Marsjański lądownik polarny - Mars Polar Lander
Nazwy | Geodeta Marsa '98 |
---|---|
Typ misji | Lądownik |
Operator | NASA / JPL |
ID COSPAR | 1999-001A |
SATCAT nr. | 25605 |
Strona internetowa | Witryna Marsa Polar Lander |
Czas trwania misji | 334 dni |
Właściwości statku kosmicznego | |
Producent | Martin Marietta |
Rozpocznij masę | 290 kilogramów (640 funtów) |
Moc | Panel słoneczny o mocy 200 W i akumulator NiH 2 |
Początek misji | |
Data uruchomienia | 20:21:10, 3 stycznia 1999 (UTC) |
Rakieta | Delta II 7425 |
Uruchom witrynę | Przylądek Canaveral AFS SLC-17A |
Koniec misji | |
Sprzedaż | awaria przy lądowaniu |
Zdeklarowany | 17 stycznia 2000 |
Ostatni kontakt | 20:00, 3 grudnia 1999 (UTC) |
Lądownik na Marsie | |
Data lądowania | ~20:15 UTC ERT , 3 grudnia 1999 r. |
Lądowisko | Ultimi Scopuli , 76°S 195°W / 76°S 195°W (w projekcji) |
Logo misji Mars Surveyor 98 |
Mars Polar Lander , znany również jako Mars Surveyor Lander '98 , był 290-kilogramowy robot kosmiczny lądownik uruchomiona przez NASA w dniu 3 stycznia 1999 roku, do badania gleby i klimatu z planum australe , regionu w pobliżu bieguna południowego na Marsie . Stanowiła część misji Mars Surveyor '98 . Jednak 3 grudnia 1999 roku, po tym, jak spodziewano się zakończenia fazy opadania, lądownikowi nie udało się ponownie nawiązać łączności z Ziemią. Analiza pośmiertna ustaliła, że najbardziej prawdopodobną przyczyną wypadku było przedwczesne zakończenie odpalania silnika przed dotknięciem lądownika powierzchni, co spowodowało, że uderzył on w planetę z dużą prędkością.
Całkowity koszt Marsa Polar Lander wyniósł 165 milionów dolarów. Rozwój statku kosmicznego kosztował 110 milionów dolarów, start oszacowano na 45 milionów dolarów, a operacje misji na 10 milionów dolarów.
Tło misji
Historia
W ramach misji Mars Surveyor '98 poszukiwano lądownika jako sposobu na zebranie danych klimatycznych z ziemi w połączeniu z orbiterem. NASA podejrzewała, że pod cienką warstwą pyłu na biegunie południowym może znajdować się duża ilość zamarzniętej wody. Podczas planowania marsjańskiego lądownika polarnego potencjalna zawartość wody w południowym biegunie Marsa była najsilniejszym czynnikiem decydującym o wyborze miejsca lądowania. Płyta CD-ROM zawierająca imiona miliona dzieci z całego świata została umieszczona na pokładzie statku kosmicznego w ramach programu „Wyślij swoje imię na Marsa” mającego na celu wzbudzenie wśród dzieci zainteresowania programem kosmicznym.
Podstawowymi celami misji były:
- wylądować na warstwowym terenie w południowo-polarnym regionie Marsa;
- poszukiwanie dowodów związanych ze starożytnymi klimatami i nowszymi okresowymi zmianami klimatycznymi;
- dać obraz aktualnego klimatu i zmian pór roku na dużych szerokościach geograficznych, aw szczególności wymiany pary wodnej między atmosferą a gruntem;
- poszukiwać przypowierzchniowego lodu w rejonach polarnych i analizować glebę pod kątem fizycznie i chemicznie związanego dwutlenku węgla i wody; oraz
- zbadać morfologię powierzchni (formy i struktury), geologię, topografię i pogodę miejsca lądowania.
Sondy Deep Space 2
Mars Polar Lander zawierał dwie małe, identyczne sondy udarowe znane jako "Deep Space 2 A i B". Sondy miały uderzyć w powierzchnię z dużą prędkością około 73°S 210°W, / 73°S 210°W aby przeniknąć glebę marsjańską i zbadać skład podpowierzchniowy do głębokości jednego metra. Jednak po wejściu w atmosferę marsjańską próby kontaktu z sondami nie powiodły się.
