МАРС-96__Краткое описание проекта экспедиции автоматического космического аппарата к Марсу
Содержание
Введение
Научные задачи
Схема экспедиции
Космический аппарат
Орбитальный аппарат
Состав научной
аппаратуры ОА
Научные задачи
экспериментов
Описание
экспериментов
Малые станции
Пенетраторы
Заключение
СХЕМА ЭКСПЕДИЦИИ

Оглавление ОСНОВНЫЕ ЭТАПЫ ЭКСПЕДИЦИИ

Экспедиция осуществляется при помощи одного космического аппарата (КА) и включает следующие этапы:

  • старт с Земли и выведение КА на траекторию полета к Марсу;
  • перелет Земля - Марс с проведением 2-х коррекций межпланетной траектории, десантирование малых станций (МС) с подлета, увод орбитального аппарата (ОА) на пролетную траекторию, обеспечивающую выход на выбранную орбиту ИСМ;
  • торможение и выход на орбиту ИСМ с номинальным периодом обращения 43.09 ч (период обращения 43.09 ч выбран из условия прохождения 4-х витков космическим аппаратом за 7 оборотов Марса);
  • коррекции орбиты ИСМ (фазирование, понижение высоты перицентра, синхронизация), десантирование пенетраторов (ПН), проведение цикла сеансов связи орбитального аппарата с малыми станциями и пенетраторами ;
  • проведение телевизионной съемки поверхности планеты с орбиты, других научных исследований, а также сеансов связи с ПН и МС; коррекции рабочей орбиты для поддержания ее параметров в заданных пределах.
ВЫВЕДЕНИЕ НА ПЕРЕЛЕТНУЮ ТРАЕКТОРИЮВ начало раздела

Выведение космического аппарата на траекторию полета к Марсу осуществляется с космодрома Байконур при помощи 4-ступенчатой ракеты-носителя ПРОТОН и автономной двигательной установки (АДУ) космического аппарата. Ракета-носитель (РН) и разгонный блок (РБ) при первом включении выводят связку РБ-КА на опорную круговую орбиту ИСЗ высотой 165 км и наклонением 51,60. В конце первого витка опорной орбиты вторично включается двигательная установка РБ, которая работает до набора заданной характеристической скорости, несколько меньшей, чем это необходимо для полета к Марсу. Затем производится отделение РБ и включается АДУ КА для набора недостающей скорости разгона. Головной обтекатель сбрасывается на 185 с полета.

Остро- и средне-направленные антенны (ОНА и СНА) КА раскрываются между включениями ДУ РБ. Панели солнечных батарей, штанги и поворотная платформа ПАИС с научной аппаратурой развертываются после окончания доразгона на АДУ КА.

Величина характеристической скорости при первом запуске РБ составляет 363 м/с. Для разгона КА с опорной орбиты на траекторию перелета к Марсу требуется характеристическая скорость 3725 м/с, из них на двигательной установке РБ должен быть набран импульс 3150 м/с, а на АДУ КА - оставшиеся 575 м/с (возможно некоторое перераспределение номинальных импульсов с сохранением их суммарной величины).

В процессе выведения система управления КА производит расчет параметров движения РН и на основе решения навигационной задачи автономно корректирует углы РБ при втором включении, время включения и величину характеристической скорости, вырабатываемой АДУ КА при доразгоне.

ПЕРЕЛЕТ ЗЕМЛЯ-МАРСВ начало раздела

Перелет Земля - Марс осуществляется по гелиоцентрической траектории 2-го полувитка (угловая дальность перелета более 180°). Старт с Земли планировался на 16 ноября 1996 г. (резерв - 17 ноября 1997 г.); подлет к Марсу, ориентировочно, на 12 сентября 1997 г. Длительность перелета составит примерно 10 месяцев. На трассе перелета предусмотрено проведение двух коррекций (на 5-10 сутки полета и за месяц до подлета к Марсу) с суммарным импульсом 35 м/с. Для расчета заправки импульс первой коррекции принят равным 15 м/с, второй- 20 м/с.

СХЕМА ПЕРЕЛЕТА ЗЕМЛЯ-МАРС

Коррекции проводятся по результатам наземных радиотехнических измерений. Для проведения 2-й коррекции и увода КА используются также интерферометрические измерения с привлечением станций DSN США. Для контроля и уточнения эфемерид Марса в ходе полета проводится радиолокация внутренних планет.

Параметры подлетной траектории и время подлета к Марсу выбираются из условия, чтобы десантируемые с нее МС произвели посадку в выбранные районы. Отклонения этой траектории от расчетной не превысят по координатам ±1100 км, а по времени прилета к Марсу ±7 мин. Точность знания траекторных параметров к моменту десантирования МС должна быть не хуже ±150 км по координатам и ±1 мин по времени.

