12.3. Платформа «Mariner Mk-2»В 1982 году NASA рассматривала проблему удешевления разработок АМС. В качестве одного из средств снижения стоимости при создания новых АМС было предложено максимально использовать ранее выполненные разработки. Так, для исследования планет за пределами орбиты Марса было предложено создавать АМС на базе конструкции АМС «Mariner», но с использованием новых разработок. Этот проект получил общее наименование «Mariner Mk-2», которое уже использовалось в конце 1960-х годов в форме «Mariner Mark II».
С помощью АМС типа «Mariner Mark II» предлагалось решать следующие задачи:
- исследование комет при пролете на близком расстоянии;
- доставка к Земле образцов вещества кометы;
- исследование астероидов;
- исследование Сатурна с орбиты спутника;
- исследования снешних планет с пролетной траектории с доставкой атмосферных зондов.
АМС «Mariner Mk-2» имеет блочную конструкцию, благодаря чему легко перестраивается под конкретные задачи. Так, отражатель остронаправленной антенны может быть установлен нужного диаметра, диктуемого задачами полета. В качестве источника энергии могут быть применены как радиоизотопная установка, так и солнечные батареи. Двигательная установка обеспечивает как коррекцию траектории, так и ориентацию АМС. Потребный запас топлива обеспечивается путем установки топливных баков нужного объема.
Запуск АМС рассчитывался на МТКК Space Shuttle с разгонным блоком Centaur. Бортовая ДУ должна обеспечивать приращение характеристической скорости до 3 км/с. Планируется, что АМС сможет работать в течение периода от 8 до 12 лет. Связь с Землей номинально должна обеспечиваться на удалении до 11 а.е. (при полете к Нептуну - до 30 а.е.).
На платформе «Mariner Mk-2» во второй половине 1980-х годов проектировались АМС Mariner Mk-2A «CRAF», Mariner Mk-2 «Cassini» и Mariner Mk-2C (по программе «CNSR»).
12.4. Программа «Planetary Observer»
Программа «Planetary Observer», утвержденная NASA в середине 1980-х годов, предусматривала создание серии АМС для исследования планет земной группы и ближних астероидов на основе конструкции существующих ИСЗ.
В рамках программы намечалось создание следующих АМС:
Была изготовлена и запущена только одна АМС - «Mars Observer» («MGCO/MCGO/MOM»). По проекту «LGO» была начата разработка конструкции. После потери АМС «Mars Observer» программа «Planetary Observer» была закрыта.
2.5.4. Проект АМС «MPO»
В 1982 году фирма RCA по контракту с Центром Эймса NASA проводила предварительное проектирование АМС «MPO» (Mars Polar Orbiter - аппарат для вывода на полярную орбиту спутника Марса). Предлагалось создать АМС на основе одного из уже разработанных научных ИСЗ. Основное назначение АМС - картирование мест выхода из поверхности Марса паров воды и окиси углерода, а также для регистрации сезонных изменений в атмосфере и на поверхности планеты.
Запуск АМС должен был быть выполнен с помощью МТКК Space Shuttle и разгонного блока SSUS-A (PAM-A). Расчетное время работы АМС на орбите спутника Марса - два земных года.
2.5.5. АМС «Mars Observer»В 1982 году NASA изучала возможности создания недорогих АМС для исследования планет Солнечной системы. В качестве способа удешевления разработки новых АМС предлагалось использовать конструкции существующих ИСЗ с небольшими модификациями. АМС, создаваемые на базе ИСЗ и стабилизируемые вращением, получили условное наименование «Pioneer». В дальнейшем программа была переименована в «Planetary Observer». В рамках этой программы разрабатывался ряд проектов АМС, в том числе для исследования Марса.
2.5.5.1. Проект АМС «MCGO»
Одним из проектов АМС, которые могли бы быть созданы по схеме «Pioneer/Planetary Observer», был проект АМС «MCGO» (Mars Climatology/Geoscience Orbiter - спутник для исследования климата и геологии Марса), предложенный для исследования Марса с орбиты искусственного спутника. АМС должна быть выведена на околополярную орбиту высотой около 300 км, с которой должны быть проведены многодиапазонное картирование и климатологические измерения. Расчетные срок работы - не менее земного года.
На АМС предполагалось установить следующие научные приборы:
- гамма-спектрометр для определения состава поверхности Марса;
- инфракрасный спектрометр для минералогического картирования, а также для регистрации сезонных изменений;
- радиолокационный картограф для исследования рельефа поверхности Марса;
- комплект приборов для зондирования атмосферы (измерение температуры, давления, количества пыли и водяных паров);
- ультрафиолетовый спектрометр/фотометр для измерения профиля содержания озона по высоте атмосферы.
Запуск АМС должен был производиться МТКК Space Shuttle с двухступенчатым разгонным блоком.
В соответствии с концепцией о разработке новых АМС на основе существующих ИСЗ, рассматривалось несколько вариантов АМС «MCGO»:
- на базе метеоспутника DMSP фирмы RCA;
- на базе связного спутника HS-376 фирмы Hughes Aircraft;
- на базе военного связного ИСЗ «Fleetsatcom» фирмы TRW;
- на базе навигационного спутника «Navstar» фирмы Rockwell International;
- на базе научного спутника ERBS фирмы Ball Aerospace.
Ниже приводится сранительная оценка массовых характаристик АМС «MCGO», создаваемого на основе ИСЗ HS-376, и разрабатываемого заново.
Сравнительный анализ показал, что создание АМС на основе имеющейся конструкции ИСЗ имеет как преимущества, так и недостатки. К преимуществам относятся: небольшие затраты на НИОКР, использование существующих производственных линий и высокая надежность. Недостатками являются неоптимальная конструкция, в частности, системы энергопитания, а также более ограниченные возможности увеличения полезной нагрузки.
  |
В 1984 году проект «MCGO» (Mars Climatology/Geoscience Orbiter) был переименован в «MGCO» (Mars Geoscience/Climatology Orbiter) в связи с тем, что приоритет сместился в сторону геофизических исследований. В конце 1985 года проект еще раз переименовали, теперь он стал называться «MOM» (Mars Orbiter Mission). Разработку АМС «MOM» по контракту NASA выполняла фирма RCA, взяв за основу связной спутник «Satcom K». Сухая масса АМС составляла 769 кг, в т.ч. 102 кг полезного груза.
В качестве научного оборудования были выбраны:
- гамма-спектрометр;
- магнитометр;
- инфракасный радиометр;
- радиолокационный высотомер-радиометр;
- спектрометр теплового излучения;
- спектрометр инфракрасного и видимого диапазонов;
- сканирующая камера с телескопом; разрешающая способность камеры до 1,4 м.
NASA планировала осуществить запуск АМС «MOM» с помощью MTKK Space Shuttle и РБ TOS в 1992 году, хотя Конгресс США из политических соображений (для опережения СССР) настаивал на запуске в 1990 году с помощью РН Titan 34D. По плану, отстаиваемому Конгрессом, старт должен был состояться 20.08.90 года, а на орбиту спутника Марса АМС «MOM» должна была выйти 12.08.91 года.
Расчетная начальная орбита АМС - круговая высотой 4 100 км с периодом обращения 24 часа. Затем АМС должна была быть переведена на рабочую солнечно-синхронную орбиту высотой 361 км с наклонением 93 град. и периодом обращения 116 минут. Картирование всей поверхности Марса с этой орбиты могло бы быть выполнено за 59 земных суток. Расчетное время работы АМС «MOM» на орбите Марса - не менее одного марсианского года (687 земных суток).
Тем не менее, NASA в 1987 году приняла окончательное решение о переносе запуска АМС «MOM» на 1992 год.
2.5.5.3. АМС «Mars Observer»
Разработка проекта АМС «MCGO / MGCO / MOM» велась в рамках программы «Planetary Observer», в связи с чем на этапе изготовления АМС получила название «Mars Observer».
Было изготовлено 2 АМС, основная и резервная. Было принято решение в случае успешного запуска основной АМС резервную передать в программу LGO2 для запуска к Луне.
Первоначально запуск АМС был намечен на 1990 год, с помощью МТКК Space Shuttle и разгонного блока SRM-1. В 1991 году АМС «Mars Observer» должна была выйти на круговую солнечно-синхронную орбиту спутника Марса высотой 350 км и наклонением 93 град.
На АМС была установлена следующая научная аппаратура:
- гамма-спектрометр;
- термоэмиссионный спектрометр;
- лазерный высотомер;
- инфракрасный радиометр;
- видеокамера;
- магнитометр;
- электронный рефлектометр;
- сверхстабильный задающий генератор.
Основные научные задачи АМС «Mars Observer»:
- определение глобальных, элементарных и минералогических характеристик поверхностных слоев марсианского грунта;
- глобальные изучения топографии и гравитационного поля Марса;
- выяснение природы магнитного поля Марса;
- изучение временных и пространственных распределений, источников и характеристик пыли в течение сезонного цикла;
- изучение структуры и циркуляции атмосферы Марса.
Основной блок АМС имеет форму параллелепипеда со сторонами 2,1 х 1,5 х 1,1 м. Остронаправленная антенна диаметром 1,5 м вынесена на мачте 5,5 м для того, чтобы солнечные батареи не заслоняли антенну. Мачта остронаправленной антенны, так же, как и штанги магнитометра и гамма-лучевого спектрометра, во время перелета к Марсу раскрыты только частично.
Энергопитание бортовой аппаратуры обеспечивалось шестью панелями солнечных батарей, но во время полета к Марсу были раскрыты только четыре. Общая площадь солнечных батарей 25,9 м2, размер панелей 6,5 х 3,7 м. Во время нахождения в тени Марса должны были использоваться никель-кадмиевые аккумуляторы.
АМС «Mars Observer» имела две независимые двигательные установки с собственным резервированием. Основная ДУ обеспечивала коррекцию траектории во время перелета к Марсу и торможение для выхода на орбиту спутника Марса. В состав ДУ входили два основных и два резервных ЖРД, работавших на монометилгидразине и трехокиси азота. Тяга каждого ЖРД по 49,9 кгс. Кроме этого в состав основной ДУ входили четыре ЖРД тягой по 2,2 кгс. Вторая двигательная установка предназначалась для выполнения маневров на околомарсианской орбите, в ее состав входили 8 ЖРД тягой по 0,45 кгс и 8 ЖРД тягой по 0,09 кгс. Двигатели второй ДУ работали на однокомпонентном топливе - на гидразине.
Масса АМС - 2 500 кг, в том числе 1 482 кг топлива.
В силу задержек по различным причинам старт АМС «Mars Observer» состоялся только 25.09.92 г. Запуск выполнен ракетой-носителем Titan III Commercial с разгонным блоком TOS. Программой полета предусматривалось, что 24.08.93 г. АМС включением основной ДУ выйдет на ареоцентрическую орбиту высотой 38 355 х 548 км. После этого в течение четырех месяцев должны были быть выполнены маневры для выведения АМС на круговую солнечно-синхронную орбиту высотой 378 км и наклонением 92,78 град. Программа исследований рассчитывалась на один марсианский год (687 земных суток). По завершении программы исследований АМС должна была быть переведена на орбиту высотой 525 км, чтобы предотвратить падение на Марс как минимум до 2039 года.
За 3 дня выхода на околомарсианскую орбиту, 21.08.93 г., во время выполнения наддува топливных баков связь с АМС прервалась. Наиболее вероятной причиной считается разрушение топливного бака, повлекшее выход из строя бортовых систем.
2.5.5.4. Проект АМС «MAO»
В числе АМС, которые предлагалось построить в рамках программы «Planetary Observer», была АМС «MAO» (Mars Aeronomy Orbiter - спутник Марса для аэрономических исследований). АМС должна была в течение года проводить исследования полей и частиц, а также состава атмосферы Марса с ареоцентрической орбиты высотой 150 км.
В связи с аварией АМС «Mars Observer» работы по проекту АМС «MAO» были остановлены.
2.5.5.5. Проект АМС «MSP»
Проект АМС «MSP» (Mars Surface Probe - зонд для исследований на поверхности Марса) разрабатывался в первой половине 1980-х годов в рамках программы «Planetary Observer». АМС «MSP» должна была выходить на орбиту спутника Марса, доставив к Марсу несколько зондов-пенетраторов и 3-6 посадочных блоков. Посадочные блоки должны были нести приборы для регистрации сейсмической активности Марса, метеоусловий на поверхности планеты, а также для изучения химического состава поверхностных пород. Пенетраторы должны были быть сброшены в различные точки поверхности Марса и заглубиться в грунт на 1-15 м, оставив на поверхности блок с антенной. Электропитание аппаратуры пенетраторов должны были обеспечить радиоизотопные источники энергии. Орбитальный аппарат должен был также выполнять роль ретранслятора, передавая на Землю информацию от посадочных блоков и пенетраторов. Расчетное время работы на поверхности Марса - 1 марсианский год.
2.5.6. Проект АМС «MMCO»
В 1989 году Лаборатория реактивного движения NASA представила проект АМС для картографирования Марса и обеспечения связи с марсоходами, находящимися на поверхности Марса, - «Mars Mapping and Communication Orbiter» («MMCO»). Проект разрабатывался в рамках программы доставки марсианского грунта.
АМС должна быть выведена на околомарсианскую орбиту высотой 600 x 12 600 км. Основная задача - картографирование всей поверхности Марса и съемка предполагаемых мест высадки на Марс с разрешением 3 м. АМС также должна была выполнять роль ретранслятора для АМС, доставленных на Марс по другим программам.
2.5.7. Проект «Mars Micromission»
В конце 1998 года NASA приняла решение о начале финансирования работ по проекту «Mars Micromission». Головной фирмой по разработке АМС «Mars Micromission» выбрана компания Ball Aerospace & Technologies Corp. (BATC, г.Боулдер, Колорадо).
АМС должны иметь общую конструкцию, но могут нести различную полезную нагрузку. Эти АМС должны имеет массу около 220 кг и выводиться на геопереходную орбиту в качестве дополнительной нагрузки на европейской РН Ariane 5. Далее АМС должны разгоняться, используя гравитационные маневры при пролете Луны и Земли, а также собственную ДУ. За каждое астрономическое «окно» должно выводиться по две АМС. Первый запуск был бы возможен уже в 2003 году.
АМС «Mars Micromission» могут выполнять несколько задач. Первая и основная задача - создание на околомарсианских орбитах коммуникационно-ретрансляционной системы «Mars Network». Эта система сможет обеспечить связь и ретрансляцию с высокой пропускной способностью информационных потоков, поступающих с поверхности Марса от будущих АМС, на Землю. АМС «Mars Micromission» будут иметь запас топлива для поддержания необходимой высоты орбиты в течение 5-6 лет.
