«Марс-2»


19 мая 1971 16:22:44 - старт
17 (5) июня 1971 - коррекция
20 (21-22) ноября 1971 - коррекция
27 ноября 1971 - коррекция
27 ноября 1971- отделение СА, орбитер вышел на орбиту вокруг Марса
23 августа 1972 - объявлено о завершении работы

Ежегодник БСЭ 1972 г

19 и 28мая к планете Марс были запущены автоматические станции «Марс-2» и «Марс-3» (рис. 9).

27 ноября АС «Марс-2» впервые доставила на планету Марс капсулу, внутри которой установлен вымпел с изображением герба СССР. 2 декабря впервые в истории спускаемый аппарат АС «Марс-3» произвел мягкую посадку на поверхность Марса. Станции «Марс-2» и «Марс-3» стали искусственными спутниками планеты.

АС «Марс-3» (рис. 6) включает в себя орбитальную станцию (ОС) и спускаемый аппарат (СА) и оснащена системами автономного управления и ориентации, радиоуправления, траекторных измерений и передачи информации, автоматики, энергопитания, терморегулирования, бортовым радиокомплексом, программно-временным устройством, двигательной установкой и комплексом научной аппаратуры. АС «Марс-2» и «Марс-3» аналогичны по конструкции. Вес каждой станции 4650 кг. Конструктивно ОС состоит из следующих основных частей: приборного отсека (ПО), блока баков (ББ), двигательной установки (ДУ) с узлами автоматики, солнечной батареи, антенно-фидерного устройства, радиаторов системы терморегулирования. В ПО находятся бортовые системы станции. Снаружи размещены оптико-электронные приборы системы астроориентации на Солнце, Землю и звезду и системы автономной навигации, научная аппаратура. ПО соединен с ББ, который служит основным несущим элементом станции. В нижней части ББ расположена ДУ. Сверху имеется переходник для крепления СА. К ББ подвешены панели солнечной батареи, параболическая и малонаправленные антенны. На одной из ферм подвески панели закреплены радиаторы системы терморегулирования. На панелях солнечной батареи установлена часть научной аппаратуры, две антенны для обеспечения радиосвязи ОС с СА, антенна для проведения советско-французского эксперимента «Стерео» и микродвигатели системы ориентации и стабилизации.

СА (рис. 7) состоит из автоматической марсианской станции (АМС), приборно-парашютного контейнера, тормозного экрана и соединительной рамы. На раме размещены твердотопливньтй двигатель перевода СА с пролетной на посадочную траекторию и агрегаты системы автономного управления для стабилизации СА после его отделения от ОС. Приборно-парашютный контейнер изготовлен в форме тора. Он установлен на верхнюю часть АМС и соединен с ней при помощи стяжных лент. Внутри контейнера помещены вытяжной и основной парашюты. На контейнере размещаются пороховой двигатель ввода вытяжного парашюта, тормозная двигательная установка мягкой посадки и двигатель увода парашюта, антенны радиовысотомера, антенны связи с ОС и научная аппаратура. Тормозной экран конической формы служит для аэродинамического торможения СА в атмосфере Марса и защиты его от возникающих при этом высоких температур.

Внутри АМС расположен герметичный приборный отсек. В нем находятся аппаратура автономной системы управления, радиокомплекса и телеметрии, блоки научных приборов, в т. ч. телевизионная панорамная головка. Снаружи установлены научные приборы с механизмами их выноса, антенны радиокомплекса, системы приведения станции в рабочее положение после посадки. Необходимая последовательность работы систем обеспечивается программно-временным устройством. Система терморегулирования СА станции «Марс-3» включает экранно-вакуумную теплоизоляцию, радиационный и электрический нагреватели.

Система управления включает в себя систему ориентации, гироскопическое устройство, обеспечивающее стабилизацию станции в пространстве, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) и систему автономной космической навигации. Система ориентации вступает в работу с момента отделения АС от последней ступени ракеты-носителя и функционирует в течение всего времени полета. Оптико-электронные приборы определяют местоположение АС относительно Солнца, и с помощью газореактивных микродвигателей АС ориентируется в пространстве в положении, обеспечивающем нормальное функционирование систем терморегулирования, энергопитания и др. С увеличением расстояния между Землей и АС система ориентации, одновременно следя за Солнцем и звездой Канопус, переводит АС в положение, при котором остронаправленная антенна ориентирована на Землю.

Система автономного управления позволяет осуществить стабилизацию и управление станцией во время работы последней ступени ракеты-носителя, при проведении коррекций траектории и торможении. При проведении первых двух коррекций в БЦВМ по радиолинии с Земли передаются данные о величине и направлении импульса тяги двигателя, необходимые для выполнения этих маневров. В БЦВМ поступает также информация с гиростабилизированной платформы о положении АС в пространстве. Обработав информацию, БЦВМ выдает команды для разворотов АС, включения и выключения двигателя, а система автономного управления выполняет эти операции.

Для выведения станции на заданную орбиту искусственного спутника Марса и обеспечения требуемых условий входа СА в атмосферу планеты используется система автономной космической навигации. Эта система позволяет скорректировать необходимым образом траекторию станции при подлете к планете. Оптико-электронный прибор определяет фактическое положение АС относительно Марса и передает данные в БЦВМ, которая рассчитывает время работы двигателя и определяет потребную для выполнения коррекции траектории ориентацию станции в пространстве.

Бортовой радиотехнический комплекс совместно с наземными средствами позволяет проводить траекторные измерения, осуществлять прием команд с Земли, вести передачу телеметрической и фототелевизионной информации, прием и запись сведений, поступающих с СА на ОС для последующей передачи их на Землю. Для связи ОС с Землей используются два радиоканала: узкополосный и широкополосный. Узкополосный канал используется для проведения траекторных измерений и передачи телеметрической информации. Он работает на радиоволнах дециметрового диапазона. Широкополосный канал, использующий сантиметровые волны, позволяет передавать большие объемы информации с фототелевизионных устройств и научных приборов. На участке полета к планете и на орбите искусственного спутника Марса радиосвязь со станцией поддерживается через систему малонаправленных антенн, а когда станция ориентирована на Землю - через параболическую антенну. В состав радиокомплекса входят приемные, передающие и программно-временные устройства, телеметрическая, телевизионная и антенно-фидерная системы.

Для снабжения электроэнергией бортовой аппаратуры используются солнечная батарея и химические источники тока. Солнечная энергия в течение всего полета обеспечивала заряд буферной батареи ОС и питание аппаратуры, работающей в перерывах между сеансами связи. Электропитание аппаратуры во время сеансов связи осуществлялось от буферной батареи. Автономная батарея СА была заряжена перед его отделением. Система терморегулирования ОС состоит из экранно-вакуумной теплоизоляции, специальных терморегулирующих покрытий и активной циркуляционной системы замкнутого типа с радиатором-нагревателем, постоянно направленным на Солнце, и радиатором-охладителем, имеющим контакт с космической средой. Теплоносителем служит газ, заполняющий ПО. Циркуляция газа обеспечивается вентиляционным устройством. ДУ обеспечивает проведение коррекций траектории движения станции и торможение при переходе ее на орбиту искусственного спутника Марса. Она состоит из жидкостного реактивного двигателя с насосной системой подачи компонентов топлива, управляющих органов и блока топливных баков.

АС «Марс-2» была запущена 19 мая в 19 час 23 мин. Станция была сначала выведена на промежуточную орбиту искусственного спутника Земли. Старт с околоземной орбиты к Марсу был осуществлен в 20 час 59 мин. Последняя ступень ракеты-носителя сообщила АС скорость, близкую ко 2-й космической. Запуск АС «Марс-3» состоялся 28 мая в 18 час 26 мин. Схема вывода АС «Марс-3» на траекторию полета к Марсу аналогична схеме вывода АС «Марс-2». Во время полета к Марсу для обеспечения необходимой точности сближения с планетой назначения проводились коррекции траекторий движения станций. После выполнения третьей коррекции 27 ноября АС «Марс-2» вышла на траекторию, проходящую на расстоянии 1380 км от поверхности Марса. От нее была отделена капсула, достигшая планеты. В тот же день в 23 час 19 мин начался маневр торможения. В результате скорость станции уменьшилась и она перешла на орбиту искусственного спутника Марса. 2 декабря, после проведения третьей, заключительной коррекции, в 12 час 14 мин от АС «Марс-3» отделился СА. Орбитальная станция продолжала полет по траектории, проходящей на расстоянии 1500 км от поверхности планеты. Тормозная ДУ обеспечила перевод ОС на околомарсианскую орбиту.

