ИСПОЛЬЗОВАНИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ ДЛЯ РЕШЕНИЯ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИХ И ПРИКЛАДНЫХ ЗАДАЧ

УДК 629.785:32 3.2

6. ПРОГРАММА MARINER MARK II

The Mariner Mark II program. Draper R.F. "AlAA Pap.", 1988, №67, 20 pp.

Многоцелевой KA Mariner Mark II (MMII) модульной конструкции может быть без больших затрат реконструирован для различных целей исследования космического пространства за пределом внутренней Солнечной системы. Рассматриваются 3 проекта реконструированного КА ММ II:

1. Проект CRAF — встреча с кометой с попутным пролетом астероида, апрель 1993 г.

2. Проект Cassini — полет к Сатурну и Титану, май 1995 г.

3. Проект CNSR — доставка на Землю вещества ядра кометы, 1998 г.

Концепция КА была совместно разработана Лабораторией реактивного движения (ЛРД) и Комитетом по исследованию Солнечной системы NASA [1]. Предусматривалось создать КА класса Voyager, позволяющего вести научные исследования на достаточно высоком уровне, конструкция которою основывалась бы как на новой технологии, так и на имеющихся разработках, что позволило бы снизить затраты на проект КА для каждой конкретной цели. Параллельно была разработана концепция: КA Planetary Explorer для исследования внутренней Солнечной системы (планеты земной группы и сближающиеся с Землей астероиды),основанные на коммерческих ИСЗ, выпускаемых серийно [1].

Проект CRAF (Comet Rendezvous Asteroid Flyby) рассмотрен в отчете [2], где суммированы основные выводы и рекомендации, выработанные к 1985 г. В конце 1986 г. НАСА был определен состав научной аппаратуры для проекта CRAF. В отчете [3] описаны научная аппаратура и программа исследований. Основные исследования кометы приведены ниже.

1. Определить элементный, молекулярный, изотопный и минералогический состав, а также физические, морфологические и геологические характеристики кометного ядра, и охарактеризовать их изменения со временем и положением на орбите.

2. Охарактеризовать химическую к физическую природу атмосферы и ионосферы кометы и процессов, происходящих в них, а также охарактеризовать развитие комы в функции времени и положения на орбите.

3. Определить процессы формирования кометных хвостов, охарактеризовать их динамику и взаимодействие кометы с солнечным ветром и радиацией.

Очевидным требованием при выборе кометы-цели для проекта CRAF является хорошее знание ее орбиты, в противном случае навигация КА будет затруднена или невозможна. Другие важные критерии рассмотрены в [4]. С точки зрения информативности исследований и безопасности КА предпочтительна его встреча с кометой до прохождения перигелия. В табл. 1 приведено сопоставление ряда комет, позволяющее сделать выбор в пользу кометы Темпеля 2. Она была открыта в 1873 г., наблюдалась во время 19 приближений к Солнцу, в том числе — во время 10 последних прохождений подряд. Ее орбита достаточно устойчива. Это — одна из наиболее активных короткопериодических комет. В 1983 г. она наблюдалась с борта ИСЗ IRAS, что позволило сделать вывод о присутствии в ее хвосте крупных частиц.

Таблица 1

Параметр	Названия комет
	Темпеля 2	Копфа	Вильда 2	Virtanen
Дата перигелия Продукция газа, с-1 Продукция пыли, г/с Условия наблюдения с Земли при прохождении перигелия Недавняя термическая история	8.09.99 2·1028 2·105 хорошие типичная	12.12.02 2·1028 3·105 плохие типичная	6.09.03 4·1028 ? плохие холодная	27.08.02 ? ? отличные холодная
Дата запуска Дата встречи Время до перигелия, дней Время полета, лет	февраль 1993 ноябрь 1996 1036 3,7	май 1994 март 2000 1000 5,8*)	май 1994 декабрь 2000 1000 6,3*)	октябрь 1994 февраль 2000 925 5,3*)

*⁾Возможны многие другие даты запуска и прибытия

Основные научные задачи проекта CRAF при пролете астероида перечислены ниже.

1. Охарактеризовать физическое и геологическое строение тела астероида, включая его фигуру, период и положение оси, вращения, топографию и морфологию.

