4.2.3. 4В1М (В-80 / В-81)
4В1М - доработанные АМС, аналогичные запущенным в 1978 году станциям 4В1 «Венера-11» и «Венера-12». Кроме устранения конструктивных дефектов, приведшим к срыву экспериментов по цветной телесъемке панорам и забору грунта, были внесены коррективы в состав научной аппаратуры - с учетом уже полученных данных.
Орбитальный блок нес следующую научную аппаратуру:
- магнитометр;
- детектор космического излучения;
- детекторы солнечного ветра;
- гамма-лучевой детектор.
Посадочный модуль был оборудован следующими научными приборами:
- две цветные телекамеры;
- газовый хроматограф;
- масс-спектрометр;
- детектор грозовых разрядов (молнии);
- датчики давления и температуры;
- нефелометр;
- спектрофотометр;
- рентгеновский анализатор аэрозолей;
- рентгеновский спектрометр;
- устройство для забора и анализа образцов почвы;
- акселерометр;
- датчик влажности;
- сейсмометр.
Масса АМС ~ 4 400 кг, масса СА с теплозащитным экраном - около 1 640 кг, масса посадочного модуля - 750 кг. Расчетное время работы посадочного модуля на поверхности Венеры - 30 минут.
В октябре 1981 года были запущены две АМС 4В1М - «Венера-13» и «Венера-14».
На этот раз программа была выполнена полностью, проведен анализ химического и изотопного состава и другие исследования атмосферы во время спуска, после посадки ПМ получены цветные телепанорамы поверхности Венеры, взяты пробы грунта и проведен его химический анализ. Атмосферные условия в точках посадки ПМ: «Венера-13» - температура 462° С, давление 88,7 атм., «Венера-14» - температура 465° С, давление 94,7 атм. Посадочный модуль АМС «Венера-13» проработал более 2-х часов, дважды передав цветные телепанорамы. Работа посадочного модуля была прекращена по команде с Земли после полного выполнения программы. Посадочный модуль АМС «Венера-14» проработал 57 минут, также полностью выполнив программу. Связь была прекращена после падения уровня сигнала ниже порогового.
4.2.4. 4В2 (В-81 / В-83)4В2 - АМС для радиолокационного картографирования Венеры с орбиты ИСВ. Вместо СА была установлена аппаратура радиолокационного картографирования. АМС имела узконаправленный радар для измерения профиля Венеры сквозь светонепроницаемый слой венерианских облаков. Размер антенны - 1,4 х 6,0 м. Разрешение получаемых изображений 1-2 км, разрешение по высоте - 50 м. Была увеличена емкость топливного бака, увеличен запас сжатого азота в системе ориентации и установлены дополнительные секции солнечных батарей площадью 3 м2.
Диаметр остронаправленной антенны был увеличен 1,6 до 2,6 м для увеличения пропускной способности радиоканала. Масса АМС - около 5 300 кг.
Перечень научного оборудования АМС 42:
- радар;
- радиометрическая система;
- прибор для эксперимента по радиозатенению;
- инфракрасный спектрометр;
- детекторы космического излучения;
- детекторы солнечного ветра.
В 1983 году были запущены две АМС типа 4В-2: «Венера-15 и 16», обе успешно выведены на орбиты спутников Венеры. Проработав более 9 месяцев, АМС произвели практически полное картографирование поверхности Венеры. По информации, полученной с этих АМС, была составлена геолого-морфологическая карта Венеры.
  |
4В-3 - АМС для продолжения исследования Венеры. Планировалось повторить забор и анализ грунта Венеры, осуществив посадку СА в новом районе поверхности. ПМ аналогичен посадочному модулю АМС 4В-1М.
Предлагалось запустить две АМС 4В-3 в декабре 1984 года. Проект 4В-3 не реализовывался и был заменен проектом 5В.
4.3.4. 5ВК («ВЕГА»)
Компромиссное решение было найдено в 1981 году. Работы над АМС 5ВС было решено прекратить, а АМС 5ВП доработать для расширения возможностей исследования кометы Галлея. Было принято решение уменьшить массу и размеры ПАС и производить передачу информации от аппаратуры ПАС непосредственно на Землю без ретрансляции. За счет полученной экономии массы появилась возможность установки на орбитальном блоке дополнительной аппаратуры.
  |
Доработанный вариант АМС 5ВП получил двойное обозначение 5ВК («Венера-Комета») и «Вега» («ВЕнера-ГАллей»).
5ВК «Вега» - АМС для доставки к Венере посадочного модуля и аэростата с приборным контейнером и последующим изучением кометы Галлея. После пролета Венеры пролетный блок АМС переходил на траекторию полета к комете Галлея и выполнял исследования кометы при сближении с ней.