Схема спуска СА на поверхность Марса приведена на рис. 8. Двигатель СА, обеспечивший перевод аппарата на траекторию встречи с планетой, включился через 15 мин после разделения СА и ОС. Затем был осуществлен разворот СА для обеспечения необходимого угла атаки при движении в атмосфере. В 16 час 44 мин началось аэродинамическое торможение, во время которого устойчивость движения СА обеспечивалась за счет его формы. Спуск в атмосфере до поверхности Марса продолжался немногим более 3 мин. В конце участка торможения по команде от датчика перегрузки еще при сверхзвуковой скорости полета был введен вытяжной парашют, а затем и основной парашют с зарифованным куполом. Когда СА затормозился до околозвуковой скорости, по сигналу от программно-временного механизма было проведено полное раскрытие купола парашюта. Одновременно был сброшен аэродинамический конус и открылись антенны радиовысотомера системы мягкой посадки. На высоте 20-30 м по команде радиовысотомера был включен тормозной двигатель мягкой посадки и программно-временное устройство, задающее последовательность операций при работе АМС на поверхности планеты. Парашют в это время был уведен в сторону другим реактивным двигателем, чтобы купол не закрыл станцию. В момент посадки специальное амортизационное устройство защитило АМС от возможных повреждений.

Точка посадки автоматической марсианской станции расположена в южном полушарии Марса между областями Электрис и Фаэтонтис в районе с координатами 45° ю. ш. и 158° з. д. На ее боргу установлен вымпел с изображением герба СССР. Через 1,5 мин после посадки АМС была приведена в рабочее состояние, и в 16 час 50 мин 35 сек началась передача видеосигналов с поверхности планеты. Они были приняты и записаны на борту искусственного спутника «Марс-3» и затем в сеансах радиосвязи переданы на Землю. Принятые с поверхности Марса видеосигналы были непродолжительными (около 20 сек) и резко прекратились.

С помощью приборов станций «Марс-2» и «Марс-3» была выполнена весьма обширная и многообразная программа научных исследований. Во время полета по трассе Земля - Марс спектрометры ионов и электронов регулярно выполняли измерения энергии частиц солнечного ветра, состав частиц, температуры и скорости отдельных компонентов солнечной плазмы. Магнитометры проводили измерения параметров межпланетных магнитных полей. Определялась электронная концентрация в межпланетной среде, для чего использовались данные о характере распространения радиоволн на двух когерентных частотах. На АС «Марс-3», кроме того, проводился совместный советско-французский эксперимент «Стерео» по изучению радиоизлучения Солнца. При этом исследовались пространственная структура, направленность и механизм процесса излучения. Та же аппаратура использовалась для научных исследований, проводимых с орбиты искусственного спутника Марса. Изучался характер обтекания планеты солнечным ветром и его взаимодействие с ионосферой Марса, регистрировались спектры заряженных частиц и вариации магнитного поля.

На спускаемом аппарате АС «Марс-3» была установлена научная аппаратура для измерения температуры и давления атмосферы, определения химического состава атмосферы, измерения скорости ветра, определения химического состава и физико-механических свойств поверхностного слоя, а также получения панорамы с помощью телевизионных камер. Внезапное прекращение сигналов с АМС не позволило получить научную информацию.

Для проведения исследований характеристик атмосферы и поверхности планеты на орбитальных станциях «Марс-2» и «Марс-3» была установлена следующая научная аппаратура: инфракрасный радиометр для измерения яркостной температуры планеты в диапазоне 8- 40 мкм; инфракрасный фотометр для изучения рельефа поверхности по интенсивности полос поглощения СO2; инфракрасный фотометр для определения содержания водяного пара в атмосфере Марса; сканирующий фотометр для изучения распределения яркости планеты в диапазоне 3600-7000Ằ; радиотелескоп для измерения радиоизлучения Марса на волне 3,4 см, позволяющий определить интенсивность и поляризацию радиоизлучения поверхностного слоя планеты; ультрафиолетовый фотометр для определения плотности верхней атмосферы Марса и содержания в ней атомарного кислорода, водорода и аргона; две фототелевизионные камеры с различными фокусными расстояниями. Атмосфера Марса исследовалась также путем измерений преломления радиоволн, излучаемых автоматической станцией при ее заходах за диск планеты.

Автоматические станции «Марс-2» и «Марс-3» функционировали более восьми месяцев.



Рис. 6. Автоматическая станция «Марс-3»: 1 - приборный отсек; 2- антенна научной аппаратуры «Стерео»; 3 - остронаправленная параболическая антенна; 4 - спускаемый аппарат; 5 - радиаторы системы терморегулирования; 6 - панель солнечной батареи; 7 - блок баков двигательной установки; 8 - оптико-электронные приборы системы астроориентации; 9 - антенны связи со спускаемым аппаратом; 10 - магнитометр; 11 - малонаправленные антенны; 12 - оптико-электронный прибор системы автономной навигации; 13 - корректирующий и тормозной двигатель. Рис. 7. Спускаемый аппарат станции «Марс-3»: 1 - автоматическая марсианская станция; 2 - аэродинамический тормозной конус; 3 - антенна радиовысотомера; 4 - парашютный контейнер; 5 - антенны связи с орбитальной станцией; 6 - двигатель ввода вытяжного парашюта; 7 - двигатель увода спускаемого аппарата; 8 - приборы и аппаратура системы автоматического управления; 9 - основной парашют. Рис. 8. Схема посадки спускаемого аппарата станции «Марс-3». Рис. 9. Схема межпланетного перелета станций «Марс-2» и «Марс-3».

Ежегодник БСЭ 1973 г

На борту искусственных спутников Марса - АМС «Марс-2» и «Марс-3» проводилось 11 научных экспериментов. Семь из них связаны с изучением самой планеты, три - с измерениями параметров межпланетной среды и один, выполнявшийся совместно с французскими учеными,- с исследованием радиоизлучения Солнца. Почти все приборы станций были ориентированы так, что при прохождении периареса они «смотрели» на планету. Поверхность Марса просматривалась приборами в течение примерно 30 мин. При этом оси приборов пересекали планету приблизительно по половине большого круга. Инфракрасный радиометр, принимавший излучение планеты в дальней части инфракрасного диапазона в области длин волн 8-40 мкм, измерял температуру поверхности вдоль трассы полета. Трассы начинались в южном полушарии, где в исследуемый период подходило к концу марсианское лето, пересекали затем экватор и заканчивались в северном полушарии. Начальные точки трасс приходились на области, где было еще утро, а конечные - на послеполуденные, вечерние, иногда даже ночные часы. Температура вдоль трасс менялась поэтому в широких пределах: от +13 °С (для 11° ю. ш. в 14 час местного солнечного времени) до -93 °С (19° с. ш., в 19 час местного времени). А в области северной полярной шапки температура падала ниже -110°С. Измеренная разность температур между морями и континентами составляет около 10° вблизи местного полудня и может быть объяснена различием в альбедо.

Бортовой радиотелескоп измерял интенсивность и поляризацию радиоизлучения на длине волны 3,5 см вдоль той же трассы. Он определял температуру грунта на глубине 30-50 см. Как показывают результаты измерений, температура под поверхностью на указанной глубине не испытывает суточных колебаний. Кроме температуры, определялась также диэлектрическая постоянная грунта. Измерения свидетельствуют, что изменения температуры грунта и диэлектрической постоянной связаны: большим значениям температуры отдельных участков соответствуют большие значения диэлектрической постоянной. Это означает, что плотность грунта меняется вдоль трассы измерений. По-видимому, когда значения диэлектрической постоянной велики, материал грунта находится в раздробленном состоянии.

Инфракрасный фотометр измерял поглощение в полосе углекислого газа с длиной волны 2,06 мкм. При обработке результатов измерений вычислялась эквивалентная ширина полосы поглощения СО2, для чего использовались также данные лабораторной калибровки прибора, сведения о составе марсианской атмосферы, ее шкале высот и температуре. Эквивалентная ширина позволяет вычислить давление у поверхности. Различия в давлении пересчитывались в разности высот и так оценивалась высота гор и глубина впадин. На среднем уровне давление на Марсе принималось равным 6 мб.

Трасса, прочерченная станцией «Марс-3» 16 февраля 1972 г., проходила через южную оконечность Hellospontus, северо-восточный край Hellas, темные области Lapigia и Syrtis Major, через Мегое и в районе Umbra захватывала край северной полярной шапки. Самой высокой областью оказалась Syrtis Major (около 3,5 км), самой низкой - окраина Hellas (-1 км) и район к северу от Syrtis Major (от 0 до + 1 км).

