КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Старт ракеты-носителя «Протон-К» с КА «Венера-10» (4В №661) произведен с космо-
дрома Байконур 14 июня 1975 года в 06 часов 0 минут 31,3 секунды. Как и на «Венере-9»,
произошёл отказ системы РДМ, установленной на разгонном блоке, в связи с чем не удалось
провести траекторные измерения и определить параметры опорной орбиты.
Старт к Венере осуществлен с промежуточной околоземной орбиты. Импульс второго
включения двигателя блока ДМ, обеспечивший выведение «Венеры-10» на межпланетную
траекторию, составил 3617,7 м/с. В 7 часов 30 минут 5,8 секунды произошло отделение КА
от разгонного блока.
Учитывая негативный опыт, связанный со сбоем ориентации в первом сеансе при работе
с «Венерой-9», при управлении КА «Венера-10» было решено на время раскрытия штанги
магнитометра включить непрерывный режим работы газовых сопел с большой тягой.
В связи с нерасчётными возмущениями, действующими на аппарат, переход в режим
трехосной ориентации по Солнцу и звезде (Канопусу) произведен за сутки до коррекции тра-
ектории.
Первая коррекция траектории КА «Венера-10» для парирования ошибок выведения про-
ведена 21 июня 1975 года. Импульс коррекции составил 14,45 м/с, время работы двигателя
на малой тяге - 8,5 секунд, расход топлива - 28,98 кг.
Как и на «Венере-9», произошел обрыв магнитной ленты в первом комплекте видеомаг-
нитофона ЭА-062.
Вторая коррекция, обеспечив-
шая необходимый угол входа СА в
атмосферу Венеры и условия ради-
освязи со спускаемым аппаратом
при выходе на орбиту ИСВ, прошла
18 октября 1975 года. Импульс кор-
рекции составил 9,68 м/с, расход то-
плива - 21,74 кг.
За двое суток до подлёта к Ве-
нере, 23 октября 1975 года, по
концу отработки временной устав-
ки был включён типовой сеанс
№6Р. При его проведении произо-
шло отделение спускаемого аппа-
рата, программные развороты ор-
битального аппарата и включение
двигательной установки для увода
КА на пролётную траекторию. Им-
пульс коррекции увода составил
242,18 м/с.
В результате проведённого ма-
невра КА огибал Венеру с противо-
положной стороны по отношению к
спускаемому аппарату.
25 октября 1975 года при под-
лёте «Венеры-10» к планете был
включён типовой сеанс №6Т, кото-
рый обеспечил сохранение ориента-
ции КА при прохождении солнечной
тени с использованием гироплат-
формы, включение двигательной
установки в перицентре пролетной
гиперболы и приём информации со
спускаемого аппарата.
КА «Венера-10» в сборочном цехе
205
ГЛАВА 2
В результате торможения, импульс которого составил 976,5 м/с, КА «Венера-10» пере-
шёл на орбиту искусственного спутника планеты с параметрами: высота в перицентре 1665
км, в апоцентре 113880 км, наклонение 29°30' и период 49 часов 23 минуты. Включение
двигателя проходило над обратной стороной Венеры, то есть КА находился в радиотени.
После выхода из неё начался приём информации со спускаемого аппарата, запись её на
видеомагнитофон с одновременной ретрансляцией на Землю.
Спускаемый аппарат после двухсуточного автономного полёта 25 октября 1975 года во-
шел в атмосферу Венеры со скоростью -10,7 км/с под углом к местному горизонту -22,5°.
После аэродинамического торможения в атмосфере и снижения перегрузок была после-
довательно введена парашютная система. Вытяжные, а затем тормозные парашюты снизили
скорость СА до - 50 м/с, после чего на высоте 60-62 км раскрылся трехкупольный основной
парашют. Одновременно с вводом тормозного парашюта включился радиокомплекс, и нача-
лась передача на орбитальный аппарат научной информации по двум каналам со скоростью
256 бит/с.
В течение - 20 минут спуска на основном парашюте пройден облачный слой, и на высоте
- 50 км парашюты были сброшены. Дальнейший спуск проходил на тормозном щитке.
В ходе спуска проводились научные измерения атмосферы, в том числе облачного слоя,
которые сразу же передавались на орбитальный аппарат.
Снижение, сначала на парашютах, а затем на тормозном щитке, продолжалось -75 ми-
нут.
25 октября 1975 года посадочный аппарат «Венеры-10» совершил мягкую посад-
ку на освещенной стороне планеты в северном полушарии в - 2200 км от точки посадки
«Венеры-9». Координаты точки посадки аппарата составили 15°31' северной широты и 291°
долготы. Зенитный угол Солнца в месте посадки составил 27°, температура и давление у по-
верхности соответственно 460°С и 90 атм.
Как и на посадочном аппарате «Венеры-9», не отстрелилась одна из крышек телефото-
метра, правда, с другой стороны. Тем не менее, панорама поверхности Венеры была полу-
чена.
Передача информации с посадочного аппарата после его касания поверхности продол-
жалась 65 минут и была прекращена по причине выхода орбитального аппарата из зоны
взаимной радиосвязи. На момент прекращения связи температура внутри аппарата не пре-
вышала 60°С, и бортовая аппаратура продолжала функционировать.
После завершения работ со спускаемым аппаратом, как и в случае с «Венерой-9», на-
чалось выполнение научной программы исследований планеты Венера и окружающего её
пространства с орбиты искусственного спутника планеты.
Орбитальный аппарат «Венеры-10» был рассчитан на работу в околопланетном про-
странстве Венеры в течение трех месяцев, однако проработал на орбите ИСВ почти два
земных или три венерианских года. С его помощью удалось провести радиопросвечивание
солнечной короны с апреля по июль 1976 года. Большую часть времени, начиная с первых
чисел февраля, аппарат провел в режиме постоянной солнечной ориентации или режиме ГС,
так как жестко закрепленная на корпусе параболическая антенна не позволяла одновремен-
но ориентировать панели СБ на Солнце, а остронаправленную антенну - на Землю. Тем не
менее, в течение апреля-июля 1976 года было проведено 48 экспериментов радиопросве-
чивания в дециметровом диапазоне. При этом аппарат разворачивался на гироплатформе
таким образом, чтобы ОНА смотрела на Землю. Максимальный заход за Солнце произошел
18 июня 1976 года.
Надо сказать, что «Венера-10» дожила до такого момента, когда можно было снова на-
править ОНА на Землю с помощью астроприборов. Правда, сначала в качестве опорного
астроориентира использовалась Вега, то есть аппарат пришлось как бы переворачивать с
ног на голову. Но уже в марте 1977 года можно было строить нормальную солнечно-звездную
ориентацию по Канопусу. Эта ситуация была использована для продолжения научных экс-
периментов.
Последний сеанс связи с «Венерой-10» состоялся 15 сентября 1977 года.
206
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
ПКИ КА «Венера-9» выполнены в полном объеме.
Автоматический космический аппарат «Венера-9» стал первым в мире искусственным
спутником Венеры.
Посадочный аппарат «Венеры-9» совершил мягкую посадку на освещенной стороне пла-
неты в северном полушарии и передавал информацию с поверхности в течение 53 минут.
Получена первая в мире панорама поверхности Венеры.
Значительно превышен проектно заложенный ресурс работы космического аппарата.
ЛКИ КА «Венера-10» выполнены в полном объеме.
Автоматический космический аппарат «Венера-10» обеспечил доставку десантируемого
исследовательского зонда (СА) в околопланетное пространство Венеры и стал ее искусст-
венным спутником.
Посадочный аппарат «Венеры-10» совершил мягкую посадку на освещенной стороне
планеты в северном полушарии и передавал информацию с поверхности в течение 65 минут.
Получена панорама поверхности Венеры из нового подвергнутого исследованиям района по-
садки.
Значительно превышен проектно заложенный ресурс работы космического аппарата. ОА
«Венеры-10» установил рекорд продолжительности работы в космосе среди отечественных
космических аппаратов - 27 месяцев, из них 23 месяца на орбите Венеры.
ТЕХНИЧЕСКАЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ НОВИЗНА
Создан принципиально новый спу-
скаемый аппарат.
Отработана и внедрена техноло-
гия гидростатического формования
многослойного асботекстолитового
ТЗП для теплозащитной оболочки.
Конструкция спускаемого аппара-
та «Венера», почти на 90% выполнен-
ная из титановых сплавов, успешно
выдержала на поверхности планеты
давление почти в 100 атм при темпе-
ратуре около 500°С.
Благодаря исследованию и пра-
вильному выбору теплоизоляционных
материалов на основе кремнеземного
волокна, пеноасбеста и сублимирую-
щих при низких температурах мате-
риалов обеспечена работа ПА на по-
верхности планеты Венера в течение
расчетного времени при внешнем
давлении 100 атмосфер и температу-
ре 500°С в среде углекислого газа.
В решении поставленных задач
активно принимали участие ЦНИИ-
МАШ, НИИПМ, УФ ВНИИСПВ (Украи-
на).
К моменту запуска КА серии
4В к Венере были проведены мно-
гочисленные наземные испытания
нового спускаемого аппарата, в том
числе бросковые, на центрифуге и в
аэродинамической трубе.
Аналог посадочного аппарата
КА серии 4В в музее предприятия
207
ГЛАВА 2
Продувки в аэродинамической трубе выявили необходимость доработки конструкции по-
садочного аппарата. Поначалу наблюдались неустойчивые колебания посадочного аппарата,
способные перейти в режим авторотации. Кроме того, при определенных условиях аппарат
мог занять устойчивое положение «вниз головой». И то и другое было недопустимо. Решение
проблемы найдено путем перфорации щитка аэродинамического тормозного устройства -
расположенные определенным образом отверстия пропускали часть набегающего газового
потока сквозь щиток, в то время как основная часть потока его огибала. Положение ПА в на-
бегающем потоке было стабилизировано.
После установки научной аппаратуры проведена продувка в аэродинамической трубе ПА
с реальной конфигурацией. В результате продувки обнаружено вращение аппарата в воз-
душном потоке вокруг вертикальной оси. Для противодействия вращению на опорах закре-
плены вертикальные пластины, которые эффективно гасили вращение.
Таким образом, была достигнута устойчивость положения ПА на этапе спуска в венери-
анской атмосфере при использовании аэродинамического тормозного устройства.
На КА серии 4В (третьего поколения КА для исследования Венеры) информация со спу-
скаемых аппаратов передавалась на орбитальный аппарат, а затем ретранслировалась на
Землю. Это привело к значительному увеличению количества получаемой информации.
Впервые в исследовательских экспедициях к Венере осуществлена одновременная ра-
бота двух космических аппаратов, что не только повысило общую надежность выполнения
целевой задачи, но и дало возможность проведения ситуационных оценок при изучении ат-
мосферы и поверхности Венеры в двух различных районах планеты.
НАУЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
Научная программа выполнена в намеченном объеме:
•	впервые в мировой практике получены панорамные телевизионные изображения с по-
верхности другой планеты;
•	в процессе спуска измерены плотность, давление, температура атмосферы Венеры,
количество в ней водяного пара, проведены нефелометрические измерения частиц
облаков, измерения освещенности в различных участках спектра;
•	измерены характеристики грунта (помимо гамма-спектрометра использовался радиа-
ционный плотномер);
•	искусственные спутники (одновременно работающие ОА «Венеры-9» и «Венеры-10»)
позволили получить телевизионные изображения облачного слоя, распределение
температуры по верхней границе облаков, спектры ночного свечения планеты, прове-
сти исследования водородной короны, многократное радиопросвечивание атмосферы
и ионосферы, измерение магнитных полей и околопланетной плазмы.
На панорамах, составленных из телевизионных изображений, переданных с посадочного
аппарата «Венеры-9» (детали которого попали на передний план), видны выходы коренных
пород; развалы камней могут быть результатом смещений в коре и служить подтверждением
тектонической активности на Венере.
Анализ изображений, полученных с двух аппаратов («Венера-9» и «Венера-10»), пока-
зал, что поверхность планеты в местах посадок напоминает каменистую пустыню со следа-
ми физического и химического выветривания, а также относительную геологическую моло-
дость ландшафта. Определение содержания радиоактивных элементов по гамма-спектрам,
а также плотности грунта позволили сделать предположение о базальтоидном составе по-
род.
В двух независимых экспериментах измерялась скорость ветра. С помощью установлен-
ных на ПА анемометров были произведены непосредственные измерения скорости ветра на
поверхности Венеры. В течение всего времени работы на поверхности средняя скорость ве-
тра в районах посадки ПА «Венера-9» и «Венера-10» составляла 0,5—1 м/с. По изменению
доплеровской составляющей сигнала бортовых радиопередатчиков ПА была определена
горизонтальная компонента скорости ветра, которая меняется с высотой и вблизи высоты
50 км достигает ~ 60 м/с.
208
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЕНЕРЫ
Совместный анализ результатов измерений, проведенных фотометрической и нефеломе-
трической аппаратурой, показал, что облака в атмосфере Венеры простираются на большую
глубину и, вероятно, образуют несколько слоев. Основной облачный слой, имеющий кон-
денсационное происхождение, находится выше 49 км. Сами облака довольно прозрачные,
существенно менее плотные, чем земные. Верхняя граница облачного слоя расположена на
высоте около 63-68 км. По данным о доплеровском смещении частоты передаваемого со
спускаемого аппарата радиосигнала определялись скорость ветра и атмосферная турбулент-
ность на разных высотах.
