От редактора. В предыдущем материале рассказывалось о запуске АМС "Марс-96" (другое обозначение - "Марс-8") в ноябре 1996 года и о коротком полете этой станции. Здесь рассматривается конструкция и научное оборудование "Марса-8".
* * *
АМС "Марс-8"
К. Лантратов. "Новости космонавтики", NN 22-23, 1996
(По материалам НПО имени С.А. Лавочкина и ИКИ РАН)
Хотя "Марс-8" так быстро и бесславно завершила свой космический полет, хотя больше подобных межпланетных станций в России уже создаваться не будет, редакция журнала решила дать ее описание — чтобы не повторилась история с аппаратом М-69, который до нынешнего года нигде подробно не освещался, оставаясь одной из неизвестных страниц советской космонавтики.
1.АМС М1
При создании автоматической межпланетной станции по проекту "Марс-96" за основу был взят базовый аппарат, уже использовавшийся в конструкции станций "Фобос". Разработка этого аппарата началась в НПО имени С.А. Лавочкина (НПОЛ) в 1976 году для изучения спутника Марса Фобоса. В первой половине 80-х годов аппарат был выбран в качестве базового для целой серии межпланетных станций. На его основе планировалось создать космические аппараты для доставки на Марс аэростатных зондов и марсоходов, для возвращения с Красной планеты грунта, для изучения астероидов (проект "Веста"), Луны с приполярной орбиты, Венеры, Юпитера, Солнца. Исходя из задач, поставленных перед аппаратами, их планировалось оснащать различными посадочными средствами (большой спускаемый аппарат, малые автономные станции, пенетраторы для планет с атмосферой; посадочные модули для безатмосферных планет; ориентируемые платформы с научной аппаратурой для орбитальных исследований). Запуск всех этих аппаратов планировалось осуществлять с помощью ракеты-носителя 8К82К "Протон-К" (ГКНПЦ имени М.В. Хруничева) с разгонным блоком серии Д (РКК "Энергия" имени С.П. Королева).
Однако из всех этих планов удалось довести до стадии летно-конструкторских испытаний лишь AMС для изучения Фобоса (две станции серии 1Ф) и промежуточный вариант для исследования Марса как с орбиты, так и малыми посадочными средствами (станция серии М 1). Сейчас рассматривается вариант создания разгонного блока "Фрегат" для РН "Союз-2К" (проект "Русь") на базе автономной двигательной установки АДУ базового аппарата серии.
В рамках проекта "Марс-96" (М-96) в НПОЛ была разработана и создана автоматическая межпланетная станция М1 (заводской номер летного экземпляра №520), получившая после запуска официальное название "Марс-8".
 Рис.1. Автоматическая межпланетная станция М1: 1 - орбитальный аппарат; 2 - малая автономная станция; 3 - пенетратор; 4 - автономная двигательная установка |
Конструктивно АМС М1 (рис.1) состоит из орбитального аппарата, двух малых автономных станций, двух внедряемых в поверхность Марса зондов — пенетраторов, автономной двигательной установки (АДУ). Стартовая масса аппарата — 6795 кг (перед стартом эта величина была уточнена и достигла 6825 кг), сухая масса — 3780 кг, масса расходных материалов (топливо и газы) — 3015 кг, масса научной аппаратуры станции 1168 кг (включая малые станции и пенетраторы). Габаритные размеры станции: высота 3.5 м, ширина 3.7 м, размах по панелям СБ 11.5 м.
Головной организацией по КА является НПО имени С.А. Лавочкина Институт космических исследований РАН является головной организацией по научной программе и отвечает за научные комплексы орбитального аппарата и малых автономных станций. Институт геохимии и аналитической химии имени В.И. Вернадского (ГЕОХИ) отвечает за научный комплекс пенетраторов и приборы "Фотон" и "Нейтрон-С" на ОА, а Институт радиотехники и электроники — за радиолокатор РЛК и радиофизические эксперименты.
АМС выводится на траекторию полета к Марсу с помощью трехступенчатой ракеты-носителя 8К82К "Протон-К" с разгонным блоком 11 С824Ф и собственной АДУ. Автономная ДУ с тягой 2000 кгс работает на азотном тетраоксиде и НДМГ. В полете АМС находится в режиме постоянной солнечно-звездной трехосной ориентации (точность 0.5°) или в закрутке на Солнце (1°).