Спускаемый (десантный) аппарат конструктивно аналогичен СА АМС 4В-1М. Кроме посадочного модуля под теплозащитным кожухом в транспортировочном состоянии размещался малый аэростатный зонд (уменьшенный по сравнению с предыдущими вариантами проекта 5В). После аэродинамического торможения и сброса верхней полусферы кожуха аэростатный зонд отделялся от СА и уводился специальным парашютом, после чего происходило наполнение аэростатной оболочки. Зонд, состоящий из гондолы с научной аппаратурой, фала длиной 12 м и аэростатной оболочки диаметром 3,4 м, должен был плавать в плотной атмосфере Венеры на высоте около 55 км в течение 24-50 часов и пролететь за это время путь длиной до четверти окружности Венеры.
Приборы, установленные в гондоле аэростатного зонда:
- датчики температуры и давления;
- анемометр вертикального ветра;
- нефелометр;
- датчик освещенности.
Масса аэростатного зонда 110 кг, в т.ч. масса гондолы - 6,7 кг.
Посадочный модуль должен был совершать мягкую посадку на поверхность и выполнять научные измерения как во время спуска, так и на поверхности Венеры. Расчетное время спуска - 65 минут, время работы на поверхности - 15 минут.
Перечень научной аппаратуры, установленной в посадочном модуле:
- масс-спектрометр;
- газовый хроматограф;
- гигрометр;
- гамма-лучевой спектрометр;
- ультрафиолетовый спектрометр;
- рентгеновский спектрометр;
- нефелометр/скаттерометр;
- датчики температуры и давления;
- устройство для забора и анализа образцов почвы;
- анализатор аэрозолей.
В связи с тем, что по условиям пролета спуск посадочных модулей осуществлялся на ночной стороне Венеры, телефотометры не устанавливались. Также решено было отказаться от установки плотномера.
Масса посадочного модуля - 680 кг. Суммарная масса десантного аппарата составляла 1 750 кг.
Пролетный блок АМС 5ВК был разработан на базе конструкции орбитального блока станций 4В-1. На АМС устанавливались приборы, разработанные в СССР, Австрии, Болгарии, Венгрии, ГДР, Польше, Франции, ФРГ и Чехословакии.
В состав оборудования входила также телевизионная аппаратура на ПЗС-матрицах для передачи как цветных изображений в видимом диапазоне спектра, так и инфракрасных изображений. Фотоаппаратура устанавливалась на специальной поворотной платформе, которая в автоматическом режиме должна была отслеживать направление на комету при пролете с относительной скоростью около 80 км/с.
Вторым существенным отличием от базовой конструкции являлась установка специальных противопылевых экранов в местах расположения особо важной аппаратуры для защиты от повреждений при проходе через пылевой хвост (кому) кометы Галлея.
Научная аппаратура пролетного блока:
- телекамеры;
- инфракрасный спектрометр;
- спектрометр ультрафиолетового, инфракрасного и видимого диапазона;
- датчики пробития защитных экранов;
- датчики пыли;
- масс-спектрометр;
- масс-спектрометр нейтрального газа;
- анализатор энергии плазмы;
- анализатор частиц;
- магнитометр;
- анализаторы излучений и плазмы.
Масса научной аппаратуры на пролетном блоке составляла 130 кг, в т.ч. 50 кг - аппаратура, установленная на поворотной платформе, и 25 кг - масса самой поворотной платформы.
Полная масса АМС - 4 920 кг. Запуски АМС производились ракетой-носителем 8К82К «Протон» с разгонным блоком ДМ 11С824М.
В декабре 1984 года был осуществлен запуск двух АМС 5ВК - «Вега-1» и «Вега-2». Обе АМС выполнили запланированные исследования.
АМС сблизились с Венерой в июне 1985 года, поочередно сбросив на Венеру спускаемые аппараты. После баллистического торможения и сброса теплозащитных экранов от спускаемых аппаратов были отделены и приведены в рабочее состояние аэростаты с подвешенными зондами. Аэростатные зонды, дрейфуя в атмосфере Венеры, передавали научную информацию в течение около двух суток. Дрейф аэростатов происходил на высоте около 55 км при атмосферном давлении 0,5 атм. и температуре +40 С. Зонды прошли путь более 11 000 км каждый, начав с ночной стороны планеты и закончив работу на дневной стороне.
Посадочные модули АМС «Вега» успешно совершили посадку в заданных районах Венеры. Из-за сбоя в аппаратуре устройство забора грунта посадочного модуля АМС «Вега-1» включилось на высоте около 20 км, поэтому исследование грунта провести не удалось. Остальные измерения на поверхности Венеры были выполнены. ПМ АМС «Вега-2» выполнил анализ грунта и передал результаты измерений с поверхности Венеры в соответствии с программой, за исключением отказавшего масс-спектрометра.
Пролетные блоки, совершив гравитационный маневр около Венеры, перешли на траекторию сближения с кометой Галлея.
4.4. Проект 6В
6В (183В) - проект АМС для исследования Венеры на базе универсальной платформы УМВЛ. Предполагалось с помощью АМС 6В выполнить, в частности, следующие исследования:
- получение фотографий поверхности Венеры на участке спуска ниже 10 км;
- создание серии аэростатов для различных высот;
- проведение активного и пассивного сейсмического эксперимента;
- исследования Венеры с орбиты ИСВ.