Большое внимание привлекло обнаружение гроз и молний в слое облачности на планете.
Данные оптических измерений показали, что энергетические характеристики венерианских
молний в 25 раз превосходят параметры земных молний.
С помощью установленных на «Венере-9» оптико-механических панорамных камер
проводились съемки облачного покрова Венеры в ультрафиолетовом и смешанном -
ультрафиолетовом+фиолетовом диапазонах. В течение двух месяцев после выхода на ор-
биту Венеры было проведено 17 сеансов съемки облачного слоя Венеры. Расстояние до
планеты при съемке составляло от 6500 до 30 000 км и соответственно разрешение меня-
лось от 6,5 до 30 км. Съемка проводилась двумя соосными камерами в режиме постоянной
солнечно-звездной ориентации аппарата. Для расширения возможностей наблюдения в про-
цессе проведения эксперимента использовались развороты и стабилизация КА на гироплат-
форме.
Включение камер осуществлялось или по датчику, когда в его поле зрения попадала
освещенная часть планеты, или по моменту времени, заложенному во временной счетчик
с Земли, а выключение - по метке программно-временного устройства примерно через 40 ми-
нут после включения. Съемка производилась преимущественно камерой с УФ-фильтром, так
как ряд сеансов, проведенных камерой с Ф-фильтром, показал, что снимки за ним обладают
очень малым контрастом и не содержат новой информации по сравнению со снимками в УФ-
области.
В результате проведенных с помощью «Венеры-9» съемок облачного слоя Венеры полу-
чены данные, свидетельствующие об общей стабильности характера циркуляции и повторяе-
мости облачных структур. В ходе эксперимента наблюдалось большинство основных видов
облачных образований, зафиксированных «Маринером-10», а также обнаружен ряд ранее не
наблюдавшихся облачных структур.
В ходе полета ОА «Венеры-9» и «Венеры-10» в октябре-ноябре 1975 года и в марте 1976
года выполнено 50 сеансов радиопросвечивания атмосферы Венеры с помощью штатного
передатчика ДМ-диапазона (32 см) и передатчика «Дисперсия» (8 см). Кроме того, проведен
эксперимент по бистатическому радарному зондированию поверхности Венеры, когда излу-
чаемый космическим аппаратом сигнал отражался от поверхности Венеры и принимался на-
земными средствами. Таким образом, исследовано 55 районов вблизи краев видимого диска
планеты с горизонтальным разрешением порядка 10 км. С помощью бистатической локации
обнаружены районы как с гористым, так и с равнинным рельефом.
С борта искусственного спутника планеты проводилось изучение процессов, происходя-
щих при взаимодействии солнечного ветра с Венерой. Впервые были получены одновремен-
ные данные о концентрациях и температурах электронов и ионов по обе стороны ударной
волны около Венеры.
Проводились и измерения магнитного поля. Хотя собственного магнитного поля планета
не имеет, однако с помощью магнитометра было исследовано поведение магнитного поля,
связанного с потоками солнечной плазмы.
209
ГЛАВА 2
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ СЕРИИ 4В1
КА «Венера-11»
НАЗНАЧЕНИЕ КА
Космические аппараты серии 4В1
предназначены для проведения иссле-
дований планеты Венера с помощью до-
ставляемого на поверхность планеты по-
садочного аппарата, а также с пролетной
траектории.
Серия 4В1 состоит из двух аппаратов
(КА «Венера-11» и КА «Венера-12»), яв-
ляющихся полной аналогией друг друга по
конструкции, составу бортовых агрегатов,
служебных систем и приборов, комплекту
научной аппаратуры и предназначенных
для выполнения идентичных исследова-
тельских программ.
Запуски аппаратов осуществлены:
«Венера-11» - 9.09.1978 г., «Венера-12»-
14.09.1978 г.
В программу экспедиции входило:
•	доставка СА в припланетную область и
обеспечение требуемых условий по бал-
листике для проникновения СА в атмос-
феру Венеры;
•	репортажная передача, транслируемая
на ОА в процессе спуска СА в атмосфе-
ре, содержащая результаты измерений
её основных физико-химических параме-
тров (давления, температуры, химическо-
го состава атмосферы, содержания в ней
влаги), результаты исследований облач-
ного слоя, атмосферных грозовых электроразрядов;
•	осуществление посадки ПА на поверхность планеты, на ее дневную сторону;
•	транслируемая на ОА передача телефотометрических изображений поверхности в
месте посадки и результатов проведения непосредственного анализа грунта;
•	ретрансляция с ОА на Землю результатов выполнения научной программы ПА;
•	проведение с помощью ОА исследований околопланетного и межпланетного про-
странства при движении по пролетной траектории.
Основные научные эксперименты, проводимые в месте посадки, - получение цветных
фотопанорам поверхности Венеры, а также забор образцов грунта и их физико-химический
анализ.
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
Для выведения КА серии 4В1 использована четырехступенчатая ракета-носитель
«Протон-К» стартовой массой 690 тонн. На первых трех ступенях ракеты применяется само-
воспламеняющееся топливо: четырехокись азота (АТ) и несимметричный диметилгидразин
(НДМГ). Четвертая ступень - разгонный блок ДМ - работает на синтетическом горючем «ци-
клине» (ИОХ-1) и жидком кислороде. На блоке ДМ установлен модернизированный двига-
тель 11Д58М тягой 8550 кг (в пустоте) с удельным импульсом 362 секунды.
Первые три ступени обеспечивают выведение головного блока, состоящего из четвертой
ступени (блока ДМ) и космического аппарата, на незамкнутую орбиту. Опорная орбита высотой
-170 км и наклонением 51,6° формируется первым включением двигательной установки блока ДМ.
210
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
ОА - орбитальный аппарат
СА - спускаемый аппарат
Рис. 2.94. Баллистическая схема движения КА серии 4В1 на припланетном участке
Стартовая масса головного блока составляет ~ 23,5 тонны, масса ГБ на опорной орбите
* 19,8 тонны.
После пассивного стабилизированного полета по опорной орбите в течение ~ 1 часа про-
изводится второе включение двигателя блока. ДМ, с помощью которого КА переводится на
траекторию полета к Венере.
Управление работой четвертой (блок ДМ) ступени осуществляется системой управле-
ния КА.
Масса сухого блока ДМ без переходников составляет -1618 кг, масса нижнего переход-
ника для стыковки с PH - 277 кг, среднего переходника для стыковки с КА - 672 кг. Старто-
вая масса полностью заправленного разгонного блока ДМ в полетной конфигурации с фер-
мой и переходниками - 17920 кг.
Масса полезного груза, выводимого PH «Протон-К» на трассу полета к Венере, - до 5000 кг.
СХЕМА ПОЛЕТА
В связи с изменением баллистических условий для полёта к Венере в 1978 году была вы-
брана пролётно-десантная схема. До момента сброса спускаемого аппарата баллистическая
схема полёта КА серии 4В1 полностью повторяет схему полёта КА серии 4В («Венера-9» и
«Венера-10»). Движение КА в припланетной области проиллюстрировано на рис. 2.94.
После прохождения этапов выведения на опорную орбиту ИСЗ и старта с нее в направ-
лении Венеры КА серии 4В1 выводится на попадающую траекторию первого полувитка (угло-
вая дальность перелёта меньше 180 градусов).
На трассе перелёта проводятся две коррекции: одна - через 20-40 суток после старта,
а другая - за 10-20 суток до подлёта к Венере. С помощью первой коррекции исправляются
ошибки выведения, а с помощью второй корректируется высота перицентра подлётной ги-
перболы и наклонение орбиты, а также район посадки спускаемого аппарата.
За 30 суток до разделения орбитального и спускаемого аппаратов включается заряд
свинцово-цинковой батареи спускаемого аппарата. Кроме того, проводится захолаживание
спускаемого аппарата, что позволяет увеличить продолжительность функционирования
на поверхности планеты.
211
ГЛАВА 2
Рис. 2.95. Схема спуска СА КА серии 4В1 на поверхность Венеры
За двое суток до подлета к планете производится разделение орбитального и спускае-
мого аппаратов, после чего включается двигатель 11Д425А для увода орбитального аппара-
та на пролётную траекторию.
В момент посадки ОА совершает частичный облёт Венеры, в ходе которого идет при-
ем информации с СА, при этом минимальное расстояние от поверхности Венеры составляет
35 тысяч км.
Продолжительность перелёта - 107 суток.
Спускаемый аппарат входит в атмосферу Венеры со скоростью 11,2 км/с (рис. 2.95). При
снижении до высоты 62-67 км и уменьшении величины продольной перегрузки до значения
пх=-2 вводится парашютная система, причем последовательно срабатывают вытяжной парашют
площадью 1,4 м2 и парашют увода верхней полусферы спускаемого аппарата площадью 6 м2.
Спуск на парашюте увода осуществляется в течение 10-14 секунд, после чего по коман-
де ПВУ производится разъединение (с применением пиротехнических устройств) полусфер
теплозащитной оболочки. За счет аэродинамического воздействия верхняя полусфера отде-
ляется с парашютом от СА, при этом вводится тормозной парашют площадью 24 м2. В этот
момент включаются телеметрическая система спускаемого аппарата и научные приборы. Че-
рез 3-5 секунд после ввода тормозного парашюта происходит отделение нижней полусфе-
ры теплозащитной оболочки. Одновременно с этим включается передатчик СА. Тормозной
парашют обеспечивает плавное снижение спускаемого аппарата в облачном слое Венеры в
течение 9-10 минут. Фактически тормозной парашют исполняет функции основного.
В области нижней границы облачного слоя на высоте 46-48 км тормозной парашют
отделяется, и дальнейший спуск ПА осуществляется на аэродинамическом тормозном щит-
ке. Этап спуска на тормозном щитке заканчивается посадкой на поверхность. В зависимости
от давления атмосферы в месте посадки расчетная посадочная скорость аппарата составля-
ет 7,3-8,5 м/с, а полное время спуска 58-70 мин.
Поскольку из состава парашютной системы исключен трехкупольный основной парашют
площадью 180 м2, общее время спуска аппарата в атмосфере уменьшилось по сравнению
с «Венерой-9, 10» на 15 мин.
После мягкой посадки на поверхность, через 32 секунды после достижения контакта, на-
чинается одновременная работа грунтозаборного устройства и телефотометров. Передача
212
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
телевизионного изображения, чередующаяся со вставками телеметрической информации и
цифрового массива с результатами проведения анализа грунта, продолжается до пропада-
ния радиосвязи.
По окончании выполнения главной задачи экспедиции - исследования Венеры - ОА про-
должает полет по гелиоцентрической орбите, передавая на Землю научную информацию о
межпланетном пространстве.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ
КА серии 4В1 явился дальнейшим развитием аппаратов серии 4В и в основном повторя-
ет их по конструкции и составу бортовых систем.
КА серии 4В1 состоит из пролетного и спускаемого аппаратов. Спускаемый аппарат
установлен посредством конического переходника в верхней части пролетного аппарата на
блоке баков и закреплен в этом положении с помощью стяжных металлических лент.
Массовые характеристики КА
При запуске в 1978 году потребная скорость разгона КА при уводе его с опорной орбиты
существенно возросла - до 3920-4030 м/с (3700 м/с в 1975 году). При такой скорости разго-
на и при той же массе орбитального аппарата обеспечить выход ОА на орбиту ИСВ не пред-
ставлялось возможным. Поэтому, как уже было сказано, выбрана пролетно-десантная схема
экспедиции.
Это позволило за счет снятия запасов топлива, необходимых для выведения ОА на орбиту
ИСВ, даже при снижении общей массы КА увеличить массу спускаемого аппарата до 1645 кг
(1568 кг у аппаратов «Венера-9, -10»).
Такое увеличение массы СА было необходимо для установки доработанной аппаратуры
для проведения съемки на поверхности Венеры, грунтозаборного устройства и специальной
аппаратуры для анализа грунта, а также научных приборов для проведения газохроматогра-
фии облачного слоя.
ПРОЛЕТНЫЙ АППАРАТ
Пролетный аппарат (в литературных источниках он именуется также орбитальным аппа-
ратом) предназначен для обеспечения перелета КА по трассе Земля-Венера (включая кор-
рекции траектории), десантирования посадочного аппарата на поверхность планеты, ретран-
сляции на Землю сигналов, полученных со спускаемого аппарата и проведения с пролетной
траектории научных исследований Венеры и околопланетного пространства.
Пролетный аппарат конструктивно состоит из торового приборного отсека, блока баков и
корректирующе-тормозной двигательной установки. При его разработке за основу взят орби-
тальный аппарат, созданный для серии 4В, поэтому в данном разделе нет его полного описа-
ния, а приводятся основные отличия от базового аппарата.
Из состава системы ориентации по сравнению с КА серии 4В («Венера-9, -10») исклю-
чён солнечный гироскоп КИ-00-21, так как в данном проекте аппарат является пролетным и
проблемы, возникающие при движении по орбите ИСВ, его не затрагивают.
