![]() | Краткое описание проекта экспедиции автоматического космического аппарата к Марсу |
![]() |
СХЕМА ЭКСПЕДИЦИИ Оглавление
Экспедиция осуществляется при помощи одного космического аппарата (КА) и включает следующие этапы:
Выведение космического аппарата на траекторию полета к Марсу осуществляется с космодрома Байконур при помощи 4-ступенчатой ракеты-носителя ПРОТОН и автономной двигательной установки (АДУ) космического аппарата. Ракета-носитель (РН) и разгонный блок (РБ) при первом включении выводят связку РБ-КА на опорную круговую орбиту ИСЗ высотой 165 км и наклонением 51,60. В конце первого витка опорной орбиты вторично включается двигательная установка РБ, которая работает до набора заданной характеристической скорости, несколько меньшей, чем это необходимо для полета к Марсу. Затем производится отделение РБ и включается АДУ КА для набора недостающей скорости разгона. Головной обтекатель сбрасывается на 185 с полета. ![]() Остро- и средне-направленные антенны (ОНА и СНА) КА раскрываются между включениями ДУ РБ. Панели солнечных батарей, штанги и поворотная платформа ПАИС с научной аппаратурой развертываются после окончания доразгона на АДУ КА. Величина характеристической скорости при первом запуске РБ составляет 363 м/с. Для разгона КА с опорной орбиты на траекторию перелета к Марсу требуется характеристическая скорость 3725 м/с, из них на двигательной установке РБ должен быть набран импульс 3150 м/с, а на АДУ КА - оставшиеся 575 м/с (возможно некоторое перераспределение номинальных импульсов с сохранением их суммарной величины). В процессе выведения система управления КА производит расчет параметров движения РН и на основе решения навигационной задачи автономно корректирует углы РБ при втором включении, время включения и величину характеристической скорости, вырабатываемой АДУ КА при доразгоне. ПЕРЕЛЕТ ЗЕМЛЯ-МАРСВ начало разделаПерелет Земля - Марс осуществляется по гелиоцентрической траектории 2-го полувитка (угловая дальность перелета более 180°). Старт с Земли планировался на 16 ноября 1996 г. (резерв - 17 ноября 1997 г.); подлет к Марсу, ориентировочно, на 12 сентября 1997 г. Длительность перелета составит примерно 10 месяцев. На трассе перелета предусмотрено проведение двух коррекций (на 5-10 сутки полета и за месяц до подлета к Марсу) с суммарным импульсом 35 м/с. Для расчета заправки импульс первой коррекции принят равным 15 м/с, второй- 20 м/с. СХЕМА ПЕРЕЛЕТА ЗЕМЛЯ-МАРС ![]() Коррекции проводятся по результатам наземных радиотехнических измерений. Для проведения 2-й коррекции и увода КА используются также интерферометрические измерения с привлечением станций DSN США. Для контроля и уточнения эфемерид Марса в ходе полета проводится радиолокация внутренних планет. Параметры подлетной траектории и время подлета к Марсу выбираются из условия, чтобы десантируемые с нее МС произвели посадку в выбранные районы. Отклонения этой траектории от расчетной не превысят по координатам ±1100 км, а по времени прилета к Марсу ±7 мин. Точность знания траекторных параметров к моменту десантирования МС должна быть не хуже ±150 км по координатам и ±1 мин по времени. ДЕСАНТИРОВАНИЕ МАЛЫХ СТАНЦИЙ И УВОД ОА_В начало разделаЗа 5 сут. до подлета к Марсу производится отстрел двух МС, после чего ОА уводится на другую пролетную траекторию, обеспечивающую выход на выбранную орбиту ИСМ. Десантирование и увод в качестве резервного варианта можно провести также и за 4 суток до подлета. Увод проводится в одном сеансе с десантированием и совмещается с 3-й коррекцией, характеристическая скорость КА не превысит 35 м/с. ![]() Отделение МС от ОА производится путем отстрела в требуемом направлении при помощи специального пневмомеханизма, исключающего выход