Кроме участия в системе «Mars Network», АМС могут использоваться как дешевое средство доставки к Марсу и на Марс научной нагрузки массой до 50 кг.
2.5.8. Программа «Mars Network»
Программа «Mars Network» ставила своей целью создание коммуникационной системы Марса. Основное назначение системы - обеспечить устойчивой скоростной связью с Землей любой земной аппарат, как автоматический, так и пилотируемый, находящийся в окрестностях Марса или на его поверхности.
Началом этой системы являются американские орбитальные АМС, выполнившие свою программу по исследованию Марса, но сохранившие работоспособность и используемые в качестве ретрансляторов - «Mars Global Surveyor», «2001 Mars Odissey», а также европейская АМС «Mars Express».
NASA планировала продолжить создание сети «Mars Network» выведением специального связного спутника MARSAT (Mars Areostationary Relay Satellite) на околомарсианскую стационарную орбиту. В рамках этой программы предлагалось создать и запускать в каждом астрономическом «окне», начиная с 2003 г. по две АМС «Mars Micromission» в качестве связных спутников Марса.
2.5.9. Проект «MARSAT»
В бюджете NASA на 2000 год предусматривалось выделение средств на создание и запуск АМС MARSAT (Mars Areostationary Relay Satellite). Основное назначение АМС - ретранслирование на Землю потока информации от будущих АМС, которые будут работать на поверхности Марса. При передаче видеоизображений объем информации становится непомерно большим для прямой передачи на Землю, кроме того, орбитальные аппараты, выполнявшие ранее роль ретрансляторов, проходят в зоне видимости посадочных АМС достаточно редко. АМС MARSAT должна была быть выведена на стационарную орбиту спутника Марса, что обеспечило бы круглосуточную возможность приема информации с АМС, находящихся на поверхности Марса, и практически круглосуточную возможность пересылки этой информации на Землю.
Предлагалось запустить АМС MARSAT уже в 2005 году, но в дальнейшем проект был отменен в связи с разработкой американо-итальянской АМС «Marconi Telecommunications Orbiter».
2.5.10. АМС «Mars Telecommunications Orbiter»
Проект «Mars Telecommunications Orbiter» («MTO», «Mars Сommunications Orbiter» «Mars Telesat») был принят NASA к разработке после того, как Италия прекратила работы над проектом «Marconi Telecommunications Orbiter», который разрабатывался сначала итальянским космическим агентством самостоятельно, а затем при участии NASA.
АМС «MTO» предназначалась для создания высокоскоростного лазерного канала связи с Землей. Этот канал предполагалось использовать для ретрансляции больших объемов информации от АМС, действующих на поверхности Марса, в первую очередь от АМС «MSL-2009».
Запуск АМС планировалось выполнить 22.09.09 года. АМС должна была обеспечивать ретрансляцию данных вплоть до 2020 года. В 2014 году предполагалось запустить дублирующую АМС «МТО». Однако, в июле 2005 года NASA сообщила, что АМС «МТО» создаваться не будут. Предположительно причиной послужила неотработанность технологии лазерной связи, что могло бы привести к значительному перерасходу средств на «MTO».
2.5.11. Проект АМС «Mars Science Orbiter 2013»
По состоянию на 2005 год планировалось, что следующим большим проектом после «MSL» будет запуск АМС «Mars Science Orbiter» (MSO) класса «Mars Reconnaissance Orbiter». Рассматривался вариант доставки на борту MSO четырех посадочных станций, но такое усложнение проекта было под вопросом, так как могло отодвинуть запуск на 2020 год. В 2007 году проводились концептуальные проработки состава научной аппаратуры АМС MSO, но уже в 2008 году проект был закрыт в связи с ориентацией NASA на проект доставки марсианского грунта.
2.5.12. Проект АМС «Mars Upper Atmosphere Orbiter»
АМС «Mars Upper Atmosphere Orbiter» («Mars Aeronomy») должна была проводить исследования верхних слоев атмосферы Марса. Запуск планировался на 2014 год, затем был перенесен на сентябрь 2018 года. Проект закрыт в 2008 году, вместо него к реализации был принят проект АМС «Maven», выбранный по программе «Scout».
2.6.6. АМС на надувных колесах
В 1984 году в числе рекомендаций рабочей группы специалистов и ученых США и Европы было внесено предложение о запуске в 1996 году АМС для доставки на Марс самоходной АМС. АМС представляет собой развитие проекта «Beachball». Платформа с научными приборами массой около 100 кг устанавливается между двумя надувными баллонами, выполненными из кевлара в виде колес диаметром 8-10 м. Баллоны разделены на секции и наполняются атмосферным воздухом. Стравливая частично газ из одних секций и закачивая в другие, обеспечивается движение АМС со скоростью 3-5 км/ч практически по любой поверхности, включая движение по склонам. Управляет насосами подкачки и клапанами стравливания специальный микропроцессор. Смонтированные на платформе приборы обеспечат анализ грунта и поиск жидкой воды, которая предположительно могла бы существовать на глубине 1-2 м под слоем вечной мерзлоты. Также предусматривалась установка цветной видеокамеры. Энергопитание обеспечивалось химическими батареями и солнечными элементами. Рекомендовалось выполнить доставку на Марс двух-трех таких АМС в различные районы Марса.
2.6.7. Проекты марсоходов JPL
В 1989 году Лаборатория реактивного движения NASA (JPL) представила проекты двух марсоходов, условно названных «NRR» (Near Range Rover - марсоход ближнего радиуса действия) и «LRR» (Long Range Rover - марсоход дальнего радиуса действия).
Марсоход «NRR» рассчитан на удаление от посадочного аппарата всего на несколько сот метров для сбора образцов грунта и скальных пород, предназначенных для доставки на орбиту.
Марсоход «LRR» сможет действовать на удалении 20-40 км от посадочного аппарата, передвигаясь по командам с Земли или в полуавтоматическом режиме. Для реализации методов управления марсоходом должно быть разработано специальное программно-математическое обеспечение для создания и использования трехмерной карты Марса, построенной на основе данных, полученных как от орбитальной АМС, так и от самого марсохода.
Марсоходы должны иметь по два комплекта метеорологических и геофизических приборов для установки их на поверхности Марса. Марсоход «NRR» должен использовать аккумуляторные батареи, заряжаемые от системы энергопитания посадочного аппарата. Марсоход «LRR» для энергопитания систем должен нести радиоизотопные генераторы.
В 1990 году проект марсохода «LRR» разделился на два варианта - CARD (Computer-Aided Remote Driving - удаленно управляемый с помощью компьютера) и SAN (Semi-Autonomous Navigation - с полуавтоматической навигацией).
Марсоход CARD должен дистанционно управляться с помощью оператора, получающего от марсохода трехмерные изображения.
Марсоход SAN должен двигаться по заданному маршруту, используя данные от орбитального аппарата и от собственной системы наблюдения. Операторы на Земле должны контролировать движение и вмешиваться в управление марсоходом при необходимости. Марсоход SAN представляет собой шестиколесный аппарат, корпус которого разделен на три сочлененные секции. Длина марсохода 3,96 м, ширина 1,52 м, высота 1,98 м, масса 1 133 кг. Диаметр колес 0,88 м. Марсоход оснащается шестизвенным манипулятором и четырьмя телекамерами, формирующими трехмерное стереоскопическое изображение местности.
2.7.3. АМС для доставки марсианского грунта
  |
По проекту, сборка АМС должна производиться на околоземной ДОС, куда отдельные блоки должны доставляться с помощью МТКК Space Shuttle. Старт АМС с околоземной орбиты должен был состояться в 1996 году. Посадка на Марс должна была произойти в 1997 году, а доставка контейнера с образцами грунта - в 1999 году.
Программа полета АМС выглядела следующим образом. АМС выполняет аэродинамическое торможение в верхних слоях атмосферы Марса и выходит на орбиту спутника высотой примерно 500 x 2 000 км. Посадочный блок, защищенный обтекателем, входит в атмосферу, выполняет баллистическое торможение, после чего обтекатель сбрасывается. Мягкая посадка осуществляется с использованием парашютной системы и посадочных двигателей на четырехопорное шасси.
После посадки развертывается антенна для двухсторонней связи с Землей, а с платформы блока на поверхность съезжает марсоход. Марсоход выполняет изучение района посадки, цветную съемку, химический анализ, бурение и отбор образцов. Марсоход рассчитан на удаление от посадочного блока до 50 км. Работы по обследованию района посадки и сбор образцов могут продолжаться до года. Образцы, общая масса которых может достигать 5 кг, помещаются в специальный контейнер, который затем перегружается во взлетную ступень. Взлетная ступень стартует, выходит на ареоцентрическую орбиту и сближается с орбитальным блоком АМС. Контейнер с образцами перегружается в возвращаемый аппарат, который стартует с околомарсианской орбиты и выходит на траекторию полета к Земле. При сближении с Землей включается тормозная двигательная установка, и возвращаемый аппарат выходит на околоземную орбиту. Контейнер с помощью дополнительных орбитальных средств доставляется на ДОС, где выполняется анализ на присутствие микроорганизмов. Затем образцы доставляются на Землю.
Сообщалось, что проект разработан только в самых общих чертах, чтобы определить те области, в которых требуются дополнительные технические разработки.
2.7.4. Программа MRSR
В 1987 году NASA развернула работы по программе MRSR (Mars Rover & Sample Return - марсоход и доставка образцов). Программа разрабатывалась в двух вариантах: «базовый» и «приоритетный». Оба варианта программы предусматривали дополнительное исследование Марса с помощью АМС, запускаемых до начала реализации программы MRSR.
2.7.4.1. «Базовый» вариант
«Базовый» вариант программы предусматривал использование двух РН Titan 4. Первым запуском к Марсу должен был быть запущен марсоход, а вторым - комплекс из орбитального и посадочного блоков. Ориентировочный срок запуска - 1998 год, в этом случае марсианский грунт мог бы быть доставлен на Землю в 2001 году. Марсоход должен был обследовать различные элементы рельефа поверхности Марса и доставить образцы грунта к посадочному блоку. Посадочный блок должен состоять из посадочной и взлетной ступеней.
Предположительная масса марсохода - около 700 кг, в том числе 100 кг приборного оборудования. Грузовой отсек марсохода должен вмещать не менее 1,2 м3 образцов. Марсоход должен иметь возможность перемещаться не менее 1 км в сутки в течение трех лет, удаляясь от посадочного блока до 80 км. Сбор образцов должен длиться 0,9-1,5 года, после чего образцы отправляются на Землю, а марсоход продолжает исследования. Предполагалось доставить на Землю до 5 кг образцов марсианского грунта.
2.7.4.2. «Приоритетный» вариант
В «приоритетном» варианте программы MRSR планировалось более широкомасшабное исследование Марса. Предлагалось выполнить отбор образцов в трех районах Марса - в двух экваториальных и в одном полярном. Марсоходы, создаваемые по «приоритетной» программе, должны были иметь более широкие возможности, чем марсоход из «базовой» программы. Доставка образцов грунта должна была быть осуществлена в 2000 году, для чего по «приоритетной» программе требовалось выполнить в 1996 году запуск четырех тяжелых ракет-носителей HLLV, еще не существовавших на момент разработки программы.
2.7.4.3. Усовершенствованный «базовый» вариантВ конце 1987 года был предложен усовершенствованный «базовый» вариант. По этому проекту одной РН Space Shuttle-C (Space Shuttle Cargo - грузовой Space Shuttle) к Марсу запускается комплекс массой 10 т, состоящий из посадочного и орбитального блоков и помещенный в единый обтекатель. Комплекс входит в атмосферу Марса и выполняет аэродинамическое торможение, за счет чего его скорость уменьшается до орбитальной. Орбитальный блок отделяется от комплекса и остается на ареоцентрической орбите, а посадочный блок продолжает торможение в атмосфере, оставаясь внутри обтекателя. Затем обтекатель отбрасывается, а посадочный блок, состоящий из посадочной ступени, взлетной ступени и марсохода, выполняет мягкую посадку на реактивных двигателях. Марсоход массой 500-1 500 кг работает на поверхности Марса в течение 500 суток, собирая образцы грунта. Затем образцы перегружаются в контейнер взлетной ступени, которая стартует и сближается с орбитальным блоком. Возвращаемый блок отправляется к Земле. Перелет длится примерно 9 месяцев. При старте в 1998 году образцы могут быть доставлены на Землю в 2001 году. Сначала доставленный грунт должен быть исследован на борту орбитальной станции, где должно быть определено, не представляют ли они потенциальную опасность заражения Земли марсианскими микроорганизмами.
2.7.5. Проект АМС «SRO»
В процессе выработки окончательного проекта комплекса для доставки марсианского грунта на Землю, рассматривался вариант, в котором взлетная АМС с образцами грунта должна перегрузить контейнер с образцами на возвратный аппарат. В качестве такого аппарата JPL в 1989 году предложила проект АМС «SRO» («Sample Return Orbiter»). АМС должна быть доставлена на околомарсианскую орбиту высотой 450 км, где она будет находиться в ожидании встречи с взлетевшей с Марса ракетой, несущей образцы грунта.
3.4.3. Проект АМС «VAP»
В первой половине 1980-х годов NASA рассматривала ряд проектов для исследований в космосе по программе «Planetary Observer». Одним из предложенных к рассмотрению был проект АМС «VAP» (Venus Atmospheric Probe - венерианский атмосферный зонд). Предлагалось создать АМС для прямого измерения в атмосфере Венеры содержания и изотопного состава инертных газов и других составляющих, присутствующих в следовых количествах. Измерения должны были проводиться во время спуска АМС на поверхность Венеры, который должен был продлиться примерно 1 час.
   |
3.5.2.1. Проект АМС «VM»
В связи с финансовыми ограничениями, накладывавшимися Бюджетным управлением при Президенте США на проект АМС «VOIR», NASA в 1982 году приняла решение рассмотреть проект более дешевой АМС «VM» («Venus Mapper» - картограф Венеры). Разработка проекта была поручена фирмам Martin Marietta (головная) и Hughes Aircraft (разработка радиолокатора).
С помощью АМС «VM» должно было быть осуществлено:
- глобальное картирование поверхности Венеры с разрешением 1 км;
- топографическая съемка с помощью высотомера;
- исследование гравитационного поля Венеры по допплеровским траекторным измерениям орбиты АМС.
Для снижения стоимости разработки, в конструкции АМС предполагалось широкое использование систем и элементов конструкции разработанных ранее АМС: «Voyager», «Galileo», «Mariner», «ISPM», «Viking».
Для АМС «VM» в качестве рабочей была выбрана не круговая орбита, в отличие от АМС «VOIR», а эллиптическая, что упрощало процесс достижения рабочей орбиты и позволяло снизить потребный запас топлива. Расчетная орбита АМС «VM» должна была иметь высоту 250 х 8 000 км, наклонение, близкое к полярному, и период обращения 3,3 часа.