В бортовом радиокомплексе произошли следующие изменения:
•	вместо четырех аналоговых магнитофонов ЭА062 для записи информации со спуска-
емого аппарата установлены два цифровых магнитофона ЭА079 по 40 Мбит каждый;
•	в состав радиокомплекса введены кодирующие устройства ЮА043 для сверточного
кодирования и передачи по дециметровой радиолинии на Землю информации со спу-
скаемого аппарата в режиме ретрансляции (регенерации) или в режиме воспроизве-
дения её с магнитофона;
•	в состав радиокомплекса были введены буферные устройства ЮА058 для сопряже-
ния метровой радиолинии «СА-ОА» с 10-разрядным кодированием и сантиметровой
радиолинии «ОА-Земля» с 7-разрядным кодированием;
•	в связи с изменением схемы полёта КА и увеличением потока информации со спуска-
емого аппарата в шесть раз была увеличена энергетика радиолинии «СА-ОА», в том
числе за счёт установки новых приемников метрового диапазона и усовершенствова-
ния антенн метрового диапазона, установленных на пролётном аппарате.
213
ГЛАВА 2
•	из состава радиокомплекса были исключены телефотометры, поскольку съёмка об-
лачного покрова Венеры при пролёте не проводилась.
Появление в составе радиокомплекса приборов сверточного кодирования повысило на-
дёжность получения информации со спускаемого аппарата. Если на КА «Венера-9, -10» два
потока информации со спускаемого аппарата записывались на видеомагнитофон и только
один из них непосредственно без преобразования ретранслировался на Землю по дециме-
тровой радиолинии, то на КА 4В1 оба потока одновременно с записью на видеомагнитофон
передаются на Землю: один - по СМ-радиолинии в режиме ВИМ1024, а другой - по деци-
метрам со скоростью 3072 бода в режиме сверточного кодирования. Возможность ретран-
сляции информации с СА, а также её воспроизведение с видеомагнитофона по дециметрам
связана также с вводом в строй на НИП-16 антенны П2500 с диаметром зеркала 70 метров.
В состав автоматики системы электропитания введён регулятор тока, обеспечивавший
отключение солнечных батарей от аккумуляторной батареи при достижении её полного за-
ряда.
Изменение схемы полёта и изменение исследовательской программы экспедиции
(в сравнении с экспедициями КА «Венера-9, -10») привело к изменению состава научной
аппаратуры.
В связи с кратковременностью пролёта ОА вблизи Венеры с него сняты все приборы для
изучения планеты, включая телефотометр, а также магнитометр СГ-70. Вместо них установ-
лены приборы для изучения межпланетного пространства, а также приборы для проведения
эксперимента ВГС - определения гамма-всплесков:
•	гамма-спектрометр «Конус» для измерения рентгеновского и гамма-излучения в об-
ласти энергий 30-300 кэВ;
•	гамма-спектрометр «Снег 2МЗ» (Франция) для измерения рентгеновского и гамма-
излучения в области энергий 80-2500 кэв;
•	прибор ДУМС-1 для исследования ультрафиолетового излучения в верхних слоях ат-
мосферы (СССР, Франция);
•	селективный комплексный спектрометр СКС-04 для изучения солнечного ветра;
•	прибор Д-137 для изучения солнечного ветра;
•	спектрометр РПП-01 для изучения заряженных частиц солнечного происхождения;
•	прибор КВ-77 для изучения заряженных частиц солнечного происхождения и измере-
ния интенсивности и энергетического спектра протонов и электронов;
•	анализатор спектра протонов АСП-8 для контроля радиационной обстановки на трас-
се перелёта;
•	передатчик 15П24Б (Х=8 см) для проведения эксперимента «Дисперсия».
СПУСКАЕМЫЙ АППАРАТ
Конструктивно спускаемый аппарат состоит из теплозащитной оболочки и помещенно-
го внутрь ее корпуса посадочного аппарата (ПА). Основные изменения, по сравнению с аппа-
ратами серии 4В, коснулись посадочного аппарата.
Теплозащитная оболочка предназначена для защиты ПА от воздействия всех факторов
межпланетного перелета и от высоких температур и давлений при входе аппарата в плотные
слои атмосферы планеты. Корпус теплозащитной оболочки имеет сферическую форму диа-
метром 2,4 метра. Он разделен на верхнюю и нижнюю полусферы. В основании нижней по-
лусферы расположен демпфер для гашения колебаний СА при входе его в атмосферу. После
прохождения участка максимальных перегрузок и ввода парашютной системы теплозащит-
ная оболочка сбрасывается.
Изменение схемы полёта и изменение исследовательской программы экспедиции (в срав-
нении с экспедициями КА «Венера-9, -10»), внесли соответствующие изменения в конструк-
цию посадочного аппарата.
Структурно посадочный аппарат также состоит из герметичного приборного контейнера
с наружной и внутренней теплоизоляцией, отсеков парашютной системы и научной аппара-
туры, аэродинамического тормозного устройства, посадочного устройства и антенны.
214
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Основным силовым элементом посадочного аппарата является прочный корпус прибор-
ного контейнера диаметром 82 см из титанового сплава ВТ-6, рассчитанный на работу при
наружном давлении 130 атмосфер, покрытый с внешней и внутренней сторон теплоизоляци-
ей. Внешняя теплоизоляция толщиной 11 см сделана из материала типа ТИМ-1, а внутренняя
теплоизоляция толщиной 3 см - из пенопласта.
Внутри приборного контейнера на специальной раме, закрепленной на нижнем полуша-
рии корпуса, расположена бортовая служебная аппаратура и научные приборы.
К верхней части корпуса ПА крепится жесткое аэродинамическое тормозное устрой-
ство - щиток диаметром 2 метра. Он применён взамен парашюта, который при посадке мог
накрыть иллюминатор телефотометра. При спуске после отстрела основного парашюта ско-
рость снижения аппарата сначала увеличивается за счет малой площади щитка, а затем
из-за увеличения давления у поверхности планеты уменьшается. На этом участке движения
вертикальное положение ПА обеспечивается аэродинамическим тормозным устройством.
К верхней части приборного контейнера над щитком крепится цилиндрический корпус
диаметром 60 см, разделенный на два отсека: один — для научной аппаратуры, другой —
для парашютной системы. Цилиндрический корпус покрыт снаружи теплоизоляционным ма-
териалом типа ТИМ-1.
В отсеке научной аппаратуры размещаются приборы, предназначенные для работы
в облачном слое. Конструктивно он близок к эллипсоиду вращения высотой 468 мм и диа-
метром 600 мм.
Для обеспечения гарантиро-
ванного приёма информации с ПА
после посадки в течение не менее
30 минут при данной баллистиче-
ской схеме полёта решено сместить
по сравнению с «Венерой-9, -10»
время начала приёма информации
после входа СА в атмосферу плане-
ты и уменьшить продолжительность
спуска. В результате со спускаемо-
го аппарата сняты многие приборы
для изучения атмосферы и облач-
ного слоя (даже при использова-
нии ретрансляции через ОА участок
снижения в облаках оказывался
вне зоны радиосвязи), а включение
передатчика перенесено на момент
после прохождения облаков.
Установленная вновь аппарату-
ра «Сигма» для определения хими-
ческого состава атмосферы во вре-
мя спуска методом газовой хрома-
тографии предусматривает запись
информации в свой буфер и пере-
дачу ее в радиолинию после вклю-
чения радиопередатчика.
Появление этой аппаратуры вы-
звало серьезные изменения в кон-
струкции посадочного аппарата. Из-
за недостатка места в приборном
контейнере и требований по забору
проб воздуха из атмосферы Венеры
газохроматограф «Сигма» помещен
Рис. 2.96. Грунтозаборное устройство, установленное
на посадочном аппарате КА серии 4В1
215
ГЛАВА 2
в отсек научной аппаратуры. По тем же причинам туда помещен и другой прибор для изме-
рения состава атмосферы - масс-спектрометр МХ-6411.
Поскольку по требованию ученых «Сигма» должна работать вплоть до самой поверхно-
сти (прибор МХ-6411 - с высоты 25 км до посадки), а в прежних экспедициях отсек научной
аппаратуры разгерметизировался на высоте 28-30 км, пришлось делать его столь же защи-
щенным, как и основной приборный контейнер. В этом случае с основным контейнером при-
боры имеют только электрическую связь. Пробы воздуха поступают в них через специальные
заборные устройства.
Появление дополнительной теплозащиты вызвало необходимость перераспределения
объемов между отсеками научной аппаратуры и парашютным, ограниченных размерами их
общего вместилища - конструкцией цилиндрического корпуса.
По этой причине пришлось пойти на уменьшение размера парашютного отсека. Эта
задача решена за счет исключения из состава парашютной системы СА 4В1 основного трех-
купольного парашюта, что несколько сократило время спуска по сравнению с экспедициями
«Венеры-9,-10», зато увеличило продолжительность радиосвязи после посадки.
На внешней стороне цилиндрического корпуса расположена выполненная в виде спира-
ли широкодиапазонная антенна метрового диапазона (Х=3 метра), через которую осущест-
вляется передача информации на всех этапах работы СА.
В нижней части корпуса ПА с помощью переходной фермы, состоящей из 18 титановых
труб, крепится посадочное устройство. Оно представляет собой тонкостенную оболочку то-
роидальной формы из листового титана. В момент посадки оболочка деформируется и по-
глощает при этом энергию соударения. Атмосферный газ, проникший во время снижения в
полость оболочки, выходит через отверстия, уменьшая тем самым подскок ПА. Такая кон-
струкция посадочного устройства принята для повышения устойчивости ПА при посадке.
В целом же конструкция ПА обеспечивает устойчивое снижение в атмосфере, ориенти-
руемую мягкую посадку при соударении с грунтами различных свойств и необходимую по-
садочную скорость.
Бортовая служебная аппаратура - радиокомплекс с телеметрией, система энергопита-
ния, элементы автоматики, средства терморегулирования - заимствована с ПА серии 4В.
Состав научной аппаратуры посадочного аппарата обеспечивает выполнение програм-
мы научных экспериментов, проводимых в процессе спуска в атмосфере Венеры и в месте
контакта с ее поверхностью.
После успешного выполнения научной программы в экспедициях КА «Венера-9,-10» поя-
вилась возможность дополнить ее проведением новых исследований, связанных с пребыва-
нием ПА на венерианской поверхности.
Впервые было решено провести непосредственный анализ грунта Венеры с помощью ап-
паратуры «Арахис», в состав которой вошло грунтозаборное устройство ВБ01, разработан-
ное в КБ общего машиностроения (рис. 2.96). При бурении применена технология, успешно
отработанная в процессе исследования Луны. При этом для бура использованы иные, специ-
ально подобранные марки стали.
Программой экспедиции предусмотрено начало бурения через 30 секунд после касания
поверхности (в этот же момент - начало съемки поверхности Венеры). Глубина бурения -
30 мм. После окончания работы бура путем подрыва пиропатрона открывается вакуумная
полость, и измельченный грунт за счет перепада давлений затягивается в приемную ампулу.
Одновременно специальной пробкой перекрывается канал поступления грунта извне, чтобы
предотвратить попадание газообразной среды венерианской атмосферы в приемную камеру.
Поскольку для проведения эксперимента требуется, чтобы давление не превышало 50 мм рт.
ст., с помощью подрыва следующего пиропатрона газ сбрасывается в специальную полость,
установленную на посадочном устройстве. Почти одновременно срабатывают пиропатроны,
и ампула, попадая в герметичный контейнер путем пневмотранспортирования, рассыпает
грунт ровным слоем на чашке рентгенофлуоресцентного анализатора. Общее время работы
ГЗУ - 204 секунды. Время одного цикла измерений - 508 секунд, после чего информация
передается на Землю.
216
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Научное руководство по эксперименту и ответственность за разработку блока детекти-
рования возлагались на ГЕОХИ, а разработка и изготовление многоканального анализато-
ра - на Специальный НИИ приборостроения (СНИИП).
Успешный эксперимент по получению первых панорам поверхности Венеры позволил
поставить перед очередной экспедицией к Венере более сложную задачу. Ею стала задача
получения изображения поверхности Венеры с более высоким разрешением. С этой целью
были доработаны телефотометры посадочного аппарата. Для них были выбраны следующие
параметры: количество строк - 1000, количество элементов в строке - 252, число уровней
квантования - 512. Кроме того, чувствительность фотоэлектронных умножителей телефо-
тометра выросла втрое. Поскольку число уровней квантования увеличилось с 64 до 512 по
сравнению с «Венерой-9, -10», пришлось изменить структуру передаваемого телеметриче-
ского кадра: вместо шести разрядов каждый пиксель должен был передаваться девятью раз-
рядами или десятью - с учетом проверочного разряда.
Для обеспечения передачи изображений на орбитальный аппарат в 12 раз (по сравнению
с «Венерой-9, 10») увеличена скорость передачи информации с посадочного аппарата: с 256
до 3072 бит/с. Это произошло за счет увеличения ширины диаграммы направленности антен-
ны посадочного аппарата, установки на орбитальном аппарате новых приемников метрового
диапазона, а также двух новых цифровых видеомагнитофонов по 40 Мбит каждый вместо
четырех аналоговых на орбитальном аппарате «Венера-9, -10». Соответствующие изменения
внесены и в бортовой радиокомплекс орбитального аппарата (см. выше).
Поскольку расчетное время связи с ПА после его посадки составляет 30 минут, то в ра-
боту телефотометра введено обратное сканирование с целью получения второй панорамы,
то есть за это время можно передать не менее двух полных панорам с каждого из телефо-
тометров (время съемки - 12 минут 50 секунд). Последующая обработка двух одинаковых
панорам позволяет отсеять возможные помехи и следы телеметрических сигналов.
Для увеличения научной отдачи (повышения информативности) установлены светофиль-
тры (красный, зелёный и синий), что позволяет затем синтезировать цветное изображение.