2. Определить главные минералогические фазы (включая металлы, породообразующие минералы и льды) на поверхности тела астероида и пространственное распределение областей с различным составом на поверхности.

3. Измерить массу и плотность тела астероида.

4. Исследовать физические свойства поверхности (тепловую инерцию, диэлектрическую постоянную, свойства реголита, электростатическую левитацию пыли и т.д.).

5. Исследовать окружающее космическое пространство, включая сопутствующую пыль или более крупные обломки, любую скрытую кометоподобную активность, данные о наведенном или остаточном магнитном поле, взаимодействие с солнечным ветром.

Выбор астероида-цели во многом ограничен главной задачей — встречей с кометой. Возможности научных исследований астероида определяются условиями его пролета. Предпочтительные минимальные дистанция и относительная скорость при пролете составляют 6-11 тыс. км и 11 -15 км/с. Рассматривались астероиды из главного пояса о размерами от нескольких десятков до 100 км. Для запуска в 1993 г. к комете Темпеля 2 выбран астероид 46 Hestia, имеющий следующие характеристики:

Диаметр	136 км
Тип	p
Opбита:
— большая полуось	2,53 а.е.
— наклонение	2,3°
Период осевого вращения	21,04 ч.

Выбранный состав научной аппаратуры включает 13 приборов, перечисленных в табл. 2. Подробное описание экспериментов дано в [3], более краткое — в отчете [4]. Ниже приведено описание некоторых из них.

Таблица 2

Наименование	Масса, кг	Мощность, Вт
Кометный ионный масс-спектрометр Сканирующий электронный микроскоп и анализатор частиц Эксперимент по исследованию кометного льда и пыли Магнитометр Исследование супратермальной плазмы в околокометном пространстве Пенетратор/посадочный аппарат Масс-спектрометр нейтрального газа и ионизированных частиц Координированный радио— электронноволновой эксперимент Монитор пыли в околокометном пространстве Тепловой ИК-радиометр Анализатор кометного вещества Картирующий спектрометр видимого и ИК диапазона Система получения изображений Радиоэксперимент Всего	4,2 12,9 8,9 4,9 13,8 31,0 9,0 13,1 5,3 7,8 13,9 18,5 36,5 0 179,8	3,5 14,0 10,7 5,8 16,5 ... 16,0 13,0 2,9 4,5 11.1 10,4 24,3 0 132,7

Система получения изображений позволит наблюдать астероид и ядро, кому и хвост кометы. Система состоит из широкоугольной и узкоугольной ПЗС-камер, дающих изображение в диапазоне 200 — 1100 нм. Камеры имеют соответственно 14 и 22 спектральных фильтра. Пространственное разрешение узкоугольной камеры составляет 80 см на расстоянии 50 км.

Рис. 1

Картирующий спектрометр видимого и ИК диапазона подобен тому, который будет установлен на КА Mars Observer. Он позволит получать изображения в 320 спектральных интервалах в диапазоне 0,35—5,1 мкм. Мгновенное поле зрения имеет поперечник 0,5 мрад, что соответствует 25 м на расстоянии 50 км.

Пенетратор/посадочный аппарат длиной 1,5 м имеет собственный ракетный двигатель и разгоняется им до скорости 40 м/с. Форма пенетратора рассчитана па широкий диапазон прочности вещества на поверхности ядра кометы: от твердого льда до рыхлого снега. Он имеет собственный набор исследовательской аппаратуры, куда входят:

1) 6 акселерометров с чувствительностью 0,01g;

2) 3 температурных зонда с чувствительностью 0,1К и активные нагревательные элементы для экспериментов по теплопроводности;

3) Гамма-спектрометр диапазона 0,4 —10 МэВ;

4) Дифференциальный сканирующий калориметр для температур -150 — +800°С;

5) Газохроматографичесная колонка для анализа газа, выделяемого калориметром.

Анализатор кометного вещества (ФРГ) позволит исследовать элементный, изотопный и химический состав кометной пыли и газа. Имеет два диапазона атомных масс: 1 — 350 и 1 — 3000 с разрешением по массе Z/ΔZ > 3000 у Z = 13 и > 13000 у Z = 350. Предусмотрена регистрация положительных и отрицательных ионов. Имеются режимы работы по измерению состава пыли, газа и тепловых ионов.