Радиолокационное картирование Венеры должно было производиться в течение 40 минут на каждом витке вблизи перицентра, в диапазоне высот 250-2 000 км. Ширина просматриваемой полосы равна 8-26 км.
В качестве антенны радиолокатора используется остронаправленная антенна для связи с Землей, имеющая отражатель диаметром 3,7 м. Расчетная разрешающая способность радиолокатора - менее 1 км.
В состав двигательной установки АМС входили РДТТ «Star-48» для выхода на околовенерианскую орбиту, четыре ЖРД тягой по 18 кгс для коррекций траектории перелета и орбиты, четыре ЖРД по 45 кгс и четыре ЖРД тягой по 2,2 кгс для ориентации АМС, как во время работы РДТТ, так и при полете по орбите вокруг Венеры. Все ЖРД работали на монометилгидразине.
3.5.2.2. Проект АМС «VRM»
В процессе работы над проектом название АМС было изменено сначала на «VMM» - «Venus Mapper Mission» (Программа картирования Венеры), а затем на «VRM» - (Радиолокационный картограф Венеры).
Были уточнены проектные параметры рабочей орбиты АМС. Кроме радиолокатора с синтези-рованной апертурой было решено установить радиолокационный альтиметр и прибор для гравитационных исследований.
Запуск АМС предполагался весной 1988 года с помощью МТКК Space Shuttle и двухступенчатого разгонного блока IUS. Выход на орбиту Венеры должен был произойти в июле 1988 года. За одни венерианские сутки (243 земных суток) предполагалось выполнить картирование 92% поверхности Венеры.
Радиолокатор работает в диапазоне высот 250-3 500 км. Теоретическое разрешение зависит от высоты и равно 225-700 м. Ширина просматриваемой полосы - 25 км. При работе в режиме высотомера разрешение в области 20 х 55 км составляет 30 м.
Энергопитание аппаратуры обеспечивают солнечные батареи, размещенные на двух поворотных панелях общей площадью 11,2 м2, и никель-кадмиевые аккумуляторы. Высота АМС 9,1 м, размах солнечных батарей 6,3 м. Ориентация АМС и коррекция траектории обеспечиваются 24 гидразиновыми ЖРД, которые имеют тягу 45 кгс, 1,8 кгс и 0,09 кгс. Выход на околовенерианскую орбиту обеспечивается РДТТ «Star-48B».
Масса АМС «VRM» 3 600 кг, в том числе масса РДТТ - 2 145 кг, масса научных приборов - 164 кг.
Запуск АМС «VRM» рассчитан на МТКК Space Shuttle с разгонным блоком Centaur G (первоначально планировалось использовать РБ IUS). При старте в «окне» с 06.04 - 26.04.88 г. прибытие к Венере состоится 26.07.88 г. РДТТ «Star-48B» отделяется после выдачи тормозного импульса для перевода АМС на орбиту спутника Венеры. АМС массой 1035 кг выходит на рабочую орбиту высотой 300 х 8 000 км и наклонением 85 град., период обращения равен 186 минут.
АМС, плоскость орбиты которой из-за вращения Венеры будет смещаться со скоростью 1,4815 за земные сутки, через 243 дня (одни венерианские сутки) снова окажется на той же долготе. Это обеспечит возможность съемки не менее 92 % поверхности Венеры.
В январе 1986 года АМС «VRM» была переименована в АМС «Magellan».
3.5.2.3. АМС «Magellan»
АМС «Magellan» запущена 04.05.89 года в полете STS-30 МТКК Space Shuttle «Atlantis» с использованием двухступенчатого разгонного блока IUS.
10.08.90 г., спустя год и три месяца после старта, АМС была выведена на эллиптическую орбиту искусственного спутника Венеры, близкую к полярной, с высотой 294 х 8 540 км и наклонением 85,5°. Радиолокационная съемка поверхности проводилась циклами по 253 земных дня, что соответствует одному полному обороту Венеры вокруг своей оси. За четыре года работы получена топографическая карта 98% поверхности Венеры с разрешением до 100 м, при этом многие районы отсняты по несколько раз.
За первые восемь месяцев работы АМС провела радиолокационное картографирование 84% поверхности Венеры с разрешением, в 10 раз превышающем разрешение карт, полученных советскими АМС «Венера-15» и «Венера-16» в 1983-1984 годах. Были проведены альтиметрирование и радиометрическое исследование, собрана информация о топографии и электрических характеристиках. В течение периода 15.05.91 г. по 14.09.92 г. было проведены два дополнительных этапа картографирования, в которых отснято 98% поверхности с разрешением около 100 м.
В период с 25.05.93 года по 03.09.93 года проводилась операция по аэродинамическому торможению АМС «Magellan», в результате которой орбита АМС была понижена до 197 х 541 км. С 16.08.93 года начался новый цикл исследований поверхности Венеры, включающий измерение гравитационного поля, кроме того низкая орбита позволила более подробно исследовать атмосферу.
Работа АМС была завершена в сентябре 1994 года, когда в результате торможения в верхних слоях атмосферы высота орбиты снизилась до критической величины. Последний эксперимент по измерению характеристик верхних слоев атмосферы был проведен путем разворота панелей солнечных батарей наподобие ветряной мельницы и измерения закручивающего момента, действующего на АМС со стороны набегающего потока непосредственно перед разрушением АМС. Погружение АМС в более плотные слои атмосферы началось 11.10.94 года. Связь с АМС прекратилась 12.10.94 года. Расчеты показали, что механическое разрушение АМС должно было произойти 14.10.94 г.
5.8. Проект фирмы Hughes Aircraft
В 1982 году фирма Hughes Aircraft по контракту Центра Эймса NASA разработала проект недорогостоящей АМС для доставки атмосферных зондов с целью исследования внешних планет и их спутников, в первую очередь Сатурна и его спутника Титана, но в дальнейшем предлагалось использовать такие АМС и для полетов к Урану и Нептуну.
Конструкция АМС разработана на базе АМС «Probe Carrier». Атмосферный зонд с минимальными изменениями должен быть взят из проекта «Galileo». Главное различие должно заключаться в величине теплозащитного слоя лобового щита зонда, так как если скорость зонда при входе в атмосферу Юпитера составляла ~47 км/с, то для Сатурна эта величина составит только 29 км/с, а для Титана - 10 км/с. Второе отличие состоит в установке устройства для отстрела парашюта. Для Сатурна это необходимо, чтобы зонд достиг уровня водяных облаков, где давление составляет ~10 бар, за время, которое лимитируется емкостью аккумуляторов, а для Титана - чтобы зонд достиг поверхности также за приемлемое время. АМС стабилизируется вращением, при этом остронаправленная антенна, снабженная устройством противовращения, постоянно ориентирована в сторону Земли.
Для снижения стоимости АМС в конструкции предлагалось использовать системы и узлы, разработанные ранее для других АМС, в том числе уже изготовленные и оставшиеся в качестве запасных или входившие в состав экземпляров, предназначенных для наземных испытаний.
В таблице ниже приводятся сранительные массовые характеристики зондов для иследования атмосфер Юпитера (АМС «Galileo»), Сатурна и Титана.
В разработанном проекте предлагалось запустить такие АМС к Титану в 1990 г., к Сатурну в 1991 г., к Нептуну в 1992 г. и к Урану в 1993 г. При запуске с помощью МТКК Space Shuttle и РБ Centaur с дополнительным твердотопливным РБ полет АМС к Сатурну продлится 3,5 года.
  |
5.9.1. АМС «Mariner Mk-2B»
В 1984 году рабочая группа из представителей Национальной академии наук США и Европейского научного фонда выработала рекомендации по исследованию планет Солнечной системы с помощью АМС. Одна из рекомедаций заключалась в совместной разработке АМС для исследования Сатурна и его спутника Титана. NASA должна была разработать перелетно-орбитальный блок, а ESA - отделяемый модуль для посадки на Титан. Предложенная схема была принята к реализации под названием проект SOTP - Saturn Orbiter-Titan Probe.
Разработка конструкции перелетно-орбитального блока АМС выполнялась на основе платформы «Mariner Mk-2». Первая АМС, разрабатывавшаяся на базе этой платформы для полета к комете Коппфа (или Уайлда-2), получила рабочее обозначение «Mariner Mk-2A». Соответственно, АМС для полета к Сатурну была названа «Mariner Mk-2B».
Запуск АМС планировалось произвести в 1993 году с помощью МТКК Space Shuttle и разгонного блока Centaur G'.
Рассматривался вариант запуска АМС «Mariner Mk-2B» с помощью перспективной сверхтяжелой РН HLLV, в этом случае АМС должна была бы доставить в систему Сатурна три посадочных модуля:
- для атмосферного спуска и мягкой посадки на поверхность Титана;
- для жесткой посадки на Титан с целью изучения характеристик его поверхности;
- для спуска в атмосфере Сатурна.
Вариант с использованием РН HLLV не был осуществлен по причине отсутствия этой РН.
В конце 1980-х годов перелетно-орбитальный блок АМС «Mariner Mk-2B» получил наименование «Cassini», а посадочный модуль, разработанный и изготовленый ESA - «Huygens».
5.9.2. АМС «Cassini»
Запуск АМС «Cassini» по состоянию на 1990 год был назначен на 06.04.1996 года. 29.03.1997 года планировался пролет астероида
Майя на расстоянии 3 400 км, затем гравитационный маневр при пролете Земли 05.06.1998 года. 06.02.2000 года АМС должна была выполнить пролет Юпитера и 06.12.2002 года выйти на орбиту спутника Сатурна, при этом выполнив два прохода между кольцами Сатурна.
Основная часть программы научных исследований АМС была посвящена спутнику Сатурна Титану, как единственному спутнику в системе Сатурна, имеющему атмосферу. По мнению специалистов, атмосфера Титана напоминает атмосферу Земли в период возникновения на ней жизни, что вызывает естественный интерес ученых. Кроме того, из всех спутников Сатурна только Титан обладает массой, достаточной для совершения гравитационных маневров АМС при его пролете, что позволяет практически без расхода топлива изменять траекторию нужным образом, обеспечивая пролеты вблизи всех спутников Сатурна.
В 1991 году порядок запуска АМС «Cassini» и «CRAF» был изменен. Запуск АМС «Cassini» был перенесен с апреля 1996 года на ноябрь 1995 года, а АМС «CRAF» - с августа 1995 года на февраль 1996 года. По новой программе полета обе АМС должны были выполнить облет Венеры с гравитационным маневром для ускорения дальнейшего движения, хотя длительность полета обеих АМС увеличится, для АМС «Cassini» - на год, для АМС «CRAF» - почти на два года.
Запуск АМС «Cassini», к Сатурну был произведен 15.10.97 г. с борта МТКК Space Shuttle. АМС вышла на орбиту вокруг Сатурна и доставила на спутник Сатурна Титан посадочный модуль «Huygens», разработанный Европейским Космическим Агентством (ESA).
Основные задачи программы:
- изучение трехмерной структуры и динамики колец Сатурна;
- определение состава поверхностных слоев спутников Сатурна;
- исследование феномена темного полушария Япета;
- исследование трехмерной структуры и динамики магнитосферы Сатурна;
- изучение динамики атмосферы Сатурна на уровне облачного слоя;
- исследование облачности в атмосфере Титана;
- исследование и фотографирование поверхности Титана с посадочного модуля.
АМС «Cassini» имеет длину корпуса 6,7 м, вместе с остронаправленной антенной - 10,8 м. Максимальный поперечный размер АМС - 4 м. АМС имеет трехосную стабилизацию, обеспечиваемую гиродинами и 16 двигателями ориентации, которые сгруппированы в 4 группы по четыре двигателя, работают на однокомпонентном гидразине и имеют тягу по 0,05 кгс. АМС оборудована также двумя главными ЖРД (основной и резервный), работающими на монометилгидразине и тетраоксиде азота. Тяга каждого ЖРД - 45 кгс.
Конструктивно АМС состояла из двух автономных блоков - собственно АМС «Cassini», или орбитальный блок, и посадочная АМС «Huygens», разработанная ESA.
Электроэнергия обеспечивалась тремя радиоизотопными термоэлектрическими генераторами (РТГ), каждый в начале полета вырабатывал 300 Вт электроэнергии. Через 11 лет полета вырабатываемая энергия должна была уменьшиться до 210 Вт.
Масса конструкции АМС составляет 2 125 кг. Полная стартовая масса комплекса АМС «Cassini»-«Huygens» - 5 712 кг, в т.ч. 3 132 кг топлива. Масса отделяемой АМС «Huygens» - 319 кг, масса вспомогательного отсека, обеспечивающего крепление АМС «Huygens», 30 кг.15.10.97 г. комплекс АМС «Cassini»-«Huygens» с помощью РН Titan-IVB/Centaur был выведен на траекторию полета к Венере. Для отправки АМС «Cassini» к Сатурну была использована схема многократных гравитационных маневров - два около Венеры, затем около Земли и, наконец, около Юпитера. Данные по пролетам АМС в поле тяготения планет приведены в табл. 3.39.
Полет до Сатурна, который длился почти семь лет, АМС «Huygens» провела в «спящем» состоянии, с несколькими включениями для проверки состояния бортовых систем. «Huygens» был частично «разбужен» за некоторое время до отделения от «Cassini» для проверки и ввода уточненных траекторных данных. Полное включение аппаратуры АМС «Huygens» было произведено лишь непосредственно перед входом АМС в атмосферу Титана.
После выхода АМС на орбиту спутника Сатурна АМС «Cassini» выполнила несколько пролетов Титана, во время которых производилась съемка поверхности и атмосферы Титана в различных диапазонах волн и уточнение предварительно выбранного места посадки. На третьем витке вокруг Сатурна АМС «Huygens» была отделена от «Cassini» и перешла на траекторию входа в атмосферу Титана. АМС «Cassini» после разделения была переведена на траекторию, обеспечивающую пребывание в зоне прямой видимости АМС «Huygens» во время процесса ее снижения в атмосфере Титана и некоторое время после посадки. Информация, поступающая от АМС «Huygens», записывалась в бортовой накопитель АМС «Cassini» и затем ретранслировалась на Землю.
После завершения сеанса работы с посадочной АМС орбитальный блок АМС «Cassini» продолжил свою работу по изучению спутников и колец Сатурна. В первые два года работы основное внимание уделялось изучению спутника Сатурна Титана, уникального тем, что это единственный спутник планеты в Солнечной системе, имеющий плотную атмосферу, подобно Земле и Венере, но состоящую из азота и метана. АМС «Cassini» обнаружила на Титане озера и реки из жидкого метана, облака, горы.