Когда станции «Марс-2» и «Марс-3» вышли на околомарсианские орбиты, над планетой бушевала пылевая буря. В течение декабря поверхность Марса была закрыта пылевой бурей, в январе пыль осела и измерения, проведенные в начале февраля, свидетельствовали о полном исчезновении всех связанных с ней явлений. Измерения, проведенные инфракрасным фотометром в декабре, показали, что высота пылевых облаков составляет около 10 км над средним уровнем поверхности. Над более высокими областями слой облаков тоньше, над низкими - толще. Анализ данных научных измерений станций «Марс» показывает, что средний радиус пылевых частиц около 1 мкм. Такие частицы должны оседать очень медленно, что согласуется с общей продолжительностью пылевой бури. С другой стороны, снимки с американского аппарата «Маринер-9», сделанные в конце декабря, показывают существенное увеличение прозрачности атмосферы Марса за 10 суток. Это можно объяснить наличием в пылевых облаках некоторой доли быстро оседающих частиц сравнительно большого размера - около 10 мкм. С помощью фотометра для изучения распределения яркости по планете в диапазоне 0,36-0,7 мкм неоднократно наблюдались облака, видимые в синих лучах (λ = 0,36 мкм) и незаметные в красных лучах (λ = 0,7 мкм). Такие облака должны состоять из частиц размером много меньше микрона. В общем, в марсианских облаках в период пылевой бури, видимо, содержались частицы разных размеров, причем соотношение их менялось по времени. Атмосфера Марса и ее облачный слой в целом во время бури менее прозрачные для солнечного излучения, чем для планетарного. Значительная часть солнечной энергии захватывается атмосферой, температура ее повышается, а температура поверхности падает по сравнению с нормальными условиями. Пыль, по-видимому, и в условиях нормальной прозрачности марсианской атмосферы играет заметную роль в ее тепловом режиме. Большая роль пыли в тепловом режиме атмосферы Марса отмечалась и ранее, однако только наблюдения во время пылевой бури подтвердили указанное явление.

Узкополосный инфракрасный фотометр на полосу поглощения водяного пара 1,38 мкм показал, что содержание водяного пара в течение всего периода исследований не превышало 5 мкм осажденной воды - в тысячи раз меньше, чем в земной атмосфере. Эта величина на порядок меньше, чем обнаруживалось ранее в ряде наземных наблюдений. Возможно, что уменьшение влажности связано с сезоном. По времени оно совпало с пылевой бурей. Не ясно, является ли это совпадение случайным. Существенно, что не найдено пока сильных локальных флюктуации содержания Н20 в атмосфере, «оазисов» с повышенной влажностью. Отмечены только относительно плавные изменения влажности по трассе, если не считать скачка в области северной полярной шапки.

Ультрафиолетовый фотометр регистрировал солнечное излучение, рассеянное атомами водорода и кислорода в верхней атмосфере Марса на высотах от ста до нескольких десятков тысяч километров. Данный прибор при прохождении станцией периареса был направлен на «горизонт» планеты, т. е. касательно к поверхности Марса. Он регистрировал излучение атомарного кислорода в трех близко расположенных линиях с длиной волны 1300 Ằ и излучение атомарного водорода с длиной волны 1216Ằ. По наблюдениям интенсивности в этих линиях были рассчитаны плотность рассеивающих атомов и их температура. Вблизи поверхности атмосфера Марса состоит в основном из углекислого газа, однако на высоте около 100 км под действием солнечного ультрафиолетового излучения он распадается на молекулу угарного газа и атом кислорода. Такой же процесс распада водяного пара приводит к появлению атомов водорода, которые в 16 раз легче атомов кислорода. В связи с этим выше 300-400 км атмосфера Марса становится в основном атомарно-водородной. Все же следы кислорода отмечаются до высоты 700- 800 км, где его концентрация равна ста атомам в 1 см3. Плотность более легкого водорода падает очень медленно, уменьшаясь от 10 000 атомов в 1 см3 около планеты до 100 и даже меньше атомов на расстоянии 10 000 км. В области высот от 100 до 200 км температура верхней атмосферы возрастает, а выше остается постоянной. Верхняя атмосфера Марса больше похожа на атмосферу Венеры, нежели на верхнюю атмосферу Земли. По-видимому, это связано с тем, что углекислый газ преобладает в атмосфере и Марса и Венеры.

На основе анализа сигналов радиопередатчиков сантиметрового диапазона в периоды, когда станции заходили за край планеты или выходили из-за него, изучалась ионосфера Марса. Ионосфера на планете Марс «прижата» к поверхности: максимум электронной плотности расположен на высоте 140 км (для земной ионосферы на высоте 300 км). На высотах около 110 км наблюдался второй максимум, электронная концентрация в котором примерно в 3 раза ниже. На борту станций был размещен также комплекс из трех приборов, предназначенный для исследования магнитного поля и заряженных частиц в окрестностях Марса. С помощью феррозондового магнитометра проводились измерения магнитного поля вблизи планеты. Обнаружены изменения магнитного поля, в 8 раз превышающие уровень межпланетного фона. Интенсивность поля с приближением к Марсу возрастала по всем трем компонентам магнитометра. Возможно, что Марс обладает собственным магнитным полем дипольного характера. По измерениям при помощи электронных ловушек на спутнике «Марс-3» обнаруживается закономерный рост потока электронов и электронной температуры вблизи периареса по мере приближения спутника к планете. Вместе с тем был зарегистрирован также участок с горячим электронным газом вдали от периареса на расстоянии 180-200 тыс. км от планеты. Спектрометр заряженных частиц, регистрирующий ионы солнечного ветра в диапазоне энергий не более 10 кэв, показал вблизи Марса наличие зоны тепловых ионов. Форма внешней границы этой зоны и величина скачка скорости потока в солнечном ветре позволяют предположить наличие ударной волны при взаимодействии солнечного ветра с верхней атмосферой Марса.

В комплексе экспериментов, проводившихся на спутниках «Марс-2» и «Марс-3», фотографированию планеты отводилась вспомогательная роль. Вместе с тем снимки, выполненные на «Марсе-3» с больших расстояний, позволяют уточнить сжатие планеты, строить профили рельефа по изображению края диска на участках большой протяженности, получить цветные изображения диска Марса путем синтезирования фотоизображений, сделанных с различными светофильтрами. На фотоснимках обнаружены интересные сумеречные явления, в частности свечение атмосферы приблизительно на 200 км за линию терминатора, изменение цвета поверхности вблизи терминатора. На некоторых снимках прослеживается слоистая структура марсианской атмосферы.


Новости космонавтики 1992 №22/23:

*На пресс-конференции 18 ноября С.Д.Куликов назвал еще одну вероятную причину аварий посадочных аппаратов станций "Марс-2", "Марс-3" и "Марс-6". Оказывается, установленные на ПА радиовысотомеры в условиях большого количества окислов железа (на что разработчики не рассчитывали) работали нештатно, а неверное определение высоты влекло повреждение станции при посадке с нерасчетной скоростью.



Вики:
Станция была запущена с космодрома Байконур при помощи ракеты-носителя Протон-К с дополнительной 4-й ступенью — разгонным блоком Д 19 мая 1971 года в 19:22:49 МСК по московскому времени. В отличие от АМС предыдущего поколения, Марс-2 был сначала выведен на промежуточную орбиту искусственного спутника Земли, а затем разгонным блоком Д переведён на межпланетную траекторию.
Полёт станции к Марсу продолжался более 6 месяцев. 17 июня и 20 ноября 1971 г. успешно проведены коррекции траектории движения. 27 ноября 1971 г. с использованием системы космической автономной навигации проведена третья коррекцию траектории. До момента сближения с Марсом полёт проходил по программе. Траектория полёта прошла на расстоянии 1380 км от поверхности Марса.
Спускаемый аппарат Марса-2 был отстыкован 27 ноября 1971 года, когда АМС подлетала к планете, до торможения орбитальной станции и перехода её на орбиту спутника Марса. Перед отделением спускаемого аппарата бортовая ЭВМ из-за программной ошибки сработала неправильно. В результате этого в спускаемый аппарат были введены ошибочные установки, предусматривающие нерасчётную ориентацию станции перед отделением. Через 15 мин после отделения на спускаемом аппарате включилась твердотопливная двигательная установка, которая все-таки обеспечила перевод спускаемого аппарата на траекторию попадания на Марс.