Поскольку результаты полета «Венеры-9» и «Венеры-10» показали, что средний уровень
освещенности в местах посадки достаточно велик и искусственная подсветка в этих условиях
проявляется слабо, с посадочного аппарата убраны светильники для подсветки при съемке
на поверхности планеты.
Каждый из телефотометров начинает работу со съёмки чёрно-белой панорамы шириной
180 градусов. Затем при обратном, прямом и снова обратном ходе поочерёдно подставляют-
ся красный, зелёный и синий светофильтры. При этом один из телефотометров снимает под
светофильтрами фрагмент панорамы в секторе 60 градусов (время съемки - 4,5 минуты),
а второй - в секторе 165 градусов (время съемки - 12 минут 50 секунд). После этого зерка-
ло телефотометра возвращается в исходное состояние, попутно снимая черно-белый фраг-
мент панорамы при обратном ходе. Полный цикл работы первого телефотометра составляет
36 минут 17 секунд или 27 минут 8 секунд до окончания съемки под синим светофильтром,
а цикл работы второго - 52 минуты 42 секунды или 51 минута 41 секунда до окончания съем-
ки под синим светофильтром. Далее съемка повторяется, и так до исчерпания ресурса поса-
дочного аппарата или пропадания радиосвязи.
Телефотометры начинают работать одновременно с грунтозаборным устройством через 32 се-
кунды после посадки. При этом передача телевизионного изображения чередуется с 8-секунд-
ными вставками телеметрической информации и цифрового массива с аппаратуры «Арахис».
В отличие от ГЗУ телефотометры работают до полного исчерпания запасов электроэнергии.
Для определения (на Земле) истинного цвета поверхности Венеры на поверхность после
посадки выносятся цветные тесты и прибор ПрОП-4В1 для измерения механических характе-
ристик грунта. При этом плотность грунта должна определяться по углу поворота двухцвет-
ного кружка на выносной штанге прибора.
В целом по сравнению с аппаратами «Венеры-9, -10» на посадочном аппарате КА серии
4В1 остались только датчики измерения температур (ИТ) и давления (ИД), а также усовер-
шенствованные телефотометры. Вновь установлены следующие научные приборы (рис. 2.97).
217
ГЛАВА 2
7 «ПрОП
4В1М»
8 «Кислород»
9 «Арахис-2»
в составе:
9. - «БДРА-1»;
9* - «БДРП»
~ и «МАА»
10 ГЗУ
Обозначение
прибора
I «Бизон-М»
2 «МНВ-78-2»
Наименование
прибора
Измеритель
перегрузок_____
Нефелометр
3 «МХ6 411» Масс-спектрометр
4 «Сигма-2» Газовый
хроматограф
5 «ИОАВ-2» Спектрометр и
сканирующий
фотометр
6	«ТФЭА-077» Телефотометр
Измеритель физико-
механических харак-
теристик грунта
Химический
индикатор_________
Рентгено-
флюоресцентный
анализатор
11 ИТД
Научная задача
Определение плотности атмосферы
и перегрузок при спуске и посадке____
Определение размеров и концентрации
частиц аэрозоля, коэффициента
преломления при спуске и после посадки
Исследование химического и изотопного
состава атмосферы и аэрозоля при спуске
Исследование состава атмосферы
и аэрозоля методом газового
хроматографического анализа при спуске
Исследование поглощения и рассеяния
солнечного излучения в атмосфере.
Определение содержания Н,0 в атмосфере
при спуске и после посадки*__________
Получение панорамы поверхности планеты
в месте посадки______________________
Измерение несущей способности и
сопротивления срезу грунта. Измерение
электропроводности грунта____________
Определение наличия кислорода после
посадки______________________________
Химический состав аэрозоля и грунта при
спуске и после посадки
Примечание:
-	информация с приборов «МНВ-78-2», «ИОАВ-2»,
«ИТД», «Гроза-2», «ВМ-3» в облачном слое записыва-
ется на ЗУ (емкость 100 кбит);
-	новые научные задачи: определение влагосодержания
атмосферы, электропроводности грунта и сейсмичес-
кой активности планеты
12 «Гроза-2»
Грунтозаборное
устройгство______
Измеритель
давления и
температуры______
Радиоспектрометр
Доставка грунта для датчика БД РП
13 ВМ-3	Влагометр
14 ЭСБ	Экспериментальная
солнечная батарея
ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ ПА
Измерение температуры и давления
в атмосфере на участке спуска и на
поверхности планеты_________________
Исследование электрической и
сейсмической активности планеты при
спуске и после посадки______________
Измерение содержания Н2О в атмосфере
при спуске _________________________
Определение мощности светового потока
при спуске и после посадки
15 посадочное устройство
16 ферма________________
17 корпус_______________
18 теплоизоляция________
19 щиток
20 контейнер
21 антенна
Рис. 2.97. Научная аппаратура посадочных аппаратов КА серии 4В1
•	аппаратура «Арахис» для определения содержания породообразующих элементов,
слагающих поверхность планеты, и элементного состава грунта;
•	аппаратура «Гроза» для поиска и исследования атмосферных грозовых электроразрядов;
•	аппаратура «Сигма» для определения химического состава атмосферы во время спу-
ска методом газовой хроматографии;
•	масс-спектрометр МХ-6411 для измерения состава атмосферы;
•	нефелометр МНВ-78-2 (вместо МНВ-75-1) для измерения рассеивающей способности
атмосферы и оптической плотности облачного слоя;
•	прибор ПрОП-4В1 для определения структуры и физико-механических свойств грунта;
•	прибор ИОАВ (вместо ИСВ-75) для измерения освещенности и определения структу-
ры облачного слоя;
•	прибор ВМ-3 для измерения содержания влаги в атмосфере.
УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ
Для управления КА серии 4В1 задействованы в основном те же наземные средства, что
и для управления КА «Венера-9, -10».
Впервые для приема информации в дециметровом диапазоне с автоматического косми-
ческого аппарата, совершающего межпланетный полет, задействована антенна П2500 с диа-
метром зеркала 70 м Центра дальней космической связи в Евпатории. Это позволило в 30-40
раз повысить потенциал радиолинии. Антенна П2500 используется только при воспроизве-
дении информации с бортовых магнитофонов, а также при приёме сигнала со спускаемых
аппаратов, ретранслируемых через пролётные аппараты. При этом выделение полезной ин-
формации осуществляется комплексом «Плутон».
С учётом изменения схемы пролёта орбитальных аппаратов вблизи Венеры и схемы
радиосвязи со спускаемым аппаратом, помимо чисто технических средств, для повышения
218
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
потенциала радиолинии СА-ОА в состав бортовой логики введен сеанс №7 с разворотом
орбитального аппарата в сторону спускаемого аппарата во время пролета. Это позволяет
использовать максимум диаграммы направленности антенны метрового диапазона орбиталь-
ного аппарата. Поскольку разворот на гиростабилизированной платформе может осуществ-
ляться только при управлении от БЦВМ, то в этом сеансе она включается дважды: один раз
для перехода на ТОП и разворота в нужном направлении, второй - для проведения обратных
разворотов и перехода в дежурную ориентацию. Для приема информации со спускаемого
аппарата в режиме ПОЗО (без включения БЦВМ) предназначен типовой сеанс №6П.
Для приема сигнала в сантиметровом диапазоне по-прежнему задействованы антен-
на П-400, расположенная на НИП-10 под Симферополем, а также антенны П-200 и П-400
комплекса «Сатурн-МСД» на НИП-15 в Уссурийске и КТНА-200 комплекса «Сатурн-МС»
на НИП-16 в Евпатории.
РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА
Оба космических аппарата серии 4В1 (КА «Венера-11, -12») успешно прошли всесторон-
ние наземные испытания и стартовали с космодрома Байконур в сентябре 1978 года.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ВЕНЕРА-11» (4В1 №360)
Общая масса КА «Венера-11» (4В1 №360) составила 4447,3 кг. Масса спускаемого ап-
парата-1645 кг, а масса посадочного аппарата на поверхности Венеры - 750 кг. Корректи-
рующая двигательная установка «Венеры-11» была заправлена 687,4 кг топлива: 241,9 кг
горючего и 445,5 кг окислителя.
Старт ракеты-носителя «Протон-К» с КА «Венера-11» произведен с космодрома Байконур
9 сентября 1978 года в 6 часов 25 минут 39,5 секунды. Старт к Венере осуществлялся с про-
межуточной околоземной орбиты высотой 177 на 159,6 км. Масса головного блока на опор-
ной орбите составила 19833,1 кг. Импульс второго включения двигателя блока ДМ, обеспе-
чивший выведение станции «Венера-11» на межпланетную траекторию, составил 3887,42 м/с.
В 7 часов 51 минуту 37,8 секунды произошло отделение КА от разгонного блока.
В первом же сеансе связи в момент раскрытия антенн метрового и дециметрового диапа-
зонов произошел сбой только что построенной постоянной солнечной ориентации. Она почти
тут же была восстановлена, а уже 12 сентября КА переведен в режим постоянной солнечно-
звёздной ориентации.
По результатам траекторных измерений с целью парирования ошибок выведения 16 сен-
тября 1978 года проведена первая коррекция траектории КА «Венера-11». Импульс коррек-
ции составил 9,42 м/с. Двигатель проработал на малой тяге 5,5 секунды, затратив на коррек-
цию 20,2 кг топлива.
С первых же минут полёта произошёл отказ основной и резервной ступеней вентилятора
холодного контура спускаемого аппарата (вентилятор приборного контейнера ПА продолжал ра-
ботать), вследствие чего обычная схема захолаживания СА стала невозможной. Чтобы как-то
компенсировать радиационный нагрев спускаемого аппарата, почти на месяц раньше запланиро-
ванного срока (17 октября) была закрыта шторка радиационного нагревателя СА. Другой мерой
стал отворот от Солнца на 40 градусов путем перехода в так называемое «косое» ПСЗО. Все это
позволило снизить температуру в СА на момент разделения до 12°С при норме -1О...-15°С.
Стоит также отметить, что баллистические условия в течение почти всего перелета
«Венеры-11» оказались таковы, что было невозможно поддерживать постоянную трехосную
ориентацию по Солнцу и звезде. Для воспроизведения магнитофонов в отдельных сеансах
строилась трехосная ориентация по Солнцу и Земле, но по окончании сеанса аппарат снова
переводился в режим ПСО. Только в начале декабря КА был переведен в режим постоянной
солнечно-звездной ориентации.
В ходе межпланетного перелета проводились исследования солнечного ветра и космиче-
ских источников гамма-излучения.
23 сентября 1978 года произошла солнечная вспышка, зафиксированная научными при-
борами КА, которая, однако, не повлияла на работоспособность бортовых систем КА. Еще
одна вспышка произошла 2 октября 1978 года.
219
ГЛАВА 2
17 декабря 1978 года проведена вторая коррекция, которая незначительно подправила
параметры траектории полёта «Венеры-11»: импульс составил 2,02 м/с.
За двое суток до подлета к Венере, 23 декабря, прошло разделение ОА и СА «Венеры-11»
и выполнен маневр увода ОА на пролетную траекторию. Эти операции также прошли штатно,
причем импульс увода составил -213 м/с.
Время перелета «Венеры-11» составило 107 суток.
25 декабря 1978 года спускаемый аппарат «Венеры-11» вошел в атмосферу со ско-
ростью 11,2 км/с (угол входа -18°). После аэродинамического торможения в атмосфере,
длившегося 35 секунд, и снижения на тормозном парашюте до высоты 46 км аппарат про-
должил спуск с использованием тормозного устройства. Посадочный аппарат «Венеры-11»
совершил мягкую посадку на поверхность Венеры. При этом продолжительность спуска на
тормозном щитке составила 52 минуты 58 секунд, а общее время спуска в атмосфере со-
ставило 62 минуты 41 секунду. Информация с места посадки в течение 95 минут передава-
лась на пролетный аппарат, минимальное расстояние от которого до поверхности планеты
составило 34370 км.
Во время спуска аппарата с высоты 62 км до поверхности планеты с помощью установ-
ленных на борту научных приборов проводились эксперименты по тонкому химическому
анализу состава атмосферы и облаков, спектральному анализу рассеянного в атмосфере
солнечного излучения, изучению электрических разрядов в атмосфере планеты. Кроме того,
проводились измерения температуры, давления и аэродинамических перегрузок.
Хотя для приема информации со спускаемого аппарата был специально разработан ти-
повой сеанс №7 с разворотами на гироплатформе, но на самом деле выполнять развороты
не потребовалось. При пролете был включен типовой сеанс №6П, в котором обошлись без
гироплатформы, но аппарат переводился на время сеанса из режима ПСЗО в режим PC
с повышением точности ориентации с ±1° до ±30 угловых минут.
К моменту окончания приема информации с посадочного аппарата «Венера-11» темпе-
ратура в приборном контейнере превысила 70°С, однако аппаратура продолжала работать.
После выполнения главной задачи экспедиции - исследования Венеры - «Венера-11»
продолжала полет по гелиоцентрической орбите, передавая на Землю научную информацию
о межпланетном пространстве.
