Marte Polar Lander - Mars Polar Lander

Marte Polar Lander
Mars Polar Lander - representación del artista.png
Representación del artista del Mars Polar Lander en Marte
Nombres Mars Surveyor '98
Tipo de misión Lander
Operador NASA / JPL
ID COSPAR 1999-001A
SATCAT no. 25605
Sitio web Sitio web de Mars Polar Lander
Duración de la misión 334 días
Propiedades de la nave espacial
Fabricante Martín Marietta
Masa de lanzamiento 290 kilogramos (640 libras)
Poder Panel solar de 200 W y batería NiH 2
Inicio de la misión
Fecha de lanzamiento 20:21:10, 3 de enero de 1999 (UTC) ( 1999-01-03T20: 21: 10Z )
Cohete Delta II 7425
Sitio de lanzamiento Cabo Cañaveral AFS SLC-17A
Fin de la misión
Disposición falla en el aterrizaje
Declarado 17 de enero de 2000 ( 2000-01-17 )
Ultimo contacto 20:00, 3 de diciembre de 1999 (UTC) ( 1999-12-03T20: 00Z )
Módulo de aterrizaje de marte
Fecha de aterrizaje ~ 20:15 UTC ERT , 3 de diciembre de 1999
Lugar de aterrizaje Ultimi Scopuli , 76 ° S 195 ° W / 76 ° S 195 ° W / -76; -195 ( Lander Polar de Marte ) (proyectado)
M98patch.png
Logotipo de la misión   Mars Surveyor 98

El Mars Polar Lander , también conocido como Mars Surveyor '98 Lander , fue un módulo de aterrizaje robótico de 290 kilogramos lanzado por la NASA el 3 de enero de 1999 para estudiar el suelo y el clima de Planum Australe , una región cerca del polo sur de Marte. . Formaba parte de la misión Mars Surveyor '98 . Sin embargo, el 3 de diciembre de 1999, después de que se esperaba que se completara la fase de descenso, el módulo de aterrizaje no pudo restablecer la comunicación con la Tierra. Un análisis post-mortem determinó que la causa más probable del percance fue la interrupción prematura del encendido del motor antes de que el módulo de aterrizaje tocara la superficie, lo que provocó que golpeara el planeta a alta velocidad.

El costo total del Mars Polar Lander fue de 165 millones de dólares. El desarrollo de la nave espacial costó 110 millones de dólares, el lanzamiento se estimó en 45 millones de dólares y las operaciones de la misión en 10 millones de dólares.

Antecedentes de la misión

Historia

Como parte de la misión Mars Surveyor '98 , se buscó un módulo de aterrizaje como una forma de recopilar datos climáticos desde el suelo junto con un orbitador. La NASA sospecha que puede existir una gran cantidad de agua congelada bajo una fina capa de polvo en el polo sur. Al planificar el Mars Polar Lander, el contenido potencial de agua en el polo sur marciano fue el factor determinante más importante para elegir un lugar de aterrizaje. Un CD-ROM con los nombres de un millón de niños de todo el mundo se colocó a bordo de la nave espacial como parte del programa "Send Your Name to Mars" diseñado para fomentar el interés en el programa espacial entre los niños.

Los principales objetivos de la misión fueron:

  • aterrizar en el terreno estratificado en la región polar sur de Marte;
  • búsqueda de evidencia relacionada con climas antiguos y cambios climáticos periódicos más recientes;
  • dar una imagen del clima actual y el cambio estacional en latitudes altas y, en particular, el intercambio de vapor de agua entre la atmósfera y el suelo;
  • buscar hielo subterráneo cercano a la superficie en las regiones polares y analizar el suelo en busca de agua y dióxido de carbono unidos física y químicamente; y
  • estudiar la morfología de la superficie (formas y estructuras), la geología, la topografía y el clima del lugar de aterrizaje.

Sondas Deep Space 2

El Mars Polar Lander llevaba dos sondas impactadoras pequeñas e idénticas conocidas como "Deep Space 2 A y B". Las sondas estaban destinadas a golpear la superficie con una alta velocidad a aproximadamente 73 ° S 210 ° W / 73 ° S 210 ° W / -73; -210 ( Espacio profundo 2 ) para penetrar el suelo marciano y estudiar la composición del subsuelo hasta un metro de profundidad. Sin embargo, después de entrar en la atmósfera marciana, los intentos de contactar con las sondas fallaron.