Эксперимент по исследованию кометного льда и пыли предназначен для исследования элементного и изотопного состава пыли и льда с возможностью отождествления сложных органических молекул. Оборудование включает коллекторы пыли и льда, рентгеновский флуоресцентный спектрометр и пиролитическую печь, питающую газовый хроматограф с тремя колонками для легких молекул и тяжелых органических молекул.

Сканирующий электронный микроскоп и анализатор частиц позволит получить данные о физической структуре и элементном составе отдельных зерен пыли. Прибор представляет собою миниатюрный электронный микроскоп в комбинации с рентгеновским спектрометром и может получать изображения отдельных зерен с разрешением 0,04 мкм и карты состава с пространственным разрешением 1 мкм и точностью 3—10% для элементов с Z > 11 при их содержании > 0,2% в зерне размером 1 мкм.

Система получения изображений и ИК аппаратура размещены на высокоточной сканирующей платформе, имеющей точность управления 2 мрад и точность привязки к инерциальной системе координат — 1 мрад. Максимальная скорость сканирования 8,7 мрад/с. Сканирующая платформа низкой точности обеспечивает точность наведения 1° с максимальной скоростью сканирования 1°/с.

Подробное описание полета к комете Темпеля 2 содержится в [5]. Основные этапы траектории приведены на рис. 1, где обозначено: 1 — запуск, февраль 1993 г.; 2 — пролет Венеры, август 1993 г.; 3 — пролет Земли, июнь 1994 г.; 4 — пролет астероида Hestia, январь 1995 г.; 5 — орбита кометы Темпеля 2; 6 — приближение и первоначальное изучение; 7 — научные исследования вблизи ядра; 8 — фаза доставки пенетратора; 9 — фаза перигелия; 10 — выход в хвост кометы; 11 — конец исследований; 12 — точка весеннего равноденствия. Запуск КА производится РН Titan IV/Centaur G. Для выхода на траекторию полета к комете КА совершает гравитационные маневры в поле Венеры и Земли. Месяц спустя после пролета Земли выполняется значительная коррекция траектории. Еще одна большая коррекция траектории выполняется после пролета астероида Hestia. Встреча с кометой произойдет за 1036 дней до ее перигелия. Номинальный конец исследований — 31 декабря 1999 г. (через 114 дней после перигелия). Полная величина приращения скорости (ΔV) после запуска составляет 4,0 км/с, из которых 240 м/с отводится на фазу исследований кометы.

Минимальная дистанция и скорость пролета астероида составит соответственно 11000 км и 11,4 км/с. Угол Солнце-астероид-КА до и после пролета составит 20 и 160° соответственно. Планируется получить свыше 1000 снимков. Скорость передачи данных при пролете астероида будут достигать 57,6 кбит/с.

Исследования кометы Темпеля 2, являющиеся основной задачей полета, содержит несколько фаз.

Фаза обнаружения и приближение к комете имеет целью обнаружение кометы с борта КА по целеуказаниям с Земли и приближение к ней на безопасное расстояние, позволяющее начать последующие фазы. Для уточнения эфемерид кометы понадобятся наблюдения ее в телескопы в течение нескольких месяцев, предшествующих встрече КА с кометой. Это позволит уменьшить эллипсоид неопределенности положения кометы, до размеров 5000 — 9000 км. Первоначально планируется вывести КА к комете со стороны Солнца на расстояние 200000 км, чтобы исключить возможность столкновения с обломками до того, как разность скоростей КA и кометы будет погашена. После обнаружения кометы с КА он будет подведен на расстояние 5000 км с солнечной стороны.

Фаза первоначального изучения и пролеты ядра. Продолжительностью пролета — 100 дней, начало — за 961 день до перигелия. Предусматривается поэтапное уменьшение дистанции до ядра кометы. Основная задача в начале этой фазы исследований — поиск обломков и пыли в окрестности ядра, определение общих характеристик ядра, размеры, форма, период и направление оси вращения. Затем предусматривается несколько пролетов ядра на расстояниях от 70 до 30 км. Это позволит получить первые оценки массы ядра с точностью 10 -20%. Выполнение этой и последующих фаз исследований зависит оттого, каковы реальные условия в окрестности ядра кометы.