Отклонения от расчётных значений траектории движения спускаемого аппарата вызваны недостаточным тестированием матобеспечения бортового компьютера. Марс-2 шёл точно по расчётной траектории, и третья коррекция не требовалась. Однако поведение станции в этом случае не проверили на стенде системы управления.
Орбитальная станция после отделения спускаемого аппарата выполнила торможение и вышла на орбиту искусственного спутника Марса с периодом обращения 18 часов.
23 августа 1972 года ТАСС сообщил о завершении программы полёта. Станция свыше 8 месяцев осуществляла комплексную программу исследования Марса. За это время станция совершила 362 оборота вокруг планеты. АМС продолжала исследования до исчерпания азота в системе ориентации и стабилизации.
В 2002 году в журнале «Космические исследования» опубликована статья, в которой о работе Марс-2 на околомарсианской орбите указано, что из-за плохого качества телеметрии почти все научные данные спутника потеряны.

Маров:
Космические станции с орбитальными и посадочными аппаратами, следовавшие за М-71С, получили обозначение М-71П (П означает посадка). У них были более короткие баки с меньшим количеством топлива, а обусловленный этим обстоятельством выигрыш в массе компенсировался наличием посадочной системы, которая располагалась на верхней части бака космической станции. Во всем остальном космические станции М-71С и М-71П были идентичны. Вместе с посадочным аппаратом станция достигала 4,1 м в высоту, а диаметр основания составлял 2 м. Размах развернутых солнечных батарей составлял 5,9 м. Космические аппараты включали в себя новую цифровую систему наведения и управляющий бортовой компьютер, основанный на прототипе «Блока Д» ракеты Н-1, что позволяло значительно повысить точность навигации, но требовала массы 167 кг и 800 Вт потребляемой мощности. Избыток массы компенсировался исключением системы управления из «Блока Д», работой которого управляла сама космическая станция. Такой оригинальный способ интерфейса никогда даже не рассматривался в США.
Космические станции 1971 года конструктивно были гораздо удобнее для поведения тестовых испытаний и их было легче модифицировать под нужды различных планетных программ, заменяя приборы в соответствующем блоке, прикрепляя различные блоки к верхней части бака или меняя длину самого бака. Конструкция 1971 года легла в основу всех последующих космических станций «Марс» и «Венера», начиная с «Венеры-9», включая космические станции «Вега» и заканчивая астрофизическими околоземными орбитальными аппаратами.
Стартовая масса («Марс-2» и «Марс-3»): 4650 кг.
Масса орбитального аппарата - 3 440 кг (сухая масса 2 265 кг); масса спускаемого аппарата при входе в атмосферу - 1 210 кг; в т.ч.: посадочная система на спуске - 635 кг, посадочный аппарат - 358 кг.

Система входа в атмосферу и посадки. Для совершения мягкой посадки на Марс требовалась новая посадочная система, способная быстро затормозить космическую станцию в разреженной марсианской атмосфере. Острый угол раствора конуса атмосферного зонда, разработанного для станций «Марс-69», был для этого непригоден. В программе 1971 года с целью повысить высоту раскрытия парашюта был разработан гораздо больший аэродинамический конус диаметром 3,2 м, с тупым углом при вершине величиной 120°. Более того, парашют должен был раскрыться на сверхзвуковой скорости (3,5 скорости Маха), что до той поры казалось невероятным. Это был инженерный вызов, и чтобы его осуществить была предпринята программа динамических бросковых испытаний с использованием воздушных шаров с высоты 35 км и метеорологических ракет с высоты 130 км. Из-за недостатка данных о марсианской атмосфере маневр аэродинамического торможения для системы входа в атмосферу станции М-71 рассчитывался, исходя из неуправляемого баллистического спуска, в отличие от позднее разработанного американцами спускаемого аппарата «Викинг», снижение которого было управляемым.



Системы и научное оборудование орбитальной космической станции и спускаемого аппарата «Марс-71»: 1 — спускаемый аппарат, 2 — параболическая остронаправленная антенна, 3 — двигатели управления ориентацией, 4 — спиральная малонаправленная антенна, 5 — датчик Марса, 6 — звездный датчик, 7 — звездный датчик, 8 — двигательная установка, 9 — приборный отсек, 10 — баллоны с газом для системы ориентации, 11 — радиаторы системы терморегулирования, 12 — датчик Земли, 13 — солнечные батареи, 14 — магнитометр, 15 — экспериментальная антенна «Стерео»

Рисунки иллюстрируют сближение, разделение, коррекцию траектории, вход в атмосферу, спуск и посадку спускаемого аппарата «Марс-71». Все события после отделения посадочного аппарата от автоматической станции происходили автоматически, без команд с Земли.


Этапы сближения и наведения «Марса-71»:1 - первое оптическое навигационное измерение на расстоянии ~ 70000 км для коррекции параметров траектории космической станции - орбитального и спускаемого аппаратов, 2 - маневр коррекции траектории (третий после старта с Земли) для нацеливания орбитальной станции в точку выхода на орбиту вокруг Марса, с изменением скорости меньше, чем на 100 м/с, и изменением периапсиса от ~ 2350 ± 1 000 км до 1 500 ± 200 км, 3 - отделение спускаемого аппарата примерно за 6 часов до входа в атмосферу, 4 - маневр коррекции траектории спускаемого аппарата для его нацеливания на точку входа в атмосферу, точность угла входа в атмосферу ~ 5°, изменение скорости ~ 100 м/с, по завершении маневра двигательная установка отбрасывается, 5 - разворот и закрутка спускаемого аппарата, 6 - второе оптическое навигационное измерение положения орбитального аппарата на расстоянии ~ 20000 км для коррекции параметров орбиты, 7 - маневр выхода на околомарсианскую орбиту - изменение характеристической скорости ~ 1 190 м/с, точность периода обращения по орбите ~ 2 часа

Орбитальные аппараты «Марс-2» и «Марс-3». Большинство научных приборов орбитальных аппаратов устанавливались в герметичных приборных отсеках и в основном должны были работать в течение 30 минут в окрестности периапсиса орбиты каждого аппарата. Остальные приборы смонтированные на внешней поверхности аппарата, представляли собой датчики для прямых (in-situ) исследований космической обстановки вокруг Марса. Состав приборов был следующим:
1. Фототелевизионное устройство (ФТУ) со сдвоенной факсимильной фотокамерой для получения изображений.
2. Инфракрасный радиометр (8-40 мкм) для измерения температуры поверхности.
3. Инфракрасный узкополосный фотометр на 1,38 мкм для измерения концентрации водяных паров в атмосфере.
4. Инфракрасный спектрометр для измерения оптической толщины атмосферы и топографии поверхности в полосе поглощения двуокиси углерода 2,06 мкм.
5. Ультрафиолетовый фотометр со светофильтрами в интервалах от 1050-И 80 Å, 1050-1340 Å и 1225-1340 Å для обнаружения атомарного водорода, кислорода и аргона.
6. Франко-советский фотометр на линию Лайман-альфа для измерения содержания водорода в верхних слоях атмосферы.
7. Шестиканальный фотометр видимого диапазона от 0,35 до 0,7 мкм для измерения цвета и альбедо поверхности и атмосферы.
8. Микроволновый радиометр (λ = 3,4 см) для измерения диэлектрической проницаемости и подповерхностной температуры на глубине от 25 до 50 см.
9. Радиоаппаратура для определения структуры атмосферы — профилей плотности и температуры.
10. Детекторы заряженных частиц космических лучей, состоящие из счетчика Черенкова, четырех газоразрядных детекторов и семи твердотельных кремниевых детекторов.
11. 8 датчиков для измерения плазмы солнечного ветра — скорости, температуры и состава частиц в диапазоне энергий от 30 эВ до 10 кэВ.
12. Трехосный феррозондовый магнитометр, смонтированный на штанге.
13. Советско-французский прибор STEREO для измерения излучения солнечных вспышек на частоте 169 МГц в сочетании с расположенными на Земле приемниками (М-71С и «Марс-3»).
14. Советско-французская установка STEREO для измерения излучения солнечных вспышек на частоте 169 МГц в сочетании с расположенными на Земле приемниками.

Фототелевизионные системы формирования изображения на космических станциях «Марс-2» и «Марс-3» представляли собой дальнейшее развитие системы ФТУ М-69 и состояли из двух пленочных узконаправленных камер, одна с 52-мм широкоугольным объективом и несколькими цветными светофильтрами, а вторая — с 350-мм длиннофокусным объективом и оранжевым светофильтром. При съемке с высоты периапсиса ожидалось получить разрешение по поверхности от 1000 до 100 м. Пленки хватало на 480 кадров, большинство из которых предполагалось получить в первые 40 дней выполнения орбитальной программы.