Deep Space 2 fue financiado por el Programa Nuevo Milenio y sus costos de desarrollo fueron de 28 millones de dólares.

Diseño de naves espaciales

La nave espacial medía 3,6 metros de ancho y 1,06 metros de alto con las patas y los paneles solares completamente desplegados. La base se construyó principalmente con una plataforma de nido de abeja de aluminio , láminas compuestas de grafito-epoxi formando el borde y tres patas de aluminio. Durante el aterrizaje, las piernas debían desplegarse desde la posición replegada con resortes de compresión y absorber la fuerza del aterrizaje con inserciones de nido de abeja de aluminio aplastables en cada pierna. En la cubierta del módulo de aterrizaje, un pequeño recinto térmico de jaula de Faraday albergaba la computadora, la electrónica de distribución de energía y las baterías, la electrónica de telecomunicaciones y los componentes de la tubería de calor del circuito de la bomba capilar (LHP), que mantenían la temperatura operativa. Cada uno de estos componentes incluía unidades redundantes en caso de que alguna fallara.

Control de actitud y propulsión

Mientras viajaba a Marte, la etapa de crucero se estabilizó en tres ejes con cuatro módulos de motor de reacción monopropelente de hidracina , cada uno con un propulsor de maniobra de corrección de trayectoria de 22 newton para la propulsión y un propulsor del sistema de control de reacción de 4 newton para el control de actitud (orientación). La orientación de la nave espacial se realizó utilizando sensores solares redundantes , rastreadores de estrellas y unidades de medición inerciales .

Durante el descenso, el módulo de aterrizaje utilizó tres grupos de motores modulados por pulsos, cada uno de los cuales contenía cuatro propulsores monopropelentes de hidracina de 266 newton. La altitud durante el aterrizaje se midió mediante un sistema de radar Doppler , y un subsistema de control de actitud y articulación (AACS) controlaba la actitud para garantizar que la nave espacial aterrizara en el azimut óptimo para maximizar la captación solar y la telecomunicación con el módulo de aterrizaje.

El módulo de aterrizaje se lanzó con dos tanques de hidracina que contenían 64 kilogramos de propulsor y se presurizó con helio . Cada tanque esférico estaba ubicado en la parte inferior del módulo de aterrizaje y proporcionaba propulsor durante las etapas de crucero y descenso.

Comunicaciones

Durante la etapa de crucero, las comunicaciones con la nave espacial se realizaron a través de la banda X utilizando una antena en forma de cuerno de ganancia media y amplificadores de potencia de estado sólido redundantes. Para las medidas de contingencia, también se incluyó una antena omnidireccional de baja ganancia.

El módulo de aterrizaje estaba originalmente destinado a comunicar datos a través del fallido Mars Climate Orbiter a través de la antena UHF . Con el orbitador perdido el 23 de septiembre de 1999, el módulo de aterrizaje aún podría comunicarse directamente con la Red del Espacio Profundo a través del enlace Directo a la Tierra (DTE), una antena parabólica orientable de ganancia media en banda X ubicada en la cubierta. Alternativamente, Mars Global Surveyor podría usarse como un relé usando la antena UHF varias veces cada día marciano. Sin embargo, Deep Space Network solo podía recibir datos de, y no enviar comandos, al módulo de aterrizaje utilizando este método. La antena de ganancia media directa a la Tierra proporcionó un canal de retorno de 12,6 kbit / s , y la ruta de retransmisión de UHF proporcionó un canal de retorno de 128 kbit / s. Las comunicaciones con la nave espacial se limitarían a eventos de una hora, restringidas por la acumulación de calor que ocurriría en los amplificadores. El número de eventos de comunicación también estaría limitado por limitaciones de energía.

Poder

La etapa de crucero incluyó dos paneles solares de arseniuro de galio para alimentar el sistema de radio y mantener la energía de las baterías en el módulo de aterrizaje, que mantenían calientes ciertos componentes electrónicos.

Después de descender a la superficie, el módulo de aterrizaje debía desplegar dos paneles solares de arseniuro de galio de 3,6 metros de ancho, ubicados a ambos lados de la nave espacial. Otros dos paneles solares auxiliares se ubicaron en el costado para proporcionar energía adicional para un total de 200 vatios esperados y aproximadamente de ocho a nueve horas de funcionamiento por día.