Фаза исследований вблизи ядра. Продолжительность — 560 дней. Планируется вывод КА на орбиту с периодом 2 недели и большой полуосью около 70 км. Эксцентриситет и наклонение выбираются и в последующем изменяются чтобы обеспечить оптимальные условия картографирования ядра. После 2 витков масса ядра будет уточнена с погрешностью 0,5%. С помощью узкоугольной камеры производится съемка избранных участков поверхности и выбирается место доставки пенетратора. Величина ΔV при маневрах вблизи ядра очень мала, порядка нескольких десятков см/с.

Фаза доставки пенетратора/посадочного аппарата. Продолжительность — 10 дней во время фазы исследований вблизи ядра. Планируется перевод КА на орбиту с апоцентром 30 км и перицентром ~9 км, сброс пенетратора и возвращение КА на орбиту с удалением 70 км. Указанная длительность фазы, в течение которой будет приниматься информация с пенетратора, определяется емкостью его батарей.

Фаза перигелия. Планируемое начало — за 300 дней до прохождения перигелия, однако в ходе предыдущих фаз могут быть внесены коррективы. Эта фаза разделена на этапы сбора пыли, наблюдений комы и выходов в хвост кометы. К задачам этой фазы относятся:

— наблюдения комы и хвоста, их роста и активности;

— периодические приближения к ядру для сбора пыли;

— наблюдения выбросов в ядре;

— повторные входы в кому для изучения плазмы и ее взаимодействие с солнечным ветром.

Затраты ΔV на типичный сценарий составляют здесь ~30 м/с.

Выход в хвост кометы планируемся после прохождения перигелия. Один из сценариев предусматривает начало через 20 дней после перигелия и продолжительность 80 дней, в течение которых КА удалится на 60000 км от ядра кометы в антисолнечном направлении и возвратится к нему. На это потребуется ΔV — 120 м/с.

Реальные траектории КА при исследованиях вблизи перигелия будут определяться требованиями экспериментаторов, запасами топлива и реальными условиями в окрестности кометы. После выхода в хвост кометы КА будет размещен на дистанции 5000 км от ядра кометы и останется там до номинального конца исследований 31.12.99.

Космический аппарат CRAF. Схематическое представление конструкции КА дано на рис. 2, где обозначено: 1 — малонаправленная антенна; 2 — узконаправленная антенна; 3 — солнечная батарея; 4 — радиоизотопный термоэлектрический генератор; 5 — высокоточная сканирующая платформа; 6 — отсек электроники; 7 — главный ракетный двигатель; 8 — двигательный модуль (ФРГ); 9 — пенетратор/посадочный аппарат; 10 — сканирующая платформа низкой точности.

Рис.2

Подробное описание КА CRAF содержится в [6]. Основные подсистемы КА перечислены в табл. 3.

Таблица 3

Наименование	Масса, кг
Конструкция КА Антенны Радиочастотная подсистема Цифровой магнитофон Подсистема электропитания и пиротехники Подсистема команд и сбора данных Подсистема управления ориентацией Кабели Двигательный отсек (без топлива) Подсистема терморегулирования Подсистема механических устройств Научные приборы	176,2 6,5 27,9 8,9 104,3 20,0 78,4 60,0 408,9 76,0 32,5 181,0

Ниже приведено краткое описание некоторых из них.

Радиочастотная подсистема [7]. Линия связи рассчитана на работу в Х-диапазоне с использованием конвертера частоты от X— к S —диапазону, заимствованного из конструкции КА Magellan. Предусмотрено использование ряда разработок из проектов Mars Observer и Galileo. Узконаправленная антенна диаметром 1,47 м заимствована от КА Viking. Выходная мощность передатчика составляет 5,6 Вт.

Цифровой магнитофон заимствован из проекта Galileo. Ею максимальная скорость записи составляет 806,4 кбит/с, но из соображений стоимости она снижена до 403,2 кбит/с. Это максимальная скорость, необходимая для записи ТВ изображений. Имеется 5 скоростей считывания. Максимальная — 100,8 кбит/с.