Deep Space 2 został sfinansowany z programu New Millennium , a koszt ich opracowania wyniósł 28 mln USD.
Projekt statku kosmicznego
Statek kosmiczny mierzył 3,6 metra szerokości i 1,06 metra wysokości z całkowicie rozłożonymi nogami i panelami słonecznymi. Podstawa została zbudowana głównie z aluminiowego pokładu o strukturze plastra miodu , kompozytowych arkuszy grafitowo-epoksydowych tworzących krawędź oraz trzech aluminiowych nóg. Podczas lądowania nogi miały rozłożyć się z pozycji złożonej ze sprężynami naciskowymi i absorbować siłę lądowania za pomocą kruszących się aluminiowych wkładek o strukturze plastra miodu w każdej nodze. Na pokładzie lądownika niewielka obudowa termiczna klatki Faradaya mieściła komputer, elektronikę dystrybucji zasilania i akumulatory, elektronikę telekomunikacyjną oraz elementy rurki cieplnej pompy kapilarnej (LHP), które utrzymywały temperaturę roboczą. Każdy z tych komponentów zawierał jednostki nadmiarowe na wypadek awarii jednego z nich.
Kontrola postawy i napęd
Podczas jazdy do Mars, etap rejsu było trójosiowy stabilizowany czterech hydrazyny monopropellant modułów silnika reakcji, z których każda zawiera 22- newton korekcji trajektorii manewru ster do napędu i 4-Newton system kontroli reakcji ster do kontroli położenia (orientacji). Orientację sondy przeprowadzono przy użyciu nadmiarowych czujników Słońca , śledzących gwiazdy i bezwładnościowych jednostek pomiarowych .
Podczas opadania lądownik używał trzech klastrów silników modulowanych impulsowo, z których każdy zawierał cztery 266-niutonowe hydrazynowe silniki jednopędowe. Wysokość podczas lądowania była mierzona przez system radaru dopplerowskiego , a podsystem kontroli położenia i artykulacji (AACS) kontrolował położenie, aby zapewnić lądowanie statku kosmicznego w optymalnym azymucie, aby zmaksymalizować gromadzenie energii słonecznej i komunikację z lądownikiem.
Lądownik został wystrzelony z dwoma zbiornikami hydrazyny zawierającymi 64 kilogramy paliwa i sprężonymi helem . Każdy kulisty zbiornik znajdował się pod spodem lądownika i zapewniał paliwo podczas fazy przelotu i opadania.
Komunikacja
Na etapie przelotu komunikacja ze statkiem kosmicznym była prowadzona w paśmie X za pomocą anteny w kształcie tuby o średnim wzmocnieniu i nadmiarowych półprzewodnikowych wzmacniaczy mocy. W przypadku działań awaryjnych uwzględniono również antenę dookólną o niskim zysku.
Lądownik pierwotnie był przeznaczony do przesyłania danych przez niesprawny Mars Climate Orbiter za pośrednictwem anteny UHF . Po utracie orbitera 23 września 1999 r. lądownik nadal byłby w stanie komunikować się bezpośrednio z siecią głębokiego kosmosu za pośrednictwem łącza Direct-To-Earth (DTE), sterowanej anteny parabolicznej o średnim wzmocnieniu w paśmie X, znajdującej się na pokład. Alternatywnie, Mars Global Surveyor może być używany jako przekaźnik wykorzystujący antenę UHF kilka razy każdego dnia na Marsie. Jednak Deep Space Network mogła jedynie odbierać dane z lądownika, a nie wysyłać do niego poleceń przy użyciu tej metody. Antena Direct-to-Earth o średnim wzmocnieniu zapewniała kanał zwrotny o przepustowości 12,6 kb/s , a ścieżka przekaźnikowa UHF zapewniała kanał zwrotny o przepustowości 128 kb/s. Łączność ze statkiem kosmicznym byłaby ograniczona do jednogodzinnych wydarzeń, ograniczona przez nagromadzenie ciepła, które miałoby miejsce we wzmacniaczach. Liczba zdarzeń komunikacyjnych byłaby również ograniczona przez ograniczenia mocy.