После успешного запуска «Марса-2» 19 мая 1971 года первая коррекция траектории была проведена 5 июня. Вскоре после этого связь с «Марсом-2» (а также с «Марсом-3») в главном дециметровом канале была потеряна, очевидно, из-за проблем с передатчиком. После короткого периода работы на «Марсе-2» вышел из строя и резервный передатчик дециметрового диапазона. Оказалось также невозможным включить систему телеметрии сантиметрового диапазона. В то же время основной передатчик дециметрового диапазона оставался ненадежным, но были найдены условия, при которых можно было восстановить работоспособность резервного передатчика. Причина потери связи в сантиметровом диапазоне так и осталась невыясненной, хотя она надежно работала в последующих миссиях. Других инцидентов не случилось, и 21 ноября, за 6 дней до прибытия на планету, «Марс-2» осуществил последовательность операций оптической навигации и 7 часов спустя произвел вторую коррекцию траектории. Третий маневр по нацеливанию посадочного аппарата на точку входа в атмосферу был совершен 27 ноября, но он был проведен с большой неточностью, оказавшейся фатальной. После отделения, за 4,5 часа до того, как орбитальный аппарат выполнил маневр по выходу на орбиту, посадочный аппарат начал выполнять заложенную в его автоматику программу входа в атмосферу. На орбитальном аппарате включился тормозной двигатель, и на скорости 1,19 км/с он осуществил маневр выхода на орбиту с параметрами 1380x24940 км, наклоненной под углом 48,9° к марсианскому экватору. Проблема с третьим маневром при выходе на орбиту привела к более низкому апоапсису, чем планировалось, с периодом 18 часов вместо 24 часов.

Марс-2 - советская автоматическая межпланетная станция (АМС) четвёртого поколения космической программы «Марс». Одна из трёх АМС серии М-71. Марс-2 предназначена для исследования Марса как с орбиты, так непосредственно с поверхности Марса. АМС состояла из орбитальной станции - искусственного спутника Марса и спускаемого аппарата с автоматической марсианской станцией.
Первая в мире попытка мягкой посадки спускаемого аппарата на Марс (неудачная). Первый спускаемый аппарат, достигший поверхности Марса.
Марс-2 разработана в НПО имени С. А. Лавочкина.
- Масса АMC при запуске: 4625 кг
- Масса орбитальной станции при запуске: 3625 кг
- Масса спускаемого аппарата при запуске: 1000 кг
- Масса автоматической марсианской станции: 355 кг. (после мягкой посадки на Марс)
АМС состояла из орбитальной станции и спускаемого аппарата с автоматической марсианской станцией.
Основные части орбитальной станции: приборный отсек, блок баков двигательной установки, корректирующий реактивный двигатель с узлами автоматики, солнечная батарея, антенно-фидерные устройства и радиаторы системы терморегулирования. АМС для обеспечения полёта имела ряд систем. В состав системы управления входили: гиростабилизированная платформа; бортовая цифровая вычислительная машина и система космической автономной навигации. Кроме ориентации на Солнце, при достаточно большом удалении от Земли (около 30 млн км) проводилась одновременная ориентация на Солнце, звезду Канопус и Землю.


 Объект М-71:
 1 - антенна научной аппаратуры «Стерео»;
 2 - параболическая остронаправленная антенна;
 3 - спускаемый аппарат;
 4 - малонаправленные антенны;
 5 - радиаторы системы терморегулирования;
 6 - панель солнечной батареи;
 7 - блок топливных баков;
 8 - звездный датчик;
 9 - земной датчик;
 10 - корректирующая тормозная двигательная установка;
 11 - приборный отсек
В орбитальной станции находилась научная аппаратура, предназначенная для измерений в межпланетном пространстве, а также для изучения окрестностей Марса и самой планеты с орбиты искусственного спутника: феррозондовый магнитометр; инфракрасный радиометр для получения карты распределения температуры по поверхности Марса; инфракрасный фотометр для изучения рельефа поверхности по измерению количества углекислого газа; оптический прибор для определения содержания паров воды спектральным методом; фотометр видимого диапазона для исследования отражательной способности поверхности и атмосферы; прибор для определения радиояркостной температуры поверхности в диапазоне 3,4 см, определения её диэлектрической проницаемости и температуры поверхностного слоя на глубине до 30-50 см; ультрафиолетовый фотометр для определения плотности верхней атмосферы Марса, определения содержания атомарного кислорода, водорода и аргона в атмосфере; счётчик частиц космических лучей; энергоспектрометр заряженных частиц; измеритель энергии потока электронов и протонов от 30 эв до 30 кэв. А также две фототелевизионные камеры.
Спускаемый аппарат представлял собой конический аэродинамический тормозной экран закрывающий автоматическую марсианскую станцию (по форме близкую с сферической). Сверху на автоматической марсианской станции был прикреплён стяжными лентами тороидальный приборно-парашютный контейнер содержавший в себе вытяжной и основной парашюты, и приборы, необходимые для обеспечения увода, стабилизации, осуществления схода с околомарсианской орбиты, торможения и мягкой посадки и соединительная рама. На раме размещены твердотопливный двигатель перевода спускаемого аппарата с пролетной на попадающую траекторию и агрегаты системы автономного управления для стабилизации спускаемого аппарата после его расстыковки с орбитальной станцией. Перед полётом спускаемый аппарат был подвергнут стерилизации.
Система управления разработана и изготовлена НИИ автоматики и приборостроения. Масса системы управления 167 кг, потребляемая мощность 800 ватт. Прототипом системы управления являлась вычислительная система лунного орбитального корабля ядром которой была БЦВМ С-530 на элементах типа «Тропа».
Станция была запущена с космодрома Байконур при помощи ракеты-носителя Протон-К с дополнительной 4-й ступенью - разгонным блоком Д 19 мая 1971 года в 19:22:49 МСК по московскому времени. В отличие от АМС предыдущего поколения, Марс-2 был сначала выведен на промежуточную орбиту искусственного спутника Земли, а затем разгонным блоком Д переведён на межпланетную траекторию.
Полёт станции к Марсу продолжался более 6 месяцев. До момента сближения с Марсом полёт проходил по программе. Траектория полёта прошла на расстоянии 1380 км от поверхности Марса. Марс-2 стала первая в СССР и мире успешно запущенная к Марсу многотонная АМС.

Орбитальная станция после отделения спускаемого аппарата выполнила 27 ноября 1971 года торможение и вышла на орбиту искусственного спутника Марса с периодом обращения 18 часов.
Станция свыше 8 месяцев осуществляла комплексную программу исследования Марса. За это время станция совершила 362 оборота вокруг планеты. АМС продолжала исследования до исчерпания азота в системе ориентации и стабилизации. ТАСС сообщил о завершении программы исследований Марса 23 августа 1972 года.
Большая пылевая буря началась 22 сентября 1971 г. в светлой области Noachis в южном полушарии. К 29 сентября охватила двести градусов по долготе от Ausonia до Thaumasia. 30 сентября закрыла южную полярную шапку. Мощная пылевая буря затрудняла научные исследования поверхности Марса с искусственных спутников Марс-2, Марс-3, Маринер-9. Только около 10 января 1972 г. пылевая буря прекратилась и Марс принял обычный вид.
Из-за плохого качества телеметрии почти все научные данные спутника потеряны. Разработчики фототелевизионной установки (ФТУ) использовали неправильную модель Марса. Поэтому были выбраны неправильные выдержки ФТУ. Снимки получались пересветленными, практически полностью непригодными. После нескольких серий снимков (в каждой по 12 кадров) фототелевизионная установка не использовалась.

Сиддики:
Наземная модель мобильного устройства PrOP-M, которое было установлено на советских марсианских кораблях для миссий 1971 года. Они были способны отойти на 15 метров от спускаемого аппарата, будучи привязанными к тросу. Предоставлено: Т. Варфоломеев.
Сайт запуска: НИИП-5 / Сайт 81/24
Научные инструменты:
Орбитальный:
1. инфракрасный болометр (радиометр)
2. микроволновый радиометр (радиотелескоп)
3. инфракрасный фотометр (полоски поглощения газа CO2)
4. Интерференционно-поляризованный фотометр IV-2
5. фотометр для измерения распределения яркости
6. 4-канальный УФ фотометр
7. Система визуализации (две камеры, каждая способна на 480 изображений)
8. феррозоидный трехкомпонентный магнитометр
9. ионная ловушка
10. Спектрометр РИЭП-2801 для заряженных частиц
11. детектор космических лучей
12. радиопередатчик (для определения структуры атмосферы по преломлению)
13. Ловушки заряженных частиц D-127 [неподтвержденные]
СА:
1. гамма-спектрометр
2. рентгеновский спектрометр
3. термометр
4. анемометр
5. барометр
6. система визуализации (2 камеры)
7. масс-спектрометр
8. Пенетрометр (на ПрОП-М)
9. гамма-денситометр (на ПрОП-М)
«Марс-2» был первым из двух комбинированных космических аппаратов «ИСМ-СА», отправленных на Марс Советским Союзом в окно 1971 года. Орбитальные аппараты представляли собой примерно цилиндрические конструкции, прикрепленные к основанию большого топливного бака.
Операторы выполнили две успешные коррекции в середине курса, 17 июня и 20 ноября 1971 года. 27 ноября 1971 года Марс-2 осуществил свою окончательную коррекцию, после чего СА для посадки отделился, чтобы осуществить атмосферный вход. Орбитальный аппарат «Марс-2» тем временем успешно вышел на орбиту вокруг Марса в 20:19 UT 27 ноября 1971 года. Параметры составляли 1380 х 25 000 километров при наклоне 48,9° с орбитальным периодом 1080 минут, что немного меньше ожидаемых 1440 минут. В явном запутывании правды Советы утверждали, что один из двух французских инструментов Stereo-1 был утерян вместе с другими инструментами на Марсе 2, тогда как на самом деле Stereo-1 не был установлен на Марс 2, а на Космос 419.