Подсистема электропитания и пиротехники. В сети КА используется постоянный ток напряжением 30 В. Вариант с использованием переменного тока 20 кГц/50В был отвергнут из-за меньшей надежности, повышенного уровня создаваемых помех и более высокой стоимости. Система имеет 3 источника энергии: 1) радиоизотопный термоэлектрический генератор (PTI), заимствованный из ЗИП КА Galileo/Ulysses; 2) солнечная батарея (площадь около 10 м²) с переключением с последовательного соединения на параллельное с измерением

Puc. 3

Подсистема команд и сбора данных основана на разработках для КА Galileo и Voyager. В прототипе используется микропроцессор 80С86, который будет заменен на микросхему SA 3300.

Подсистема управления ориентацией является трехосной, в отличие от системы с двойным вращением КА Galileo. Звездный датчик ASTROSI (прототип) устанавливается на высокоточной сканирующей платформе. Там же находится блок FORS/Fiber Optics Rotation Sensor), выполняющий роль гироплатформы, но не имеющий механически движущихся частей. Будет использован солнечный датчик типа Adcole. Сигналы управления, вырабатываемые подсистемой, подаются на кардановые подвесы (заимствованы с орбитального отсека КА Viking) главного ракетного двигателя с тягой 445 H; а также на 8 микродвигателей системы ориентации (ФРГ) с тягой 0,2 H каждый. Микродвигатели установлены по периметру солнечной батареи и на отдельной конструкции снизу КА.

Подсистема терморегулирования. Источниками тепла являются РТГ, а также радиоизотопные и электрические нагреватели. Вырабатываемое ими тепло по тепловым контурам подается к научным приборам и инженерным подсистемам. Сток тепла регулируется жалюзи и теплоизоляционным покрытием. Для защиты критических узлов КА от солнечных лучей при малых удалениях от Солнца (внутри орбиты Земли) служат отдельные солнечные зонтики. Весь КА прикрыт радиопрозрачным зонтом.

Все штанги, выдвижные приборные стрелы КА находятся в сложенном состоянии в канистрах, сбрасываемых после старта. Вид КA CRAF передстартом показан на рис. 4.

Рис. 4

Система управления полетом CRAF детально описана в [ 8 ]. Ее структура основана на опыте подготовки полетов КА Voyager и КА Galileo, Система будет иметь централизованную базу данных проекта с обработкой, распределенной по группам экспериментаторов, Часть персонала системы управления, куда входят специалисты, непосредственно относящиеся к целям полета CRAF, работает с 8 до 17 часов, 5 дней в неделю. Другая часть персонала системы относится к службам обеспечения летных проектов ЛРД и слежения/приема данных, работа которых ведется непрерывно.

Каждая группа экспериментаторов будет иметь в ЛРД свое рабочее место и свою линию связи. Рабочее место даст возможность планировать наблюдения и передавать данные, а линия связи позволит контролировать состояние каждого прибора и вести обработку данных в том институте, где находится соответствующая группа исследователей.

Проект Cassini является вторым из проектов, рекомендованных для многоцелевого КА Mariner Mark II [1 ]. США поставляет сам КА, а Европейское космическое агентство (ESAJ представляет зонд для посадки на Титан, спутник Сатурна. Научные задачи изложены в [9,10] и приводятся ниже.

Рис. 5
Титан

1. Определить содержания атмосферных составляющих (включая все благородные газы); установить изотопные соотношения для основных элементов; получить ограничения на сценарии образования и эволюции Титана и его атмосферы.

2. Определить вертикальные и горизонтальные распределения малых газовых составляющих; поиск более сложных органических молекул; исследовать источники энергии для атмосферного химизма.

3. Измерить поля ветра и температуры; исследовать физику облаков, общую циркуляцию и сезонные эффекты в атмосфере Титана,

4. Определить физическое состояние и состав поверхности; получить данные о внутренней структуре Титана.

5. Исследовать верхнюю атмосферу, ее ионизацию и ее роль, как источника нейтрального и ионизованною вещества для магнитосферы Сатурна.

1. Определить поле температуры, свойства облаков и состав атмосферы Сатурна.

2. Измерить поле ветра для проверки теорий атмосферной динамики и общей циркуляции.