Moc
Etap rejsu obejmował dwa panele słoneczne z arsenku galu, które zasilały system radiowy i zasilały baterie w lądowniku, co utrzymywało ciepło niektórych urządzeń elektronicznych.
Po zejściu na powierzchnię lądownik miał rozmieścić dwa panele słoneczne z arsenku galu o szerokości 3,6 metra, umieszczone po obu stronach statku kosmicznego. Kolejne dwa pomocnicze panele słoneczne zostały umieszczone z boku, aby zapewnić dodatkową moc o oczekiwanych 200 watach i około ośmiu do dziewięciu godzin pracy dziennie.
Podczas gdy Słońce nie schowałoby się poniżej horyzontu podczas głównej misji, zbyt mało światła dotarłoby do paneli słonecznych, aby pozostać wystarczająco ciepłym, aby niektóre elementy elektroniczne mogły dalej funkcjonować. Aby uniknąć tego problemu, dołączono 16-amperowy akumulator niklowo-wodorowy, który można ładować w ciągu dnia i zasilać grzałkę obudowy termicznej w nocy. Oczekiwano, że to rozwiązanie również ograniczy żywotność lądownika. Ponieważ marsjańskie dni stawały się zimniejsze późnym latem, do grzejnika dostarczane było zbyt mało energii, aby uniknąć zamarznięcia, co spowodowałoby zamarznięcie akumulatora i sygnalizację końca okresu eksploatacji lądownika.
Instrumenty naukowe
Mars Polar Lander kapsułka wejścia, tuż przed zamontowaniem w gwiazdek 48 górnej fazie
- Aparat do obrazowania zniżania na Marsa (MARDI)
- Kamera zamontowana na spodzie lądownika miała uchwycić 30 obrazów, gdy sonda schodziła na powierzchnię. Uzyskane obrazy zostaną wykorzystane do zapewnienia kontekstu geograficznego i geologicznego miejsca lądowania.
- Surface Stereo Imager (SSI)
- Za pomocą pary urządzeń ze sprzężeniem ładunkowym (CCD) panoramiczna kamera stereo została zamontowana na maszcie o wysokości jednego metra i pomogła termicznie wydzielonemu analizatorowi gazów w określaniu obszarów zainteresowania ramienia robota. Ponadto kamera byłaby używana do oszacowania gęstości kolumn pyłu atmosferycznego, optycznej głębokości aerozoli i nasycenia skośnych kolumn pary wodnej przy użyciu wąskopasmowego obrazowania Słońca.
- Detekcja światła i zasięg (LIDAR)
- Laserowy instrument sondujący miał wykrywać i charakteryzować aerozole w atmosferze do trzech kilometrów nad lądownikiem. Przyrząd pracował w dwóch trybach: aktywnym , wykorzystując dołączoną do zestawu diodę laserową, oraz akustycznym , wykorzystującym Słońce jako źródło światła dla czujnika. W trybie aktywnym sonda laserowa miała emitować do atmosfery 100-nanosekundowe impulsy o długości fali 0,88 mikrometra, a następnie rejestrować czas wykrywania światła rozproszonego przez aerozole. Czas potrzebny na powrót światła można następnie wykorzystać do określenia obfitości lodu, pyłu i innych aerozoli w regionie. W trybie akustycznym przyrząd mierzy jasność nieba oświetlanego przez Słońce i rejestruje rozpraszanie światła przechodzącego do czujnika.
- Ramię robota (RA)
- Ramię robota, umieszczone z przodu lądownika, składało się z metrowej aluminiowej rury z przegubem łokciowym i przegubowym czerpakiem przymocowanym na końcu. Łyżka miała służyć do kopania w ziemi w bezpośrednim sąsiedztwie lądownika. Glebę można następnie analizować w szufelce za pomocą zrobotyzowanej kamery ramienia lub przenieść do analizatora termicznego wydzielonego gazu.
- Kamera na ramię robota (RAC)
- Umieszczona na ramieniu robota kamera ze sprzężeniem ładunkowym zawierała dwie czerwone, dwie zielone i cztery niebieskie lampy do oświetlania próbek gleby do analizy.