СА «Марс-2»

27 ноября 1971 - отделение СА
T+15 мин - включился тормозной двигатель
неверный угол входа в атмосферу, СА разбился в районе 4° с .ш. и 47° з.д. (Долина Нанеди в Земле Ксанфа)

Вики:
Спускаемый аппарат Марса-2 был отстыкован 27 ноября 1971 года, когда АМС подлетала к планете, до торможения орбитальной станции и перехода её на орбиту спутника Марса. Перед отделением спускаемого аппарата бортовая ЭВМ из-за программной ошибки сработала неправильно. В результате этого в спускаемый аппарат были введены ошибочные установки, предусматривающие нерасчётную ориентацию станции перед отделением. Через 15 мин после отделения на спускаемом аппарате включилась твердотопливная двигательная установка, которая все-таки обеспечила перевод спускаемого аппарата на траекторию попадания на Марс. Однако угол входа в атмосферу оказался больше расчётного. Спускаемый аппарат слишком круто вошел в марсианскую атмосферу, из-за чего не успел затормозить на этапе аэродинамического спуска. Парашютная система в таких условиях спуска была неэффективной, и спускаемый аппарат, пройдя сквозь атмосферу планеты, разбился о поверхность Марса в точке с координатами 4° с. ш. и 47° з. д. (Долина Нанеди в Земле Ксанфа), впервые в истории достигнув поверхности Марса. Спускаемый аппарат Марс-2 стал первым искусственным предметом на планете.
Отклонения от расчётных значений траектории движения спускаемого аппарата вызваны недостаточным тестированием матобеспечения бортового компьютера. Марс-2 шёл точно по расчётной траектории, и третья коррекция не требовалась. Однако поведение станции в этом случае не проверили на стенде системы управления.

Маров:
Система спуска посадочного аппарата состояла из четырех последовательно расположенных модулей: на нижнем конце (в передней части) аэродинамический конус, над ним вложенный в него яйцеобразный посадочный модуль, выше него тороидальный парашютный контейнер и, наконец, в хвостовой части - тормозной ракетный двигатель, заключенный в структурное кольцо. Вся эта конструкция удерживалась в собранном состоянии четырьмя стяжками, соединявшими край аэродинамического конуса со структурным кольцом в тыловой части. В отличие от конструкции, использовавшейся американцами, здесь не было монолитной задней защитной оболочки. Посредством твердотопливной ракеты в центре кольца агрегата двигательной установки спускаемый аппарат уводился от автоматической станции после его отделения и переводился с пролетной траектории на расчетную траекторию входа в атмосферу. В свою очередь, орбитальный аппарат оставался на пролетной траектории до момента запуска основного двигателя с целью выхода на орбиту искусственного спутника Марса. Для обеспечения необходимой ориентации использовались микродвигатели, расположенные на стяжках у внешнего края аэродинамического конуса, работавшие на холодном газе - азоте, который находился в баках, смонтированных во внутренней части кольца агрегата двигательной установки. К краю аэродинамического тормозного конуса были прикреплены также маленькие твердотопливные ракетные микродвигатели для приведения во вращение спускаемого аппарата перед его входом в атмосферу и для остановки вращения в ходе спуска перед выпуском парашюта. Спускаемый аппарат активно стабилизировался по трем осям с момента его отделения от станции и до начала вращения перед входом в атмосферу и управлялся пассивно аэродинамическим путем во время спуска на парашюте. К посадочному аппарату крепились тороидальный контейнер с парашютом внутри, отделяемые устройства и ракетные двигатели для работы на заключительном этапе посадки. Аэродинамический конус был соединен с нижней частью парашютного контейнера металлическими лентами. Система управления, обеспечивающая логическую последовательность входа в атмосферу, спуска и посадки, была заключена в маленьком цилиндре, прикрепленном к нижней стороне тора, который конструктивно мог разделяться на две равные части. Твердотопливный ракетный двигатель с четырьмя маленькими соплами, прикрепленными по сторонам верхней половины тора, был предназначен для ввода вспомогательного тормозного парашюта площадью 13 кв. м. При его включении верхняя половина тора отделялась и увлекала за собой тормозной парашют, который в свою очередь вытягивал основной парашют площадью 140 кв. м, стропы которого были соединены с нижней половиной тора. Твердотопливные ракеты, использующиеся на финальной стадии спуска, размещались на нижней половине тороидального контейнера в направлении строп. Радиовысотомер располагался внутри посадочного аппарата в нижней части приборного отсека.



Спускаемый аппарат космической станции «Марс-71» с системами входа в атмосферу и спуска


Системы и научное оборудование посадочного аппарата «Марс-71»: 1 - радиовысотомер, 2 - амортизатор, 3 - блок телеметрической системы, 4 - автоматика радиосистема, 5 - антенна, 6 - радиосистема, 7 - блоки радиосистемы 8 - блок научных приборов; 9 - телекамеры, 10 - замок (стопорный штифт) раскрытия лепестков, 11 - система развертывания научных приборов, 12 - датчики научных приборов, 13 - внутренняя теплоизоляция, 14 - внешняя теплоизоляция, 15 - механизм раскрытия лепестков 16 - лепестки, 17 - баллон для наполнения воздушного колпака, 18 - воздушный колпак, 19 - воздушная оболочка - амортизатор, 20 - баллон с газом для наполнения воздушной оболочки, 21 - система управления, 22 - аккумуляторы, 23 - датчик давления

Посадочный аппарат. Посадочный аппарат представлял собой капсулу яйцевидной формы диаметром 1,2 м (в средней части), которая была целиком покрыта пеноматериалом толщиной 20 см. Покрытие состояло из двух секций. Первая, находившаяся в верхней части аппарата, представляла собой отделяемый защитный аэродинамический кожух, прикрепленный к маленькой юбке, окружавшей нижнюю часть аппарата. Вторая имела форму линзы и наглухо крепилась к нижней части посадочного аппарата под юбкой и представляла собой защитный кожух, чтобы амортизировать удар при посадке. Защитный кожух отбрасывался надувающимся воздушным шаром, чтобы открыть лепестки, предназначенные для приведения посадочного аппарата в вертикальное положение и открытия для работы находившихся под лепестками приборов. В верхней части аппарата находились два отверстия для фотокамер и четыре развертываемых гибких антенны для связи с орбитальной станцией. Передвижное устройство (прибор ПрОП-М) было укреплено на конце раскрываемой штанги. Посадочный аппарат питался от аккумуляторов, заряженных от космической станции до его отделения. Контроль температурного режима осуществлялся теплоизоляционным покрытием открытой части аппарата и системой радиаторов. Посадочный аппарат был рассчитан таким образом, чтобы выдерживать холод марсианской ночи.
Посадочный аппарат весил 358 кг и был стерилизован до запуска бактерицидными лампами, чтобы предотвратить заражение марсианской окружающей среды. С помощью катапульт его испытали при горизонтальных скоростях 28,5 м/с, вертикальных скоростях 12 м/с и ускорении 180 g. На рисунке показан посадочный аппарат с закрытыми лепестками и с кожухами из пеноматериала, служащими для защиты при спуске амортизации при посадке.