3. Получить данные о внутренней структуре и вращении глубокой атмосферы.

4. Исследовать суточные вариации ионосферы Сатурна и влияние на нее магнитосферы.

5. Обеспечить наблюдательные ограничения (изотопные отношения, поток тепла и т.д.) на сценарии образования и эволюции Сатурна.

1. Исследовать конфигурацию и определить состав колец, включая распределение частиц по размерам.

2. Исследовать динамические процессы, ответственные за структуру колец (вязкостные, гравитационные и электромагнитные).

3. Исследовать взаимосвязи колец и спутников, включая спутники, погруженные в кольца.

4. Исследовать пыль и микрометеориты в окрестности колец.

5. Исследовать обмен веществом между ионосферой и кольцами, а также соответствующие процессы связи.

1. Определить общие характеристики и геологические истории спутников.

2. Определить внешние и внутренние механизмы изменения коры и поверхности.

3. Исследовать состав и распределение вещества поверхности.

4. Получить ограничения на общий состав спутников.

5. Исследовать взаимодействие спутников с магнитосферой и кольцами и возможные инжекции газа в магнитосферу.

Puc. 6



Рис . 7



Рис.8



Рис.9

Магнитосфера Сатурна

1. Определить конфигурацию приближенно (несимметричного магнитного поля и его связь с модуляцией радиоизлучения Сатурна в километровом диапазоне.

2. Определить системы токов, состав, источники и стоки заряженных частиц магнитосферы.

3. Исследовать динамику магнитосферы Сатурна и ее взаимодействие с солнечным ветром, спутниками и кольцами.

4. Исследовать эффект взаимодействия Титана с солнечным ветром и магнитосферной плазмой.

5. Исследовать взаимодействия атмосферы и экзосферы Титана с окружающей плазмой.

Траектории КА Cassini к Сатурну [11] при вариантах запуска в 1995 и 1996 гг. показаны на рис. 5, 6, где обозначено: 1 — запуск; 2 — пролет мимо Земли; 3 — возможность пролета астероидов; 4 — пролет мимо Юпитера; 5 — прибытие к Сатурну.

КА выводится на высокоэллиптическую орбиту вокруг Сатурна с начальным периодом обращения около 100 дней. На первом витке происходит отделение и посадка зонда для исследования Титана. Основные маневры на орбите показаны на рис. 7, где обозначено: 1 — вывод на орбиту вокруг Сатурна, 0 дней; 2 — маневр подъема перицентра, вывод + 48 дней; 3 — отделение за 11 дней до посадки на Титан; 4 — маневр отклонения орбиты за 10 дней до посадки на Титан; 5 — ввод зонда в атмосферу Титана, вывод + 97 дней.

Пролет КА Cassini мимо Титана и посадка зонда на Титан показаны на рис. 8, где обозначено: 1 — потеря сигнала; 2 — максимальное сближение с Титаном; 3 — затмение Земли; 4 — солнечное затмение; 5 — вход зонда, h — 1000 км; 6 — раскрытие вытяжного парашюта; 7 — открытие входных крышек приборов; 8 — метановые облака; 9 — посадка зонда на поверхность; 10 — проведение исследований на поверхности.

Рис . 10

При отделении зонда он стабилизируется осевым вращением. Скорость яри входе в атмосферу составляет около 7 км/с. По снижении скорости до 180 км/час сбрасывается тормозной экран и, после раскрытия главного парашюта, начинается 3-часовой спуск в атмосфере Титана. Информация с зонда передается на КА Cassini.

После посадки зонда на Титан начинается длительный период исследования Сатурна и ею системы спутников. Отдельные витки КА Cassini вокруг Сатурна показаны на рис. 9, где обозначено: 1 — орбита Титана; 2 — направление на Солнце; 3 — четырехлетняя номинальная траектория облета; 4 — 30— 40 витков и пролетов мимо Титана; 5 — пролеты мимо большинства спутников; 6 — экваториальная и наклонные орбиты (включая полярную).

Планируется, что облет начнется с экваториальных витков и будет закончен околополярными. Для изменения орбиты КА используется гравитационное поле Титана, близкие пролеты мимо которого позволяет провести радиолокационное картографирование ее поверхности. Проекции траектории КА на поверхность Титана при пролетах на различных витка? показаны на рис.10, где: 1 — западная долгота; 2 — широта.