- Pakiet meteorologiczny (MET)
- W pakiecie znalazło się kilka instrumentów związanych z wykrywaniem i rejestrowaniem wzorców pogodowych. Czujniki wiatru, temperatury, ciśnienia i wilgotności znajdowały się na ramieniu robota i dwóch rozkładanych masztach: 1,2-metrowy maszt główny umieszczony na szczycie lądownika oraz 0,9-metrowy podmaszt, który rozkładał się w dół, aby uzyskać pomiary w pobliżu Ziemia.
- Analizator termiczny i ewolucyjnie gazów (TEGA)
- Urządzenie było przeznaczone do pomiaru obfitości wody, lodu wodnego, zaadsorbowanego dwutlenku węgla, tlenu i minerałów lotnych w próbkach gleby na powierzchni i pod powierzchnią pobranych i przeniesionych przez ramię robota. Materiały umieszczone na ruszcie w jednym z ośmiu pieców byłyby podgrzewane i odparowywane w temperaturze 1000 °C. Wyewoluowany analizator gazów rejestrowałby następnie pomiary za pomocą spektrometru i celi elektrochemicznej . W celu kalibracji pusty piec byłby również podgrzewany podczas tego procesu w celu wykonania różnicowej kalorymetrii skaningowej . Różnica w energii wymaganej do podgrzania każdego pieca wskazywałaby wówczas na stężenie lodu wodnego i innych minerałów zawierających wodę lub dwutlenek węgla.
- Mikrofon marsjański
- Mikrofon miał być pierwszym instrumentem nagrywającym dźwięki na innej planecie. Instrument, składający się głównie z mikrofonu powszechnie używanego w aparatach słuchowych , miał rejestrować dźwięki wdmuchiwanego kurzu, wyładowań elektrycznych i odgłosy pracującego statku kosmicznego w 12-bitowych próbkach o długości 2,6 lub 10,6 sekundy. Mikrofon został zbudowany przy użyciu gotowych części, w tym układu scalonego Sensory, Inc. RSC-164, zwykle używanego w urządzeniach do rozpoznawania mowy.
Profil misji
Kalendarium obserwacji | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
Start i trajektoria
Mars Polar Lander został wystrzelony 3 stycznia 1999 r. o godzinie 20:21:10 UTC przez Narodową Agencję Aeronautyki i Przestrzeni Kosmicznej z kompleksu rakiet kosmicznych 17B ze stacji sił powietrznych Cape Canaveral na Florydzie, na pokładzie rakiety Delta II 7425 . Pełna sekwencja spalania trwała 47,7 minuty po tym, jak silnik na paliwo stałe Thiokol Star 48 B umieścił statek kosmiczny na 11-miesięcznej marsjańskiej trajektorii transferowej z końcową prędkością 6,884 km/s względem Marsa. Podczas rejsu statek kosmiczny był umieszczony w kapsułce aeroshell, a segment znany jako etap rejsu zapewniał zasilanie i komunikację z Ziemią.
Strefa lądowania
Docelową strefą lądowania był region w pobliżu południowego bieguna Marsa, zwany Ultimi Scopuli , ponieważ zawierał dużą liczbę scopuli ( płatkowatych lub nieregularnych skarp ).
Próba lądowania
3 grudnia 1999 r. Mars Polar Lander przybył na Marsa, a operatorzy misji rozpoczęli przygotowania do lądowania. O 14:39:00 UTC etap rejsu został zrzucony, co rozpoczęło planowany zanik łączności, który trwał do czasu, gdy statek kosmiczny wylądował na powierzchni. Sześć minut przed wejściem w atmosferę, zaprogramowane 80-sekundowe odpalenie silnika spowodowało ustawienie statku kosmicznego we właściwej orientacji wejścia, z osłoną termiczną umieszczoną tak, aby pochłaniała ciepło o temperaturze 1650 °C, które byłoby generowane podczas przechodzenia kapsuły opadającej przez atmosferę.
Podróżując z prędkością 6,9 kilometra na sekundę, kapsuła wejściowa weszła w atmosferę Marsa o godzinie 20:10 UTC i spodziewano się, że wyląduje w pobliżu 76°S 195°W / 76°S 195°W w regionie znanym jako Planum Australe . Przywrócenie łączności przewidywano na 20:39:00 UTC, po wylądowaniu. Jednak komunikacja nie została przywrócona, a lądownik uznano za utracony.