Конструктивно АМС должна была быть аналогична АМС 1Ф, но вместо отсека научного оборудования должен был устанавливаться СА сферической формы.
По программе 1978 года запуск двух АМС 6В, имевших тогда обозначение 183В, намечался на 1983 год. В дальнейшем программа была пересмотрена.
Программа исследования космического пространства на 1986-2000 годы, разработанная НПО им. С.А. Лавочкина в 1984 году, предусматривала запуск двух АМС в 1990 г.
Позднее, в 1996 и в 2000 году предполагалось осуществить парные запуски модифицированных АМС 6В-1 и 6В-2.
Работы по проекту 6В не продвинулись дальше этапа технических предложений.
     |
«Фобос» 1Ф (184Ф) - АМС для исследования околомарсианского пространства, Марса и спутника Марса Фобоса, разработанная на базе платформы УМВЛ. Позже в объем задач, решаемых АМС, были добавлены исследования Солнца во время перелета Земля-Марс, в связи с чем АМС иногда обозначалась как 1ФС (Фобос - Солнце).
Основным силовым элементом конструкции космического аппарата является герметичный приборный отсек тороидальной формы, в котором размещены основные служебные системы. На нем установлен второй герметичный отсек - цилиндрической формы, где размещены электронные блоки комплекса научной аппаратуры. Вне гермоотсеков к корпусу аппарата крепятся оптические приборы, радиолокаторы, антенны, панели солнечных батарей, датчики научных приборов, шар-баллоны двигательной установки, двигатели.
Научное оборудование, установленное на орбитальном блоке:
- видеоспектрометрическая система;
- инфракрасный спектрометр;
- гамма-эмиссионный спектрометр;
- нейтронный детектор;
- радарная система;
- лазерный масс-спектральный анализатор;
- масс-анализатор вторичных ионов;
- оптико-радиационный спектрометр;
- приборы для изучения межпланетной плазмы:
- магнитометры;
- плазменно-волновой анализатор;
- сканирующий масс-спектрометр;
- масс-спектрометр;
- спектрометр протонов и альфа-частиц;
- ионно-электронный спектрометр;
- спектрометр заряженных частиц;
- приборы для исследования солнечного излучения:
- солнечный фотометр;
- солнечный телескоп/коронограф;
- рентгеновский фотометр;
- ультразвуковой спектрометр;
- гамма-спектрометры.
В задачи АМС входило как фотографирование Марса и Фобоса с различных расстояний, так и доставка посадочных аппаратов на поверхность Фобоса, а также изучение его рельефа, поверхностной структуры и электрофизических характеристик грунта методом радиозондирования и воздействия лазерным лучом и плазменным потоком. Для проведения этих экспериментов планировалось приближение АМС к Фобосу до расстояния нескольких десятков метров. Первоначально планировалось на АМС 1Ф испытать устройство дистанционного забора грунта, предназначенное для работы на АМС 2Ф, но после прекращения работ по АМС 2Ф от этого отказались.
АМС должна была доставить на Фобос два посадочных аппарата: ДАС (долгоживущая автономная станция) и автономный зонд «Шар».
ДАС при контакте с поверхностью фиксируется с помощью якоря-гарпуна, заглубляемого подрывом пиротехнического заряда. Затем раскрываются элементы конструкции ДАС, панели солнечных батарей, датчики научной аппаратуры.
Состав научной аппаратуры ДАС:
- система «Либрация» для исследования внутреннего распределения масс Фобоса;
- система «Альфа» для исследования элементного состава поверхностного слоя Фобоса;
- блок «Сейсмика» для исследования внутренней структуры Фобоса и уточнения его массы;
- акселерометр «Разрез» для исследования вертикального разреза поверхностного слоя Фобоса;
- две телекамеры TV1 и TV2 MICAM-R для получения черно-белого панорамного изображения поверхности Фобоса вокруг станции;
Зонд «Шар» (название ВНИИТрансМаш, разработчика зонда, - ПрОП-Ф), отделившись от основного блока АМС и совершив посадку, должен был выпустить специальные устройства ориентирования. Проведя цикл измерений физико-механических свойств грунта, зонд должен был совершить «прыжок» с помощью устройства отталкивания, после чего провести исследования грунта на новом месте. Расчетная дальность прыжка - 20 м, расчетное количество прыжков - 10.
Состав научной аппаратуры зонда:
- рентгеновский спектрометр;
- магнитометр;
- гравиметр;
- термочувствительный элемент;
- блок акселерометров;
- измеритель электропроводности почвы;
- динамический пенетрометр.
Масса зонда «Шар» - 45 кг, расчетное время работы - 3 часа.
Масса АМС 1Ф при старте с орбиты ИСЗ - около 6 200 кг, на орбите ИСМ - около 2 600 кг.
Ракета-носитель - 8К82К «Протон» с разгонным блоком «Д» 11С824Ф.