ДЕСАНТИРОВАНИЕ МАЛЫХ СТАНЦИЙ И УВОД ОА_В начало раздела

За 5 сут. до подлета к Марсу производится отстрел двух МС, после чего ОА уводится на другую пролетную траекторию, обеспечивающую выход на выбранную орбиту ИСМ. Десантирование и увод в качестве резервного варианта можно провести также и за 4 суток до подлета. Увод проводится в одном сеансе с десантированием и совмещается с 3-й коррекцией, характеристическая скорость КА не превысит 35 м/с.

Отделение МС от ОА производится путем отстрела в требуемом направлении при помощи специального пневмомеханизма, исключающего выход использованного газа в космос и появление по этой причине дополнительных возмущений. Угол входа МС в атмосферу составляет 10,5-20,5°, дальность полета в атмосфере соответственно 550-250 км. Номинальный угол входа 16,3° и дальность полета в атмосфере 315 км. Скорость входа без учета вращения Марса не превысит 5,75 км/с.

Посадка МС производится через 5 (4) суток после отделения от КА в северном полушарии Марса на его освещенной стороне. Первый сеанс связи ОА с МС может состояться через 7-28 суток после их посадки.

Точки посадки МС могут выбираться в диапазоне от 0 до 45° с.ш. Однако они должны быть выбраны таким образом, чтобы трасса рабочей орбиты ИСМ (имеющей наклонение ~106°) проходила на достаточно близком расстоянии от каждой из точек, и на одном витке можно было провести сеанс связи с любой из МС. С учетом этого разность широт точек посадки двух МС не должна превышать 10° вблизи экватора и ~5° в области средних широт. С учетом того, что хотя бы с одной МС связь будет производиться при помощи запускаемого в 1996 году американского КА "Марс Глобал Сервейер", малые станции могут быть разнесены по широте на угол до 30-40°.

При подлете к Марсу 12 сентября 1997 г и включении сеанса торможения в условиях совместной видимости из наземных пунктов Евпатории и Уссурийска посадка МС производится в район долины Аркадия. Отклонение координат точек посадки МС от расчетных значений могут достигать ±10° вдоль траектории спуска и ±2° поперек. Азимут направления полета МС при спуске в атмосфере может составлять 115-145°.

После отделения МС ОА уводится на пролетную траекторию, обеспечивающую последующий выход на заданную орбиту ИСМ.

ФОРМИРОВАНИЕ РАБОЧЕЙ ОРБИТЫ ИСМ и ДЕСАНТИРОВАНИЕ ПНВ начало раздела

В районе перицентра подлетной гиперболы включается АДУ и КА переходит на начальную орбиту ИСМ (НО) с расчетными параметрами:

  • период обращения ~43,09 ч,
  • высота перицентра 500 км,
  • высота апоцентра 52 тыс.км.

Величина характеристической скорости торможения составляет 1020 м/с. В дальнейшем высота перицентра рабочей орбиты при помощи коррекции будет доведена до 300 км, такая же или меньшая высота перицентра необходима для десантирования ПН.

Разброс по высоте перицентра может достигать ±200 км, а ошибка в периоде обращения ±8.5 ч. В этом случае будет проведена дополнительная коррекция, в результате которой высота перицентра приводит к номинальной (300 км). Это (или меньшее) значение высоты перицентра необходимо для обеспечения посадки пенетраторов. С учетом необходимости проведения еще двух коррекций десантирование ПН может осуществляться в широком диапазоне времен: с 7 по 28 сут. полета по орбите в зависимости от ее конкретной реализации.

Оба ПН могут десантироваться в одном сеансе или порознь с интервалом в ~2 сут. Сброс ПН производится из района апоцентра рабочей орбиты примерно за 20-22 ч

Угол входа ПН в атмосферу составляет 9-13°, дальность полета в атмосфере 380-530 км при номинале 430 км, скорость входа без учета вращения Марса не превысит 4,9 км/с. Отклонение точки посадки ПН от расчетной может достигать ±4° вдоль трассы спуска и ±1° в поперечном направлении.

Для десантирования пенетратора КА будут проведены следующие операции:

  • КА разворачивается в заданное направление;
  • ПН отделяется от КА, предварительно закрученный вокруг собственной продольной оси;
  • после удаления на безопасное расстояние на ПН включается ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) с тарированным импульсом ~24 м/с, и он переходит на траекторию, обеспечивающую вход в атмосферу Марса;
  • поскольку движение ПН после включения РДТТ происходит в сторону ОА, последнему после отделения ПН сообщается малый (до 1 м/с) корректирующий импульс на двигателе малой тяги (ДМТ).

Если в одном сеансе десантируются оба ПН, то указанный импульс выдается только один раз после отделения второго ПН.