использованного газа в космос и появление по этой причине дополнительных возмущений. Угол входа МС в атмосферу составляет 10,5-20,5°, дальность полета в атмосфере соответственно 550-250 км. Номинальный угол входа 16,3° и дальность полета в атмосфере 315 км. Скорость входа без учета вращения Марса не превысит 5,75 км/с. Посадка МС производится через 5 (4) суток после отделения от КА в северном полушарии Марса на его освещенной стороне. Первый сеанс связи ОА с МС может состояться через 7-28 суток после их посадки. Точки посадки МС могут выбираться в диапазоне от 0 до 45° с.ш. Однако они должны быть выбраны таким образом, чтобы трасса рабочей орбиты ИСМ (имеющей наклонение ~106°) проходила на достаточно близком расстоянии от каждой из точек, и на одном витке можно было провести сеанс связи с любой из МС. С учетом этого разность широт точек посадки двух МС не должна превышать 10° вблизи экватора и ~5° в области средних широт. С учетом того, что хотя бы с одной МС связь будет производиться при помощи запускаемого в 1996 году американского КА "Марс Глобал Сервейер", малые станции могут быть разнесены по широте на угол до 30-40°. При подлете к Марсу 12 сентября 1997 г и включении сеанса торможения в условиях совместной видимости из наземных пунктов Евпатории и Уссурийска посадка МС производится в район долины Аркадия. Отклонение координат точек посадки МС от расчетных значений могут достигать ±10° вдоль траектории спуска и ±2° поперек. Азимут направления полета МС при спуске в атмосфере может составлять 115-145°. После отделения МС ОА уводится на пролетную траекторию, обеспечивающую последующий выход на заданную орбиту ИСМ. ФОРМИРОВАНИЕ РАБОЧЕЙ ОРБИТЫ ИСМ и ДЕСАНТИРОВАНИЕ ПНВ начало разделаВ районе перицентра подлетной гиперболы включается АДУ и КА переходит на начальную орбиту ИСМ (НО) с расчетными параметрами:
Величина характеристической скорости торможения составляет 1020 м/с. В дальнейшем высота перицентра рабочей орбиты при помощи коррекции будет доведена до 300 км, такая же или меньшая высота перицентра необходима для десантирования ПН. ![]() Разброс по высоте перицентра может достигать ±200 км, а ошибка в периоде обращения ±8.5 ч. В этом случае будет проведена дополнительная коррекция, в результате которой высота перицентра приводит к номинальной (300 км). Это (или меньшее) значение высоты перицентра необходимо для обеспечения посадки пенетраторов. С учетом необходимости проведения еще двух коррекций десантирование ПН может осуществляться в широком диапазоне времен: с 7 по 28 сут. полета по орбите в зависимости от ее конкретной реализации. Оба ПН могут десантироваться в одном сеансе или порознь с интервалом в ~2 сут. Сброс ПН производится из района апоцентра рабочей орбиты примерно за 20-22 ч Угол входа ПН в атмосферу составляет 9-13°, дальность полета в атмосфере 380-530 км при номинале 430 км, скорость входа без учета вращения Марса не превысит 4,9 км/с. Отклонение точки посадки ПН от расчетной может достигать ±4° вдоль трассы спуска и ±1° в поперечном направлении. Для десантирования пенетратора КА будут проведены следующие операции:
Если в одном сеансе десантируются оба ПН, то указанный импульс выдается только один раз после отделения второго ПН. Предполагается, что один из ПН будет садиться в район, близкий по долготам к местам посадки МС, а другой - на значительном удалении от первого. В большинстве случаев точки посадки двух ПН могут быть разнесены по долготе на угол порядка 90°, хотя для некоторых реализаций начальной орбиты (в условиях дефицита времени до наступления пылевых бурь) может возникнуть необходимость десантировать оба ПН в одном сеансе и в один район, причем в любой из двух указанных выше. В таком случае ПН можно будет