Si bien el Sol no se habría puesto por debajo del horizonte durante la misión principal, muy poca luz habría llegado a los paneles solares para permanecer lo suficientemente calientes como para que ciertos componentes electrónicos siguieran funcionando. Para evitar este problema, se incluyó una batería de níquel-hidrógeno de 16 amperios hora para recargar durante el día y para alimentar el calentador del recinto térmico por la noche. También se esperaba que esta solución limitara la vida útil del módulo de aterrizaje. A medida que los días marcianos se enfriarían a fines del verano, se suministraría muy poca energía al calentador para evitar la congelación, lo que haría que la batería también se congelara y señalara el final de la vida útil del módulo de aterrizaje.

Instrumentos cientificos

Generador de imágenes Mars Descent (MARDI)
Montada en la parte inferior del módulo de aterrizaje, la cámara estaba destinada a capturar 30 imágenes mientras la nave espacial descendía a la superficie. Las imágenes adquiridas se utilizarían para proporcionar un contexto geográfico y geológico al área de aterrizaje.
Generador de imágenes estéreo de superficie (SSI)
Utilizando un par de dispositivos de carga acoplada (CCD), la cámara panorámica estéreo se montó en un mástil de un metro de altura y ayudaría al analizador de gas de evolución térmica a determinar las áreas de interés para el brazo robótico. Además, la cámara se usaría para estimar la densidad de la columna de polvo atmosférico, la profundidad óptica de los aerosoles y la abundancia de la columna inclinada de vapor de agua utilizando imágenes de banda estrecha del Sol.
Detección y rango de luz (LIDAR)
El instrumento de sondeo láser estaba destinado a detectar y caracterizar aerosoles en la atmósfera hasta tres kilómetros por encima del módulo de aterrizaje. El instrumento funcionó en dos modos: modo activo , usando un diodo láser incluido, y modo acústico , usando el sol como fuente de luz para el sensor. En modo activo, la sonda láser debía emitir pulsos de 100 nanosegundos a una longitud de onda de 0,88 micrómetros en la atmósfera y luego registrar la duración del tiempo para detectar la luz dispersada por aerosoles. El tiempo necesario para que vuelva la luz podría utilizarse para determinar la abundancia de hielo, polvo y otros aerosoles en la región. En modo acústico, el instrumento mide el brillo del cielo iluminado por el sol y registra la dispersión de la luz a medida que pasa al sensor.
Brazo robótico (RA)
Ubicado en la parte delantera del módulo de aterrizaje, el brazo robótico era un tubo de aluminio de un metro de largo con una articulación de codo y una pala articulada unida al extremo. La pala estaba destinada a excavar en el suelo en las inmediaciones del módulo de aterrizaje. Luego, el suelo podría analizarse en la pala con la cámara del brazo robótico o transferirse al analizador térmico de gas desarrollado.
Cámara de brazo robótico (RAC)
Ubicada en el brazo robótico, la cámara de carga acoplada incluía dos lámparas rojas, dos verdes y cuatro azules para iluminar las muestras de suelo para su análisis.
Paquete meteorológico (MET)
En el paquete se incluyeron varios instrumentos relacionados con la detección y el registro de patrones climáticos. Los sensores de viento, temperatura, presión y humedad se ubicaron en el brazo robótico y dos mástiles desplegables: un mástil principal de 1,2 metros , ubicado en la parte superior del módulo de aterrizaje, y un submástil secundario de 0,9 metros que se desplegaría hacia abajo para adquirir mediciones cerca de el terreno.
Analizador térmico y de gas evolucionado (TEGA)
El instrumento estaba destinado a medir la abundancia de agua, hielo de agua, dióxido de carbono adsorbido, oxígeno y minerales volátiles en muestras de suelo superficiales y subterráneas recolectadas y transferidas por el brazo robótico. Los materiales colocados en una rejilla dentro de uno de los ocho hornos se calentarían y vaporizarían a 1000 ° C. El analizador de gas evolucionado registraría las mediciones utilizando un espectrómetro y una celda electroquímica . Para la calibración, también se calentaría un horno vacío durante este proceso para calorimetría de barrido diferencial . La diferencia en la energía requerida para calentar cada horno indicaría concentraciones de agua helada y otros minerales que contienen agua o dióxido de carbono.
Micrófono Mars
El micrófono estaba destinado a ser el primer instrumento en grabar sonidos en otro planeta. Compuesto principalmente por un micrófono que se usa generalmente con audífonos , se esperaba que el instrumento registrara los sonidos del polvo que sopla, las descargas eléctricas y los sonidos de la nave espacial en funcionamiento en muestras de 12 bits de 2.6 segundos o 10.6 segundos. El micrófono se construyó con piezas listas para usar, incluido un circuito integrado RSC-164 de Sensory, Inc. que se utiliza normalmente en dispositivos de reconocimiento de voz.