25 maja 2008 r. lądownik Phoenix przybył na Marsa, a następnie zrealizował większość celów Marsa Lądownika Polarnego , przewożąc kilka takich samych lub pochodnych instrumentów.
Zamierzone operacje
Podróżując z prędkością około 6,9 kilometra/sekundę i 125 kilometrów nad powierzchnią, statek kosmiczny wszedł w atmosferę i został początkowo wyhamowany przy użyciu 2,4-metrowej osłony termicznej ablacyjnej , umieszczonej na spodzie korpusu wejściowego, aby wyhamować przez 116 kilometrów atmosfery. Trzy minuty po wejściu statek kosmiczny zwolnił do 496 metrów na sekundę, sygnalizując 8,4 metrowy, poliestrowy spadochron z moździerza, po którym nastąpiło natychmiastowe oddzielenie osłony termicznej i włączenie MARDI, podczas gdy 8,8 km nad powierzchnią. Spadochron dodatkowo spowolnił prędkość statku kosmicznego do 85 metrów na sekundę, gdy radar naziemny zaczął śledzić cechy powierzchni, aby wykryć najlepszą możliwą lokalizację lądowania.
Gdy statek kosmiczny zwolnił do 80 metrów na sekundę, minutę po wypuszczeniu spadochronu, lądownik oddzielił się od tylnej skorupy i rozpoczął zniżanie z napędem, gdy znajdował się 1,3 kilometra w górze. Oczekiwano, że zejście z napędem potrwa około jednej minuty, przynosząc statek kosmiczny 12 metrów nad powierzchnią. Silniki zostały następnie wyłączone, a statek kosmiczny prawdopodobnie spadłby na powierzchnię i wylądował o 20: 15:00 UTC w pobliżu 76°S 195°W w Planum Australe.
Operacje lądownika miały rozpocząć się pięć minut po wylądowaniu, najpierw rozkładając zgromadzone panele słoneczne, a następnie ustawiając antenę o średnim wzmocnieniu bezpośrednio na Ziemię, aby umożliwić pierwszą komunikację z siecią głębokiego kosmosu . O godzinie 20:39 UTC na Ziemi miała zostać nadana 45-minutowa transmisja, w której przekazano oczekiwanych 30 obrazów lądowania uzyskanych przez MARDI i sygnalizujących udane lądowanie. Lądownik wyłączałby się wtedy na sześć godzin, aby umożliwić naładowanie akumulatorów. W kolejnych dniach instrumenty statku kosmicznego będą sprawdzane przez operatorów, a eksperymenty naukowe miały rozpocząć się 7 grudnia i potrwać co najmniej przez kolejne 90 marsjańskich soli , z możliwością przedłużenia misji.
Utrata komunikacji
3 grudnia 1999 r. o 14:39:00 UTC wysłano ostatnią telemetrię z Marsa Polar Lander , tuż przed separacją etapów rejsu i późniejszym wejściem w atmosferę. Ze statku kosmicznego nie otrzymano żadnych dalszych sygnałów. Mars Global Surveyor podjął próby sfotografowania obszaru, w którym miał się znajdować lądownik. Widoczny był obiekt, który uważano za lądownik. Jednak późniejsze obrazowanie wykonane przez Mars Reconnaissance Orbiter spowodowało, że zidentyfikowany obiekt został wykluczony. Mars Polar Lander pozostaje zagubiony.
Przyczyna utraty komunikacji nie jest znana. Jednak komisja ds. przeglądu awarii doszła do wniosku, że najbardziej prawdopodobną przyczyną niefortunnego zdarzenia był błąd oprogramowania, który nieprawidłowo identyfikował wibracje spowodowane rozłożeniem złożonych nóg jako przyziemienie na powierzchni. Efektem tego działania statku kosmicznego było wyłączenie silników schodzenia, które nadal prawdopodobnie znajdowały się na wysokości 40 metrów nad powierzchnią. Chociaż wiedziano, że rozmieszczenie nóg może spowodować fałszywe wskazanie, instrukcje projektowe oprogramowania nie uwzględniały takiej ewentualności.