Вход в атмосферу, спуск и посадка. Из-за отсутствия точных эфемерид Марса разработчики космической станции М-71 отказались от того, чтобы направить ее в точку входа в атмосферу при сближении с планетой и отделить посадочный аппарат с пассивной системой входа, после чего осуществить маневр увода орбитального аппарата в положение, из которого он мог выйти на орбиту. Вместо этого, нацелив автоматическую станцию в точку входа в атмосферу, они разработали более сложную систему входа посадочного аппарата, оснастив его двигательной установкой, позволяющей совершить маневр выхода в заданную точку входа в атмосферу и менять угол атаки. Разница между стратегиями входа в атмосферу для Венеры и Марса, естественно, определялась различием параметров атмосфер этих планет. Атмосфера Венеры настолько плотная, что посадочный аппарат сферической формы со смещенным центром масс позволяет обеспечить необходимую ориентацию при спуске и снизить скорость до дозвуковой задолго до достижения поверхности. В свою очередь, атмосфера Марса сильно разрежена и требует большого аэродинамического тормозного щита для достаточно быстрого снижения скорости на такой высоте, чтобы парашюты и тормозные двигатели смогли погасить остаточную скорость до соприкосновения с поверхностью. Марсианская атмосфера предъявляла также жесткие требования к углу входа аппарата в атмосферу: в случае слишком острого угла посадочный аппарат достигал бы поверхности до того, как будут выполнены все операции по уменьшению скорости, а в случае слишком тупого угла посадочный аппарат мог отразиться от атмосферы. Наконец, аэродинамический защитный конус следовало правильно сориентировать относительно вектора скорости входа и привести аппарат во вращение для стабилизации положения в пространстве. Требования к выведению посадочного аппарата на расчетную траекторию и заданный угол входа в атмосферу при отсутствии точных эфемерид Марса заставили конструкторов, во-первых, оснастить автоматическую станцию автономной оптической системой навигации для определения ее положения при сближении с планетой, а во-вторых, после проведения необходимых расчетов, отделить посадочный аппарат с системой спуска всего за считанные часы до входа в атмосферу. Космические станции «Венера» отделяли свои спускаемые аппараты за 2 дня до входа в атмосферу, а орбитальные аппараты продолжали полет вместе с ними и при входе в атмосферу разрушались. В ходе же программы «Марс» 1971 года орбитальный аппарат должен был выйти на орбиту вокруг Марса. Чтобы осуществлять маневрирование всей космической станции на траектории входа в атмосферу, провести отделение спускаемого аппарата и затем провести маневр выхода на орбиту орбитального аппарата в непосредственной близости от планеты, требовалось слишком большое количество топлива. Компромисс был найден за счет усложнения схемы увода спускаемого аппарата путем добавления к нему маневровых двигателей и активной системы ориентации, обеспечивающей трехосную стабилизацию.



«Марс-71» на испытательном стенде и в виде секционной модели (на врезке)



Эскиз посадочного аппарата, демонстрирующий развернутое на поверхности оборудование и амортизатор (согласно Ball et al., 2007)

Посадочный аппарат отделялся от станции путем подрыва пиротехнического замка на расстоянии около 46000 км от Марса, а орбитальный аппарат продолжал полет по траектории сближения с планетой. В момент отделения посадочный аппарат находился в режиме ориентации по трем осям. Спустя 900 секунд, когда, согласно расчетам, он должен был удалиться на безопасное расстояние от орбитального аппарата, запускалась основная твердотопливная ракета, чтобы сообщить посадочному аппарату импульс, соответствующий характеристической скорости 120 м/с, и вывести его на требуемую траекторию входа в атмосферу. Через 100 секунд аппарат поворачивался в положение, необходимое для входа в атмосферу. Еще через 50 секунд, для придания ему момента вращения, включались твердотопливные микродвигатели, расположенные на краю аэродинамического тормозного конуса, каждый из которых обеспечивал тягу 0,5 кН в течение 0,3 секунды, в результате чего посадочный аппарат раскручивался до 10 оборотов в минуту. Затем кольцо агрегата двигательной установки отделялось вместе с системой ориентации и крепежным устройством. Посадочный аппарат, стабилизируемый вращением, продолжал полет по инерции к заданной точке входа в атмосферу.
Вход в атмосферу происходил на скорости около 5,8 км/с. Когда перегрузка падала до 2g после пикового торможения, стабилизации вращением уже не требовалось, и для остановки вращения включался второй комплект твердотопливных ракетных двигателей, также расположенных по кромке аэродинамического конуса. Спустя примерно 100 секунд, при заданном значении g и скорости порядка 3,5 М, по команде от акселерометра включалось программно-временное устройство, обеспечивающее последовательность операций на участке спуска от момента t = 0 до посадки. В начальный момент выпускался вспомогательный тормозной парашют площадью 13 кв. м.



Этапы входа спускаемого аппарата космической станции «Марс-71» в атмосферу: 1 - отделение аппарата с системами входа и спуска за 6 часов до входа в атмосферу, 2 - запуск твердотопливной ракеты для перехода с пролетной траектории на траекторию входа в атмосферу, 3 - отделение бортовой двигательной установки и закручивание, 4 - прекращение вращения после прохождения участка максимального замедления, 5 - аэродинамическое торможение

Тороидальный контейнер разделялся пополам при t = 2,1 с, и его верхняя половина уносилась вспомогательным парашютом, вытягивая основной парашют. Затем вспомогательный парашют отделялся. Основной парашют площадью 140 кв. м был вначале зарифован, чтобы на столь большой скорости предотвратить напряжения свыше установленного предела. Научные приборы включались для работы на спуске в момент t = 3,1 с. Когда в момент t = 12,1 с скорость принимала дозвуковое значение, перерезались шнуры, ограничивающие площадь парашюта, и купол раскрывался полностью. Аэродинамический тормозной конус отбрасывался в момент времени t = 14 с.
На тороидальном контейнере был закреплен радиовысотомер больших высот, который работал на основном участке спуска. Радиовысотомер включался при t = 19 с на скорости около 65 м/с. При t = 25 с нижние стренги парашюта извлекались из нижней половины тороидального контейнера с расположенной на них посадочной ракетной системой, и при t = 27 с включался радиовысотомер низких высот. После спуска на парашюте в интервале от 30 до 200 с, на высоте от 16 до 30 м от этого радиовысотомера запускалась заключительная посадочная последовательность операций, протекавшая в быстром темпе. При этом включалось второе программно-временное устройство, выключались научные приборы, работавшие во время снижения, запускались тормозные ракеты посадочного аппарата, сообщая ему в течение 1,1 с тягу 56 кН, а парашют уводился в сторону отдельной ракетой, которая запускалась на 1 с и обеспечивала тягу 9 кН. После выключения тормозных ракет, отделенный от парашюта посадочный аппарат свободно падал на поверхность, а две маленькие ракеты по сторонам контейнера с тормозными ракетами сообщали ему горизонтальный импульс силой 1 кН в течение 4 с, чтобы предотвратить падение на посадочный аппарат купола парашюта и тормозных ракет. Сам же аппарат должен был в это время совершить посадку на поверхность с вертикальной скоростью не более 12 м/с.
Через пятнадцать секунд после касания посадочного аппарата поверхности, программно-временное устройство выдавало команду на отделение крышки из пенопласта, закрывавшей лепестки, и инициировало последовательность операций вертикализации и приведения посадочного аппарата в работу. Вначале открывались четыре лепестка, антенны и штанги, и начиналась передача данных телеметрии на орбитальный аппарат на скорости 72 кбит/с по двум независимым высокочастотным каналам. Этот сеанс связи длился около 20 минут и должен был состояться до того, как автоматическая станция осуществит маневр выхода на орбиту. Передаваемые данные включали панорамное изображение с разрешением 500x6000 пикселей. Затем посадочный аппарат переходил в спящий режим, что предполагалось делать между всеми сеансами связи. Сеансы связи запускались программно-временным устройством, а их длительность могла не превышать одной минуты в зависимости от места посадки, физических особенностей местности и взаимного положения орбитального и посадочного аппаратов. Посадочный аппарат был рассчитан на работу в течение нескольких марсианских дней. Посадочный аппарат начинал работу с передачи телепанорамы места посадки со скоростью 512 бит/с. В промежутках между кадрами панорамы должна была передаваться телеметрическая информация. Вся последовательность операций на спуске и при посадке была полностью испытана на полномасштабных моделях в пятнадцати запусках высотных ракет М-100В с высоты 130 км и доказала свою работоспособность.