2. Орбитальный аппарат
Орбитальный аппарат (ОА) предназначен для проведения научных исследований на трассе перелета "Земля-Марс" и на орбите искусственного спутника Марса (ИСМ). На ОА размещены основные служебные системы станции. Он является центральной конструктивной частью АМС, к которой крепятся МАСы, пенетраторы и АДУ. Масса ОА составляет 2589 кг, из которых 645 кг приходится на научную аппаратуру, а 188 кг — на топливо (гидразин) ДУ системы ориентации и стабилизации. В ДУ системы ориентации и стабилизации входят 12 двигателей малой тяги (5 и 1 кгс) и 24 газовых сопла (50 гс). Габаритные размеры ОА 3.5×5×12 м.
 Рис.2. Общий вид аппарата "Марс-96" |
Основой конструкции ОА (рис.2) служит тороидальный приборный отсек (ПО). В нем расположен бортовой вычислительный комплекс, блоки системы управления движением станции, системы управления аппаратурой, системы связи, системы терморегулирования, системы электропитания, буферные батареи последней системы, электронные блоки научной аппаратуры и системы сбора научной информации и некоторые элементы других систем.
Снаружи к ПО крепятся две панели солнечных батарей, двигатели ориентации, топливные баки системы ориентации, радиаторы системы терморегулирования, антенно-фидерные устройства системы связи и передачи данных, в том числе поворотная остронаправленная антенна каналов "борт-Земля" и Земля-борт диаметром 1650 мм и средне-направленная антенна каналов "борт-поверхность Марса" и "поверхность Марса-борт", а также датчики научной аппаратуры. Так как система ориентации и стабилизации ОА может обеспечить точность только порядка 1°. некоторая часть регистрирующей научной аппаратуры, требующей более точного наведения на объект исследования и отслеживания его в течении сеанса наблюдения для предотвращения "смазывания" изображения, установлена на поворотных платформах TSP и ПАИС. На борту ОА установлены 25 научных приборов для проведения исследований на трассе перелета 'Земля-Марс" и на орбите ИСМ (см. Табл.1). Информативность передачи от научной аппаратуры через остронаправленную антенну — 65-130 кбит/сек.
Срок активного существования орбитального аппарата определен более чем в земной год из расчета ресурсов служебных систем, прежде всего — бортовых запасов топлива для ориентации ОА. Эксперименты по исследованию гравитационного поля Марса, верхней атмосферы по торможению в ней КА, зондированию атмосферы Марса и солнечной короны методом радиозатмений и бистатической радиолокации планеты не требуют установки специальных приборов.
В комплекс “Аргус” входит российская навигационная телекамера NC для привязки информации по месту Работа комплекса обеспечивается собственной многопроцессорной системой управления и системой сбора данных с запоминающим устройством. В комплекс научной аппаратуры ОА входит система сбора научной информации "Морион-С" (Россия-ESA), состоящая из центрального интерфейса, микропроцессора и двух запоминающих устройств емкостью по 1 Гбит.
3. Малые автономные станции
На станции М1 установлены две малые автономные станции (MAC). MAC представляет собой автономный спускаемый аппарат, оборудованный системами и устройствами, обеспечивающими его движение после отделения от орбитального аппарата, мягкую посадку на поверхность планеты, проведение научных исследований и передачу научной информации на орбитальный аппарат для ее ретрансляции на Землю.
 Рис.3. Вид МАС в контейнере на ОА. Рисунок из проспекта НПОЛ |
При запуске станции и перелете к Марсу МАСы размещены в специальных контейнерах (рис.3), установленных сверху орбитального аппарата. Внутри контейнера установлен пружинный толкатель для отделения MAC от аппарата.
Малая станция состоит из посадочного модуля с научной аппаратурой, аэродинамического экрана, надувного амортизирующего устройства и парашютной системы. Номинальная масса одной MAC — 88 кг, масса посадочного модуля — 30.6 кг, масса его полезной нагрузки — 8 кг, из которых на научную аппаратуру приходится -5 кг. MAC имеют сферический корпус диаметром в полете 1.4 м и высотой 1.0 м.