Perfil de la misión

Cronograma de observaciones

Fecha Evento

1999-01-03
Nave espacial lanzada a las 20:21:10 UTC
1999-12-03
1999-12-03
2000-01-17
Misión declarada pérdida. No más intentos de contacto.

Lanzamiento y trayectoria

Mars Polar Lander fue lanzado el 3 de enero de 1999 a las 20:21:10 UTC por la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio desde el Complejo de Lanzamiento Espacial 17B en la Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral en Florida, a bordo de un vehículo de lanzamiento Delta II 7425 . La secuencia de combustión completa duró 47,7 minutos después de que un propulsor de tercera etapa de combustible sólido Thiokol Star 48 B colocara la nave espacial en una trayectoria de transferencia de Marte de 11 meses a una velocidad final de 6,884 kilómetros por segundo con respecto a Marte. Durante el crucero, la nave espacial se guardó dentro de una cápsula aeroshell y un segmento conocido como la etapa de crucero proporcionó energía y comunicaciones con la Tierra.

Zona de aterrizaje

La zona de aterrizaje objetivo era una región cercana al polo sur de Marte, llamado Ultimi scopuli , ya que contó con un gran número de scopuli ( lobulada o irregular escarpes ).

Intento de aterrizaje

Diagrama de configuración de crucero del Mars Polar Lander.
Configuración de crucero
Diagrama de los procedimientos de aterrizaje del Mars Polar Lander cuando atravesaría la atmósfera y aterrizaría en la superficie.
Procedimiento de aterrizaje
Mapa de la región destinada al aterrizaje por el Mars Polar Lander.
Región de aterrizaje
Mars Polar Lander entró en la atmósfera marciana con un aeroshell para protegerse de la fricción atmosférica.

El 3 de diciembre de 1999, Mars Polar Lander llegó a Marte y los operadores de la misión comenzaron los preparativos para el aterrizaje. A las 14:39:00 UTC, se desechó la etapa de crucero, lo que inició una interrupción de la comunicación planificada que se prolongó hasta que la nave espacial aterrizara en la superficie. Seis minutos antes de la entrada atmosférica, un disparo de propulsor programado de 80 segundos giró la nave espacial a la orientación de entrada adecuada, con el escudo térmico posicionado para absorber el calor de 1.650 ° C que se generaría a medida que la cápsula de descenso atravesara la atmósfera.

Viajando a 6,9 kilómetros por segundo, la cápsula de entrada entró en la atmósfera marciana a las 20:10:00 UTC y se esperaba que aterrizara en las proximidades de 76 ° S 195 ° W / 76 ° S 195 ° W / -76; -195 ( Lander Polar de Marte ) en una región conocida como Planum Australe . Se anticipó el restablecimiento de la comunicación para las 20:39:00 UTC, después del aterrizaje. Sin embargo, la comunicación no se restableció y el módulo de aterrizaje se declaró perdido.

El 25 de mayo de 2008, el módulo de aterrizaje Phoenix llegó a Marte y posteriormente completó la mayoría de los objetivos del módulo de aterrizaje polar de Marte , llevando varios instrumentos iguales o derivados.