Программа работы АМС «Cassini» продлевалась дважды - в 2008 году на два года, и в 2010 еще на семь лет.
АМС «Cassini» получила большое количество научных данных, в число которых входят такие открытии, как гейзеры на Энцеладе, углеводородные озера на Титане, шестиугольный шторм в атмосфере Сатурна, «спицы» в кольцах Сатурна, новые спутники и многое другое.
Начиная с 22.05.2012 г. траектория АМС строилась таким образом, чтобы за счет гравитационных маневров при пролетах Титана наклон плоскости орбиты изменить с начальных 0,4 град. по отношению к экваториальной плоскости Сатурна, до 61,7 град. в апреле 2013 года. Это позволило выполнить съемку колец Сатурна под большим углом, а также провести эксперименты по их «просвечиванию».
С конца сентября 2014 года до марта 2015 года проводились маневры по возвращению АМС почти в плоскость экватора Сатурна. В феврале 2016 года вновь выполнялись действия по увеличению угла наклона траектории и уменьшению периода обращения.
26.04.17 г. был выполнен пролет АМС под кольцами Сатурна при минимальной высоте 2 800 км над верхней кромкой облаков при скорости почти 34 км/с. Было зафиксировано отсутствие пыли, что явилось неожиданностью для ученых, изучающих систему Сатурна. Всего в разработанной дополнительной программе было запланировано 22 пролета между Сатурном и кольцами, что вообще не предусматривалось в первоначальной программе полета АМС «Cassini». Цель этого этапа - картирование гравитационного и магнитного поля планеты, определение массы наиболее плотного кольца B, съемка и зондирование колец и поверхности Сатурна с минимальной дистанции.
Пролет Титана 11.09.17 г. изменил орбиту АМС таким образом, что перицентр оказался внутри атмосферы Сатурна, как и было запланировано, и 15.09.17 г. АМС «Cassini» после 20 лет полета врезалась в плотные слои атмосферы Сатурна со скоростью 34,45 км/с и разрушилась на высоте примерно 1 391 км от твердой поверхности.
В табл. 3.39 и 2.40 приведена краткая информация о схеме полета АМС «Cassini».
Фотографии Сатурна, его спутников, сделанные АМС «Cassini», приведены на рис. 230-240.
На рис. 3.226 показаны спутники Сатурна в порядке расположения их орбит и их относительные размеры (на верхней части рисунка; Сатурн не в масштабе), за исключением спутников Пан, Атлас, Телесто, Калипсо и Елена, размеры которых на рисунке увеличены в пять раз, чтобы показать их форму. На нижней части рисунка показаны также расстояния от Сатурна, на котором пролетели АМС «Pioneer 11», «Voyager 1» и «Voyager 2».
5.9.3. АМС «HUYGENS»
АМС «Huygens» была разработана Европейским Космическим Агентством (ESA). Задачей АМС являлось осуществление мягкой посадки на поверхность спутника Сатурна Титана и проведение фотосъемки, исследований атмосферы и поверхности. АМС доставлена в систему Сатурна с помощью АМС «Cassini».14.01.05 г. АМС «Huygens» успешно совершила парашютный спуск и мягкую посадку на поверхность Титана, передав большое количество телеизображений и результатов измерений.
Описание АМС «Huygens» и процесса посадки ниже, в разделе "Европейские АМС"
5.10. Полет к Плутону
5.10.1. Проект «Pluto Fast Flyby»
Проект «Pluto Fast Flyby» (PFF) появился в 1988 году. В соответствии спроектом должна была быть разработана АМС для всестороннего исследования Плутона и его спутника Харона с пролетной траектории. Предполагалось в качестве базовой конструкции использовать проект АМС «Mariner Mark II». АМС «Pluto Fast Flyby» должна была нести 13 научных приборов общей массой 250 кг и сбрасываемый зонд.
Масса АМС - 2 200 кг. Запуск должен был производиться ракетой-носителем Titan 4-Centaur.
В 1991 году работы по этому проекту были прекращены из-за отсутствия финансирования.
5.10.2. Вариант «Pluto 350»
В 1990 году JPL предложила новый вариант АМС «Pluto Fast Flyby», меньшей массы и более дешевый по сравнению с вариантом 1988 года. Масса АМС по этому проекту составляла 350 кг, в т.ч. 45 кг научной аппаратуры. АМС должна была выполнить облет Нептуна и сблизиться затем с Плутоном. Этот проект, получивший рабочее название «Pluto 350», позднее лег в основу проекта «New Horizons».
6.7.4. Проект АМС «HER»
В 1981 году Комитет по исследованиям Луны и планет Национального научно-исследовательского совета США предложил проект АМС «HER» (Halley's Earth Return - возвращение к Земле от кометы Галлея), которая, по мнению разработчиков проекта, будет менее дорогостоящей, чем АМС «HIM». АМС «HER» должна совершить пролет около кометы, взять образцы кометной пыли и вернуться на Землю. Проект вызвал возражения в связи с технической трудностью разработки устройства по взятию образцов пыли при скорости пролета около 60 км/с, а также со сложностью выведения АМС на траекторию, обеспечивающую возвращение на Землю. После рассмотрения в JPL проект был отклонен.
6.7.5. Проект «Delta VEGA»
Этот проект предусматривал использование АМС «Galileo» для исследования кометы Галлея, сохранив за ним основную задачу - исследования Юпитера. Предлагалось вывести АМС на траекторию, получившую название «Delta VEGA». Двигаясь по этой траектории, АМС должна была использовать гравитационный маневр около Земли для обеспечения пролета около кометы Галлея перед тем, как перейдет на траекторию полета к Юпитеру.
Для осуществления таких маневров для АМС потребовался бы дополнительный блок с ЖРД и запасом топлива. Также аргументом против данного проекта служило то, что комплект научных приборов АМС «Galileo» не был рассчитан на исследование комет.
6.8. АМС «ICE» («ISEE-3»)
«ICE» (International Cometary Explorer) - «Международный исследователь комет», - второе название АМС «ISEE-3», которое она получила после завершения основной программы исследований, когда было решено направить эту АМС к комете Джакобини-Циннера.АМС «ISEE-3» (International Sun-Earth Explorer-C) была разработана для исследования солнечного ветра и его взаимодействия с магнитосферой Земли одновременно с двумя околоземными аппаратами ISEE-1 и ISEE-2.
Другое название АМС: «Explorer-59».АМС «ISEE-3» была запущена 12.08.78 г. и выведена 21.11.78 г. на гало-орбиту радиусом 150 тыс. км вокруг точки либрации L1, которая находится на расстоянии 1,5 млн. км от Земли в сторону Солнца.
После выполнения основной программы исследований было предложено перенаправить АМС к комете Галлея или Джакобини-Циннера. После проведенного анализа был выбран второй вариант.
10.06.82 г. АМС была переведена на переходную орбиту, проходящую через точку либрации L2, находящуюся в тени Земли. АМС совершила несколько оборотов вокруг Земли, использовав, кроме коррекций траектории с помощью бортовой ДУ, гравитационные маневры в поле тяготения Луны в марте, апреле, сентябре и октябре 1983 года. Последний, пятый, пролет около Луны АМС совершила 22.12.83 года, пройдя на расстоянии 119,4 км от поверхности Луны. После этих маневров АМС вышла из поля тяготения системы Земля-Луна и начала движение по траектории сближения с кометой Джакобини-Циннера. На этой фазе программы АМС «ISEE-3» получила новое наименование «ICE» (International Cometary Explorer) - «Международный исследователь комет».
Первичной целью второго этапа полета АМС было исследование взаимодействия солнечного ветра с атмосферой кометы. АМС пересекла «хвост» кометы Джакобини-Циннера 11.09.85 г. на расстоянии 7 862 км от ядра и произвела измерения частиц, полей и излучений. Позже, в марте 1986 года, АМС участвовала в международном изучении кометы Галлея, находясь между кометой и Солнцем в то время, когда другие АМС («Вега-1», «Вега-2», «Giotto», «Suisei», «Sakigake») проводили исследования кометы с близкого расстояния. Тогда же группой управления полетом были проведены коррекции траектории АМС с дальним расчетом на то, что, когда в августе 2014 года АМС сблизится с системой Земля-Луна, возможен был бы гравитационный захват АМС полем тяготения Земли.
После выполнения намеченных программой полета задач, АМС «ICE» («ISEE-3») продолжала исследования на гелиоцентрической орбите.
Дополнительная информация по полету АМС «ISEE-3» далее.
6.9. Программа «CRAF»
6.9.1. ПРОЕКТ АМС «CR»
В 1983 году NASA рассматривала проект АМС «CR» на платформе «Mariner Mk-2» для полета к комете Хонда-Маркоса-Пайдушаковой.
6.9.2. АМС «Mariner Mk-2A» для полета к комете КопффаВ начале 1984 года научный комитет, в состав которого входили ученые США и Европы, рекомендовал NASA провести исследование кометы Копффа с помощью АМС типа «Mariner Mk-2». При запуске в июле 1990 года АМС, получившая условное наименование «Mariner Mk-2A», сблизилась бы с кометой в мае 1994 года, предварительно выполнив пролет мимо астероидов Намаква и Лючия. Сближение с кометой должно произойти не менее чем за 50 суток до прохода кометой перигелия. АМС должна наблюдать комету во время прохождения перигелия, после чего сблизиться на расстояние 50 км, выполнить несколько проходов около ядра кометы и выйти на круговую орбиту высотой 10 км вокруг ядра, с которой в выбранное место будет сброшен пенетратор.
АМС должна решать следующие задачи:
- исследование ядра кометы, головы и хвоста до прохождения перигелия, во время прохождения и после него.
- определение химического и изотопного состава летучих и нелетучих веществ ядра и хвоста кометы;
- измерение размеров, формы, массы и периода вращения ядра кометы;
- геоморфологическое картирования поверхности ядра, определение альбедо, тепловых свойств и пр.;
- исследование взаимодействия кометы с солнечным ветром.
На АМС должны быть установлены следующие приборы:
- узкоугольная и широкоугольная системы получения изображений;
- устройство для картирования в инфракрасных лучах;
- рентгеновский и гамма-спектрометры;
- масс-спектрометры ионов и нейтральных частиц;
- счетчик столкновений с частицами;
- устройство для сбора и анализа частиц;
- магнитометр;
- регистратор волн в плазме;
- пенетратор для сброс на ядро кометы.
Расчетная масса полезного груза на АМС - 124 кг. Для запуска мог бы использоваться МТКК Space Shuttle с разгонным блоком.
   |
В 1985 году было сделано предложение изменить цель запуска АМС «Mariner Mk-2A», вместо кометы Коппфа запустить АМС к комете Уайлда-2, что даст больше времени на подготовку, так как вместо июля 1990 года старт нужно будет произвести в марте 1991 года.
Проект АМС «Mariner Mk-2A» для полета к комете Уайлда-2 был несколько модифицирован по сравнению с вариантом для кометы Коппфа. Масс-спектрометры и телекамеры были расположены на поворотных платформах, вынесенных на развертывающихся в космосе штангах. Кроме радиоизотопной установки для обеспечения аппаратуры АМС энергией было предложено установить солнечные батареи на кольцевой панели. Пенетратор был перенесен с заднего торца АМС к топливным бакам.
Длина пенетратора около 1 м, он снабжен собственной ДУ. На пенетраторе установлены альфа- и гамма-спектрометры, температурные датчики и акселерометры. Эти приборы должны обеспечить определение элементного состава вещества ядра кометы, его тепловых и механических характеристик. Согласно предположениям, ядро кометы содержит в неизменившемся состоянии материалы, существовавшие в период образования планет Солнечной системы.
6.9.4. Перенацеливание на комету Темпель-2
В 1985 году выяснилось, что по финансовым ограничениям подготовить АМС к запуску в марте 1991 года не удастся. Это означало, что исследования кометы Уайлда-2 с помощью АМС провести не получится. Было решено отправить АМС «Mariner Mk-2A» к комете Темпель-2 в сентябре 1991 года.
Расчетный график полета АМС «Mariner Mk-2A» выглядел следующим образом:
- 04.09.1991 г. - старт с Земли;
- 17.09.1993 г. - пролет около астероида Малаутра;
- 01.07.1994 г. - гравитационный маневр при пролете Земли для изменения наклона плоскости траектории;
- 28.01.1995 г. - пролет около астероида Гестия;
- 11.12.1996 года - сближение с кометой Темпель-2.
Сближение с кометой Темпель-2 должно было произойти, когда комета находится в афелии своей орбиты, вблизи орбиты Юпитера. АМС должна была сопровождать комету в течение трех лет, по мере приближения кометы к Солнцу и последующего удаления от него.
В 1986 году запуск АМС «Mariner Mk-2A» перенесли на 1993 год, при этом запуск АМС был переориентирован на РН Titan 4 с разгонным блоком Centaur G (вместо МТКК Space Shuttle), а пролеты около астероидов отменили. Новая программа полета выглядела следующим образом:
- 05.06.93 г. - старт с Земли;
- 15.08.94 г. - гравитационный маневр при пролете Земли на расстоянии 500 км;
- 07.11.96 г. - сближение с кометой Темпель-2 в афелии ее орбиты;
~ 1 год - сопровождение кометы на расстоянии 5 000 км;
~ 2 года - исследование кометы с расстояния 1 000 км, затем 50-100 км, затем снижение до 6 км и сброс пенетратора. Скорость соударения пенетратора с ядром кометы 40 м/с.
На АМС устанавливаются следующие приборы:
- съемочная камера с разрешением до 1 м;
- спектрометр;
- инфракрасный радиометр;
- пенетратор;
- масс-спектрометр нейтральных газов;
- ионный масс-спектрометр;
- сканирующий электронный микроскоп;
- анализатор частиц;
- рентгеновский флюоресцентный спектрометр;
- газовый хроматограф;
- масс-спектрометр ионов с задерживающим потенциалом.
Программой исследования предусматривалось наблюдение ядра кометы с различных расстояний, пролеты на расстоянии до 50 км, а также сброс пенетратора с расстояния 6 км. Предполагалось, что пенетратор, масса которого составляет 20,4 кг, углубится в ядро на 1 м. Длина пенетратора 1,03 м, диаметр 6,5 см, диаметр ограничителя заглубления - 50 см. С помощью гамма-спектрометра и альфа-анализатора, установленных на пенетраторе, должна быть получена информация о химическом составе ядра кометы, а с помощью акселерометров - о профиле плотности ядра. Аккумулятор, размещенный в пенетраторе, обеспечивает работу аппаратуры и радиопередатчика в течение 5 суток. Пенетратор рассчитан на перегрузки до 420g.