Аэродинамический теплозащитный экран имеет диаметр 1000 мм. Диаметр купола основного парашюта MAC — 50 м, длина фала вывешивания — 30 м. Парашютная система обеспечивает скорость соударения MAC при посадке не более 26 м/сек и перегрузку до 200 единиц. Надувное амортизирующее устройство имеет диаметр 1.6 м при давлении внутри 0.15-0.2 атм.
 Рис.4. Вид МАС на поверхности Марса |
Корпус посадочного модуля MAC имеет форму полусферы диаметром 650-700 мм. На нем установлены четыре лепестка (рис.4), раскрывающиеся после посадки и сброса надувного амортизирующего устройства. Лепестки при раскрытии обеспечивают горизонтальную ориентацию MAC. На них закреплены выносные штанги датчиков некоторых приборов Размер MAC по лепесткам после посадки — 1.3 м. После посадки станции над ней раскрывается верхняя штанга, на которой закреплены датчики метеокомплекса Внутри корпуса MAC расположена научная аппаратура и служебные системы.
Центральный электронный блок SDPU является главным "мозгом" MAC. Он обеспечивает управление всеми системами станции и осуществляет сбор данных от научных приборов. Для передачи информации и приема команд с Земли на станции имеется радиосистема.
Обеспечение всей аппаратуры MAC электроэнергией осуществляется двумя радиоизотопными термоэлектрическими генераторами (РТГ). Для выработки энергии в них используется радиоактивный распад изотопа плутоний-238. Каждый РТГ при этом выделяет тепло мощностью 8 Вт, преобразуемое с помощью полупроводниковых термоэлектрогенераторов в электрический ток. Общее энергопотребление одной MAC —0,4 Вт, энергопотребление научной аппаратуры — 0,34 Вт. Время активной работы РТГ составляет 10 лет. Однако ресурс буферных аккумуляторов, входящих в систему электропитания станции, значительно меньше. Поэтому время активной работы MAC на поверхности Марса оценивается в 700 земных суток.
Схема посадки MAC — комбинированная. За 4-5 суток до подлета к Марсу после ориентации космического аппарата производится отделение MAC, после чего проводится третья коррекция полета межпланетной станции для перевода с траектории попадания на траекторию для выхода на орбиту ИСМ. После входа в атмосферу Марса со скоростью 5.75 км/с под углом 10.5-20.5°. МАСы сначала тормозятся с помощью аэродинамического экрана диаметром 1.4 м. После его отделения вводится парашютная система малой станции (50 м2) и производится наполнение газом надувного амортизационного устройства (НАУ). MAC вывешивается на фале длиной 130 м, чтобы парашют ее не накрыл. Десантная камера расположена на НАУ, работает на этапе парашютирования и разбивается при посадке. При касании посадочного модуля о поверхность производится отстрел парашюта, а НАУ обеспечивает мягкую посадку MAC. После этого баллоны НАУ отделяются, раскрываются "лепестки" посадочного модуля и выдвижение штанг научной аппаратуры. Перечень научной аппаратуры MAC приведен в Табл.2. Планируемая частота сеансов связи с MAC — раз в 7 суток, продолжительность сеанса — 5-20 мин, информативность — 2.8-8 кбит/сек.
4. Пенетраторы
На AMC M1 установлено два внедряемых зонда (ВЗ), или пенетратора (ПН). Пенетратор представляет собой автономный спускаемый аппарат, оборудованный системами и устройствами, обеспечивающими его движение после отделения от орбитального аппарата, внедрение в породу, проведение научных исследований и передачу научной информации на орбитальный аппарат для ее ретрансляции на Землю. Это новый тип исследовательских зондов, рассчитанных как на изучение поверхности Марса, так и его недр, для чего часть зонда углубляется в грунт за счет кинетической энергии движения.
 Рис.5. Пенетратор АМС М1 на поверхности Марса. Рисунок из проспекта НПОЛ |
Пенетратор (рис.5) представляет собой заостренный цилиндр диаметром 0.14-0.17 м с конической хвостовой частью диаметром 0,8 м. Длина ПН составляет 2,1 м Конструктивно ПН состоит из двух основных частей внедряемой носовой части, проникающей на глубину 4-6 м, и хвостовой части, остающейся в поверхностном слое грунта. Обе эти части соединяются с помощью кабель-троса.