Acheron Fossae Acidalia Planitia Alba Mons Amazonis Planitia Aonia Planitia Arabia Terra Arcadia Planitia Argentea Planum Argyre Planitia Chryse Planitia Claritas Fossae Cydonia Mensae Daedalia Planum Elysium Mons Elysium Planitia Gale crater Hadriaca Patera Hellas Montes Hellas Planitia Hesperia Planum Holden crater Icaria Planum Isidis Planitia Jezero crater Lomonosov crater Lucus Planum Lycus Sulci Lyot crater Lunae Planum Malea Planum Maraldi crater Mareotis Fossae Mareotis Tempe Margaritifer Terra Mie crater Milankovič crater Nepenthes Mensae Nereidum Montes Nilosyrtis Mensae Noachis Terra Olympica Fossae Olympus Mons Planum Australe Promethei Terra Protonilus Mensae Sirenum Sisyphi Planum Solis Planum Syria Planum Tantalus Fossae Tempe Terra Terra Cimmeria Terra Sabaea Terra Sirenum Tharsis Montes Tractus Catena Tyrrhen Terra Ulysses Patera Uranius Patera Utopia Planitia Valles Marineris Vastitas Borealis Xanthe TerraMapa de Marte
La imagen de arriba contiene enlaces en los que se puede hacer clic
( verdiscutir )
Mapa de imágenes interactivo de la topografía global de Marte , superpuesto con las ubicaciones de los sitios Mars Lander y Rover . Pase el mouse sobre la imagen para ver los nombres de más de 60 características geográficas destacadas y haga clic para vincularlas. El color del mapa base indica las elevaciones relativas , según los datos del altímetro láser Mars Orbiter del Mars Global Surveyor de la NASA . Los blancos y marrones indican las elevaciones más altas (+12 a +8 km ); seguido de rosas y rojos+8 a +3 km ); el amarillo es0 km ; verdes y azules son elevaciones más bajas (hasta−8 km ). Los ejes son latitud y longitud ; Se anotan las regiones polares .
(   ROVER activo  Inactivo  LANDER activo  Inactivo  Futuro )
Beagle 2
Aterrizaje de Bradbury
Espacio profundo 2
Estación Columbia Memorial
Aterrizaje InSight
Marte 2
Marte 3
Marte 6
Marte Polar Lander
Estación Challenger Memorial
Marte 2020
Valle Verde
Schiaparelli EDM
Estación conmemorativa de Carl Sagan
Estación Columbia Memorial
Tianwen-1
Estación conmemorativa de Thomas Mutch
Estación conmemorativa de Gerald Soffen

Operaciones previstas

Viajando a aproximadamente 6,9 ​​kilómetros por segundo y 125 kilómetros por encima de la superficie, la nave entró en la atmósfera e inicialmente se desaceleró mediante el uso de un escudo térmico de ablación de 2,4 metros , ubicado en la parte inferior del cuerpo de entrada, para hacer un frenado aerodinámico a través de 116 kilómetros de la atmósfera. Tres minutos después de la entrada, la nave había disminuido la velocidad a 496 metros por segundo, lo que indicaba que un paracaídas de poliéster de 8,4 metros se desplegaría desde un mortero, seguido inmediatamente por la separación del escudo térmico y el encendido de MARDI, mientras se encontraba a 8,8 kilómetros sobre la superficie. El paracaídas redujo aún más la velocidad de la nave espacial a 85 metros por segundo cuando el radar terrestre comenzó a rastrear las características de la superficie para detectar la mejor ubicación de aterrizaje posible.

Cuando la nave espacial se redujo a 80 metros por segundo, un minuto después del despliegue del paracaídas, el módulo de aterrizaje se separó del caparazón trasero y comenzó un descenso motorizado a 1,3 kilómetros de altura. Se esperaba que el descenso motorizado hubiera durado aproximadamente un minuto, llevando la nave espacial a 12 metros sobre la superficie. Luego se apagaron los motores y se esperaba que la nave espacial cayera a la superficie y aterrizara a las 20:15:00 UTC cerca de 76 ° S 195 ° W en Planum Australe.

Las operaciones de aterrizaje debían comenzar cinco minutos después del aterrizaje, primero desplegando los paneles solares almacenados, y luego orientando la antena directa a la Tierra de ganancia media para permitir la primera comunicación con la Red de Espacio Profundo . A las 20:39 UTC, se transmitirá una transmisión de 45 minutos a la Tierra, transmitiendo las 30 imágenes de aterrizaje esperadas adquiridas por MARDI y señalando un aterrizaje exitoso. El módulo de aterrizaje luego se apagaría durante seis horas para permitir que las baterías se carguen. En los días siguientes, los operadores comprobarían los instrumentos de la nave espacial y los experimentos científicos comenzarían el 7 de diciembre y durarían al menos los siguientes 90 soles marcianos , con la posibilidad de una misión extendida.