При разработке эскизного проекта (1980 год) предлагалось произвести запуск двух АМС 1Ф уже в 1984 году. В связи с загруженностью НПО им. С.А. Лавочкина работами по АМС 4В2, 5ВК и 1А, сроки запуска были перенесены сначала на 1986 год, а затем на 1988 год.
В июле 1988 года были запущены две АМС 1Ф - «Фобос-1» и «Фобос-2».
02.09.88 г. связь с АМС «Фобос-1» была потеряна. Установленная причина - ошибка в выданной с Земли команде, приведшая к выключению системы ориентации. Следствием этого явилась невозможность подзарядки бортовых аккумуляторов от солнечных батарей, неработоспособность всей бортовой аппаратуры и потеря связи.
АМС «Фобос-2» в конце января 1989 года достигла окрестностей Марса, вышла на заданную орбиту ИСМ и в течение двух месяцев проводила исследование Марса и околомарсианского пространства. 27.03.89 г. связь с АМС прекратилась перед началом эксперимента по десантированию посадочных аппаратов, когда АМС находилась на расстоянии 50 м от поверхности Фобоса.
5.2.2.1. М1 (Марс-94 / 96)
Проект М1 1989 года предусматривал создание и запуск АМС для исследования Марса с орбиты искусственного спутника. В задачи АМС входила также доставка следующих модулей:
- аэростатный зонд ПАС (плавающая аэростатная станция) с гондолой массой 57,5 кг;
- две малые автономные станции МАС массой по 20 кг;
- зонд-пенетратор массой 60 кг.
Планировалось в 1994 году запустить две одинаковые АМС М1.
В 1990 году плавающая аэростатная станция была удалена из проекта АМС «М1» и перенесена в проект М2, вместо этого в М1 был добавлен второй зонд-пенетратор.
Количество АМС, получивших условное наименование «Марс-94» было сокращено до одной.
Позднее запуск был перенесен на 1996 год, и АМС была переименована в «Марс-96».
Конструкция АМС М1 базировалась на платформе УМВЛ. АМС несла две малых автономных станции (МАС) и два пенетратора для достижения поверхности Марса.
Основной модуль АМС должен был выйти на орбиту ИСМ. Масса АМС - 6 825 кг, в т.ч. масса научной аппаратуры 1 168 кг (включая МАСы и пенетраторы). Габаритные размеры станции: высота - 3,5 м, ширина - 3,7 м, размах по панелям СБ - 11,5 м. Ракета-носитель - «Протон» 8К82К с разгонным блоком Д 11С824Ф. Расчетное время работы орбитального блока на орбите ИСМ - один год.
На орбитальном блоке была установлена следующая научная аппаратура, созданная в кооперации стран-участниц проекта «Марс-96»:
- энерго-масс-анализатор ионов и детектор нейтральных частиц;
- быстрый всенаправленный энерго-масс-анализатор ионов;
- всенаправленный ионосферный энерго-масс-спектрометр;
- спектрометры ионосферной плазмы;
- спектрометр заряженных частиц и магнитометр;
- волновой комплекс;
- спектрометр энергичных заряженных частиц;
- спектрометры гамма-всплесков;
- фотометр звездных осцилляций;
- спектрометр солнечных осцилляций;
- радиационно-дозиметрический комплекс;
- стереоскопическая телекамера высокого разрешения;
- широкоугольная стереоскопическая телекамера;
- картирующий спектрометр видимого и ИК-диапазона;
- картирующий радиометр;
- картирующий спектрофотометр;
- многоканальный оптический спектрометр;
- ультрафиолетовый спектрофотометр;
- длинноволновый радар;
- нейтронный спектрометр;
- планетный Фурье-спектрометр ИК-диапазона;
- гамма-спектрометр;
- квадрупольный масс-спектрометр.
MAC (малая автономная станция) 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.
Научные приборы, установленные на МАС:
- метеокомплекс:
- метеокомплекс для получения вертикального разреза атмосферных данных на спуске
При запуске станции и перелете к Марсу МАСы размещены в специальных контейнерах. Внутри контейнера установлен пружинный толкатель для отделения MAC от аппарата.
МАС состоит из посадочного модуля с научной аппаратурой, аэродинамического экрана, надувного амортизирующего устройства и парашютной системы. Номинальная масса одной MAC - 86 кг, масса посадочного модуля - 30,6 кг, масса полезной нагрузки - 12 кг, в т.ч. научная аппаратура - 7 кг. MAC имеют сферический корпус диаметром 1,4 м и высотой 1,0 м. Аэродинамический теплозащитный экран имеет диаметр 1,4 м. Площадь купола основного парашюта MAC - 50 м2. 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. Корпус посадочного модуля MAC имеет форму полусферы диаметром 650-700 мм. На нем установлены четыре лепестка, 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. Обеспечение аппаратуры MAC электроэнергией осуществляется двумя радиоизотопными термоэлектрическими генераторами, работающих на плутонии-238. Время активной работы генераторов составляет 10 лет Расчетное время работы MAC на поверхности Марса, ограничиваемое ресурсом буферных аккумуляторов, составляет 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 АМС 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, а после его отделения раскрывается парашют, и производится наполнение газом надувного амортизационного устройства (НАУ). MAC вывешивается на фале длиной 130 м, чтобы парашют ее не накрыл. На НАУ расположена десантная телекамера, которая 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 отделяются баллоны НАУ, раскрываются "лепестки" посадочного модуля и выдвигаются штанги научной аппаратуры.