В хвостовой части расположен комплекс научных приборов, служебная аппаратура и устройства, обеспечивающие движение зонда в атмосфере и функционирование его на поверхности планеты Хвостовая часть имеет форму цилиндра диаметром 170 мм. Вверху цилиндр переходит в конус диаметром 800 мм. После внедрения зонда хвостовая часть заглубляется в породу таким образом, что над поверхностью остается только конус.
Во внедряемой части также расположена научная и служебная аппаратура. Внедряемая часть имеет форму цилиндра диаметром 120-140 мм с конической носовой частью.
Список научной аппаратуры пенетратора приведен в Табл.3.
Служебная аппаратура находится как во внедряемой части (блок управления научными приборами, пиропатроны), так и в хвостовой части (блок управления и сбора информации, радиокомплекс, радионуклидная энергетическая установка).
В той части ПН, которая остается над поверхностью, расположены устройства, обеспечивающие динамику движения зонда в атмосфере и его внедрение в породу. Это две газовые емкости: одна для наддува тормозного устройства, другая — для для обеспечения функционирования системы амортизации.
К конусу хвостовой части через цилиндрическую обечайку крепится крышка с установленными на ней 4 твердотопливными двигателями, которые обеспечивают заданный импульс скорости для схода с орбиты ИСМ. Под крышкой находится приборная рама с научной и служебной аппаратурой. Внутри приборной рамы установлена выдвижная штанга с антенной, телекамерой и метеокомплексом. Между конусом хвостовой части и цилиндрической обечайкой размещена оболочка надувного тормозного устройства.
Номинальная масса одного пенетратора 123 кг, масса тормозного надувного устройства 30 кг, масса научной аппаратуры ПН — 4.5 кг.
Пенетраторы отстреливаются от орбитального аппарата в промежуток от одних до 28 суток после выхода станции на орбиту ИСМ в апоцентре орбиты, за 20-22 часа до посадки, при соответствующей ориентации ОА в одном или разных сеансах связи. Скорость отделения ПН от ОА — 0.8 м/сек. При отстреле производится закрутка ПН вокруг продольной оси со скоростью 1.25 об/сек для поддержания заданной ориентации и стабилизации его движения. После маневра ухода орбитального аппарата на пенетраторе последовательно включаются тормозные твердотопливные двигатели тягой по 130 кгс, сообщающие пенетратору импульс не менее 30 м/сек и переводящие его на траекторию спуска.
Перед входом в атмосферу производится отстрел крышки с твердотопливными двигателями и наполнение газом надувного тормозного устройства, которое обеспечивает торможение зонда в атмосфере. Скорость входа пенетратора в атмосферу — 4.6-4.9 км/сек, угол входа — 12°, скорость соударения о поверхность — 70-80 м/сек, перегрузка при этом — до 500 единиц. Торможение в атмосфере производится с помощью надувной оболочки. При соударении с поверхностью планеты срабатывает система амортизации, заполняя газом полость в хвостовой части ПН и, тем самым, обеспечивая уменьшение перегрузок на аппаратуру до безопасного уровня. В момент внедрения зонда в грунт от концевого датчика на носу ПН происходит разделение двух частей пенетратора с помощью пироболтов: внедряемой, проникающий в грунт на 4-6 м, и хвостовой, остающейся в поверхностном слое грунта
После посадки из хвостовой части пенетратора выдвигается штанга. Затем производится сбор научной информации, полученной при движении зонда в грунте, и передача ее на орбитальный аппарат. Информативность при передаче данных на ОА — 8-16 кбит/сек, планируемая частота сеансов связи — раз в 7 суток, продолжительность сеанса — 5-20 мин. За счет использования для энергопитания всей аппаратуры пенетратора радиоизотопных источников энергии срок активного существования зонда на поверхности оценивается в 1 год. Мощность энергопотребления за сутки: средняя — 0.15 кВт-час, пиковая — 3.83 кВт-час.