Предполагается, что один из ПН будет садиться в район, близкий по долготам к местам посадки МС, а другой - на значительном удалении от первого. В большинстве случаев точки посадки двух ПН могут быть разнесены по долготе на угол порядка 90°, хотя для некоторых реализаций начальной орбиты (в условиях дефицита времени до наступления пылевых бурь) может возникнуть необходимость десантировать оба ПН в одном сеансе и в один район, причем в любой из двух указанных выше. В таком случае ПН можно будет разнести по долготе всего на 5-6°.

Сразу же после посадки ПН имеет возможность провести примерно 3-минутный (уточняется) сеанс связи с ОА, в дальнейшем сеансы могут проводиться с частотой один раз в 7 сут. Длительность каждого сеанса в номинальном случае составит ~5-6 мин. Необходимость проведения на одном витке сеансов связи также с МС может вынудить пойти на сокращение указанного времени. Для сохранения условий связи, которые могут ухудшаться из-за естественной эволюции орбиты и из-за наличия отклонений в периоде обращения, примерно раз в месяц предполагается проводить малые (до 1-2 м/с) коррекции на ДМТ.

Предельные отклонения периода рабочей орбиты от номинального значения могут достигать:

  • при проведении коррекции на АДУ (dV=±0,3 м/с) ±7,8 мин
  • при проведении коррекции на ДМТ (dV=±0,07 м/с) ±1,8 мин.

Соответствующий сдвиг трассы спутника по долготе через каждые 4 витка по отношению к номинальному может достигать ±7,6 и ±1,8° или ±450 и ±110 км.

После проведения серии сеансов связи с посадочными аппаратами, примерно на 50-90 сут полета по орбите (после выхода ее перицентра на освещенную сторону Марса) начинается выполнение основной программы научных исследований с орбиты, включающей телевизионную съемку Марса, а также - по мере появления соответствующих условий (вхождение ОА в зону видимости находящихся на поверхности Марса ДА при дальности менее 3-6 тыс.км) - сеансы связи с МС и ПН, которые непосредственно с Землей связи не имеют. Началу исследований с орбиты могут предшествовать 2 коррекции на ДМТ. По условиям освещенности Марса телевизионная съемка может быть начата не ранее 90-х сут полета по орбите.

Период обращения рабочей орбиты (из-за навигационных ошибок или специально) будет отличаться от синхронного - 7/4 периода суточного вращения Марса - на величину порядка 1-2 мин, вследствие чего каждая пятая трасса ОА будет сдвигаться по отношению к первой примерно на 1°, что позволит монотонно наращивать площадь исследуемых четырех районов планеты. Вместе с тем это же обстоятельство приведет к ухудшению условий связи с десантными аппаратами, вплоть до ее прекращения.

После десантирования второго ПН производится отделение АДУ, а затем приведение в рабочее состояние комплекса научной аппаратуры АРГУС и выдвижение длинномерных антенн РЛК.

Время активного существования КА после выхода на орбиту ИСМ, а также ПН и МС штатно составляет один земной год. Для поддержания элементов рабочей орбиты в период активного существования ОА в заданных пределах предусмотрено проведение 6 коррекций на ДМТ. Суммарный импульс всех коррекций на ДМТ после отделения АДУ составляет 45 м/с. Всего на ДМТ может проводиться до 12 коррекций. Перед проведением коррекций на ДМТ длинномерные антенны убираются, а после завершения коррекции выдвигаются вновь.



В качестве рабочей выбрана орбита со следующими начальными параметрами:В начало раздела
Период обращения 43,09 ч
Высота перицентра 300 км
Наклонение к плоскости экватора Марса 106,4°
Аргумент перицентра 153,1°
Долгота восходящего узла, отсчитываемая от точки весеннего равноденствия Марса 106,4°
Широта перицентра ~26°с.ш.
Угол места Солнца в подперицентровой точке на дату выхода на орбиту -22°
Сдвиг долготы подперицентровой точки за виток на запад 90°

УСЛОВИЯ РАБОТЫ НА ОРБИТЕ ИСМВ начало раздела

Основные исследования на орбите ИСМ проводятся в области ее перицентра. Движение КА в этой области в начальный период полета по орбите ИСМ происходит с севера на юг.

Эволюция перицентра по широте и зенитному углу Солнца в подперицентровой точке в процессе полета

На орбите ИСМ будут иметь место заходы КА в тень Марса от Солнца, Земли и Канопуса. В качестве технических ограничений при окончательном выборе орбит и разработке циклограмм принято, что макcимальная длительность заходов не превысит для Земли и Солнца 100 мин и для Канопуса 50 мин. При этом заходы Солнца и Земли имеют периодический характер, а заходы Канопуса постоянный, т.е. они имеются на каждом витке в течение всего времени пребывания на орбите.