Для посадки МАС были определены районы с координатами :
| - 37° с.ш., 162° з.д. (в районе посадки одного из пенетраторов) - 33° с.ш., 169° з.д. |
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 на изучение как поверхности Марса, так и его недр, для чего часть зонда углубляется в грунт за счет кинетической энергии движения.
Конструктивно пенетратор 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. Общая длина пенетратора до входа в грунт составляет 2,1 м. 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. К конусу хвостовой части через цилиндрическую обечайку крепится крышка с установленными на ней четырьмя 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.
Состав научных приборов пенетратора:
- телекамера;
- гамма-спектрометр;
- метеокомплекс;
- магнитометр;
- термозонд;
- рентгеновский спектрометр;
- нейтронный детектор;
- альфа-р-спектрометр;
- сейсмометр;
- акселерометр.
Масса пенетратора 123 кг, в т.ч. масса научной аппаратуры - 4,5 кг.
Пенетраторы отстреливаются от орбитального аппарата в апоцентре орбиты при соответствующей ориентации АМС. При отстреле производится закрутка пенетратора вокруг продольной оси для поддержания заданной ориентации и стабилизации его движения. После маневра ухода орбитального аппарата на пенетраторе последовательно включаются тормозные твердотопливные двигатели, 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 ударе - 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 пенетратора и, тем самым, обеспечивая уменьшение перегрузок на аппаратуру до безопасного уровня. В момент внедрения зонда в грунт происходит отделение внедряемой части, проникающий в грунт на 4-6 м, от хвостовой, остающейся в поверхностном слое грунта.
Предполагаемые районы посадки пенетраторов:
| - 36° N и 161° W (в районе посадки одной из малых станций) - 36° N и 125° W. |
Расчетная длительность работы пенетратора - 1 год.
Была изготовлена одна АМС типа М1. Запуск был произведен 16.11.96 г., АМС с блоком Д была выведена на промежуточную орбиту ИСЗ, но из-за сбоя в работе системы управления двигательная установка блока Д выключилась сразу после включения, после чего автоматика произвела отделение АМС от блока Д. АМС на третьем витке вошла в плотные слои атмосферы и разрушилась.
6.1. Исследования внешних планет
6.1.3. НИР «Вселенная» И «Расплав»
В рамках этих НИР, проводившихся в НПО им. С.А. Лавочкина во второй половине 1980-х годов, рассматривались проекты АМС для полетов к внешним планетам Солнечной системы. В частности, изучалась возможность доставки грунта со спутников Юпитера. АМС должны были оснащаться ядерной электродвигательной установкой. Запуск АМС рассчитывался как на РН 8К82К «Протон-К», так и РН 14А10 «Буран-Т».
6.3. Исследования комет и астероидов
6.3.1. АМС 5ВК «ВЕГА»
5ВК («Венера-Комета») - АМС для доставки к Венере посадочного модуля и аэростата с приборным контейнером и последующим изучением кометы Галлея. После пролета Венеры пролетный блок АМС переходил на траекторию полета к комете Галлея и выполнял исследования кометы при сближении с ней. АМС 5ВК получила наименование «Вега» - «Венера - Галлей».
Пролетный блок АМС 5ВК был разработан на базе конструкции орбитального блока станций 4В-1. На АМС устанавливались приборы, разработанные в СССР, Австрии, Болгарии, Венгрии, ГДР, Польше, Франции, ФРГ и Чехословакии.
Главным отличием от базовой конструкции была установка на АМС фототелевизионной аппаратуры на ПЗС-матрицах для передачи как цветных изображений в видимом диапазоне спектра, так и инфракрасных изображений. Фотоаппаратура устанавливалась на специальной поворотной платформе, которая в автоматическом режиме должна была отслеживать направление на комету при пролете с относительной скоростью около 80 км/с.Вторым существенным отличием являлась установка специальных противопылевых экранов в местах расположения особо важной аппаратуры для защиты от повреждений при проходе через пылевой хвост (кому) кометы Галлея.
Научная аппаратура пролетного блока:
- телекамеры;
- инфракрасный спектрометр;
- спектрометр ультрафиолетового, инфракрасного и видимого диапазона;
- датчики пробития защитных экранов;
- датчики пыли;
- масс-спектрометр;
- масс-спектрометр нейтрального газа;
- анализатор энергии плазмы;
- анализатор частиц;
- магнитометр;
- анализаторы излучений и плазмы.
Масса научной аппаратуры на пролетном блоке составляла 130 кг, в т.ч. 50 кг - аппаратура, установленная на поворотной платформе, и 25 кг - масса самой поворотной платформы.