разнести по долготе всего на 5-6°. Сразу же после посадки ПН имеет возможность провести примерно 3-минутный (уточняется) сеанс связи с ОА, в дальнейшем сеансы могут проводиться с частотой один раз в 7 сут. Длительность каждого сеанса в номинальном случае составит ~5-6 мин. Необходимость проведения на одном витке сеансов связи также с МС может вынудить пойти на сокращение указанного времени. Для сохранения условий связи, которые могут ухудшаться из-за естественной эволюции орбиты и из-за наличия отклонений в периоде обращения, примерно раз в месяц предполагается проводить малые (до 1-2 м/с) коррекции на ДМТ. Предельные отклонения периода рабочей орбиты от номинального значения могут достигать:
Соответствующий сдвиг трассы спутника по долготе через каждые 4 витка по отношению к номинальному может достигать ±7,6 и ±1,8° или ±450 и ±110 км. После проведения серии сеансов связи с посадочными аппаратами, примерно на 50-90 сут полета по орбите (после выхода ее перицентра на освещенную сторону Марса) начинается выполнение основной программы научных исследований с орбиты, включающей телевизионную съемку Марса, а также - по мере появления соответствующих условий (вхождение ОА в зону видимости находящихся на поверхности Марса ДА при дальности менее 3-6 тыс.км) - сеансы связи с МС и ПН, которые непосредственно с Землей связи не имеют. Началу исследований с орбиты могут предшествовать 2 коррекции на ДМТ. По условиям освещенности Марса телевизионная съемка может быть начата не ранее 90-х сут полета по орбите. Период обращения рабочей орбиты (из-за навигационных ошибок или специально) будет отличаться от синхронного - 7/4 периода суточного вращения Марса - на величину порядка 1-2 мин, вследствие чего каждая пятая трасса ОА будет сдвигаться по отношению к первой примерно на 1°, что позволит монотонно наращивать площадь исследуемых четырех районов планеты. Вместе с тем это же обстоятельство приведет к ухудшению условий связи с десантными аппаратами, вплоть до ее прекращения. После десантирования второго ПН производится отделение АДУ, а затем приведение в рабочее состояние комплекса научной аппаратуры АРГУС и выдвижение длинномерных антенн РЛК. Время активного существования КА после выхода на орбиту ИСМ, а также ПН и МС штатно составляет один земной год. Для поддержания элементов рабочей орбиты в период активного существования ОА в заданных пределах предусмотрено проведение 6 коррекций на ДМТ. Суммарный импульс всех коррекций на ДМТ после отделения АДУ составляет 45 м/с. Всего на ДМТ может проводиться до 12 коррекций. Перед проведением коррекций на ДМТ длинномерные антенны убираются, а после завершения коррекции выдвигаются вновь. ![]() В качестве рабочей выбрана орбита со следующими начальными параметрами:В начало раздела
УСЛОВИЯ РАБОТЫ НА ОРБИТЕ ИСМВ начало раздела Основные исследования на орбите ИСМ проводятся в области ее перицентра. Движение КА в этой области в начальный период полета по орбите ИСМ происходит с севера на юг. ![]() На орбите ИСМ будут иметь место заходы КА в тень Марса от Солнца, Земли и Канопуса. В качестве технических ограничений при окончательном выборе орбит и разработке циклограмм принято, что макcимальная длительность заходов не превысит для Земли и Солнца 100 мин и для Канопуса 50 мин. При этом заходы Солнца и Земли имеют периодический характер, а заходы Канопуса постоянный, т.е. они имеются на каждом витке в течение всего времени пребывания на орбите. Длительность видимости Марса из наземных пунктов в Евпатории и Уссурийске составляет 8,0 и 8,1 ч соответственно во время прибытия КА к Марсу. Через два месяца работы на орбитах Марса эти величины примут значения 6,5 - 6.8 ч На дату прилета к Марсу расстояние Земля - Марс составляет ~253 млн.