Длительность видимости Марса из наземных пунктов в Евпатории и Уссурийске составляет 8,0 и 8,1 ч соответственно во время прибытия КА к Марсу. Через два месяца работы на орбитах Марса эти величины примут значения 6,5 - 6.8 ч

На дату прилета к Марсу расстояние Земля - Марс составляет ~253 млн.км, угол Солнце - КА - Земля равен ~36,4°. Прилет происходит за 1 сут до осеннего равноденствия на Марсе, поэтому основной период экспедиции приходится на марсианскую зиму в северном полушарии. Время прохождения Марсом своего перигелия в период экспедиции приходится на 7 января 1998 г. Соответственно, возможное начало сезона пылевых бурь прогнозируется по разным данным на 29 сентября 1997 г. либо на 10 октября 1997 г., а его окончание на 17 апреля 1998 г.

В мае 1998 г. (на 8-м месяце полета по орбите ИСМ) при расстоянии от Земли 372 млн.км происходит заход Марса и ОА за Солнце. С 1 по 26 мая угол Солнце - Марс - Земля имеет значения менее 2°, а с 8 по 20 мая менее 1°, наименьшее значение указанного угла (13-14 мая) составляет 0,1°.

Во время полета по орбите ИСМ возможна ситуация, когда траектория КА пересекает орбиту Фобоса, и с помощью специальных коррекций можно организовать пролет на близком (менее 100 км) расстоянии от этого естественного спутника Марса с относительной скоростью ~ 3 км/с. Конкретное время сближения существенно зависит от параметров рабочей орбиты и будет определено позднее.

После завершения основной части программы исследований может быть выполнена специальная программа по уменьшению периода орбиты с 43 до 8-10 ч с помощью аэродинамического торможения в течение 2-3 месяцев.

Наибольшее расстояние от Земли до КА в период экспедиции (в конце июня 1998 г.) не превысит 380 млн.км.



ОСНОВНЫЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЭКСПЕДИЦИИВ начало раздела
Старт с Земли16 ноября 1996
Длительность перелета Земля - Марс10 месяцев
Прилет к Марсу12 сентября 1997
Характеристическая скорость разгона с орбиты ИСЗ, м/с:
- в т.ч. на блоке Д
- на АДУ
3725
3150
575
Суммарная характеристическая скорость 2-х коррекций на перелете35 м/c
Интервал от сброса МС до выхода на орбиту ИСМ 5-4 сут
Скорость отстрела МС от ОА, не менее 10 м/с
Скорость увода ОА после сброса МС 35 м/с
Возможные широты точек посадки МС 10-45° с.ш.
Допустимое разнесение точек посадки МС по широте 5-10°
Возможное время проведения первого сеанса связи МС-ОА,
отсчитываемое от момента посадки МС
7-28 сут
Номинальная широта точки посадки ПН ~37° с.ш.
Интервал от выхода на орбиту ИСМ до десантирования ПН 7-28 сут
Запас скор. для провед. коррекций перед сбросом ПН, м/с:
- для фазирования
- для уменьшения высоты перицентра
- для синхронизации
10
15
35
Располагаемая характеристическая скорость РДТТ ПН >23 м/с
Время полета ПН от отделения до входа в атмосферу 20-22 ч
Наклонение орбиты ИСМ к ареоэкватору 106.4
Начальная широта перицентра 26°
Высота перицентра рабочей орбиты 300 км
Скорость торможения для выхода на 43,1-час. орбиту ИСМ 1020 м/c
Запас скорости для коррекций после cброса АДУ 45 м/с
Общее число коррекций на ДМТ
- в т.ч. после сброса АДУ
10-15
6
Расчетное время работы на орбите ИСМ,
длительность активного существования ПН и МС
1 год

На дату прилета к Марсу:
- расстояние Солнце-Марс220 млн. км
- расстояние Земля-Марс255 млн. км
- угол Солнце-Марс-Земля36°
- угол Солнце-Марс-Канопус78°
- склонение вектора подлетной скорости к экватору Марса-27°
- долгота вектора подлетной скорости (от подсолн. мерид.)98°
- склонение Солнца к экватору Марса0,3°
- длит. 7-градусной зоны видимости из Евпатории (Уссурийска)5,4 ч
- длительность 7-градусной зоны видимости из Москвы8,0 ч
- Период захода за Солнце (угол Солнце-Марс-Земля <1°)8-19 мая 1998
- Минимальное значение угла Солнце-Марс-Земля0,1°
- Период максимальных расстояний до КА17/05-16/07/98
- Максимальное расстояние от Земли до КА380 млн. км


Начало разделаНачало описания