На АМС устанавливаются пять электро-реактивных двигателей (ЭРД), один из которых резервный. После 835 суток полета ЭРД, израсходовавшие запас рабочего тела, отделяются. Дальнейшие маневры выпоняются с помощью ЖРД. Запас характеристической скорости, обеспечиваемый ЖРД, составляет 2 074 м/с. Энергопитание аппаратуры АМС обеспечивается солнечными батареями.
Стартовая масса АМС «Mariner Mk-2A» равна 4 253 кг, в том числе масса конструкции (сухая масса) 1 440 кг, масса топлива для ЖРД 1 360 кг, масса ЭРД 653 кг, масса рабочего тела (ксенона) для ЭРД - 600 кг, масса научных приборов - 166 кг.
В 1987 году программа полета была несколько изменена. Новый вариант выглядел так:
- февраль 1993 г. - старт с Земли;
- август 1993 г. - гравитационный маневр при пролете Венеры;
- июнь 1994 г. - гравитационный маневр при пролете Земли;
- январь 1995 г. - пролет около астероида 46 Гестия с относительной скоростью 11 км/с;
- октябрь 1996 г. - сближение с кометой Темпель-2 за 30 месяцев до прохождения перегелия;
- сопровождение кометы на расстоянии 5 000 км;
- исследование кометы с расстояния 1 000 км;
- 1997 год - сближение с ядром кометы до 4,5 км и сброс пенетратора. При достижении пенетратором высоты 1 км над поверхностью ядра включаются 4 РДТТ для обеспечения скорости соударения 44 м/с и заглубления пенетратора на 40-148 см.
Проектная масса АМС составила 5 597 кг, в том числе масса полезной нагрузки - 131 кг. В состав полезного груза входил также пенетратор, масса которого с сопутствующим оборудованием равнялась 26 кг.
Проект получил наименование «CRAF» (Comet Rendezvouz & Asteroid Flyby).
Несмотря на предпринятые NASA усилия по удешевлению проекта, финансирование в объеме, необходимом для запуска в 1993 году, не было получено. Старт АМС «CRAF» был перенесен на 1995 год.
6.9.5. АМС «CRAF»
По программе «CRAF» (Comet Rendezvouz & Asteroid Flyby) был разработан проект АМС для исследования комет и астероидов. Разработка научной программы полета проводилась с середины 1980-х годов совместно NASA, ESA и Космическими Агентствами Германии и Италии.
Основной задачей АМС «CRAF» являлось изучение кометы Темпель-2 с близкого расстояния, включая сброс пенетраторов и посадочных модулей на ядро кометы. АМС должна была исследовать состав и свойства кометного ядра и наблюдать процессы, происходящие в ядре при возникновении и исчезновении кометного хвоста при приближении к Солнцу и удалении от него.
Аналогично АМС «Cassini», АМС «CRAF» разрабатывалась на основе платформы «Mariner Mk-2». В состав научной аппаратуры входили:
- VIMS (Visual and Infrared Mapping Spectrometer) - картирующий спектрометр в видимом и инфракрасном диапазонах;
- TIREX (Thermal Infrared Radiometer Experiment) - прибор для исследования температурных полей кометы;
- COMA (COmet Matter Analyzer) - анализатор вещества кометы;
- CIDEX (Cometary Ice and Dust EXperiment) - анализатор элементного состава газа и пыли;
- SEMPA (Scanning Electron Microscope and Particle Analyzer) - сканирующий электронный микроскоп и рентгеновский спектрометр;
- CODEM (COmetary Dust Environment Monitor) - прибор для отслеживания пылевых потоков;
- NGIMS (Neutral Gas and Ion Mass Spectrometer) - масс-спектрометр газа и низкоэнергетических ионов;
- CRIMS (Cometary Retarding Ion Mass spectrometer) - масс-спектрометр плазмы;
- SPICE (Suprathermal Plasma Investigation of Cometary Environments) - прибор для измерения потоков ионов и электронов в окружении кометы;
- MAG - магнитометр;
- CREWE (Coordinated Radio? Electron and Wave Experiment) - комплект приборов для измерения плотности электронов, газовых потоков и температур в атмосфере кометы;
- пенетратор, который нес следующие приборы:
- гамма-спектрометр;
- газовый анализатор;
- акселерометры;
- термодатчики.
Масса АМС (без топлива) - 1 450 кг, в т.ч. масса научных приборов - 136 кг.
Энергопитание аппаратуры АМС обеспечивалось радиоизотопными установками. Рассчитывалось, что АМС будет передавать научную информацию в течение не менее 10 лет.
Планировалось, что АМС будет выполнять сбор научных данных, находясь на расстоянии около 10 км от ядра кометы в течение 3 лет и наблюдая процесс возникновения комы при приближении кометы к Солнцу. В связи с тем, что орбита кометы Темпель-2 наклонена к плоскости эклиптики на угол 11 , для перевода АМС на траекторию сопровождения требовался гравитационный маневр в поле тяготения Земли.
NASA рассчитывала, что работы по программе «CRAF» будут развернуты в 1989 году, что позволило бы осуществить запуск АМС в 1993 году к комете Темпель-2. Однако, в выделении средств в 1989 году было отказано, в связи с чем запуск АМС «CRAF» в 1993 году не мог состояться, и тем самым отменялся полет АМС к комете Темпель-2, так как астрономические условия уже не позволяли сделать это. NASA была вынуждена искать новые объекты исследований по программе «CRAF». В частности, рассматривались варианты полета к кометам Копффа, Уайлда-2 и Виртанена. В 1988 году было принято решение, что запуск АМС «CRAF» будет произведен в августе 1995 года к комете Копффа, с которой АМС сблизится в 2000 году.
Тогда же было решено вместо РДТТ устанавливать на пенетраторе ЖРД, работающий на однокомпонентном топливе.
В ноябре 1990 года NASA приняла решение об исключении из состава оборудования АМС «CRAF» сканирующего микроскопа SEMPA и пенетратора.
В феврале 1991 года порядок запуска АМС «Cassini» и «CRAF» был изменен. Запуск АМС «Cassini» был перенесен с апреля 1996 года на ноябрь 1995 года, а АМС «CRAF» - с августа 1995 года на февраль 1996 года. По новой программе полета обе АМС должны были выполнить облет Венеры с гравитационным маневром для ускорения дальнейшего движения, хотя длительность полета обеих АМС увеличится, для АМС «Cassini» - на год, для АМС «CRAF» - почти на два года.
План полета АМС выглядел следующим образом:
| февраль 1996 г. - старт; июль 1996 г. - гравитационный маневр у Венеры; июль 1997 г. - гравитационный маневр у Земли; январь 1998 г. - пролет астероида Хамбурга (449 Hamburga); август 2000 г. - сближение с кометой Копффа; август 2001 г. - сброс пенетратора/посадочного модуля на ядро кометы; декабрь 2002 г. - прохождение перигелия; март 2003 г. - завершение работы АМС. |
В январе 1992 года было объявлено, что финансирование программы «CRAF» прекращается.
6.11. Доставка образца вещества из ядра кометы
6.11.1. Проект фирмы Science Application
В 1984 году фирма Science Application предложила использовать АМС типа «Mariner Mk-2» для доставки на Землю образца вещества подповерхностного слоя кометного ядра, химическая и физическая целостность образца при этом не должна быть нарушена. В качестве цели назывались кометы Энке (старт АМС в 2003 г.), Уайльд-2 (старт в 2003 г.), Темпель-2 (старт в 2005 г.).
АМС должна сблизиться с ядром кометы и уравнять скорости. В течение трех недель АМС выполняет полет рядом с ядром, маневрируя на расстоянии от 200 до 10 км и выполняя съемку поверхности с высоким разрешением для выбора места взятия образца. После того, как место выбрано, на ядро кометы сбрасывается посадочный блок с пробоотборником. После взятия образца посадочный блок стартует и стыкуется с АМС, после чего АМС отводится на расстояние 100 км от ядра и ожидает команды с Земли на повторную операцию по взятию образца либо на старт к Земле.
На посадочном блоке предлагалось установить следующее оборудование:
- устройство для получения изображений;
- масс-спектрометр;
- температурный датчик;
- фотометр;
- сейсмометр;
- пробоотборник.
На пробоотборнике, который после взятия образца и стыковки с АМС возвращается к Земле вместе с полученым образцом, устанавливаются приборы для определения термических и механических характеристик поверхности и подповерхностного слоя, а также приборы для регистрации условий, в которых находится взятый образец на траектории возвращения к Земле: температура, давление в капсуле с образцом, уровень радиации.
В связи с тем, что физические свойства вещества ядер комет в момент разработки АМС были неизвестны, рассматривалось два типа конструкции пробоотборника: с пенетратором - для мягкой поверхности, такой как снег, и с буром - для твердой поверхности, такой, как кристаллический лед.
Масса посадочного блока с пенетратором - 162 кг, с буром - 189 кг.
6.11.2. Проект АМС «CISR»
АМС «CISR» (Comet Intercept Sample Return - доставка на Землю вещества, полученного при перехвате кометы) проектировалась в рамках программы «Planetary Observer» в первой половине 1980-х годов. В задачу АМС входило получение проб пыли и газов в голове кометы и доставка их на Землю для детального анализа элементного и изотопного состава. АМС должна была пройти через голову кометы с относительной скоростью 10 км/с. Для защиты от соударения с твердыми частицами должен был использоваться двустенный экран, часть которого должна была быть выполнена в виде ловушек пылевых частиц. Пробы газов планировалось получать путем абсорбции на специальных поверхностях. После пролета около кометы пробоотборники должны были втягиваться внутрь возвращаемой капсулы. Орбита АМС рассчитывалась таким образом, чтобы после пролета около кометы через несколько лет сблизиться с Землей. При приближении к Земле капсула должна была отделиться, войти в атмосферу и совершить посадку.
6.11.3. Проект «CNSR»Проект АМС с условным наименованием «CNSR» (Comet Nuclear Sample Return - доставка образцов вещества ядра кометы) разрабатывался совместно NASA и ESA в середине 1980-х годов.
Один из рассмотренных вариантов полета предусматривал запуск
Один из рассмотренных вариантов полета предусматривал запуск АМС «CNSR» к комете Уайлда-2. Ниже приводится примерная программа полета АМС.
- 19.03.93 г. - запуск с помощью РН Titan 4;
- 1997 год - сближение с кометой;
- 07.04.97 г. - посадка на ядро кометы;
- 06.06.97 г. - старт с ядра;
- 14.04.00 г. - сближение с Землей и выход на орбиту ИСЗ высотой 20 000-30 000 км.
Далее должен быть выполнен захват АМС межорбитальным буксиром OTV и доставка на орбитальную станцию или МТКК для доставки на Землю.
Стартовая масса АМС «CNSR» - 4,2 т, в т.ч. масса полезной нагрузки 320 кг. При сближении с кометой масса АМС 3,7 т, масса при старте с ядра кометы 3,0 т, при сближении с Землей - 2.; т. Общее приращение характеристической скорости, обеспечиваемое двигательной установкой АМС, составляет 24,2 км/с. ДУ состоит из восьми электроионных двигателей RIT-35, тяга каждого двигателя - 20 гс. Электропитание ДУ обеспечивается солнечными батареями общей мощностью 50-55 кВт. Для маневрирования около кометы используются ЖРД, работающие на монометилгидразине и четырехокиси азота.
В конструкцию пробоотборника входят два соосных цилиндра. Внешний цилиндр на нижнем торце несет буровой инструмент, а внутренний, диаметром 5 см, служит для приема керна. На верхних торцах цилиндров закреплены миниатюрные ракеты, обеспечивающие вращение цилиндров. Сначала выполняется вращение в одну сторону для бурения, а затем в обратную для извлечения керна. Планируется доставка на Землю примерно 10 кг вещества из ядра кометы. Конструкция пробоотборника должна обеспечивать отсутствие нагрева керна и сохранение его при транспортировке на Землю в условиях вакуума и низкой температуры (около -120°C).
6.11.4. АМС «Mariner Mk-2C»
На основе проработок, выполненных по программе «CNSR» был подготовлен проект АМС «Mariner Mk-2C». В связи с значительной начальной масссой предполагалось запускать АМС по частям двумя РН с последующей сборкой на орбите ИСЗ.
Программа полета предусматривала старт в 1999 году и доставку на Землю в 2009 году около 10 кг вещества, взятого с поверхности ядра кометы и с глубины до 3 м.
6.12. Мультиаппаратные проекты
6.12.1. Программа «MSR»
В конце 1985 года NASA открыла НИР по теме «MSR» (Multicomet Sample Return - доставка вещества нескольких комет). Предполагалось, что при условии выделения в 1989 году ассигнований на этот проект, в 1992 году можно было бы запустить две АМС для доставки газов и частиц пыли из головы комет д'Арреста и Хонда-Маркоса-Пайдушаковой. АМС «MSR-A» и «MSR-B» должны быть запущены совместно с АМС типа «Planetary Observer» одним разгонным блоком TOS, доставленным на орбиту ИСЗ с помощью МТКК Space Shuttle в ноябре 1992 года. Все три АМС выводятся на гелиоцентрическую орбиту, близкую к земной, но обгоняют Землю по орбите. АМС «Planetary Observer» выполняет наблюдения Солнца, которые сопоставляются с наблюдениями КА «SOHO», находящимся около точки либрации L1 системы Земля-Солнце.
В июле 1995 года, когда три АМС начинают приближаться к Земле, выполнив несколько оборотов вокруг Солнца, АМС «MSR-A» направляют в голову кометы д'Арреста, через которую она проходит 27.07.95 г. со скоростью 13,8 км/с, собирая образцы газа и пыли в специальные контейнеры. В ноябре 1995 г. АМС «MSR-A», которая продолжает приближаться к Земле, с помощью бортового РДТТ переводится на эллиптическую орбиту ИСЗ. АМС «MSR-B» и «Planetary Observer» продолжают очередной виток вокруг Солнца.
Перед очередным приближением к Земле в январе 1996 года АМС «MSR-B» направляется по той же схеме для пролета через голову кометы Хонды-Мркоса-Пайдушаковой. 19.11.96 г. включением РДТТ АМС «MSR-B» также выходит на околоземную орбиту.
В предложенном проекте предусматривалось, что в это время будет функционировать обитаемая ДОС, и экипаж станции будет располагать телеуправляемым КА с устройствами захвата объектов. С помощью этого КА контейнеры с кометным веществом, а также сами АМС, должны быть доставлены на ДОС, а затем на Землю. После восстановительного ремонта предполагалось вторично использовать АМС по аналогичной схеме: запуск «MSR-A» - в июле 1997 года, сближение с кометой Джакобини-Циннера в ноябре 1998 года, возвращение на Землю в июле 2005 года. АМС «MSR-B» могла бы быть повторно использована для полета к комете Темпель-2 с возвращением к Земле в марте 2002 года.