Pérdida de comunicaciones

El 3 de diciembre de 1999, a las 14:39:00 UTC, se envió la última telemetría de Mars Polar Lander , justo antes de la separación de la etapa de crucero y la subsiguiente entrada atmosférica. No se recibieron más señales de la nave espacial. Mars Global Surveyor intentó fotografiar el área en la que se creía que estaba el módulo de aterrizaje. Un objeto era visible y se creía que era el módulo de aterrizaje. Sin embargo, las imágenes posteriores realizadas por Mars Reconnaissance Orbiter dieron como resultado que se descartara el objeto identificado. Mars Polar Lander permanece perdido.

Se desconoce la causa de la pérdida de comunicación. Sin embargo, la Junta de Revisión de Fallas concluyó que la causa más probable del percance fue un error de software que identificó incorrectamente las vibraciones, causadas por el despliegue de las patas almacenadas, como contacto en la superficie. La acción resultante de la nave espacial fue el apagado de los motores de descenso, aunque probablemente todavía estaban a 40 metros sobre la superficie. Aunque se sabía que el despliegue de la pierna podría crear una indicación falsa, las instrucciones de diseño del software no tuvieron en cuenta esa eventualidad.

Además del apagado prematuro de los motores de descenso, la Junta de Revisión de Fallas también evaluó otros posibles modos de falla. A falta de evidencia sustancial del modo de falla, no se pueden excluir las siguientes posibilidades:

  • las condiciones de la superficie exceden las capacidades de diseño del aterrizaje;
  • pérdida de control debido a efectos dinámicos;
  • el lugar de aterrizaje no se puede sobrevivir;
  • módulo de aterrizaje de contactos con carcasa trasera / paracaídas;
  • pérdida de control debido al desplazamiento del centro de masa; o
  • El escudo térmico falla debido al impacto de un micrometeoroide .

El fallo del Mars Polar Lander tuvo lugar dos meses y medio después de la pérdida del Mars Climate Orbiter . La financiación inadecuada y la mala gestión se han citado como causas subyacentes de los fracasos. Según Thomas Young, presidente del Equipo de Evaluación Independiente del Programa Mars, el programa "estaba subfinanciado en al menos un 30%".

Citado del informe

"Se proporciona un sensor magnético en cada una de las tres patas de aterrizaje para detectar el aterrizaje cuando el módulo de aterrizaje entra en contacto con la superficie, lo que inicia el apagado de los motores de descenso. Datos de las pruebas de implementación de la unidad de desarrollo de ingeniería MPL, las pruebas de implementación de la unidad de vuelo MPL y la implementación de Mars 2001 Las pruebas demostraron que se produce una indicación de aterrizaje falsa en el sensor de aterrizaje de efecto Hall durante el despliegue de la pierna de aterrizaje (mientras el módulo de aterrizaje está conectado al paracaídas). La lógica del software acepta esta señal transitoria como un evento de aterrizaje válido si persiste durante dos lecturas consecutivas del Las pruebas mostraron que la mayoría de las señales transitorias en el despliegue de la pierna son de hecho lo suficientemente largas como para ser aceptadas como eventos válidos, por lo tanto, es casi seguro que al menos una de las tres habría generado una indicación de aterrizaje falsa de que el software aceptó como válido.

El software, destinado a ignorar las indicaciones de toma de contacto antes de habilitar la lógica de detección de toma de tierra, no se implementó correctamente y se retuvo la indicación de toma de contacto espuria. La lógica de detección de toma de contacto está habilitada a 40 metros de altitud, y el software habría emitido una terminación de empuje del motor de descenso en este momento en respuesta a una indicación de toma de contacto (espuria).

A 40 metros de altitud, el módulo de aterrizaje tiene una velocidad de aproximadamente 13 metros por segundo, que, en ausencia de empuje, es acelerada por la gravedad de Marte a una velocidad de impacto en la superficie de aproximadamente 22 metros por segundo (la velocidad nominal de aterrizaje es de 2,4 metros por segundo). segundo). A esta velocidad de impacto, el módulo de aterrizaje no podría haber sobrevivido ".

Ver también

Referencias

Otras lecturas

enlaces externos