Полная масса АМС - 4 920 кг. Запуски АМС производились ракетой-носителем 8К82К «Протон» с разгонным блоком ДМ 11С824М.
В декабре 1984 года был осуществлен запуск двух АМС 5ВК - «Вега-1» и «Вега-2». Обе АМС выполнили запланированные исследования.
АМС сблизились с Венерой в июне 1985 года, поочередно сбросив на Венеру спускаемые аппараты. Пролетные блоки, совершив гравитационный маневр около Венеры, перешли на траекторию сближения с кометой Галлея.
Программой предусматривалось проведение трех сеансов проведения фотосъемки и научных исследований кометы:
- за двое суток до пролета с расстояния около 14 млн. км;
- за сутки до пролета с расстояния около 7 млн. км;
- пролетный сеанс при минимальном расстоянии до кометы около 10 000 км.
Кроме того, предусматривалась возможность проведения еще двух дополнительных сеансов, в случае, если АМС сохранят работоспособность после сближения с кометой, через сутки и через двое суток.
Пролетный блок АМС «Вега-1» 6 марта 1986 года сблизился с ядром кометы Галлея до минимального расстояния 8 879 км. Относительная скорость сближения составила 79,2 км/с. Были проведены два запланированных сеанса исследований до сближения с кометой и пролетный сеанс. Впервые в мире были получены крупномасштабные фотоизображения кометного ядра. Длительность пролетного сеанса составила 4 ч 50 мин. Аппаратура АМС зафиксировала ряд столкновений с микрочастицами при прохождении «комы» - газового хвоста кометы. Солнечные батареи сохранили 55% мощности, поэтому через сутки после сближения был проведен дополнительный сеанс исследований. Второй сеанс не проводился, чтобы не мешать приему информации от АМС «Вега-2».
9 марта 1986 года пролетный блок АМС «Вега-2» пролетел около ядра кометы с относительной скоростью 76,8 км/с и продублировал весь цикл работы научной аппаратуры АМС «Вега-1». С АМС «Вега-2» были проведены все пять сеансов работы, но при втором подлетном сеансе (с расстояния около 7 млн. км) из-за ошибки наведения не удалось получить фотоизображений кометы. Пролетный сеанс длился 5 ч 30 мин.
После пролета кометы АМС «Вега-1» и «Вега-2» остались на гелиоцентрической орбите. Связь с ними поддерживалась еще около года до исчерпания запаса сжатого азота в системе ориентации.
Информация о проведении станциями «Вега» исследований Венеры приведена в разделе 3.3.
6.3.2. Проект «Веста»
6.3.2.1. Венера-Астероиды
По советско-французской программе «Веста» («ВЕнера-аСТероиды) в 1985-1986 годах обсуждался проект миссии по исследованию комет и астероидов с помощью АМС. Проект предусматривал запуск двух комплексов АМС, каждый комплекс состоял из советской АМС типа 5В «Венера» и французской АМС «Vesta».
АМС «Венера» должна была нести спускаемые аппараты для посадки на Венеру и, возможно, аэростатные зонды.
СА должны был провести следующие исследования:
- съемка поверхности Венеры в процессе спуска;
- поиск проявлений вулканической деятельности;
- изучение летучих компонентов в венерианской атмосфере.
Аэростатные зонды должны были провести исследования атмосферы Венеры в части:
- циркуляции атмосферы;
- динамики облачного слоя;
- геофизических полей.
Орбитальный блок АМС «Венера» обеспечивает доставку французской АМС «Vesta» к Венере. Разделение АМС «Vesta» и «Венера» происходит незадолго до отделения спускаемого аппарата, после чего АМС «Vesta» выполняет гравитационный маневр в поле тяготения Венеры и переходит на траекторию сближения с астероидом или кометой.
6.3.2.2. Марс-Астероиды
В 1987 году проект «Vesta» был перенацелен с Венеры на Марс, т.к. в это время в СССР прорабатывались проекты отправки АМС к Марсу. Начальная схема выглядела аналогично венерианскому варианту: в 1994 году стартуют две РН «Протон», каждая из которых отправляет к Марсу комплекс из советской АМС «Марс» и французской АМС «Vesta». Перелетно-орбитальный блок АМС «Марс» обеспечивает доставку французской АМС к Марсу и выходит на ареоцентрическую орбиту, сбросив на Марс посадочный аппарат с аэростатной станцией, а АМС «Vesta», отделившись перед этим, выполняет гравитационный маневр около Марса и переходит на траекторию полета к выбранным астероидам.
Затем программа снова была пересмотрена. Было решено разделить отправку к Марсу советских и французских АМС на отдельные запуски. По этому варианту предлагалось в сентябре и декабре 1994 года запустить к Марсу две АМС «Vesta» отдельными пусками РН «Протон».
В связи с развертыванием работ по программе М1/М2/М3 проект «Веста» более детально не прорабатывался.