По мере удаления от Солнца стали неустойчиво работать солнечные датчики системы
ориентации. В результате такого сбоя «Венера-11» перешла в режим гироскопической ста-
билизации. 1 февраля 1980 года с ней был проведен последний сеанс связи, а 8 февраля
аппарат на команды с Земли не откликнулся. Одна из возможных причин - плохое качество
«закрутки» вследствие разбалансированности аппарата после сброса СА и «выжигания»
почти всего топлива. В результате средний ток солнечной батареи стал меньше тока нагруз-
ки, и батарея разрядилась.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ВЕНЕРА-12» (4В1 №361)
Общая масса КА «Венера-12» (4В1 №361) составила 4457,9 кг. Масса спускаемого аппа-
рата - 1645 кг, масса посадочного аппарата на поверхности Венеры - 750 кг. Корректирую-
щая двигательная установка «Венеры-12» заправлена 685,3 кг топлива: 237,7 кг горючего
и 447,7 кг окислителя.
Старт ракеты-носителя «Протон-К» с КА «Венера-12» произведен с космодрома Байко-
нур 14 сентября 1978 года в 5 часов 25 минут 13 секунд. Старт к Венере осуществлялся
с промежуточной околоземной орбиты высотой 185 на 163 км. Масса головного блока на
опорной орбите - 19826,05 кг. Импульс второго включения двигателя блока ДМ, обеспечив-
ший выведение «Венеры-12» на межпланетную траекторию, составил 3962,54 м/с. В 6 часов
53 минуты 49,8 секунды произошло отделение КА от разгонного блока.
В первых сеансах бортовая аппаратура функционировала штатно. Однако при построе-
нии режима трехосной ориентации 17 сентября точный солнечный прибор не сформировал
признака поиска звезды. В те же сутки режим ПСЗО был построен на другом комплекте сол-
нечного прибора.
220
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
21 сентября 1978 года была проведена первая коррекция траектории «Венеры-12». Им-
пульс коррекции составил 13,22 м/с, при этом двигатель проработал на малой тяге 7,2 секун-
ды. Расход топлива - 25,1 кг.
Во время перелёта произошёл отказ одного из телеметрических магнитофонов, что при-
вело к необходимости более частого воспроизведения информации с оставшегося магнито-
фона.
В ходе межпланетного перелета с помощью научной аппаратуры ОА проводились иссле-
дования солнечного ветра и космических источников гамма-излучения.
КА «Венера-12» летел по более короткой, чем «Венера-11», траектории (время переле-
та-98 суток) и приблизился к цели полета первым.
17 ноября 1979 года была закрыта шторка радиационного нагревателя спускаемого ап-
парата, а 28 ноября проведено первое пробное захолаживание приборного отсека спускае-
мого аппарата с целью продления сроков активного существования ПА на венерианской по-
верхности.
9-10 и 13-14 декабря проведены еще два пробных захолаживания, после чего за сутки
до разделения 18 декабря 1978 включено штатное захолаживание, позволившее в итоге сни-
зить температуру в СА до -12,3°С. К моменту входа спускаемого аппарата в атмосферу тем-
пература в отсеке поднялась до 5°С.
К этому времени была уже заряжена химическая батарея СА, и 14 декабря проведена
коррекция траектории. Поскольку «Венера-12» была нацелена на планету достаточно точно,
импульс коррекции составил всего лишь 2,37 м/с.
19 декабря, за двое суток до входа в атмосферу Венеры, от КА отделился спускаемый
аппарат, а ОА был переведен на пролетную траекторию. Импульс увода составил 212,83 м/с.
Спускаемый аппарат продолжал движение по попадающей траектории и спустя двое суток
вошел в атмосферу Венеры со скоростью 11,2 км/с и углом входа -19°.
После аэродинамического торможения в атмосфере, длившегося 35 секунд, и снижения
на тормозном парашюте до высоты 46 км аппарат продолжил спуск с использованием тор-
мозного устройства. Интервал от сброса тормозного парашюта до касания поверхности со-
ставил 52 минуты 11 секунд, а общее время спуска в атмосфере с условной высоты входа
125 км до момента посадки составило 61 минуты 53 секунды. Во время спуска аппарата
с высоты 62 км до поверхности планеты с помощью установленных на борту научных при-
боров проводились эксперименты по тонкому химическому анализу состава атмосферы и
облаков, спектральному анализу рассеянного в атмосфере солнечного излучения, изучению
электрических разрядов в атмосфере планеты. Кроме того, проводились измерения темпе-
ратуры, давления и аэродинамических перегрузок.
21 декабря 1978 года спускаемый аппарат «Венеры-12» совершил мягкую посадку
и в течение 110 минут передавал с поверхности планеты научную информацию, которая ре-
транслировалась на Землю ОА «Венера-12», совершавшим в это время пролет на высоте
-34000 км. При пролете был включен типовой сеанс №6П.
После выполнения главной задачи экспедиции - исследования Венеры - ОА «Венеры-12»
продолжил полет по гелиоцентрической орбите, передавая на Землю научную информацию
о межпланетном пространстве.
Для проведения советско-французского эксперимента по локализации гамма-всплесков
с максимально большой базой измерений были задействованы два одновременно выпол-
няющих полет к Венере космических аппарата - «Венера-11» и «Венера-12». С этой целью
были скорректированы полетные траектории обоих аппаратов. При этом коррекция траек-
тории «Венеры-11» проведена 7 февраля 1979 года, а чуть раньше, 5 февраля 1979 года, -
«Венеры-12». Были израсходованы практически все запасы топлива; импульс каждой кор-
рекции составил -350 м/с.
Спустя 1,5 года после запуска для «Венеры-12» представилась возможность исследовать
только что открытую комету Брэдфилда, пусть и с большого расстояния. 13 февраля 1980
года был включен сеанс, в ходе которого «Венера-12» развернулась с помощью гироплат-
формы и провела исследование кометы. В это время «Венера-12» пересекала орбиту Земли,
221
ГЛАВА 2
то есть была на расстоянии 150 млн км от Солнца, а комета находилась внутри орбиты Ве-
неры, то есть как минимум на 50 млн км ближе к Солнцу. Хотя комплекс научной аппаратуры
не был предназначен для изучения комет, ультрафиолетовый спектрометр ДУМС-1 позволил
получить спектр кометы Брэдфилда. Сеанс исследования кометы Брэдфилда был повторен
17 марта 1980 года.
В середине апреля 1980 года из-за большой удаленности от Солнца, достигшей расстоя-
ния 174 млн км, произошел сбой трехосной ориентации, и аппарат перешел в режим «закрут-
ки» (ГС). Последствия оказались такими же, как и в случае с «Венерой-11», - после сеанса,
проведенного 18 апреля 1980 года, войти в связь с «Венерой-12» больше не удалось.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
В экспедициях КА «Венера-11, -12» ЛКИ выполнены в части доставки посадочных аппа-
ратов в заданные районы на поверхности Венеры и получения информации с них, ретрансли-
руемой через соответствующие орбитальные аппараты, на Земле.
Вместе с тем не обеспечено выполнение основных научных задач - не получены
фотопанорамы и информация о составе грунта в месте посадки. Анализ показал - не отстре-
лились обе крышки телефотометров, которые были доработаны после полета «Венеры-9» и
«Венеры-10», на каждом из посадочных аппаратов. Кроме того, также на обоих аппаратах,
произошел прорыв внешней атмосферы в вакуумную полость грунтозаборного устройства
ВБ01, в результате чего грунт не был подан к блоку детектирования. Не получены данные по
работе прибора ПрОП, поскольку его работа оценивалась по передаваемому снимку.
Информации с прибора БДРА ПА «Венеры-11» получено не было вследствие преждевре-
менного обнуления памяти прибора, а с БДРА ПА «Венеры-12» она оказалась плохого каче-
ства. Не было информации и с прибора «Сигма», а также с прибора ИОАВ после посадки ПА
«Венера-11». Не работал прибор МНВ-78-2 на ПА «Венеры-12».
ТЕХНИЧЕСКАЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ НОВИЗНА
В полете КА «Венера-11, -12» отработана пролетно-десантная схема исследовательской
экспедиции к Венере. Посадочные аппараты осуществили мягкую посадку на поверхность
планеты в намечаемых районах. Орбитальные аппараты, выведенные на пролетную траекто-
рию, обеспечили прием и ретрансляцию на Землю информации, получаемой каждым со свое-
го посадочного аппарата, в том числе, в течение 95 минут с места посадки ПА «Венеры-11»
и 110 минут с места посадки ПА «Венеры-12».
НАУЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
С помощью газового хроматографа были проведены анализы проб из атмосферы Вене-
ры. Они свидетельствуют о присутствии в атмосфере, кроме СО2 (основная составляющая),
целого ряда газов - азота (несколько процентов), аргона (~10 2%), угарного газа (несколько
тысячных долей %). Присутствуют сернистые соединения; зарегистрированы изотопы неона
и криптона.
Анализ информации, полученной с помощью нефелометра, подтвердил вывод, сде-
ланный по результатам нефелометрических измерений спускаемых аппаратов «Венера-9»
и «Венера-10», о расположении нижней границы облаков на высоте около 48-49 км.
Анализ некоторых результатов, полученных в эксперименте по исследованию электриче-
ской активности атмосферы Венеры («Гроза»), дал следующие сведения: электрические раз-
ряды происходят в облачном слое; их энергия примерно такая же, как у молний в атмосфере
Земли, но частота следования разрядов намного выше и может достигать 30 в секунду.
В месте посадки ПА «Венеры-11» температура и давление у поверхности составили, со-
ответственно 462°С и 92 атмосферы. В месте посадки ПА «Венера-12» (на расстоянии около
800 км от места посадки ПА «Венеры-11») температура и давление у поверхности составля-
ли 470°С и 90 атмосфер.
13 февраля 1980 года был включен сеанс, в ходе которого «Венера-12» провела иссле-
дование кометы Брэдфилда. С помощью ультрафиолетового спектрометра ДУМС-1 получен
её спектр. Сеанс исследования кометы Брэдфилда был повторен 17 марта 1980 года.
222
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ СЕРИИ 4В1М
НАЗНАЧЕНИЕ КА
Космические аппараты серии 4В1М
предназначены для проведения иссле-
дований планеты Венера с помощью
доставляемого на поверхность планеты
посадочного аппарата, а также с про-
летной траектории.
Серия 4В1М состоит из двух аппара-
тов (КА «Венера-13» и КА «Венера-14»),
являющихся полной аналогией друг
друга по конструкции, составу бортовых
агрегатов, служебных систем и прибо-
ров, комплекту научной аппаратуры и
предназначенных для выполнения иден-
тичных исследовательских программ.
Первоначально экспедиция косми-
ческих аппаратов серии 4В1М планиро-
валась на 1980 год как простое повто-
рение экспедиции 4В1 при той же схеме
полета и с тем же составом бортовой
служебной и научной аппаратуры. Од-
нако неудача с получением цветных
фотопанорам и отказ грунтозаборных
устройств на посадочных аппаратах
«Венеры-11, -12» вынудили провести
серьезную доработку ГЗУ и механиз-
ма отделения (отстрела) крышек теле-
КА «Венера-13» в сборочном цехе
фотометров, а также их отработку на стендах и экспериментальных изделиях. В результате
запуски двух аппаратов 4В1М были перенесены на 1981 год и осуществлены: «Венеры-13» -
30.10.1981 г., «Венеры-14»-4 .11.1981 г.
В программу экспедиции входило:
•	доставка СА в припланетную область и обеспечение требуемых условий по баллисти-
ке для проникновения СА в атмосферу Венеры;
•	репортажная передача, транслируемая на ОА в процессе спуска СА в атмосфере, со-
держащая результаты измерений её основных физико-химических параметров (дав-
ления, температуры, химического состава атмосферы, содержания в ней влаги), ре-
зультаты исследований облачного слоя, атмосферных грозовых электроразрядов;
•	осуществление посадки ПА на поверхность планеты, на ее дневную сторону;
•	транслируемая на ОА передача цветных телефотометрических изображений поверх-
ности в месте посадки и результатов проведения непосредственного анализа грунта;
•	ретрансляция с ОА на Землю результатов выполнения научной программы ПА;
•	проведение с помощью ОА исследований околопланетного и межпланетного про-
странства при движении по пролетной траектории.
Основные научные эксперименты, проводимые в месте посадки, - получение цветных
фотопанорам поверхности Венеры, а также забор образцов грунта и их физико-химический
анализ.
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
Для выведения КА серии 4В1М так же, как для аппаратов серии 4В1, использова-
на четырехступенчатая ракета-носитель «Протон-К» стартовой массой 690 тонн. Массово-
технические характеристики и алгоритм работы ступеней при выведении КА сначала на
223
ГЛАВА 2
опорную, а затем на перелетную орбиты полностью идентичны примененным при запуске
аппаратов серии 4В1.
СХЕМА ПОЛЕТА
Для экспедиций космических аппаратов серий 4В1 и 4В1М выбрана пролётно-десантная
схема. Подробное описание схемы полета приведено в разделе Космические аппараты се-
рии 4В1 (в том числе см. рис. 2.94, 2.95).
Отличия заключаются в продолжительности перелета (для аппаратов серии 4В1М она
составляет чуть более 120 суток) и последовательности выполнения операций бортовой
аппаратурой ПА после посадки. Работа грунтозаборного устройства начинается так же как
в предшествующей экспедиции через 32 сек после достижения контакта с поверхностью,
а работа телефотометров - с четырехминутной задержкой. Первые четыре минуты отведены
на трансляцию информации с других научных приборов и телеметрии о работе ГЗУ, а за-
тем идет передача панорамы поверхности Венеры, которая продолжается до прекращения
радиосвязи.