6.12.2. Программа «MCM»
Программа «MCM» (Multi Comet Mission - полет для исследования нескольких комет) была предложена в 1986 году Центром Годдарда NASA. По этой программе предлагалось разработать две АМС: «MCM-A» и «MCM-B».
АМС «MCM-A» предназначалась для доставки на Землю вещества из комы кометы, для чего на ней монтируются панели пробоотборников. АМС «MCM-A» должна была выполнять пролет около кометы позже, чем АМС «MCM-B», и использовать наблюдения с «MCM-B» для коррекции траектории с целью близкого пролета пролета от ядра кометы (~50 км).
На АМС «MCM-B», разрабатываемую по проекту «Planetary Observer», кроме обеспечения точной навигации для АМС «MCM-A», возлагалась задача последовательного исследования нескольких комет и астероидов с пролетной траектории, а также наблюдения Солнца и межпланетного пространства. За время 12-летнего полета АМС должна была провести наблюдения за Солнцем в течение полного 11-летнего цикла солнечной активности. Перенаправление АМС к очередному астероиду или комете должно было выполняться за счет гравитационных маневров при пролетах около Земли.
Запуск обеих АМС должен был быть выполнен в январе 1994 года по траектории полета к комете Темпеля-1, при этом для запуска «MCM-A» используется одноразовая РН, а «MCM-B» запускается с помощью МТКК Space Shuttle. Предложенные схемы полета приведены ниже в табл. 3.44.
7.2. Проект АМС для исследования астероидов
На основе проекта АМС «HIM» (см. п. 6.7.3) в 1982 году был разработан проект АМС для исследования астероидов. В проекте предлагалось кроме дистанционного исследования астероида сбрасывать на него зонд-пенетратор, рассчитанный на заглубление в поверхность. Масса пенетратора 31 кг, длина 1,4 м, диаметр заглубляемой части 9 см. При ударе о поверхность (от ледяной до базальтовой) основной блок пенетратора заглубляется в грунт, а на поверхности остается хвостовая часть, соединенная кабелем с заглубленным блоком.
7.3. АМС для исследования астероидов. Проект фирмы RCAВ 1983 году фирма RCA, головная по метеорологическим спутникам «Tiros», по своей инициативе выполнила проектирование двух вариантов АМС для исследования астероидов, на основе метеоспутников «Tiros-N» и «DE». АМС предназначена для:
- изучения морфологии поверхности астероида;
- исследования общей плотности;
- исследования распределения плотности по объему астероида;
- определения магнитных свойств.
На АМС должны быть установлены:
- гамма-спектрометр;
- рентгеновский спектрометр;
- камера для съемки в инфракрасном диапазоне;
- альтиметр;
- камера для съемки в видимом диапазоне;
- магнитометр.
Системы электропитания, терморегулирования, управления и обработки информации не требуют значительных переделок, в то время как для дальней радиосвязи необходимо установить остронаправленную антенну. Значительной модификации подвергнется система ориентации.
Запуск АМС должен выполняться с помощью МТКК Space Shuttle и разгонного блока. Для перехода с перелетной траектории на траекторию сопровождения астероида АМС должна быть оснащена двигательной установкой, обеспечивающей значительное приращение скорости - на 1-2 км/с.
7.4. Пролет АМС «Galileo» около астероидовВ 1984 году, когда оценивалась угроза столкновения АМС «Galileo» с каким-либо объектом при пролете через пояс астероидов, были проанализированы орбиты более чем 3 600 астероидов. При этом обнаружилось, что угрозы столкновения нет, но есть возможность, слегка изменив траекторию АМС, обеспечить близкий пролет около одного из нескольких астероидов. В частности, первым кандидатом на пролетное исследование стал астероид Амфитрита.
Поперечный размер астероида Амфитрита равен около 200 км. Спектральный анализ, проводившийся при наблюдениях с Земли, показывал наличие никеля, железа и богатых металлами минералов оливина и пироксена. Предполагалось, что это или объект, не подвергавшийся изменениям со времени образования Солнечной системы, или обломок ядра бывшей планеты (Фаэтона).
Пролет около астероида приводил к задержке прибытия к Юпитеру на более чем на три месяца и к дополнительному расходу топлива на коррекцию траектории после пролета астероида, что сокращало возможности маневров в системе Юпитера при исследовании его спутников. Однако, ожидаемая научная ценность результатов наблюдений, проведенных при пролете около астероида Амфитрита, перевешивала.
В итоге обсуждений 24.12.1984 года Директор NASA дал официальное разрешение на выполнение такого изменения программы полета АМС «Galileo».
7.5.1. АМС «NEAR» по программе «Planetary Observer»
Первоначально создание АМС «NEAR» (Near Earth Asteroid Rendezvous - встреча с астероидами, близкими к Земле) было запланировано в рамках программы «Planetary Observer» (см. п. 12.4).
АМС должна была создаваться на базе метеорологического ИСЗ «Tiros N». Через 1-2 года после запуска АМС должна была сблизиться с астероидом, выбранным в качестве цели, и некоторое время сопровождать его, затем выйти на низкую орбиту вокруг астероида (высота ~10 км). После примерно года исследований с орбиты АМС должна была выполнить «возможно мягкую посадку» на астероид. Посадочное шасси в конструкции АМС не предусматривалось. Назывались следующие возможные цели:
- при старте в 1990 году возможна встреча с астероидом Эрос;
- в 1991 году - с астероидом Аиза;
- в 1992-1993 году - с астероидом Анерос;
- в 1995 году - с астероидом Ивар.
После неудачного полета в 1992-1993 годах АМС «Mars Observer», первой по программе «Planetary Observer», программа была закрыта, средства на создание АМС типа «Planetary Observer» более не выделялись.
Вторично работы по проекту АМС «NEAR» были начаты в 1995 году, когда проект был выбран к реализации в рамках программы «Discovery».
8.5.3. Проект АМС «SIS»
В проекте бюджета на 1984 год NASA запрашивала средства на разработку АМС «SIS» (Solar Interplanetary Satellite - солнечно-межпланетный спутник). Проект АМС «SIS» явился преемником более дорогостоящей разработки американской АМС «ISPM», и был призван дополнить исследования, которые должна была проводить европейская АМС «ISPM». Для достижения максимального научного выхода от проекта, АМС должна была быть запущена в 1986 или 1987 году.
8.6.3. Проект АМС «Starprobe»
В 1989 году JPL предложила проект АМС «Starprobe» для отправки к Солнцу с гравитационным маневром при облете Юпитера.
АМС защищена экраном, выполненным в виде конуса длиной 16 м и диаметром основания 4 м. Электропитание обеспечивается за счет радиоизотопных генераторов. Масса АМС 1,25 т, в т.ч. 133,5 кг научной аппаратуры.
Предполагалось вывести АМС на гелиоцентрическую орбиту с перигелием до 4 солнечных радиусов.
Основные задачи АМС «Starprobe»:
- исследования строения и динамических характеристик фотосферы, хромосферы и короны Солнца;
- исследования глобальных оптических характеристик короны и их связи с характеристиками солнечного ветра;
- исследования колебаний, строения и динамических характеристик зон конвекции и недр Солнца;
- стереоскопические наблюдения эволюционных и переходных характеристик фотосферы и структур короны с одновременным использованием приборов АМС и наземных обсерваторий.
Для запуска АМС к Юпитеру планировалось использовать МТКК Space Shuttle с разгонным блоком Centaur G'. Допускалось использование менее мощного РБ, но в этом случае АМС должна была лететь по более длинной траектории, с тремя предварительными гравитационными маневрами: один у Земли и два у Венеры.
Проект не осуществлялся.
Преимущество телескопов, выведенных за пределы атмосферы, перед наземными телескопами обсуждалось еще с 1940-х годов. Начиная с 1962 года, на околоземные орбиты было выведено несколько десятков космических аппаратов, имевших на борту оборудование для астрономических наблюдений в различных диапазонах волн. После 2000 года стали создаваться космические телескопы, которые выводились как на гелиоцентрические орбиты, так и в точку либрации L2 системы Земля-Солнце.9.2. КА «SIRTF» («Spitzer»)
*1983 - первые упоминания? (хл.)
«SIRTF» (Space InfraRed Telescope Facility) - четвертый из серии больших космических телескопов NASA (первые три - им. Хаббла, им. Комптона, им. Чандры - были выведены на орбиты ИСЗ). Второе название КА - «Spitzer». КА несет инфракрасный телескоп-рефлектор системы Ричи-Кретьена с зеркалом диаметром 0,85 м и фокусным расстоянием 10,2 м, а также ряд других астрономических приборов.
Масса КА «Spitzer» - 923,5 кг, в т.ч. запас сжатого азота 15,6 кг, запас жидкого гелия - 50,4 кг. Длина КА 4,45 м, поперечный размер - 2,1 м.
Запуск осуществлен 25.08.03 года ракетой-носителем Delta 2 7920H. КА выведен на гелиоцентрическую орбиту с параметрами: 0,996 х 1,019 а.е., наклонение орбиты 1,14° к плоскости эклиптики, период обращения - 369 суток.
Основная миссия телескопа была завершена 15.05.09 года в связи с исчерпанием запаса жидкого гелия, однако, КА оставался в рабочем состоянии и продолжал передавать научную информацию. Полное прекращение работы КА «Spitzer» произошло только 30.01.2020 года по команде с наземного пункта управления.
11.2. Проект АМС «TAU»Лаборатория реактивного движения (JPL) NASA в 1986 году разработала проект АМС «TAU»2 (Thousand Astronomical Units - тысяча астрономических единиц) для изучения межзвездного пространства, или, точнее говоря, пространства за пределами Солнечной системы. Предполагалось, что АМС может быть запущена в начале 2000-х годов. После гравитационного маневра при пролете Юпитера АМС, используя бортовую двигательную установку, примерно через 10 лет после запуска разовьет скорость свыше 80 км/с и выйдет за пределы Солнечной системы. Планировалось информацию от АМС получать в течение еще 40 лет после этого. В конце 50-летнего периода после старта АМС будет находиться на расстоянии около 1 000 а.е., с чем и связано название проекта.
2 Проект известен также под наименованием «Interstellar Probe» («Межзвездный зонд»).
В число научных задач АМС входили:
- точное измерение межзвездных расстояний, исходя из измерений радиосигналов и точных расчетов траектории. Данное измерение позволит определить, как давно генерируют излучение определенные астрономические объекты, что позволит рассчитать возраст Вселенной;
- подтверждение существования кометного облака Оорта;
- наблюдение Солнечной системы из межзвездного пространства;
- поиски неизвестных звезд;
- исследования газа, пыли и магнитных полей в межзвездном пространстве;
- регистрация излучения, порожденного «большим взрывом».
На АМС должен быть установлен телескоп с апертурой 1,5 м, система лазерной связи с телескопом диаметром 1 м, электрореактивный двигатель. Для обеспечения энергопитания ЭРД АМС планировалось использовать ядерную реакторную установку SP-100. Установка монтируется на штанге длиной 40 м. Для энергопитания другого бортового оборудования используется радиоизотопный генератор.
Стартовая масса АМС 28 т, в т.ч. 23 т - рабочее тело для ЭРД. Планировалось, что ЭРД будет работать в течение примерно 10 лет, до полного исчерпания рабочего тела. После этого ЭРД и реакторная установка отбрасываются. Это должно будет произойти на расстоянии примерно 10 млрд. км от Земли (около 67 а.е.) при скорости АМС ~100 км/с.
1.1.1. Проект АМС «NIÑA»
В 1990 году правительство США предложило организовать «космическую гонку» аппаратов из разных стран, запускаемых к Марсу. Это мероприятие получило название «Columbus 500» в честь 500-летия открытия Америки Христофором Колумбом. Английская организация Cambridge Consultants выступила с проектом АМС с солнечным парусом. АМС предложено назвать «Niña» в честь первой каравеллы Колумба. Парус из посеребренной пленки в сложенном виде имеет форму цилиндра диаметром 4 м и высотой также 4 м, что позволяет поместить его под обтекатель полезного груза имеющихся РН. Масса паруса - около 500 кг. На орбите ИСЗ парус разворачивается в круг диаметром 250 м. Через 80 суток полета АМС, совершив 8 витков вокруг Земли, переходит на траекторию полета к Марсу. Полет продлится 200-300 суток. На АМС должны быть установлены приборы для проведения экспериментов, подготовленных университетами Англии.
Проект не осуществлялся.
2.5. Исследования Меркурия
2.5.1. Проект АМС «MPO»
В 1987 году Аэрокосмический научно-экспериментальный центр ФРГ разработал проект АМС для исследования Меркурия с полярной орбиты. АМС «MPO» (Mercury Polar Orbiter).
  |
- гамма-спектрометр;
- рентгеновский спектрометр;
- многодиапазонный картирующий спектрометр;
- инфракрасный радиометр;
- микроволновый радиометр;
- радиолокационный альтиметр;
- ультрафиолетовый спектрометр;
- магнитометр;
- детектор метеорных частиц.
Общая масса приборов составляет 100 кг. АМС «MPO» должен был обеспечить съемку всей поверхности Меркурия с разрешением не хуже 100 м.
Рассматривалась возможность включения в состав АМС «MPO» отделяемого спутника массой 500 кг для высокоточных гравитационных измерений.
Предлагалось также установить на АМС «MPO» три или четыре пенетратора. Длина пенетратора составляет 1,5 м, диаметр 9 см, масса 35 кг, в том числе 3 кг полезной нагрузки. В состав приборов, устанавливаемых на пенетраторе, входили:
- трехосный сейсмометр;
- альфа-протонный анализатор грунта;
- температурные датчики;
- акселерометры.
В блок установки пенетратора входил сам пенетратор, тормозной РДТТ тягой 3,0 т для схода с орбиты и служебный отсек массой 10 кг с микродвигателями ориентации и оборудованием системы наведения. Общая масса блока - 245 кг.
Пенетратор отделяется от АМС на высоте 3 км при орбитальной скорости 4 км/с. Тормозной РДТТ за 19 с работы гасит скорость почти полностью, после чего пенетратор совершает свободное падение в течение 40 с. Скорость при соударении с поверхностью составит 150 м/с, перегрузки при этом могут достигать 1 800 g. Согласно расчетам, головная часть пенетратора заглубится на величину до 15 м, а хвостовая часть останется на поверхности. Радиоизотопные источники должны были обеспечить работу аппаратуры пенетратора в течение двух лет.
Проектная масса АМС «MPO» составляла 5,8 т, в том числе:
- топливо для ТДУ - 3,2 т;
- сухая масса орбитального блока - 700 кг;
- запас топлива ДУ орбитального блока - 665 кг;
- отделяемый спутник - 500 кг;
- три пенетратора массой по 245 кг.
