approuve officiellement le plan en septembre 1961, des problèmes liés au lanceur Atlas-Centaur nécessitent de changer de lanceur, pour le lanceur Atlas-Agena B avec une charge utile réduite.

Le constructeurs des sondes Mariner, le Jet Propulsion Laboratory (JPL) construit, à ce moment-là, trois véhicules spatiaux basés sur la conception des sondes lunaires Ranger Block I (nommée Mariner R) qui survoleront la planète Vénus à la fin de 1962. Chaque sonde spatiale embarque un modeste appareillage de 9 kg, mais n'a aucune capacité d'imagerie. Le véhicule spatial comprend 54 000 composants et est conçu pour maintenir le contact avec la Terre durant 2 500 heures. Un objectif ambitieux par rapport aux sondes lunaires Ranger qui sont conçues pour seulement 65 heures de contact.

Le 8 décembre 1962, Mariner 1 doit survoler la planète Vénus à une distance de 29 000 kilomètres, mais à cause d'une trajectoire incorrecte lors du lancement, à T + 294,5 secondes, l'officier de sécurité envoie un signal pour détruire le lanceur Atlas-Centaur et son charge utile. La panne est attribuée à une antenne de guidage sur le lanceur Atlas ainsi qu'à un logiciel défectueux dans son programme de guidage à bord, qui manque un trait suscrit en exposant. La presse le décrit comme « le trait d'union le plus cher de l'histoire ».

La sonde spatiale Mariner 1 consiste en une plate-forme hexagonale de 104 cm de diamètre et 36 cm de hauteur, qui contient six châssis en magnésium contenant l'électronique pour les expériences scientifiques, les communications, l'encodage des données, le calcul, le contrôle d'attitude, et contrôle de la puissance, de l'accumulateur et de son chargeur, ainsi que des contenants de gaz pour le contrôle de l'attitude et du moteur-fusée. Au sommet de la base se trouve un grand mât en forme de pyramide sur lequel sont montées les expériences scientifiques, ce qui portait la hauteur totale de la sonde à 3,66 mètres. Des ailes de panneaux solaires rectangulaires, d'une longueur totale de 5,05 mètres et d'une largeur de 0,76 mètre, sont fixées de chaque côté de la base. Une grande antenne parabolique directionnelle est reliée par un bras à un côté de la base et s'étendant au-dessous de la sonde spatiale.

Le système d'alimentation de Mariner 1 est constitué des deux ailes de plus de 10 000 cellules photovoltaïques, l'une de 183 cm sur 76 cm et l'autre de 152 cm sur 76 cm (avec une extension en dacron de 31 cm (une voile solaire) servant à équilibrer la pression de rayonnement sur les panneaux solaires), qui alimentent la sonde spatiale directement ou rechargée avec un accumulateur argent-zinc à cellules d'argent de 1 000 watts-heure, qui doit être utilisée avant le déploiement des panneaux solaires, lorsque les panneaux ne sont pas éclairés par le Soleil et que la charge demandée est lourde. Un dispositif de commutation de puissance et de régulateur de surpression contrôle le flux de puissance.

Les communications consistent en un émetteur de 3 watts pouvant fonctionner en télémétrie continue, une grande antenne parabolique directionnelle à gain élevé, une antenne omnidirectionnelle cylindrique au sommet du mât et deux antennes de commande, une à l'extrémité de l'un des panneaux solaires, qui reçoivent des instructions pour les manœuvres de mi-parcours et autres fonctions.

La propulsion pour les manœuvres de mi-parcours est assurée par une rétrofusée de 225 N monergol (hydrazine anhydre). L'hydrazine s'enflamme à l'aide de pastilles de tétroxyde d'azote et d'oxyde d'aluminium, et la direction de la poussée est contrôlée par quatre aubes à jet situées sous la chambre de poussée. Le contrôle d'attitude avec une erreur de pointage de 1° est maintenu par un système de jets d'azote froid. Le Soleil et la Terre sont utilisés comme références pour la stabilisation de l'attitude. La synchronisation et le contrôle sont effectués par un ordinateur central numérique et un séquenceur. Le contrôle thermique est obtenu grâce à l'utilisation de surfaces passives réfléchissantes et absorbantes, de boucliers thermiques et de persiennes mobiles.