6.3.2.3. Проект «Zodiac-Espace»Французский ученый Жак Бламон, один из разработчиков аэростатной системы для исследования Венеры, предложил для проекта «Веста» аэростатную систему для изучения Марса, получившую название «Zodiac-Espace»3 В отличие от венерианского аэростата, плавающего на большой высоте, марсианский аэростат должен ночью опускаться до поверхности Марса, а днем в результате нагрева газа внутри оболочки аэростата вновь подниматься на высоту 6-8 км.
Согласно проекту, система состоит из «закрытого» аэростата с герметичной оболочкой, «открытого» аэростата с оболочкой, имеющей большое отверстие в днище, и троса с научными приборами. Объем «закрытого» аэростата 2 000 м3, толщина оболочки 8 мкм. Объем «открытого» аэростата 3 800 м3, толщина оболочки 3,5 мкм. Общая масса аэростатов 33 кг. «Закрытый» аэростат заполняется гелием, но его подъемной силы недостаточно для поднятия троса с приборами. «Открытый» аэростат при нагреве оболочки в лучах Солнца начинает наполняться атмосферным воздухом, который, нагреваясь, расправляет оболочку. При достижении температуры +55 С° создаваемая подъемная сила обеспечит вертикальную скорость «всплытия» аэростатной системы около 1 м/с.
3 «Зодиак-Космос», фр.
Под действием ветра аэростат должен смещаться за марсианский день на расстояние до 500 км. С наступлением ночи остывающий газ будет сжиматься, подъемная сила аэростата уменьшится, и он снизится до высоты, при которой приборы, прикрепленные к оболочке на тросе, окажутся на поверхности Марса. Бламон подчеркивал, что предложенная им система является мобильной, и ей не страшны преграды в виде камней, скал, ущелий и кратеров. В то же время эта система позволит исследовать грунт в нескольких точках и провести атмосферные наблюдения в обширной части планеты.
В составе возможных приборов назывались съемочная камера, приборы электромагнитного и магнитотеллурического зондирования для определения химического состава почвы и содержания в ней воды, магнитометр и приборы для исследования атмосферы и метеорологического наблюдения.
6.3.2.4. Проект «Астероид»
Одним из вариантов АМС, рассматривавшихся в рамках проекта «Веста», был проект АМС «Астероид». АМС должна была сблизиться с Марсом, а затем совершить облет пяти астероидов. На один или два астероида должны были быть сброшены два пенетратора. Возможный план полета приведен ниже:
13.12.96 г. - старт;
08.10.97 г. - сближение с Марсом;
17.09.98 г. - сближение с астероидом Фортуна (Fortune);
26.11.98 г. - сближение с астероидом Гармония (Harmonia);
14.06.99 г. - сближение с астероидом Веста (Vesta);
12.10.99 г. - сближение с астероидом Хэлди (Haldey);
22.07.00 г. - сближение с астероидом Джева (Juewa).
Проект не осуществлялся.
6.4. «Солнечные» АМС
6.4.1. АМС 2АС «Гелиозонд»«Программой исследования космического пространства на 1986-2000 годы», разработанной в НПО им. С.А. Лавочкина в 1984 году, предусматривалось создание АМС 2АС «Гелиозонд» для наблюдения за обратной стороной Солнца. Предлагалось вывести две АМС на гелиоцентрическую орбиту, по которой движется Земля, но со сдвигом на 120° вперед и назад относительно Земли. Эти АМС обеспечили бы возможность постоянного всестороннего наблюдения за Солнцем. АМС должны были создаваться на платформе УМВЛ. Запуск планировался на 1992 год.
6.4.2. Проект АМС «Циолковский»
В 1988 г. НПО им. С.А. Лавочкина в рамках научно-исследовательской работы (тема «Корона») рассматривало предложение по созданию АМС для исследования Солнца. АМС, имевшая рабочее обозначение «ЮС» («Юпитер-Солнце») и названная позднее «Циолковский», должна была выводиться на эллиптическую траекторию с перигелием 4 млн. км. Выведение планировалось выполнить с облетом Юпитера.
Конструктивно АМС должна была состоять из двух блоков: траекторный блок и солнечный зонд. Траекторный блок должен был обеспечивать полет АМС на участке полета от Земли до Юпитера и после пролета Юпитера.
АМС «ЮС» должна была нести радиоизотопный термогенератор, телекамеры, научное оборудование и сбрасываемый зонд для исследования атмосферы Юпитера. Передача информации на Землю должна была осуществляться через остронаправленную антенну диаметром более 4 м. Масса АМС около 2 000 кг, в т.ч. сбрасываемого зонда - 500 кг. Рассматривалось две возможных конструктивно-компоновочных схемы АМС - в виде остроконечного конуса и в виде диска. АМС для уменьшения нагрева при сближении с Солнцем должна была поддерживать ориентацию острием конуса или ребром диска в направлении к Солнцу.
Для запуска АМС должна была использоваться РН 8К82К «Протон-К». Запуск АМС предлагалось провести в середине 1990-х годов.
Проект остался на уровне технического предложения.