км, угол Солнце - КА - Земля равен ~36,4°. Прилет происходит за 1 сут до осеннего равноденствия на Марсе, поэтому основной период экспедиции приходится на марсианскую зиму в северном полушарии. Время прохождения Марсом своего перигелия в период экспедиции приходится на 7 января 1998 г. Соответственно, возможное начало сезона пылевых бурь прогнозируется по разным данным на 29 сентября 1997 г. либо на 10 октября 1997 г., а его окончание на 17 апреля 1998 г. В мае 1998 г. (на 8-м месяце полета по орбите ИСМ) при расстоянии от Земли 372 млн.км происходит заход Марса и ОА за Солнце. С 1 по 26 мая угол Солнце - Марс - Земля имеет значения менее 2°, а с 8 по 20 мая менее 1°, наименьшее значение указанного угла (13-14 мая) составляет 0,1°. Во время полета по орбите ИСМ возможна ситуация, когда траектория КА пересекает орбиту Фобоса, и с помощью специальных коррекций можно организовать пролет на близком (менее 100 км) расстоянии от этого естественного спутника Марса с относительной скоростью ~ 3 км/с. Конкретное время сближения существенно зависит от параметров рабочей орбиты и будет определено позднее. После завершения основной части программы исследований может быть выполнена специальная программа по уменьшению периода орбиты с 43 до 8-10 ч с помощью аэродинамического торможения в течение 2-3 месяцев. Наибольшее расстояние от Земли до КА в период экспедиции (в конце июня 1998 г.) не превысит 380 млн.км. |
Старт с Земли | 16 ноября 1996 | |
Длительность перелета Земля - Марс | 10 месяцев | |
Прилет к Марсу | 12 сентября 1997 | |
Характеристическая скорость разгона с орбиты ИСЗ, м/с: - в т.ч. на блоке Д - на АДУ |
3725 3150 575 | |
Суммарная характеристическая скорость 2-х коррекций на перелете | 35 м/c | |
Интервал от сброса МС до выхода на орбиту ИСМ | 5-4 сут | |
Скорость отстрела МС от ОА, не менее | 10 м/с | |
Скорость увода ОА после сброса МС | 35 м/с | |
Возможные широты точек посадки МС | 10-45° с.ш. | |
Допустимое разнесение точек посадки МС по широте | 5-10° | |
Возможное время проведения первого сеанса связи МС-ОА, отсчитываемое от момента посадки МС | 7-28 сут | |
Номинальная широта точки посадки ПН | ~37° с.ш. | |
Интервал от выхода на орбиту ИСМ до десантирования ПН | 7-28 сут | |
Запас скор. для провед. коррекций перед сбросом ПН, м/с: - для фазирования - для уменьшения высоты перицентра - для синхронизации |
10 15 35 | |
Располагаемая характеристическая скорость РДТТ ПН | >23 м/с | |
Время полета ПН от отделения до входа в атмосферу | 20-22 ч | |
Наклонение орбиты ИСМ к ареоэкватору | 106.4 | |
Начальная широта перицентра | 26° | |
Высота перицентра рабочей орбиты | 300 км | |
Скорость торможения для выхода на 43,1-час. орбиту ИСМ | 1020 м/c | |
Запас скорости для коррекций после cброса АДУ | 45 м/с | |
Общее число коррекций на ДМТ - в т.ч. после сброса АДУ |
10-15 6 | |
Расчетное время работы на орбите ИСМ, длительность активного существования ПН и МС | 1 год |
На дату прилета к Марсу: | |
- расстояние Солнце-Марс | 220 млн. км |
- расстояние Земля-Марс | 255 млн. км |
- угол Солнце-Марс-Земля | 36° |
- угол Солнце-Марс-Канопус | 78° |
- склонение вектора подлетной скорости к экватору Марса | -27° |
- долгота вектора подлетной скорости (от подсолн. мерид.) | 98° |
- склонение Солнца к экватору Марса | 0,3° |
- длит. 7-градусной зоны видимости из Евпатории (Уссурийска) | 5,4 ч |
- длительность 7-градусной зоны видимости из Москвы | 8,0 ч |
- Период захода за Солнце (угол Солнце-Марс-Земля <1°) | 8-19 мая 1998 |
- Минимальное значение угла Солнце-Марс-Земля | 0,1° |
- Период максимальных расстояний до КА | 17/05-16/07/98 |
- Максимальное расстояние от Земли до КА | 380 млн. км |
Начало раздела | Начало описания | ![]() |