Далее ОА 4В1М продолжают полет по гелиоцентрической орбите, передавая на Землю
научную информацию о межпланетном пространстве.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ
КА серии 4В1М явился дальнейшим развитием КА серии 4В1 и, как уже было сказано
выше, идентичен ему в основном по конструкции и составу бортовых систем.
КА серии 4В1М состоит из пролетного и спускаемого аппаратов. Спускаемый аппа-
рат установлен посредством конического переходника в верхней части пролетного аппарата
на блоке баков и закреплен в этом положении с помощью стяжных металлических лент.
Подробное описание пролетного аппарата приведено в разделе Космические аппараты
серии 4В1.
По сравнению с аппаратами серии 4В1 (КА «Венера-11 ,-12») изменен состав научной
аппаратуры.
Сняты приборы СКС-04 и Д-137, предназначенные для изучения солнечного ветра, а так-
же прибор ДУМС-1 для исследования ультрафиолетового излучения в верхних слоях атмос-
феры. Установлен магнитометр АСМ, созданный совместно с Австрией.
Таким образом, в комплекс научной аппаратуры пролетного аппарата вошли:
•	гамма-спектрометр «Конус» для измерения рентгеновского и гамма-излучения в об-
ласти энергий 30-300 кэВ;
•	гамма-спектрометр «Снег 2МЗ» (Франция) для измерения рентгеновского и гамма-
излучения в области энергий 80-2500 кэВ;
•	спектрометр РПП-01 для изучения заряженных частиц солнечного происхождения;
•	прибор КВ-77 для изучения заряженных частиц солнечного происхождения и измере-
ния интенсивности и энергетического спектра протонов и электронов;
•	анализатор спектра протонов АСП-8 для контроля радиационной обстановки;
•	магнитометр АСМ (Австрия);
•	передатчик 15П24Б (Х=8 см) для проведения эксперимента «Дисперсия».
Перечисленные приборы предназначены для исследования космического пространства в
основном на трассе перелёта, поскольку в пролётном сеансе в момент максимального сближе-
ния с Венерой все ресурсы пролётного аппарата как по информативности, так и по энергетике,
заняты приёмом, записью на магнитофоны и ретрансляцией данных с посадочного аппарата.
Для проведения эксперимента «Дисперсия» задействуется также штатный передатчик
дециметрового диапазона. Использование штатного сантиметрового передатчика невозмож-
но из-за импульсного характера излучения.
СПУСКАЕМЫЙ АППАРАТ
Спускаемый аппарат КА серии 4В1М подвергся серьезным доработкам в части конструк-
ций ГЗУ, телефотометров и посадочного устройства. В остальном сохранена аналогия с ап-
паратами серии 4В1 (рис. 2.98).
224
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Так как в разделе Космические аппараты
серии 4В дано подробное описание спускае-
мого аппарата, применяемого в этой серии,
в настоящем разделе сообщается лишь суть
доработок, выполненных в отношении их в
серии 4В1М.
Поскольку по одной из версий причиной
невыполнения операции по сбросу крышек
телефотометров в экспедициях аппаратов
серии 4В1 (КА «Венера-11,-12») стали не-
расчетные воздушные потоки, возникающие
вследствие раскачивания ПА еще в процес-
се спуска, было решено для ликвидации рас-
качивания применить воздушный демпфер
в виде зубчатого кольца, закрепленного на
посадочном устройстве.
В составе бортовой служебной аппара-
туры ПА: радиокомплекс с телеметрией, си-
стема энергопитания, элементы автоматики,
средства терморегулирования.
Для записи информации на участке спуска
в состав аппаратуры ПА введены два запоми-
нающих устройства емкостью по 142800 бит.
Состав научной аппаратуры посадоч-
ного аппарата обеспечивает выполнение про-
граммы научных экспериментов, проводимых
в процессе спуска в атмосфере Венеры и в
месте контакта с ее поверхностью.
При снаряжении экспедиций аппаратов
4В1М учтен негативный опыт, полученный
при работе на венерианской поверхности ПА
«Венеры-11» и «Венеры-12».
Во-первых, доработана конструкция грун-
тозаборного устройства. В частности, усилены
стенки трубопровода полости герметизации
механизма перегрузки грунта в ГЗУ, так как
именно разрыв трубопровода привел к отказу
грунтозаборного устройства. Кроме того, уве-
личен объем вакуумной полости для переза-
грузки (со 100 до 300 см3). Доработанное ГЗУ
получило индекс ВБ02 (рис. 2.99).
Во-вторых, была полностью переделана
конструкция сброса крышек телефотометров.
Наиболее вероятными причинами отказа
были признаны заклинивание крышек тепло-
изоляции ввиду малого зазора, уменьшение
энергии давления рабочих газов для открытия
крышки, вызванное несрабатыванием одного
из пироузлов, а также отказ обоих пиропатро-
нов в пироузлах отделения крышки. Помимо
переделки конструкции, были заменены более
термостойкими провода и припой, и введено
механическое крепление жгутов.
Рис. 2.98. Контрольные операции на поса-
дочном аппарате КА серии 4В1М
Рис. 2.99. Грунтозаборное устройство ВБ02,
установленное на посадочном аппарате КА
серии 4В1М
225
ГЛАВА 2
Рис. 2.100. Прибор для измерения механи-
ческих характеристик грунта (ПрОП-4В1)
Продолжительность времени работы по-
садочных аппаратов на поверхности (от 95 до
110 минут), в течение которого с ними должна
поддерживаться устойчивая радиосвязь, по-
зволяет многократно передать панораму по-
верхности Венеры. Подразумевается транс-
ляция изображения с использованием разных
светофильтров, из чего в результате синте-
зируется цветное изображение. В принципе,
это предусматривалось уже в экспедициях КА
серии 4В1, но как факультативный режим. На
4В1М такая съемка планировалась как штат-
ная. Кроме того, для определения (на Земле)
истинного цвета поверхности Венеры исполь-
зуются цветные тесты, «выносимые» из ПА на
поверхность после посадки.
Определению истинности цветного изображения способствует также прибор для измере-
ния механических характеристик грунта (ПрОП-4В1) - плотность грунта определяется по углу
поворота двухцветного кружка на выносной штанге прибора (рис. 2.100).
Разнесены на 4 минуты после посадки моменты задействования телефотометров и ГЗУ,
дабы исключить влияние подрыва пиропатронов во время забора грунта на работу телефотометров.
В остальном все, что касается конструкции телефотометров и принципов их функциони-
рования, осталось без изменений (рис. 2.101).
Предусмотрена следующая программа работы телефотометров. Каждый из них спустя
4 минуты после посадки, в течение которых на Землю передаются данные с аппаратуры
«Арахис» о химическом составе грунта, начинает снимать панораму поверхности Венеры.
Время передачи одной полной панорамы без фильтра - 13 минут 10 секунд. После окон-
чания передачи черно-белой панорамы подставляется красный светофильтр, и начинается
обратный ход зеркала телефотометра. При этом первая камера ведет съемку фрагмента
панорамы в секторе 60 градусов (время съемки - 4,5 минуты), а вторая камера - в секторе
Рис. 2.101. Схема установки телекамер и тестовой раскраски
на посадочном аппарате КА серии 4В1М:
1 - телефотокамера; 2 - герметичный теплоизолирующий контейнер; 3 - иллюминатор;
4 - сканирующее зеркало;5 - посадочная платформа
226
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
165 градусов (время съемки - 12 минут 50 секунд). Далее красный светофильтр меняется
на зеленый, и снова включается прямой ход в том секторе панорамы. Наконец, тот же фраг-
мент снимается под синим светофильтром при обратном ходе, после чего зеркало телефо-
тометра возвращается в исходное состояние, попутно снимая черно-белый фрагмент пано-
рамы при обратном ходе. Полный цикл работы первой камеры телефотометра составляет
36 минут 17 секунд или 27 минут 8 секунд до окончания съемки под синим светофильтром,
а цикл работы второй камеры 52 минуты 42 секунды или 51 минута 41 секунда до оконча-
ния съемки под синим светофильтром.
Далее съемка повторяется, и так до исчерпания ресурса посадочного аппарата или про-
падания радиосвязи.
Помимо двух телефотометров, на посадочном аппарате установлены также следующие
научные приборы (рис. 2.102):
•	аппаратура «Арахис» для определения содержания породообразующих элементов,
слагающих поверхность планеты, и элементного состава грунта;
•	аппаратура «Гроза» для поиска и исследования атмосферных грозовых элек-
троразрядов;
•	аппаратура «Сигма» для определения химического состава атмосферы во время спу-
ска методом газовой хроматографии;
•	масс-спектрометр МХ-6411 для измерения состава атмосферы;
•	нефелометр МНВ-78-2 для исследования строения и оптических характеристик аэро-
зольных слоев в атмосфере;
•	прибор ИОАВ для получения подробного спектра солнечного излучения и изучения
оптических свойств атмосферы;
•	система ИТ для измерения температуры атмосферы на участке спуска СА и у поверх-
ности планеты;
•	система ИД для измерения давления атмосферы на участке спуска СА и у поверхно-
сти планеты;
•	система «Бизон М» для измерения линейных и ударных перегрузок;
•	прибор ПрОП-4В1 для определения структуры и физико-механических свойств
грунта;
•	прибор ВМ-3 для измерения содержания влаги в атмос фере;
•	экспериментальные солнечные батареи (ЭСБ) для определения мощности светового
потока.
РАЗМЕЩЕНИЕ НАУЧНЫХ ПРИБОРОВ НА
ПОСАДОЧНОМ АППАРАТЕ «ВЕНЕРЫ-13»
1.	Измеритель перегрузок — определяет перегрузки при спуске и поездке, о по ним—
плотность атмосферы и физике-механические свойства
грунте
2.	Нефелометр—	— определяет размеры и концентрацию частиц аэрозоля
облаков
3.	Масс-спектрометр	— исследует химический и изотопный состав атмосферы и
аэрозоля при спуске
4.	Газовый хроматограф	— определяет концентрацию малых составляющих атмосфе-
ры при спуске
S.	Спектрометр и ультрафиоле- — исследуют рессеивание солнечного излучения в етмосфе-
товый фотометр	ре. Определяют содержание водяного пара в атмосфере
при спуске и после посадки
6.	Телефотометр	— получает панорамы поверхности планеты в месте посадки
7.	Измеритель физико-механи- — определяет несущую способность и сопротивление грунта
ческих характеристик грунта срезу, а также электропроводность грунта
(пенетратор)
8,	9 Рентгено-флюоресцентный — анализирует химический состав аэрозоля и грунта при спу-
спектрометр	ске и после посадки
10.	Грунтозаборное устройство — доставляет грунт в анализатор
11.	Измеритель давления и темпе-	— определяет температуру и давление в атмосфере на участ-
ратуры	ко спуска и на поверхности планеты
12.	Редиоспектрометр	— исследует электрическую и сейсмическую активность пла-
неты при спуске и после посадки
13.	Влагомер	— измеряет содержание паров воды в атмосфере при спуске
14.	Экспериментальная солнеч-	— определяет мощность светового потока при спуске и поспе
ная батарея	посадки
Рис. 2.102. Размещение научных приборов на посадочном аппарате «Венеры-13»
227
ГЛАВА 2
УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ
Для управления КА серии 4В1М задействованы, в основном, те же наземные средства,
что и для управления КА серии 4В1.
РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА
Несмотря на то, что КА серии 4В1М во многом повторяли своих предшественников
(«КА «Венера-11,-12» серии 4В1), для проверки всех изменений было изготовлено 18 экспери-
ментальных машин. Только для проверки операции сброса крышек телефотометров заплани-
ровано 39 видов испытаний. В реальности проведено 78. Перед проведением отстрела спускае-
мый аппарат нагревался до 450 градусов, а затем сбрасывался с высоты, имитируя тем самым
посадку на поверхность Венеры. И только после этого производился отстрел крышки. Испыта-
ния проводились на грани отказов. В результате при расчетном запасе работоспособности новых
узлов -7,5 был получен запас 20,5. С этим запасом уже можно было отправляться полет.
Выбор демпфера на посадочном устройстве и проверка теоретических расчетов потре-
бовали многочисленных продувок модели посадочного аппарата в аэродинамической трубе.
Оба космических аппарата серии 4В1М (КА «Венера-13, -14») успешно прошли всесто-
ронние наземные испытания и стартовали с космодрома Байконур осенью 1981 года.
Как уже ранее было сказано, запуск двух одинаковых аппаратов планировался не только
для повышения общей надежности выполнения целевой задачи, но и для исследования по-
верхности Венеры в двух различных районах планеты.
Места посадки выбирались таким образом, чтобы определить характер рельефа и пород
наиболее типичных геолого-морфологических провинций планеты.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ВЕНЕРА-13» (4В1М №760)
Общая масса КА «Венера-13» составила 4397,85 кг. Масса спускаемого аппарата -1643,72 кг,
масса посадочного аппарата на поверхности Венеры - 750 кг. Корректирующая двигательная уста-
новка «Венеры-13» заправлена 629,68 кг топлива: 221,75 кг горючего и 407,93 кг окислителя.
Стартовая масса головного блока
с КА «Венера-13» составила 23530
кг. Масса головного блока на ОИСЗ
после первого включения ДУ блока
ДМ- 19822,44 кг.