6.5. КА в точках Лагранжа
6.5.1.2. КА «Спектр-РГ»
6.5.1.2.1. Проект 1987 года
Первоначальный проект «Спектр-РГ» («Спектр-Рентген-Гамма») предусматривал создание тяжелой научной станции, несущей четыре рентгеновских телескопа, выполняющих наблюдение в разных диапазонах рентгеновского излучения, два ультрафиолетовых телескопа и детектор гамма-всплесков. Станция должна была создаваться на базе платформы «Око» и выводиться на высокоэллиптическую орбиту высотой 500х200 000 км. Масса станции - 6 250 кг. Запуск планировался на 1998 год.
Из-за недостаточного финансирования срок изготовления и запуска КА отодвигался, а в 2002 году работы по проекту «тяжелого» КА «Спектр-РГ» были остановлены.
  |
7.1.1. КА «Астрон» 1А
Астрон 1А - автоматический КА для проведения астрофизических исследований. КА создан на базе АМС серии 4В-2 «Венера». Основные отличия: отсутствует АДУ и топливные баки, вместо этого установлена дополнительная научная аппаратура. Так, в частности, на борту КА установлены двухканальный ультрафиолетовый телескоп и комплекс рентгеновских спектрометров общей массой около 700 кг. Система ориентации, разработанная для АМС 4В, обеспечивала наведение на нужный астрономический объект с высокой точностью в течение 4 часов.
Масса КА «Астрон» 1А - около 3 500 кг.
КА был изготовлен в одном экземпляре (сер. № 602) и выведен 23.03.83 г. на высокоэллиптическую орбиту высотой 2 000 х 200 000 км. Наклонение орбиты 51,5 град., период обращения 5 880 минут.
7.1.2. КА «Гранат» 1АС
«Гранат» 1АС - автоматический КА для проведения астрофизических исследований. КА 1АС разработан на базе АМС серии 5В «Вега».
На КА был установлен французский гамма-рентгеновский телескоп и другая астрофизическая аппаратура. Масса КА - около 4 400 кг, в т.ч. масса научной аппаратуры 2 146 кг. Высота КА - 6,5 м, размах солнечных батарей - 8,5 м. Расчетная длительность работы КА «Гранат» - восемь месяцев.
01.12.89 г. КА был выведен на высокоэллиптическую орбиту с параметрами: высота 2 000 х 200 000 км, наклонение 51,5 град., период обращения около 4 суток.
КА «Гранат» проработал в штатном режиме около 4,5 лет, после чего запас сжатого азота в системе ориентации снизился до минимального, и работа с КА продолжилась по новой схеме. 30.09.94 г. КА был стабилизирован закруткой, однако периодически (один раз в полгода) по команде с Земли восстанавливал трехосную ориентацию для проведения исследований центра Галактики.
С 1997 года финансирование работ с КА «Гранат» было прекращено, однако периодические сеансы наблюдений космических объектов аппаратурой КА продолжались до полного истощения запасов азота в системе ориентации, которое произошло в конце 1998 года.
Связь с КА прервалась 27.11.98 г. В конце мая 1999 года КА «Гранат» вошел в плотные слои атмосферы и разрушился.
7.1.3. Многоцелевой высокоорбитальный модуль
В 1980-х годах в НПО им. С.А. Лавочкина на базе платформы 4В был разработан МВМ - многоцелевой высокоорбитальный модуль. МВМ предназначался для размещения комплексов аппаратуры наблюдения и обеспечения их функционирования на орбитах ИСЗ с высотой от 2 000 до 120 000 км.
Главной особенностью МВМ являлось оснащение его прецизионной системой управления ориентацией и стабилизацией, обеспечивающей:
- наведение КА на исследуемые объекты в космическом пространстве с точностью до 1-2 угловых минут;
- стабилизацию программной угловой скорости КА при развороте вокруг трех осей с точностью до 0,0001 град./с;
- быстрые перенацеливания КА при переходе от одного наблюдаемого объекта к другому.
Масса модуля МВМ без полезной нагрузки составляла около 4,5 т. Масса полезного груза могла составлять от 1,0 до 1,4 т. Выведение КА должно было осуществляться с помощью РН «Протон-К» с разгонным блоком Д.
МВМ, кроме двигателей ориентации и стабилизации, имел маршевую ДУ с запасом характеристической скорости не менее 85 м/с. ДУ модуля обеспечивала довыведение КА на требуемую орбиту, а также поддержание заданной высоты орбиты в течение 2-3 лет.
7.2. КА на базе платформы УМВЛ
«Программой исследования космического пространства на 1986-2000 годы», разработанной НПО им. С.А. Лавочкина в 1984 году, предусматривались также создание и запуск научно-исследовательских ИСЗ на базе универсальной платформы УМВЛ, перечисленных ниже в табл. 3.25. В связи с распадом СССР и последовавшими вследствие этого разрушением кооперации, разрывом хозяйственно-экономических связей и прекращением финансирования программа не осуществлена. Перечисленные в таблице КА не создавались.