Les expériences scientifiques sont montées sur le mât et la base de la sonde spatiale. Un magnétomètre à fluxgate à trois axes est fixé au sommet du mât, sous l'antenne omnidirectionnelle. Les détecteurs de particules sont montés à mi-hauteur du mât, avec le détecteur de rayonnement cosmique. Un détecteur de poussières cosmiques et un détecteur à plasma solaire sont fixés sur les bords supérieurs de la base du véhicule spatial. Un radiomètre micro-onde et un radiomètre infrarouge et les cornets de référence du radiomètre sont montés de manière rigide sur une antenne parabolique de 48 cm de diamètre montée près du bas du mât.

La sonde spatiale a six instruments :

• Analyseur électrostatique (Electrostatic Analyzer), pour l'étude du vent solaire.
• Détecteur de poussières cosmiques (Cosmic Dust Detector).
• Détecteur du rayonnement cosmique (Cosmic Ray Ionization Detector).
• Magnétomètre à fluxgate à trois axes (Three-Axis Fluxgate Magnetometer).

• Radiomètre micro-onde (Microwave Radiometer), un radiomètre monté sur la base hexagonale de la sonde spatiale est conçu pour obtenir des données sur le rayonnement de Vénus. L'instrument comprend une antenne parabolique de 50,8 cm de diamètre avec deux cornets de référence pointées à 60° de son axe le plus sensible, montées sur son axe. L'antenne parabolique est destinée à capter le rayonnement de la planète Vénus et les cornets sont destinées à capter le rayonnement cosmique. La différence de puissance du signal doit donner la véritable amplitude du rayonnement de Vénus. L'étalonnage de l'instrument est effectué automatiquement durant le vol. Une antenne motorisée est incluse pour effectuer des balayages d'arc vertical de 120° à 0,1°/s lorsque la sonde atteint Vénus. Le balayage latéral doit être effectué durant la trajectoire de la sonde spatiale. Les mesures doivent être effectuées durant 30 minutes à environ 35 000 km au-dessus de la surface de Vénus.
• Radiomètre à infrarouge (Infrared Radiometer).

Le lanceur Atlas-Agena B est détruit par l'officier de sécurité 294,5 secondes après le lancement à 09 h 26 min 16 s TU lorsqu'il dévie de sa trajectoire. Le lanceur fonctionne de manière satisfaisante jusqu’à ce que l’officier de sécurité de l'aire de lancement LC-12 détecte une manœuvre non planifiée en lacet (nord-est). Une mauvaise application des instructions de guidage rend le pilotage impossible et dirige le lanceur vers un accident, éventuellement dans les couloirs de navigation de l'Atlantique Nord ou dans une zone habitée. La commande de destruction est envoyée 6 secondes avant la séparation, après quoi le lanceur ne peut être détruit. Le transpondeur radio continue à émettre des signaux pendant 64 secondes après l'envoi de la commande de destruction.

L'échec est apparemment dû à une combinaison de deux facteurs. Une mauvaise utilisation des balises du lanceur Atlas entraîne une perte du signal de vitesse durant une période prolongée. La balise utilisée pour obtenir les données de taux est inopérante pendant quatre périodes allant de 1,5 à 61 secondes. En outre, la commission d'évaluation après vol de Mariner 1 détermine que l'omission d'un trait d'union dans les instructions informatiques codées du programme d'édition des données permette la transmission de signaux de guidage incorrects au lanceur Atlas. Durant les périodes où la balise est inopérante, l'omission du trait d'union dans le programme d'édition de données amène l'ordinateur de bord à accepter de manière incorrecte la fréquence de balayage du récepteur au sol alors qu'il recherche le signal de balise du véhicule et combine ces données avec les données de suivi envoyées au récepteur, le calcul de guidage restant. Cela force l'ordinateur à basculer automatiquement dans une série de corrections de trajectoire inutiles avec des commandes de direction erronées qui finalement font dévier le lanceur Atlas, le 22 juillet 1962.

• A : « Astronautical and Aeronautical Events of 1962 », Report of the NASA to the Committee on Science and Astronautics U.S. House Of Representatives, sur archive.org, juin 1963 (consulté le 10 février 2010)

• autres notes et références