Oprócz przedwczesnego wyłączania silników zjazdowych Komisja ds. Przeglądu Awarii oceniła również inne potencjalne tryby awarii. Z braku istotnych dowodów na tryb awarii, nie można wykluczyć następujących możliwości:
- warunki na powierzchni przekraczają możliwości projektowe lądowania;
- utrata kontroli z powodu efektów dynamicznych;
- miejsce lądowania nie do przeżycia;
- lądownik styków backshella/spadochronu;
- utrata kontroli z powodu przesunięcia środka masy; lub
- osłona cieplna ulega awarii z powodu uderzenia mikrometeoroidów .
Awaria Marsa Polar Lander miała miejsce dwa i pół miesiąca po utracie Mars Climate Orbiter . Jako przyczyny niepowodzeń wymieniono niedostateczne finansowanie i złe zarządzanie. Według Thomasa Younga, przewodniczącego Niezależnego Zespołu Oceny Programu Mars, program „był niedofinansowany o co najmniej 30%”.
Cytat z raportu |
---|
„W każdej z trzech nóg do lądowania znajduje się czujnik magnetyczny, który wykrywa lądowanie, gdy lądownik styka się z powierzchnią, inicjując wyłączenie silników zniżania. testy wykazały, że w czujniku przyziemienia z efektem Halla podczas wypuszczania nóg do lądowania (gdy lądownik jest podłączony do spadochronu) występuje fałszywe wskazanie przyziemienia . Logika oprogramowania akceptuje ten przejściowy sygnał jako ważne zdarzenie przyziemienia, jeśli utrzymuje się przez dwa kolejne odczyty Testy wykazały, że większość sygnałów przejściowych podczas wypuszczania nóg jest rzeczywiście wystarczająco długa, aby mogły zostać zaakceptowane jako ważne zdarzenia, dlatego jest prawie pewne, że co najmniej jeden z trzech wygenerowałby fałszywe wskazanie przyziemienia, że oprogramowanie zaakceptowało za ważne. Oprogramowanie — mające na celu ignorowanie wskazań przyziemienia przed włączeniem logiki wykrywania przyziemienia — nie zostało prawidłowo zaimplementowane, a fałszywe wskazanie przyziemienia zostało zachowane. Logika wykrywania przyziemienia jest włączona na wysokości 40 metrów, a oprogramowanie wysyłałoby w tym czasie zakończenie ciągu silnika zniżania w odpowiedzi na (nieprawdziwe) wskazanie przyziemienia. Na wysokości 40 metrów lądownik ma prędkość około 13 metrów na sekundę, która przy braku ciągu jest przyspieszana przez grawitację Marsa do prędkości uderzenia w powierzchnię około 22 metrów na sekundę (nominalna prędkość lądowania wynosi 2,4 metra na sekundę). druga). Przy tej prędkości zderzenia lądownik nie mógł przetrwać”. |
Zobacz też
- Mars Surveyor 2001 Lądownik , lądownik o podobnej konstrukcji, misja odwołana. Lądownik używany przez Phoenix.
- Lądownik Feniks , 2008
- Eksploracja Marsa
- Łazik ExoMars
- Lista misji na Marsa
- Łazik Mars Science Laboratory
Bibliografia
Dalsza lektura
- „Marsowy lądownik polarny (1999-001A)” . Katalog główny NSSDC . NASA. 2001 . Źródło 2009-04-22 .
- Michael C. Malin (lipiec 2005). „Ukryte w Plain Sight: Znalezienie lądowników marsjańskich”. Niebo i teleskop . 110 (7): 42–46. Kod Bibcode : 2005S&T...110a..42M . ISSN 0037-6604 .
- „Prasa: Misje na Marsa 1998” (.PDF) (Informacja prasowa). Narodowa Agencja Aeronautyki i Przestrzeni Kosmicznej. 8 grudnia 1998 . Źródło 2009-04-22 .
Zewnętrzne linki
- Mars Polar Lander w Laboratorium Napędów Odrzutowych
- Misja Marsa Polar Lander na stronie głównej NASA Solar System Exploration
- Raport o utracie marsjańskiego lądownika polarnego i misji Deep Space 2