Запуск АМС рассчитывался на использование МТКК Space Shuttle с разгонным блоком Centaur G'. Расчетная схема полета при старте в июле 1996 года выглядела следующим образом:
- июль 1996 г. - старт с Земли;
- декабрь 1996 г. - пролет около Венеры на расстоянии 2 400 км;
- июль 1997 г. - пролет около Венеры на расстоянии 300 км;
- август 1998 г. - пролет около Меркурия на расстоянии 200 км;
- май 1999 г. - пролет около Меркурия на расстоянии 200 км;
- май 2000 г. - пролет около Меркурия на расстоянии 200 км;
- октябрь 2001 г. - выход на орбиту спутника Меркурия высотой 300 км.
В связи с тем, что NASA отказалась от использования РБ Centaur G' в сочетании с МТКК Space Shuttle, разработчики АМС «MPO» были вынуждены переориентироваться на запуск АМС с помощью РН Titan 4 с разгонным блоком Centaur G', что потребовало пересмотра проекта для уменьшения массы АМС.
2.5.2. Вариант АМС с солнечным парусом
Организация «Международный космический фонд» (World Space Foundation) предложила Аэрокосмическому фонду ФРГ проект АМС с солнечным парусом. АМС состоящая из двух блоков, выводится на орбиту ИСЗ с помощью РН Titan 4. Дальнейшее движение обеспечивает солнечный парус площадью 150 000 м2 и массой 750 кг.
АМС, имеющая массу 2,3 т, достигает Меркурия через 500 суток, где парус отбрасывается, и включается основной РДТТ, выводящий АМС на орбиту спутника Меркурия высотой 100 х 17 600 км. На этой орбите происходит разделение блоков. Блок А остается на высокоэллиптической орбите, а блок B, включив в перицентре орбиты свой РДТТ, переходит на круговую орбиту высотой 100 км.
Масса блока A - 393 кг, масса блока B (без РДТТ) - 130 кг.
4.2.2. Проект «VESTA»4.2.2.1. К астероидам через Венеру
В 1985-1986 годах в рамках советско-французского сотрудничества в космосе обсуждался проект совместной миссии по исследованию комет и астероидов с помощью АМС «Веста» («ВЕнера-аСТероиды). 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.
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-
Рассматривалась возможность оснастить АМС «Vesta» посадочным зондом для осуществления посадки на астероид.
НА АМС «Vesta» на поворотной платформе устанавливались телекамеры для съемки в видимом и инфракрасном диапазонах. В состав приборов входил радиолокационный высотомер, антенна которого монтировалась на верхней части АМС. Предлагалось также сбрасывать при сближении с астероидом шары диаметром 20 см с очень высоким коэффициентом отражения. По наблюдениям за движением шаров предполагалось рассчитать массу астероида.
Масса АМС «Vesta» - не более 870 кг. Предлагалось также укомплектовать АМС «Vesta» пенетратором советского изготовления. Масса пенетратора 600 кг, в т.ч. 200 кг - топливо для двигателя пенетратора. Решение об использовании пенетратора должно было быть принято в апреле 1986 года.
Расчетная продолжительность получения информации от АМС «Vesta» - не менее пяти лет. АМС за это время должны, используя гравитационные маневры при повторных пролетах Венеры и Земли, сблизиться с несколькими астероидами или кометами. Для АМС «Vesta» было рассчитано несколько программ полета, ниже приводятся две из них.
4.2.2.2. К астероидам через Марс
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».
Масса АМС «Vesta» около 2 т. АМС имеет систему трехосной ориентации. Каждая АМС несет пенетратор советской разработки, масса пенетратора 500 кг.
В связи с высокой стоимостью проекта Франция внесла на рассмотрение ESA предложение о финансировании проекта «Vesta», которое не было поддержано.
5.2.1. Проект АМС «Kepler»
5.2.1.2. Проект 1982 года
За два года работы в конструкции АМС «Kepler» были сделаны некоторые изменения. Так, было решено отказаться от системы противовращения для остронаправленной антенны. Вместо этого отражатель антенны жестко закрепили в качестве верхнего днища цилиндрического корпуса. Стабилизация АМС по-прежнему обеспечивалась вращением, при этом ось вращения должна была быть постоянно направленной на Землю.
На АМС предполагалось установить следующие научные приборы:
- магнитометр;
- анализатор с задерживающим потенциалом;
- зонд Лэнгмюра;
- анализатор волн в плазме;
- анализатор частиц плазмы;
- спектрометр для картирования в видимом и ультрафиолетовом диапазоне;
- инфракрасный зонд;
- масс-спектрометр нейтральных частиц;
- масс-спектрометр ионов.
Стартовая масса АМС около 800 кг, при этом около половины этой величины - масса топлива, предназначенного для выхода АМС на ареоцентрическую орбиту.
5.4. Исследования Меркурия
5.4.1. Проект «Mercury»
В середине 1980-х годов ESA рассматривала возможность создания АМС для исследования Меркурия с полярной орбиты. АМС должна быть оборудована электроионной ДУ. Предполагаемый состав научной аппаратуры:
- рентгеновский спектрометр;
- регистратор пыли;
- гамма-спектрометр;
- нейтронный солнечный спектрометр;
- камеры для съемки в разных областях спектра;
- датчик частиц высокой энергии;
- инфракрасный радиометр;
- радиоальтиметр;
- магнитометр;
- приборы для радиоастрономических исследований;
- пенетраторы для проведения сейсмических исследований Меркурия.
Проект не осуществлялся.
5.5. Исследования дальних планет
5.5.1. Проект АМС «IO»
В середине 1980-х годов ESA рассматривала проект АМС «Io», предназначенной для полета к спутнику Юпитера Ио. АМС должна была с орбиты высотой 60 км вокруг Ио провести исследования атмосферы, химического состава поверхности а также взаимодействия Ио с магнитным полем Юпитера. Расчетная масса АМС равна 500 кг, в том числе масса научных приборов 45 кг. Для запуска АМС к Юпитеру должна была использоваться РН Ariane 4. Полет до системы Юпитера должен был продолжаться 2,7 года.
5.5.2. АМС «Huygens»
АМС «Huygens» («Cassini Probe», «Titan Probe»), разработанная Европейским Космическим Агентством (ESA) для осуществления мягкой посадки на спутник Сатурна Титан, была в январе 2005 года доставлена в систему Сатурна американской АМС «Cassini».Основные задачи АМС «Huygens»:
- определение физических характеристик атмосферы Титана;
- определение состава атмосферы Титана;
- исследование химических и фотохимических свойств атмосферы Титана;
- поиск органических веществ;
- исследование образования и состава аэрозолей в атмосфере Титана;
- изучение метеорологических явлений;
- исследование топографии, состава и физических свойств поверхности Титана.
АМС «Huygens» конструктивно состоял из спускаемого аппарата (СА) и вспомогательного отсека.
Вспомогательный отсек служит для обеспечения механической и электрической связи АМС «Huygens» с АМС «Cassini» во время совместного полета. При отделении спускаемого аппарата вспомогательный отсек обеспечивает закрутку СА для его стабилизации во время входа в атмосферу Титана, а сам остается присоединенным к АМС «Cassini».
Спускаемый аппарат состоит из посадочного модуля, парашютной системы, лобового экрана конической формы и верхнего кожуха. Максимальный диаметр по лобовому экрану 2,75 м.
Масса АМС «Huygens» составляет 319 кг, в том числе более 100 кг - масса лобового экрана, 49 кг - масса посадочного аппарата. Масса вспомогательного отсека, остающегося на АМС «Cassini», - 30 кг.
Состав научной аппаратуры посадочного модуля АМС «Huygens»:
- DISR (Descent Imager/Spectral Radiometer) - посадочная телекамера и спектральный радиометр;
- HASI (Huygens Atmospheric Structure Instrument) - комплекс приборов для измерения физических и электрических свойств атмосферы;
- DWE (Doppler Wind Experiment) - аппаратура для измерения силы и направления ветра с помощью эффекта Допплера;
- GCMS (Gas Chromatograph Mass Spectrometer) - газовый хроматограф/масс-спектрометр;
- ACP (Aerosol Collector and Pyrolyser) - прибор для сбора и анализа аэрозольных частиц;
- SSP (Surface Science Package) - комплект приборов для измерения свойств поверхности.
Запуск АМС «Cassini» с посадочной АМС «Huygens» был произведен 15.10.97 г. с помощью РН Titan IVB/Centaur. Для выигрыша в массе полезного груза была выбрана весьма сложная траектория, с четырьмя гравитационными маневрами - дважды при пролете Венеры, один раз около Земли и затем при пролете Юпитера. 01.07.04 года, почти через семь лет полета, комплекс «Cassini»-«Huygens» вышел на орбиту спутника Сатурна. Аппаратура АМС «Huygens» во время перелета до системы Сатурна находилась в выключенном состоянии.
25.12.04 г., после трех витков по околосатурнианской орбите, было произведено разделение АМС. 14.01.05 г. посадочный модуль «Huygens» вошел в атмосферу Титана, выполнил баллистическое, спуск на парашюте и мягкую посадку на поверхность Титана в точке с координатами 11° с.ш., 192° з.д.
Процесс посадки происходил следующим образом. При входе в атмосферу аэродинамическое торможение, длившееся около четырех с половиной минут, снизило скорость СА с 6,1 км/с до 400 м/с, после чего раскрылся вытяжной парашют диаметром 2,6 м. Через 2,5 с вытяжной парашют вместе с верхним кожухом были отстрелены, и раскрылся основной парашют диаметром 8,3 м, одновременно был сброшен лобовой экран. Высота АМС в этот момент составляла около 170-190 км. Через 15 минут спуска, на высоте 125 км, основной парашют также был отстрелен, а вместо него для ускорения спуска был введен в действие стабилизирующий парашют диаметром 3,03 м. Спуск на стабилизирующем парашюте продолжался 2 часа 13 минут Скорость посадочного модуля при касании поверхности составила 4,5 м/с, ударная перегрузка - 15g.
Во время парашютного спуска выполнялось фотографирование поверхности в различных диапазонах волн и научные измерения. Вся информация передавалась по двум каналам на АМС «Cassini», которая записывала ее на бортовой накопитель. Из-за программной ошибки запись информации была выполнена только с одного канала. АМС «Cassini» после завершения сеанса связи с АМС «Huygens» выполнила программный разворот для ориентации остронаправленной антенны на Землю, а затем ретранслировала записанную информацию. Сигнал с АМС «Huygens» был получен также наземными радиотелескопами.
После посадки АМС на Титан были получены как фотографии поверхности, так и измерения состава атмосферы, грунта, температуры и других параметров. Было установлено, что Титан обладает мощной атмосферой, в которой образуются облака, идут осадки в виде дождя. На поверхности Титана текут ручьи и образуются лужи и озера. Грунт Титана состоит из смеси водяного и углеводородного льда. Роль воды на Титане исполняет жидкий метан.
Всего от АМС «Huygens» получено около 350 фотоснимков.
Прием информации радиоаппаратурой АМС «Cassini» длился 147 мин. во время парашютного спуска и 72 мин. после посадки АМС «Huygens» на поверхность Титана. Затем АМС «Cassini» вышла из зоны направленности антенны АМС «Huygens», и прием информации прекратился. Наземные радиотелескопы фиксировали работу передатчика АМС «Huygens» еще в течение 1 часа 58 минут.
5.6. Исследования Солнца
5.6.3.2. АМС «Ulisses»
АМС «Ulisses» была разработана по европейско-американской программе ISPM, по которой должно было быть построено две АМС, которые одним запуском отправляются к Юпитеру. Совершив гравитационный маневр около Юпитера, АМС должны были выйти на гелиоцентрические орбиты, при этом одна АМС должна была пройти над северным полюсом Солнца, другая - над южным. NASA прекратили разработку своей АМС по финансовым причинам, ESA продолжила разработку и изготовление АМС, получившей наименование «Ulisses». Головной фирмой по разработке АМС была выбрана западногерманская компания Dornier Systems.
Корпус АМС имеет прямоугольную форму. С одной стороны корпуса размещена остронаправленная антенна. АМС стабилизируется вращением со скоростью 5 об/мин., при этом ось вращения и параболический отражатель антенны всегда направлены на Землю.
Состав научного оборудования АМС:
- два магнитометра;
- два анализатора плазмы солнечного ветра;
- унифицированный прибор для изучения радиоволн в плазме;
- три анализатора заряженных частиц;
- датчик межзвездного нейтрального газа;
- детектор рентгеновского и гамма-излучения;
- датчик космической пыли.
Энергопитание бортовой аппаратуры АМС обеспечивается радиоизотопным генератором.
Масса АМС - 370 кг, в т.ч. 55 кг научной аппаратуры.
АМС «Ulisses» выведена 06.10.90 года с борта МКК Space Shuttle «Discovery» на траекторию полета к Юпитеру. Совершив гравитационный маневр 08.02.92 г. в поле тяготения Юпитера (минимальное расстояние до поверхности Юпитера - 376 тыс. км), АМС вышла на гелиоцентрическую орбиту, наклоненную к плоскости эклиптики под углом 80,1 град. Афелий находился за орбитой Юпитера, перигелий начальной орбиты был равен примерно 2 а.е. Период обращения АМС по орбите - 6,2 года.
Первый проход над южным полюсом Солнца произошел 13.09.94 г., второй - 27.11.00 г., третий - 07.02.07 г. Соответственно, АМС прошла перигелий первый раз 12.03.95 г, второй - 23.05.01 г.
На 01.09.03 г. параметры орбиты АМС «Ulisses» составили: наклонение 79,23 град., перигелий - 1,347 а.е., афелий - 5,404 а.е., период обращения - 6,2 года.
Работа с АМС завершена 30.06.09 г.
5.7.2. Проект «Asterex»
ESA в 1982 году проводила выбор для реализации одну из предложенных программ в области исследования космоса. Одним из предложенных проектов был проект АМС «Asterex» для последовательного пролета около нескольких астероидов.АМС «Asterex» должна была иметь трехосную ориентацию, использующую гироскопы, звездный и солнечные датчики. Исполнительными органами системы ориентации являлись микродвигатели, работающие на сжатом газе. Для коррекции траектории используется ЖРД на двухкомпонентном топливе. Электропитание бортовой аппаратуры обеспечивается двумя панелями солнечных батарей и химической батареей небольшой емкости. Рассматривался вариант использования радиоизотопных источников энергии.
АМС имеет поворотную платформу, на которой устанавливается съемочная камера и инфракрасный спектрометр. Разрешающая способность камеры - 30 м с расстояния 1 000 км.
Согласно проекту, масса АМС 750 кг. Запуск АМС «Asterex» должен был осуществляться РН Ariane 4 с дополнительной ступенью (разгонным блоком). Перелет с околоземной орбиты до пояса астероидов должен продлиться примерно 8 месяцев. За три расчетных года эксплуатации АМС должна была совершить пролет около нескольких астероидов.