Этапы торможения посадочного аппарата космической станции «Марс-71» до раскрытия основного парашюта: 1 - запуск от акселерометра программно-временного устройства, обеспечивающего последовательность операций на этапе спуска, в момент t = 0 отделяется крышка вытяжного парашюта и включается двигатель ввода вытяжного парашюта, 2 - вытяжной парашют выходит из контейнера вместе с крышкой, 3 - из контейнера вытягивается стренга вытяжного парашюта, в несущих стропах которого возникает натяжение, 4 - вытяжной парашют освобождается от вытяжного механизма и открывается при t = 0,7 с, 5 - отбрасывается и уносится верхняя половина тороидальной крышки основного парашюта, 6 - разворачивается основной парашют, который зарифован разрывным тросом для предотвращения перегрузки, научные приборы для проведения измерений во время спуска включаются при t = 3,1 с, 7 - полностью раскрывается основной парашют



Этапы спуска посадочного аппарата космической станции «Марс-71» на основном парашюте: 1 - трос, стягивающий стропы парашюта, разрывается при t = 12,1 с, и основной парашют полностью открывается, 2 - теплозащитный экран отделяется при t = 14 с, при t = 19 с включается радиовысотомер больших высот, 3 - при t = 25 с срабатывают пиропатроны, чтобы освободить двигательную установку мягкой посадки, 4 - основной парашют извлекает ракету на новом наборе строп, при t = 27 с включается радиовысотомер малых высот, 5 - после спуска на парашюте, длящегося от 30 до 200 секунд, на высоте от 1 до 30 метров радиовысотомер малых высот отключает научное оборудование, работавшее во время спуска, и запускает двигательную установку мягкой посадки, 6 - парашют уносится прочь другой ракетой, посадочный аппарат отделен, 7 - посадочный аппарат свободно падает на поверхность

Этапы посадки посадочного аппарата космической станции «Марс-71»: 1 - запуск двигательной установки мягкой посадки, увод парашюта в сторону ракетой, 2 - сброшенный посадочный аппарат приходит в состояние покоя на поверхности, 3 - чтобы сбросить верхнюю крышку посадочного аппарата, надувается воздушный шар (справа), 4 - в верхней полусфере раскрываются лепестки для стабилизации посадочного аппарата, развертываются антенны и штанги; включаются телекамера и научные приборы

Спускаемые аппараты «Марс-2» и «Марс-3». Научная аппаратура на посадочном аппарате весила 16 кг и состояла из следующих приборов:
1. Акселерометр для измерения плотности атмосферы во время входа в атмосферу.
2. Датчики температуры и давления атмосферы для спуска и посадки.
3. Радиовысотомер для измерения высоты во время спуска.
4. Масс-спектрометр для измерения состава атмосферы во время спуска и посадки.
5. Устройство для измерения плотности атмосферы и скорости ветра на поверхности.
6. Две панорамные телекамеры для получения стереоизображений поверхности.
7. Рентгеновский спектрометр для определения состава грунта.
8. Шагающий робот ПрОП-М с гамма-лучевым денситометром и коническим пенетрометром.

Рентгеновский спектрометр и прибор ПрОП-М были установлены на одном из лепестков и выводились на поверхность после их раскрытия.
Камеры были аналогичны использовавшимся на посадочном аппарате «Луна-9» с одним фотометром и сканирующим зеркалом, которое при сканировании качалось по вертикали, и вращалось по горизонтали, считывая одно значение яркости в каждой сканирующей позиции. Полная панорама охватывала 500x6000 пикселей. Масс-спектрометр представлял собой вариант радиочастотного прибора Беннетта, разработанного для «Венеры-9» и «Венеры-10». Во время спуска данные телеметрических измерений не передавались, а записывались на бортовое запоминающее устройство для последующей передачи во время сеанса связи, который, согласно программе полета, должен был начаться сразу же после касания поверхности.
Шагающий робот ПрОП-М массой 4,5 кг представлял собой короб размером 250x250x40 мм с маленьким выступом на верхней стороне в центре. Он был установлен на шагающем шасси - двух лыжах, которые выступали от него по обе стороны. Перемещая попеременно эти лыжи, робот мог «ходить» по поверхности, а двигая ими в противоположных направлениях, - мог поворачиваться. На фронтальной стороне располагались стержни, чувствующие препятствия, и вездеход был запрограммирован на обратный ход, так чтобы препятствия обходить. Этот автоматический вездеход выносился из посадочного модуля шестишарнирным манипулятором и мог передвигаться в поле зрения камер со скоростью 1 м/час. Он был соединен с посадочным аппаратом 15-метровым кабелем для прямой с ним связи и останавливался через каждые полтора метра для проведения измерений. Устройство было оснащено динамическим пенетрометром и гамма-лучевым денситометром, а следы фотографировались камерами, чтобы дополнительно исследовать физические свойства поверхности.



Шагающий аппарат ПрОП-М «Марсоходник»

Посадочный аппарат вошел в марсианскую атмосферу на скорости примерно 6 км/с под более острым углом, чем планировалось, в результате чего система спуска вышла из строя, и аппарат врезался в поверхность до того, как раскрылся парашют, став первым искусственным предметом на другой планете. Он упал в точке с координатами 44,2° ю. ш. и 313,2° з. д., доставив на Марс герб СССР. Проведенный впоследствии анализ показал, что «Марс-2» приблизился к планете очень точно, его ориентация до отделения СА от орбитального блока практически не отличалась от расчетной ориентации СА для перевода на траекторию попадания. Однако компьютерный код был разработан не достаточно точно из-за недостатка времени и не учитывал возможные нештатные ситуации, включая ту, в которой оказался «Марс-2». Его траектория до третьей коррекции была довольно близка к расчетной, а последующая процедура коррекции оказалась избыточной, и угол входа в атмосферу стал слишком острым.
Хотя посадочный аппарат «Марса-2» разбился при посадке, его роль как первого тела, изготовленного человечеством, достигшего поверхности Марса, имеет громадное значение.

Сиддики:


Модель мобильного устройства PrOP-M, которое было установлено на советских марсианских кораблях для миссий 1971 года. Они были способны отойти на 15 метров от спускаемого аппарата, будучи соединённые проводом.
СА представляли собой яйцевидные модули с лепестками, которые открывались на поверхности Марса. СА весом 1000 кг (из которых 355 кг являлись настоящей капсулой на поверхности) были прикреплены к верхней части АМС и защищены тормозной оболочкой для входа в марсианскую атмосферу. СА открыл парашют, чтобы спуститься на поверхность Марса. Каждый СА также нес 4-килограммовый мини-марсоход под названием PrOP-M, робота в форме коробки, который был оснащен салазками; устройство будет двигаться (со скоростью 1 метр в минуту), когда лыжа будет на земле. Радиус действия устройства, соединенного кабелем для подачи питания и передачи данных, составлял 15 метров. ПрОП-М несли пенетрометр и денситометр излучения. Если устройство сталкивается с препятствием, датчики на передней панели посылают сигнал в автоматизированную систему управления на посадочной платформе, которая затем посылает команду для резервного копирования PrOP-M, поворачивая его «вправо» (если препятствие было в направлении влево) или «влево» (если препятствие было направо), а затем снова сделайте один шаг вперед.
27 ноября 1971 года Марс 2 осуществил свою окончательную коррекцию, после чего СА для посадки отделился, чтобы осуществить атмосферный вход. В этот момент бортовой компьютер был запрограммирован так, чтобы вносить окончательные поправки в траекторию и раскручивать СА вокруг своей продольной оси, а затем запускать твердотопливный двигатель, чтобы инициировать вход в атмосферу в определенном направлении. Как это и произошло, после окончательной коррекции курса траектория космического аппарата была настолько точной, что не потребовалось дальнейших корректирующих мер. Из-за заранее запрограммированных алгоритмов, которые просто предполагали отклонение траектории, посадочный аппарат после разделения оказался в неверном положении, чтобы компенсировать «ошибку». Когда двигатель отключился, угол входа оказался слишком крутым. Парашютная система так и не была развернута, и СА в конце концов упал на марсианскую поверхность в 4°С / 47°З. Это был первый созданный человеком объект, вступивший в контакт с Марсом.


Спускаемый аппарат Марса-2 был отстыкован 27 ноября 1971 года когда АМС подлетала к планете, до торможения орбитальной станции и перехода её на орбиту спутника Марса. Перед отделением спускаемого аппарата бортовая ЭВМ из-за программной ошибки сработала неправильно. В результате этого в спускаемый аппарат были введены ошибочные установки, предусматривающие нерасчетную ориентацию станции перед отделением. Через 15 мин после отделения на спускаемом аппарате включилась твердотопливная двигательная установка, которая все-таки обеспечила перевод спускаемого аппарата на траекторию попадания на Марс. Однако угол входа в атмосферу оказался больше расчетного. Спускаемый аппарат слишком круто вошел в марсианскую атмосферу, из-за чего не успел затормозить на этапе аэродинамического спуска. Парашютная система в таких условиях спуска была неэффективной, и спускаемый аппарат, пройдя сквозь атмосферу планеты, разбился о поверхность Марса в точке с координатами 4° с .ш. и 47° з.д. (Долина Нанеди в Земле Ксанфа), впервые в истории достигнув поверхности Марса. Спускаемый аппарат Марс-2 стал первым искусственным предметом на планете.