Старт ракеты-носителя «Протон-К»
с КА «Венера-13» произведен с
космодрома Байконур 30 октября
1981 года в 9 часов 4 минуты 22,5
секунды МДВ. Старт к Венере осу-
ществлялся с промежуточной около-
земной орбиты высотой 175 на 161 км.
Импульс второго включения двигате-
ля блока ДМ, обеспечивший выведе-
ние КА «Венера-13» на межпланет-
ную траекторию, составил 3995,2 м/с.
В 10 часов 26 минут 53,0 секунды
произошло отделение КА от разгон-
ного блока.
После раскрытия элементов кон-
струкции КА перешёл в режим по-
стоянной солнечной ориентации. Все
бортовые системы функционировали
штатно. В связи с этим на следующий
день были включены научные при-
боры: АСМ, КВ-77, «Альт», РПП-01,
«Снег-2МЗ» и «Конус».
КА «Венера-13» в сборочном цехе
228
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
После нормализации газопылевой обстановки вокруг аппарата 3 ноября он был пере-
ведён в режим трехосной ориентации ПСЗО по Солнцу и звезде Канопус. 6 ноября были за-
ложены уставки в БЦВМ САУ для проведения коррекции, а 10 ноября 1981 года была прове-
дена сама коррекция траектории. При этом двигатель проработал на малой тяге 2 секунды,
обеспечив импульс 2,47 м/с при расходе топлива 8,9 кг.
На следующий день после коррекции КА был переведён на 21 час в режим стабилизации
закруткой (ГС) для калибровки магнитометра АСМ.
Уже после проведения коррекции был обнаружен отказ шести каналов в приборе «Ко-
нус» и ФЭУ в приборе РПП-01. Кроме того, было зафиксировано падение температуры
на шаробаллонах. Чтобы подогреть шаробаллоны, КА был слегка развернут в режиме так
называемого «косого» ПСЗО.
На трассе перелёта сеансы связи проводились 1 раз в 3-4 суток и были в основном по-
священы воспроизведению научной информации, записанной на бортовые магнитофоны
в дежурном режиме. Воспроизведение обычно велось в дециметровом диапазоне со скоро-
стью 139 измерений в секунду в режиме кодирования PN-последовательностью.
По мере приближения КА к Венере началась подготовка к посадке на планету, в связи с
чем сеансы связи стали проводиться ежедневно. Этому был посвящен весь февраль. Прово-
дились проверки режимов ретрансляции по дециметровому каналу, включение сантиметро-
вого и метрового каналов радиокомплекса, а также ленточных магнитофонов ЭА-079, на ко-
торые должна записываться информация, принимаемая со спускаемого аппарата. В ходе
проверок зафиксирован отказ одного из этих магнитофонов.
Параллельно с проверкой бортовых систем пролётного аппарата с приближением к Ве-
нере начали проводиться операции по подготовке к посадке спускаемого аппарата. В связи с
увеличением теплового потока от Солнца 4 января 1982 года закрыта шторка радиационного
нагревателя спускаемого аппарата.
15 февраля по команде с Земли заблокирована автоматика холодного контура спускае-
мого аппарата и выключен вентилятор, в результате чего температура внутри СА опустилась
до минус 3-4°С.
22 февраля проведено первое пробное захолаживание в течение двух часов, что приве-
ло к понижению температуры в приборном контейнере ПА до -5,2°С.
24 февраля проведено второе пробное захолаживание в течение 4 часов (-7,6°С), а че-
рез два дня - штатное захолаживание, позволившее снизить температуру в СА до -12,3°С
к моменту отделения его от пролётного аппарата.
10 февраля, кроме работ по захолаживанию спускаемого аппарата, проведен заряд хи-
мической батареи СА, отключение прошло по счётчику ампер-часов.
21 февраля, за 8 дней до подлёта к Венере, проведена вторая коррекция траектории, при
этом импульс составил 5,13 м/с.
27 февраля, за 2 суток до подлёта, в типовом сеансе 6Р произошло отделение спускае-
мого аппарата, после чего был включён двигатель в режиме малой тяги для увода орбиталь-
ного аппарата на пролетную траекторию. Импульс увода составил 224,35 м/с (время работы
двигателя - 60,2 секунды, расход топлива - 218 кг), то есть оказался близок к расчетному.
1 марта, то есть спустя 122 суток после старта, начался пролетный сеанс. Баллистиче-
ские условия пролета Венеры в 1982 году не потребовали изменения ориентации КА с целью
наилучшего приема антеннами метрового радиокомплекса информации со спускаемых аппа-
ратов (как на КА «Венера-13», так и на работающим одновременно с ним КА «Венера-14»).
Даже без этих частичных отворотов от Солнца сеанс оказался достаточно напряженным
сточки зрения энергетики. Поэтому по началу сеанса был заблокирован датчик минимально-
го напряжения для исключения формирования сигнала «L/mjn».*
* По сигналу «Umin» происходит отключение всей сеансной и научной аппаратуры. Остается только ап-
паратура дежурного режима. В то же время даже после появления сигнала «Um]n» остаточного заря-
да аккумуляторной батареи хватает на работу в течение 15-20 минут. Кроме того, блокировка
предотвращает случайное формирование сигнала в самый неподходящий момент при пролёте.
229
ГЛАВА 2
Сеанс начался с включения передатчиков дециметрового и сантиметрового диапазонов
для ретрансляции сигнала со спускаемого аппарата. Приём сигнала в обоих диапазонах осу-
ществлялся с помощью 70-метровой антенны П2500 в Евпатории. Практически в расчетное
время появился сигнал со спускаемого аппарата, а затем началось выделение информации
из него. Приём информации на участке спуска длился 61 минуту.
Спускаемый аппарат штатно прошёл все этапы снижения в атмосфере: аэродинамиче-
ское торможение, спуск на парашюте и, наконец, спуск ПА на тормозном щитке. Через 62 ми-
нуты, после входа СА в атмосферу ПА совершил мягкую посадку в равнинной местности
к востоку от области Феба (7°30' южной широты и 303°11' долготы). Первые четыре минуты,
помимо информации с других научных приборов, передавалась телеметрия о работе ГЗУ,
а затем началась передача панорамы поверхности Венеры, которая длилась 127 минут. За
это время панорамы с обоих телефотометров были дважды переданы, причем с использова-
нием каждого из бортового комплекта светофильтров, и начался третий цикл съёмки. Приём
информации с посадочного аппарата был прекращён по команде с Земли.
В ходе спуска в атмосфере Венеры и после посадки на её поверхность проводились ком-
плексные научные исследования. В том числе - эксперименты по изучению химического и
изотопного состава атмосферы и облаков, структуры облачного слоя, рассеянного солнечно-
го излучения, а также регистрация электрических разрядов в атмосфере. Температура окру-
жающей среды в месте посадки ПА составила 462° С, давление 88,7 атмосфер, освещен-
ность 3 килолюкс. Высота в месте посадки - 1,9 км относительно среднего уровня, соответ-
ствующего радиусу планеты 6050 км.
После пролёта Венеры ОА «Венера-13» вышел на гелиоцентрическую орбиту. В течение
нескольких дней неоднократно воспроизводились записи на магнитофонах ЭА-079 информа-
ции, полученной со спускаемого аппарата.
В дальнейшем сеансы связи с ОА проводились один раз в 3-5 суток и были посвящены,
в основном, воспроизведению с магнитофонов научной информации, записанной в дежурном
режиме - продолжалась работа по изучению межпланетного пространства. В частности, про-
должались исследования рентгеновского, гамма-излучений и магнитных полей в космическом
пространстве, характеристик солнечного ветра, космических лучей и межпланетной плазмы.
Уже в 1980 году появилось решение о проведении в последующей экспедиции (1984) по-
следовательного сближения КА с двумя космическими объектами - Венерой и кометой Гал-
лея. С целью отработки баллистической схемы полета к комете Галлея было запланирова-
но проведение (после выполнения основных задач) соответствующих коррекций траектории
на одном из аппаратов серии 4В1М. Для этой цели был выбран КА «Венера-13».
Первая из таких коррекций, которая имитировала прицеливание в точку встречи с ко-
метой, состоялась 10 июня 1982 года. Импульс коррекции составил 192 м/с, время работы
двигателя - 47,8 секунды.
Еще одна коррекция была проведена 14 октября того же года. На сей раз импульс кор-
рекции составил 69,08 м/с, а время работы двигателя - 17,3 секунды.
В принципе, баллистическая схема перелета от Венеры к комете Галлея предусматривала
проведение трех коррекций, но на КА «Венера-13» еще на одну коррекцию топлива просто
не осталось. Впрочем, и без нее была подтверждена реализуемость баллистической схемы
полета к комете Галлея.
Последний раз сигнал с КА «Венера-13» был получен 25 апреля 1983 года.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ВЕНЕРА-14»
Общая масса КА «Венера-14» (4В1М №761) составила 4394,5 кг. Масса спускаемого ап-
парата - 1632,71 кг, масса посадочного аппарата на поверхности Венеры - 750 кг. Корректи-
рующая двигательная установка «Венеры-14» заправлена 641,35 кг топлива: 225,8 кг горю-
чего и 415,55 кг окислителя.
Старт ракеты-носителя «Протон-К» с КА «Венера-14» произведен с космодрома Байко-
нур 4 ноября 1981 года в 8 часов 31 минут 16,1 секунды МДВ. Старт к Венере осуществлялся
с промежуточной околоземной орбиты высотой 178 на 159 км. Импульс второго включения
двигателя блока ДМ, обеспечивший выведение КА «Венера-14» на межпланетную траекто-
230
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
рию, составил 3990,5 м/с. В 9 часов 53 минуты 50,6 секунды произошло отделение КА от раз-
гонного блока.
После раскрытия элементов конструкции КА перешёл в режим постоянной солнечной ориен-
тации. Все бортовые системы функционировали штатно. Единственные замечания - завышен-
ный на 0,5 ампера ток дежурной нагрузки и регулярное изменение ТМ-параметра, свидетель-
ствующего о запуске программно-временного механизма СА - чего на самом деле не было.
10 ноября 1981 года построена трёхосная постоянная солнечно-звёздная ориентация. В
том же сеансе, а также на следующий день заложены временная уставка на включение сеан-
са коррекции и уставки в БЦВМ САУ.
14 ноября проведена первая коррекция траектории КА «Венера-14». Импульс коррекции
составил 7,3 м/с, что лежало в пределах допуска, при этом двигатель проработал на малой
тяге 4,1 секунды. Расход топлива составил 15,05 кг.
После коррекции, как и на «Венере-13», произошел отказ 4-х каналов прибора «Конус»
и упала температура на шар-баллонах, причем весьма значительно. Официальная версия -
нарушение целостности ЭВТИ. Принято решение слегка развернуть аппараты, чтобы подо-
греть Солнцем оголившиеся шар-баллоны. После выполнения этой процедуры температура
на шар-баллонах резко повысилась. Вероятно, маты ЭВТИ с них просто сорвало.
Однако в результате отворота в режим так называемого «косого» ПСЗО некоторые кла-
паны системы исполнительных органов резервной пневмосистемы попали в тень, и темпера-
тура на них упала ниже нормы. Зафиксировано травление газа. По-видимому, из-за низких
температур начался процесс «стеклования» резиновых прокладок с их растрескиванием. Че-
рез эти трещины и утекал азот. По команде с Земли осуществлен переход на основную пнев-
мосистему, а из резервной газ постепенно весь вышел.
Спустя некоторое время аппарат возвращен в режим «прямого» ПСЗО, когда ось +Z
смотрит точно на Солнце. Еще через некоторое время, уже в декабре, произведен наддув
магистралей резервной пневмосистемы. После этого в каждом сеансе особенно тщательно
контролировали давление в магистралях, однако оно не менялось. Проблема была снята. По-
видимому, в результате прогрева резина восстановила свои изолирующие свойства.
Кроме того, во время проведения коррекции произошел скачок времени в ПВУ - на 1 мину-
ту. Возможной причиной этого стала помеха, возникшая в результате пробоя каналов «Конуса».
Во время полета произошла переполюсовка отдельных банок аккумуляторной батареи
системы электропитания, в результате чего реальная максимальная разрядная емкость ока-
залась меньше заявленной. Чтобы предотвратить процесс дальнейшей деградации батареи,
без которой невозможно провести длительный сеанс радиосвязи во время пролета Венеры,
регулярно проводилось её циклирование.
За месяц до посадки начались проверки режимов ретрансляции по дециметровому кана-
лу, включение сантиметрового и метрового каналов радиокомплекса, а также магнитофонов
ЭА-079, на которые должна была записываться информация, принимаемая со спускаемых
аппаратов. Как и на «Венере-13», произошёл отказ одного из двух видеомагнитофонов.
С приближением к Венере начали проводиться операции по подготовке спускаемого ап-
парата к посадке. В связи с увеличением теплового потока от Солнца 4 января 1982 года за-
крыта шторка радиационного нагревателя спускаемого аппарата.
19 февраля включена блокировка автоматики холодного контура спускаемого аппарата
и выключен вентилятор, а уже 2 марта сразу проведено штатное захолаживание в течение
11 часов, что позволяло увеличить время работы ПА на поверхности планеты. В результате
температура внутри приборного контейнера к моменту отделения СА от пролетного аппарата
составила -14,5°С.
15 февраля проведён заряд химической батареи СА.