Рис. 11

Конструкция КА Cassini приведена на рис. 11 (в скобках дано название КА, откуда заимствована конструкция), где обозначено: 1 — узконаправленная антенна (Voyager); 2 — микродвигатели системы ориентации; 3 — высокоточная сканирующая платформа (7 приборов); 4 — топливный бак системы ориентации; 5 — двигательный модуль (CRAF); 6 — антенна ретрансляции к зонду; 7 — поворотный стол (4 прибора); 8 — отсек электроники (Galileo); 9 — радиоизотопные термоэлектрические генераторы (2, Galileo); 10 — 7,5 м-штанга (Galileo); 11 — внутренний магнитометр; 12 — антенна для наблюдения плазменных волн; 13 — внешний магнитометр. Основные изменения в базовой конструкции КА CRAF перечислены ниже.

Солнечная батарея заменена на дополнительный РТГ. Антенна, заимствованная с КА Viking, заменена на антенну от КА Voyager. 4 бака двигательного модуля заменены на 2 более крупных бака, и на освободившиеся места установлены зонд для исследования Титана и, с противоположной стороны, антенна для связи с ним. Высокоточная поворотная платформа будет переконструирована для большего числа приборов. Сканирующая платформа малой точности будет заменена на поворотный стол, позволяющий производить обзор почти всей сферы. Установлена дополнительная малая сканирующая платформа, ориентирующая агрономические приборы в направлении набегающего потока. В связи с возросшим ожидаемым объемом данных, устанавливается второй магнитофон (Galileo). В этой же связи изучается возможность перехода на связь в Ка—диапазоне (32 ГГц). Если в 1990 г. результаты разработок в Ка—диапазоне не обеспечат требуемую надежность, то запасным вариантом будет использование 2 твердотельных усилителей (CRAF) с ВЧ-выходом по 10 Вт каждый, подключаемых параллельно к узконаправленной антенне.

Подробное описание зонда для Титана, имеющею массу 192 кг, дано в [12].

Рис.12

Научная аппаратура, устанавливаемая на КА Cassini, включает 19 приборов, устанавливаемых на орбитальном аппарате, и 9 приборов на посадочном зонде.

Описание проекта CNSR, возможные концепции КА, научные программа и аппаратура описаны в [13]. NASA и ESA образовали: объединенную научную рабочую группу для изучения концепции проекта.

Для изучения был выбран полет к комете Finlay. Предполагается, что будет использована перспективная тяжелая РН со ступенью Centaur G, что позволяет нести полезную нагрузку массой 7500 кг. Запуск планируется в ноябре 2000 г. Маневр в гравитационном пале Земли в сентябре 2002 г. позволит достичь кометы Finlay в январе 2007 г. КА получит образец вещества ядра кометы и отправится к Земле в апреле 2007 г., куда он прибудет в сентябре 2008 г.

Конструкция КА изображена на рис. 12, где обозначено: 1 — посадочный модуль; 2 — капсула, возвращаемая на Землю; 3 — электронный отсек; 4 — магнитометр; 5 — ретрансляционная антенна; 6 — баки с двухкомпонентным топливом; 7 — главный двигатель; 8 — узконаправленная антенна; 9 — связки микродвигателей системы ориентации; 10 — электронный отсек; 11 — радиоизотопный термоэлектрический генератор; 12 — аппарат, возвращаемый к Земле; 13 — гибкая сворачиваемая солнечная батарея; 14 — бурильно-заборное устройство; 15 — посадочные опоры.

Материнский КА (МКА) доставляет дочерний КА (ДКА) к комете и обеспечивает выбор места посадки. Затем ДКА отделяется, оставляя МКА функционирующим на орбите. Используя МКА в качестве ретранслятора, ДКА совершает посадку на поверхность ядра пометы, забирает образец вещества и размещает его в аппарате, возвращаемом к Земле, который затем покидает комету, оставляя ДКА на комете. Образец размещается в капсуле, подобной спускаемому аппарату пилотируемого КA Apollo.

E.A. Устинов