Проект АМС «Asterex» после рассмотрения был отклонен.
5.7.3. Проект «AGORA»В конце 1982 года ESA начала рассмотрение 20 предложенных программ исследования космоса. В конце 1983 года было выбрано пять программ, из которых на следующем этапе рассмотрения должна была быть выбрана одна программа. Одной из пяти программ, прошедших во второй этап отбора, была программа «AGORA» (Asteroid Gravity, Optical and Radar Analysis - гравитационное, оптическое и радиолокационное изучение астероидов). Программой предусматривалось создание АМС, которая выполнит пролет около нескольких астероидов и проведет изучение их массы, формы и размеров, толщины слоя реголита, минералогического состава, топографии и пр.
На АМС должны быть установлены телекамера с широкоугольным объективом, инфракрасный спектрометр, радиолокационный альтиметр и другие приборы. В составе научного оборудования предусмотрен отделяемый отражатель радиолокационного излучения. За двое суток до сближения с астероидом отражатель должен отделиться, и по его движению будут измерены гравитационное поле и масса астероида.
После пролета астероида производится коррекция траектории для направления АМС к следующему астероиду. Предполагалось, что за 3-5 лет АМС сможет сблизиться не менее чем с тремя астероидами на расстояние не более 500 км. Скорость пролета составит 6-7 км/с.
Масса полезного груза должна составлять 100-230 кг. Запуск АМС был рассчитан на РН Ariane-4.
5.7.4. Проект «CAESAR»
5.7.4.1. Проект на основе АМС «Giotto»
Проект «CAESAR»1 (Comet Atmosphere and Earth SAmple Return - доставка на Землю образца атмосферы и вещества кометы) предусматривал создание и запуск АМС для полета к комете, сбора газа и частиц пыли из головы кометы и возвращение к Земле. Предлагалось в качестве основы для АМС использовать конструкцию АМС «Giotto». На пылезащитном экране должны были монтироваться панели с пробоотборниками, раскрывающиеся перед пролетом через голову кометы.
1 В 2019 году на конкурс NASA по программе «New Frontiers» был предложен проект с таким же названием CAESAR.
Запуск АМС предполагалось выполнить ракетой-носителем Ariane 14.12.89 г. 04.05.90 г. АМС должна была пролететь со скоростью 13,9 км/с через голову кометы Швассмана-Вахманна-3, а в декабре 1990 года вернуться к Земле. У Земли панели с пробоотборниками отделяются, их должны подхватить космонавты из экипажа МТКК Space Shuttle и доставить на Землю.
Второй вариант схемы полета предусматривал запуск АМС в январе 1994 года, пролет через голову кометы Темпель-1 в июле 1994 года и возвращение к Земле в январе 1997 года.
Схематический вид и компоновка АМС «CAESAR» показаны на рис. 3.80 и 3.81.
5.7.4.2. Проект 1987 года
В 1987 году стало ясно, что вариант подбора пробоотборников на орбите ИСЗ не может быть осуществлен, как из-за проблемности создания к этому времени ДОС, так и из-за отсутствия предполагавшихся ранее устройств для захвата объектов на орбите ИСЗ.
В связи с этим был разработан новый проект АМС «Caesar», в котором предусматривалась доставка материалов, полученных из головы кометы, непосредственно на Землю. В состав АМС был включен возвращаемый аппарат с теплозащитным экраном, который обеспечивал сохранность аппарата при баллистическом входе в атмосферу Земли. На втором этапе спуска возвращаемого аппарата используется парашютная система.
Общий вид АМС и схема отделения ВА показаны на рис. 3.82 и 3.83. На рис. 3.84 приведена компоновочная схема возвращаемого аппарата АМС «Caesar» по проекту 1987 года.
5.7.5. Программа «CNRS / CSSRM»
Программа «CNRS» (Comet Nucleus Sample Return, доставка образца вещества ядра кометы) рассматривалась ESA в 1985 году. АМС, снабженная ионным двигателем, должна была выполнить посадку на ядро кометы для взятия образца вещества, с последующим возвращением на Землю. Осуществление проекта предполагалось возможным в середине 1990-х годов. К 1986 году уточненная программа получила название «CSSRM» - Comet Subsurface Sample Return Mission (полет для доставки на Землю подповерхностного образца вещества кометы). Назывался возможный срок запуска - 2000 год, с доставкой образца вещества кометы в 2007 году.
Одна из рассматривавшихся программ полета предусматривала запуск АМС 19.03.93 г. с использованием РН Titan 4. Сближение с кометой Уайлда-2 должно было произойти в 1997 году, посадка на ядро кометы - 07.04.97 г., взлет с ядра - 06.06.97 г., сближение с Землей 14.04.00 г. АМС должна была при возвращении выйти на околоземную орбиту высотой 20 000 - 30 000 км, где с помощью дополнительных средств была бы доставлена на ДОС или возвращена на Землю в МКК Space Shuttle.
Стартовая масса АМС 4,2 т, в том числе масса полезного груза 320 кг. Предлагалось оснастить АМС восемью ЭРД типа RIT-35, тягой по 0,02 кгс каждый. Электропитание должны были обеспечивать радиоизотопные источники и солнечные батареи. Для маневров около кометы устанавливались ЖРД, работающие на монометилгидразине и четырехокиси азота.
Специально разрабатываемое буровое устройство должно было обеспечить получение керна диаметром 5 см, который сохранялся бы в условиях вакуума и при температуре около 150 K. Предполагалось доставить на Землю около 10 кг вещества из ядра кометы.
5.8. АМС в точках Лагранжа
5.8.1. Проект АМС «Disco»
В 1982 году в ESA рассматривался проект АМС «Disco», которая должна была быть выведена на орбиту вокруг точки либрации L1 или L2 системы «Солнце-Земля» для исследования Солнца. С помощью АМС предполагалось изучить:
- переменность излучения Солнца в видимой части спектра;
- изменение солнечной постоянной на орбите Земли;
- изменения спектрального потока в ультрафиолетовой, видимой и инфракрасной областях спектра.
Масса АМС «Disco» 900 кг, в т.ч. около 300 кг - масса РДТТ, обеспечивающего перевод АМС с околоземной орбиты на траекторию перелета к точке либрации. Выход на гало-орбиту вокруг точки либрации осуществляется с помощью однокомпонентных микро-ЖРД, работающих на гидразине.
АМС представляет собой цилиндрический корпус с закрепленными по торцам с одной стороны - диском солнечных батарей, и с другой стороны - блоком микро-ЖРД. Диаметр корпуса 1,2 м, длина 0,8 м. Диаметр диска солнечных батарей - 2,4 м. Элементы солнечных батарей расположены по периферии диска, а центральную часть диска занимает остронаправленная антенна. Общая площадь солнечных батарей - 3 м2.
Для вывода АМС «Disco» на начальную околоземную орбиту должна была использоваться РН Ariane 2 или Ariane 3. Перелет с орбиты ИСЗ до точки либрации должен был занять около 120 суток.
5.8.2. КА «SOHO»
5.8.2.1. Проект 1983 года
ESA в 1983 году рассматривала пять перспективных программ исследования космоса с помощью космических аппаратов, из которых планировалось выбрать одну для реализации. В числе рассматриваемых была программа КА «SOHO» (Solar Orbiting Heliospheric Observatory), целью которой являлось изучение динамики солнечной атмосферы и потери массы Солнцем.
КА, оснащенный системой трехосной ориентации, должен был нести научные приборы, предназна-ченные для решения следующих задач:
- исследование хромосферы Солнца и солнечной короны;
- исследование солнечного ветра и связанных с ним волновых явлений;
- изучение строения Солнца методом «гелиосейсмологии».
Запуск КА рассчитывался на РН Ariane 4.
5.8.2.2. Финальный вариант
КА «SOHO» разрабатывался ESA с участием NASA. На КА были смонтированы как европейские, так и американские научные приборы. Научное оборудование КА «SOHO»:
- CDS (Coronal Diagnostics Spectrometer) - спектрометр для корональной диагностики;
- CELIAS (Charge, Element, and Isotope Analysis System) - система анализа зарядов, элементов и изотопов;
- COSTEP (Comprehensive Suprathermal and Energetic Particle Analyze) - анализатор горячих и энергичных частиц;
- EIT (Extreme ultraviolet Imaging Telescope) - ультрафиолетовый телескоп;
- ERNE (Energetic and Relativistic Nuclei and Electron experiment) - экспериментальное наблюдение релятивистских ядер и электронов;
- GOLF (Global Oscillations at Low Frequencies) - наблюдение низкочастотных глобальных колебаний Солнца;
- LASCO (Large Angle and Spectrometric Coronagraph) - широкоугольный спектрометрический коронограф;
- MDI/SOI (Michelson Doppler Imager/Solar Oscillations Investigation) - измеритель доплеровского смещения;
- SUMER (Solar Ultraviolet Measurements of Emitted Radiation) - инструмент для измерения потоков ультрафиолетового излучения;
- SWAN (Solar Wind Anisotropies) - измеритель анизотропии солнечного ветра;
- UVCS (Ultraviolet Coronagraph Spectrometer) - ультрафиолетовый спектрометр;
- VIRGO (Variability of Solar Irradiance and Gravity Oscillations) - инструмент для исследований солнечной постоянной и гравитационных колебаний.
Высота КА - 3,6 м, максимальный поперечный размер - 3,6 м, размах солнечных батарей - 9,5 м. Масса КА - 1 850 кг. Фирма-изготовитель Matra Marconi Space.
Запуск КА был осуществлен 02.12.95 г. американской РН Atlas IIAS.
14.03.96 г. КА вышел на гало-орбиту вокруг точки либрации L1 системы «Земля-Солнце». Параметры орбиты 200 000 х 600 000 км вокруг точки либрации, вне плоскости эклиптики.
25.06.98 г. из-за ошибки наземной службы связь с КА была потеряна. После длительной напряженной работы связь с «SOHO» удалось восстановить. Ориентация КА, необходимая для продолжения работы, была восстановлена 16.09.98 г., однако, к научным наблюдениям удалось приступить только несколько месяцев спустя, после проведения траекторных измерений и внесения необходимых поправок в траекторию КА вокруг точки либрации.
Первоначально планировалось, что КА «SOHO» будет эксплуатироваться в течение двух лет, затем расчетное время работы было увеличено до 6 лет. После выхода КА на рабочую гало-орбиту выяснилось, что запас топлива для двигателей системы ориентации значительно превосходит расчетное значение, что позволяло продолжать получать от КА научную информацию вплоть до 2020 года. Предполагается, что работа КА «SOHO» будет продлена до 2022 года.
За время работы КА «SOHO» передал большое количество научной информации по программе изучения Солнца. Кроме того, с помощью аппаратуры КА выполняются и другие наблюдения. Так, только до конца 2010 года с помощью КА «SOHO» было обнаружено более 2 000 комет.
5.10.2. Программа «Horizon 2000»
«Horizon 2000» - первая долгосрочная программа исследований Солнечной системы и дальнего космоса, была принята Комитетом ESA по научным программам в 1984 году. Программа включала исследования, проводимые как с околоземной орбиты, так и межпланетными аппаратами. Одним из пунктов программы было создание и запуск АМС «Rosetta» для исследования ядра кометы с близкого расстояния.
7.2. Исследования комет
7.2.1. АМС «PLANET A»
АМС «Planet A» была разработана Институтом космических и астронавтических наук (ISAS) Министерства образовании Японии для полета к комете Галлея (P/Halley). Изготовление АМС было поручено фирме Nippon Electric. Основной задачей АМС была съемка в ультрафиолетовых лучах водородной короны кометы в период пересечения кометой плоскости эклиптики.
Научное оборудование АМС:
- телекамера для съемки в ультрафиолетовом диапазоне;
- прибор для измерения плазменных волн солнечного ветра;
- датчик ионов солнечного ветра;
- прибор для измерения магнитных полей в межпланетном пространстве.
АМС имеет форму цилиндра, на боковой поверхности которого размещены элементы солнечной батареи. Диаметр корпуса 1,4 м, высота 0,7 м. Двигательная установка, работающая на однокомпонентном гидразине, имеет тягу 0,3 кгс. АМС стабилизируется вращением, скорость которого 5 об/мин во время перелета к комете и 0,2 об/мин во время съемки кометы.
Масса АМС около 140 кг. АМС «Planet A» выводились на гелиоцентрическую орбиту без выхода на промежуточную орбиту ИСЗ.
Было изготовлено две АМС этого типа.
Первая АМС предназначалась для отработки конструкции АМС типа «Planet A», поэтому до запуска обозначалась просто MS-T5. После запуска эта АМС получила наименование «Sakigake», что в переводе с японского означает «Пионер». В задачи АМС «Sakigake» входило (помимо испытаний самой АМС) изучение магнитного поля и частиц солнечного ветра, а также волн в плазме. АМС несла приборы для измерения ионной и электронной температуры, скорости ионов и плотности плазмы.
Вторая АМС первоначально называлась «Planet A», а после запуска получила название «Suisei» («Комета»). Главной задачей АМС «Suisei» являлась съемка кометы в ультрафиолетовом диапазоне сразу после прохождения кометой перигелия. За шесть недель АМС должна была сделать серию снимков роста и уменьшения водородного облака вокруг ядра кометы. АМС была оборудована ультрафиолетовым телескопом со сканирующим устройством, а также детекторами заряженных частиц для изучения распределения солнечного ветра по трем измерениям.
Основные данные по полету АМС «Planet A» приведены в табл. 3.13.
После выполнения первичной задачи обе АМС сохранили работоспособность, в связи с чем в 1987 году было решено изменить их орбиту за счет гравитационных маневров в поле тяготения Земли таким образом, чтобы через несколько витков вокруг Солнца АМС пролетели около других комет.
Были определены следующие дополнительные цели для АМС «Sakigake»:
- встреча с кометой Хонды-Мркоса-Пайдусаковой, 03.02.96 г. на расстоянии 0,17 а.е. от Солнца. Минимальное расчетное расстояние до кометы - 10 000 км, относительная скорость пролета - 23,6 км/с;
- наблюдение кометы Джакобини-Циннера с минимального расстояния 14 млн. км 29.11.98 г.
Дополнительные цели для АМС «Suisei»:
- встреча с кометой Джакобини-Циннера 24.11.98 г.;
- наблюдение кометы Темпеля-Таттла 28.02.98 г. с минимального расстояния в несколько млн. км.
Достичь дополнительных целей не удалось ни первой, ни второй АМС по двум причинам:
- исчерпание запасов топлива, в связи с чем формирование необходимых орбит АМС не было завершено;
- связь с АМС была потеряна.