25 февраля проведена вторая коррекция траектории «Венеры-14». На время работы дви-
гательной установки бортовой передатчик был выключен, а телеметрическая информация
записывалась на бортовой магнитофон. После обратных разворотов аппарата в исходное
пространственное положение, которое было перед коррекцией, передатчик включился по
метке ПВУ.
231
ГЛАВА 2
Результаты коррекции оперативно определялись по скачку доплеровской частоты прини-
маемого с борта сигнала в режиме «Самоход»*, а о том, как работали бортовые системы, -
после воспроизведения магнитофона в следующем сеансе.
Первые же замеры скачка показали, что он несколько отличается от расчетного: 4,52 м/с
вместо 5,93 м/с по расчету. После построения режима ПСЗО на следующий день были про-
ведены полноценные траекторные измерения в когеренте, оперативная обработка которых
показала, что отработанный двигателем импульс несколько отличается от расчетного. Это
приводило к сдвигу точки посадки спускаемого аппарата на 400 км.
Анализ воспроизведённой с магнитофона информации показал, что двигатель во вре-
мя коррекции работал неустойчиво: на графике наблюдался колебательный процесс со сни-
жением. Средняя тяга составила 700-800 кг (максимум 836 кг) вместо 1000 кг - режим ма-
лой тяги. При этом двигатель был выключен не по набору характеристической скорости, а
по страховочному времени. В результате недобор по импульсу второй коррекции составил
1,9 м/с (5,37 м/с вместо 7,27 м/с).
По мнению специалистов, произошло затирание подшипников в турбонасосном агрегате.
Впоследствии в качестве версий частичного отказа КДУ были выдвинуты: переохлаждение
окислителя в расходной трубе в связи с нарушением теплоизоляции, а также негерметич-
ность клапана на линии газогенератора.
Для проведения важного маневра увода ОА на пролётную траекторию после сброса СА,
импульс которого значительно превышал импульс коррекции, решено увеличить на 1 минуту
страховочное время работы двигателя. При полном отказе двигателя во время увода орби-
тальный аппарат вошёл бы в атмосферу вслед за спускаемым аппаратом, и ретрансляция
информация с него на Землю была бы невозможна.
3 марта 1982 года по временной уставке в ПВУ включён сеанс 6Р. Первые 16 минут сеан-
са прошли штатно. На 16-й минуте по метке ПВУ был выключен бортовой радиопередатчик.
После включения передатчика через 40 минут и получения телеметрии было определено, что
спускаемый аппарат отделился.
Траекторные измерения, проведённые сразу после появления сигнала, показали, что импульс
коррекции существенно отличается от расчетного: 171,4 м/с вместо 227,8 м/с. Недобор по скорости
составил целых 56,4 м/с. Однако отработанного двигателем импульса хватило, чтобы ОА не «вре-
зался» в Венеру, а прошел от неё на расстоянии 26050 км. Это на 10000 км ближе к поверхности
Венеры, чем необходимо для приёма в полном объёме информации с посадочного аппарата.
Уже после воспроизведения записей с магнитофона стала еще более очевидной картина
нештатной работы двигателя. До 68-й секунды тяга двигателя колебалась в пределах от 340
до 680 кг (при норме 1000 кг). Затем упало давление окислителя и горючего перед камерой
сгорания вследствие выхода из строя ТНА. Далее двигатель работал за счет давления над-
дува, при этом тяга двигателя менялась с частотой 2 Гц в пределах от 230 до 360 кг.
Снижение высоты перицентра пролетной гиперболы увеличивало скорость КА в пери-
центре и напрямую уменьшало время радиосвязи между орбитальным и спускаемым аппа-
ратами. Оперативно проведённые баллистиками расчёты показали, что при возникших огра-
ничениях на условия радиосвязи можно было в течение 17 минут гарантированно, то есть
с запасом, принимать сигнал с посадочного аппарата после его посадки и 32 минуты без
запаса по энергетике радиолинии**. 17 минут хватало на то, чтобы принять информацию с
* Измерения в самоходе - это беззапросные измерения, когда сигнал бортового передатчика форми-
руется от бортового же задающего генератора. Измерения в самоходе менее точны, чем измерения
в когеренте, когда сигнал бортового передатчика формируется от частоты запросного сигнала, из-
лучаемого с Земли. В этом случае говорят, что сигналы когерентны, то есть взаимозависимы.
** При расчете потенциала радиолинии обычно принимается, что для гарантированной передачи ин-
формации нужно, чтобы уровень сигнала в два раза или на 3 децибелла превышал сигнал, мини-
мально необходимый для передачи информации с определенной скоростью. Соответственно, без
запаса по энергетике радиолинии это означает, что уровень сигнала соответствует минимально не-
обходимому для передачи информации с данной скоростью.
232
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
аппаратуры «Арахис» и одну черно-белую панораму, а за 32 минуты принять панораму еще и
под красным фильтром.
Пролетный сеанс начался 5 марта 1982 года, спустя 121 сутки после старта. Как и в
случае с «Венерой-13», сеанс приёма информации с СА проводился в режиме постоянной
солнечно-звёздной ориентации, то есть без разворотов КА на гироплатформе. С учётом
энергонапряжённости пролётного сеанса, а также в связи с нештатным функционированием
аккумуляторных батарей в начале сеанса был заблокирован датчик минимального напряже-
ния для исключения формирования сигнала «l/min».
Сеанс был включён по команде с Земли. Также по командам с Земли включены деци-
метровый и сантиметровый каналы в режим ретрансляции и подготовлен метровый канал
к приему информации со спускаемого аппарата.
В 5 часов 58 минут 11 секунд начался приём сигнала со спускаемого аппарата, причём
передача информации велась как по дециметровому, так и по сантиметровому каналам. Пе-
редатчики спускаемого аппарата включились на высоте 63,5 км над поверхностью Венеры,
и сразу началась передача телеметрической и научной информации. На высоте ~47 км прои-
зошел отстрел тормозного парашюта, и далее продолжался спуск ПА на тормозном аэроди-
намическом щитке. В 7 часов 0 минут 11 секунд зафиксировано касание поверхности плане-
ты. Продолжительность спуска от включения передатчиков до момента касания поверхности
составила 62 минуты 20 секунд.
Посадочный аппарат «Венеры-14» совершил посадку на поверхность планеты в -1000 км
от места посадки ПА «Венеры-13». Координаты точки посадки аппарата составили 13°15‘
южной широты (номинал -16°±1°) и 310°09' долготы (номинал 314°±1°).
Первые 4 минуты работало ГЗУ ВБ02, при этом на Землю передавалась информация
о его работе и работе аппаратуры «Арахис». Затем были сброшены крышки телефотоме-
тров, и началась передача изображений с вкраплениями ТМ-информации с других приборов.
Через 56 минут после посадки закончился полный цикл съёмки поверхности Венеры вто-
рым телефотометром (первый закончил работу на 31-й минуте). На 57-й минуте прекрати-
лось выделение полезной информации из принимаемого с посадочного аппарата сигнала
из-за снижения его уровня ниже порогового. Таким образом, программа работы спускаемого
аппарата «Венера-14» была выполнена полностью.
В последующие после посадки несколько дней воспроизводилась информация, принятая
со спускаемого аппарата и записанная на бортовые магнитофоны. В дальнейшем сеансы
связи с КА «Венера-14» проводились один раз в 3-5 суток и были посвящены в основном
воспроизведению с магнитофонов научной информации, записанной в дежурном режиме. Та-
ким образом, продолжалась работа по изучению межпланетного пространства. В частности,
продолжались исследования рентгеновского, гамма-излучений и магнитных полей в косми-
ческом пространстве, характеристик солнечного ветра, космических лучей и межпланетной
плазмы. Последний сеанс связи с КА «Венера-14» был проведен 9 апреля 1983 года.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
Программа ЛКИ КА «Венера-13,-14» реализована успешно и в полном объеме. Посадочные
аппараты осуществили мягкую посадку на поверхность планеты в намечаемых районах. Орби-
тальные аппараты, выведенные на пролетную траекторию, обеспечили прием и ретрансляцию на
Землю информации, получаемой каждым со своего посадочного аппарата, в том числе, в течение
127 минут с места посадки ПА «Венеры-13» и более 56 минут с места посадки ПА «Венеры-14».
Обеспечено выполнение основных исследовательских экспериментов в рамках заплани-
рованной научной программы экспедиции.
Подтверждена реализуемость на КА серии «Венера» межпланетного полета с целью по-
следовательного изучения двух космических объектов - Венеры и кометы Галлея.
ТЕХНИЧЕСКАЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ НОВИЗНА
В полете КА «Венера-13, -14» завершена отработка пролетно-десантной схемы исследо-
вательской экспедиции к Венере.
Решена задача забора проб грунта в условиях высоких температур и давлений.
233
ГЛАВА 2
НАУЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
Ко многим из проведенных в экспедиции КА «Венеры-13, -14» экспериментов применимо
слово «впервые». Впервые получены цветные панорамы поверхности Венеры с круговым об-
зором. Причем при сравнении между собой ряда панорам, полученных за весь сеанс пере-
дачи, обнаружены динамические явления: сдувание слоя грунта, попавшего на посадочную
платформу, изменение цветовых оттенков и колебания средней освещенности. Последние
явления до сих пор не объяснены.
Впервые прямыми измерениями показано, что сера является основным элементом, опре-
деляющим состав облачного слоя.
Впервые с помощью грунтозаборного устройства взяты пробы грунта Венеры для опре-
деления элементного состава пород методом рентгено-флюоресцентного анализа, что потре-
бовало решения исключительно трудной задачи - именно забора проб грунта в условиях вы-
соких температур и давлений.
В ходе полета СА в атмосфере Венеры и после посадки ПА на её поверхность проводи-
лись комплексные научные исследования. Были осуществлены эксперименты по изучению
химического и изотопного состава атмосферы и облаков, структуры облачного слоя, рассе-
янного солнечного излучения, а также регистрация электрических разрядов в атмосфере.
Спускаемые аппараты «Венера-13» и «Венера-14» проводили эксперименты в различ-
ных геологических районах планеты. Место посадки выбрано таким образом, чтобы опреде-
лить характер рельефа и пород в одном из наиболее типичных геолого-морфологических
провинций планеты - холмистой возвышенности.
Забор пробы осуществлялся миниатюрным грунтозаборным устройством, после чего
она доставлялась через шлюзовый канал в прибор, расположенный в гермоотсеке поса-
дочного аппарата. Сложность заключалась в том, чтобы не допустить следом за грунтом
огромное давление атмосферы (~95 атм) и высокую температуру (~465°С). Проба, поданная
в прибор, подвергалась интенсивному облучению радиоизотопными источниками.
Возбужденное в ней флюоресцентное излучение регистрировалось чувствительными де-
текторами, а получаемые в результате спектры несли информацию об элементном составе
породы.
Панорамы поверхности Венеры, полученные с посадочного аппарата «Венеры-13». На снимке
хорошо различимы детали рельефа поверхности и элементы посадочного устройства
234
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Состав породы в районе посадки «Венеры-13» оказался близким к калиевым щелочным
базальтам; обнаружены и сильнощелочные базальты, довольно редко встречающиеся на
Земле — главным образом на океанических островах и в рифтовых зонах Мирового океана.
Следует отметить, что,, по радиолокационным данным, к этому типу геологических провинций
можно отнести около двух третей поверхности Венеры.
Другим важным научным экспериментом, выполненным «Венерой-13», стала передача
цветных панорамных изображений поверхности. Анализируя снимки, полученные с ее помо-
щью, ученые выдвинули гипотезу о том, что им удалось наблюдать древнюю кору планеты,
поскольку поверхность в этом районе сильно эродирована (за исключением выступов корен-
ной породы) и в большей степени покрыта дробленым мелкозернистым материалом.
Специфический цвет поверхности и необычный фон на панораме, полученной «Венерой-13»
и подтвержденный на панораме, полученной «Венерой-14» — результат влияния мощной
и плотной венерианской атмосферы, поглощающей синюю часть спектра солнечного из-
лучения.
Изучение отдельных фрагментов панорам дает дополнительную интересную информа-
цию. Так, на изображениях, переданных «Венерой-13», хорошо заметны выбросы грунта на
посадочную платформу. Несколько последовательных снимков платформы показывают, что
насыпной грунт не остается неподвижным, он перемещается под действием ветра. Тщатель-
ный анализ телевизионных изображений позволил уточнить направление и величину скоро-
сти ветра, определяемую по акустическим измерениям. У поверхности планеты она состав-
ляла 0,3—0,6 м/с.
Для исследования физико-механических свойств поверхности использовано выносное
рычажное устройство с пружинными аккумуляторами энергии для его раскрытия, внедрения
и разворота штампа в грунте.
По глубине вдавливания и углу разворота штампа выявлялись прочностные свой-
ства породы. Оценка механических характеристик при этом совмещалась с определением
электропроводности грунта.
Механические свойства грунта уточнялись по результатам измерения ударных перегру-
зок, позволяющих судить о процессе динамического вдавливания ПА в грунт.
Так, в месте посадки «Венеры-13» оба эксперимента показали, что грунт поверхности
по своим механическим свойствам соответствует уплотненному мелкозернистому песку.
Следовательно, можно сделать вывод, что данная порода, по крайней мере ее поверхностный
слой, имеет прочность и плотность заметно меньшие, чем изверженные кристаллические по-
роды земной коры.
Температура окружающей среды в месте посадки «Венеры-14» составила 465°С, давле-
ние 94,7 атмосфер, освещенность 10 килолюкс, высота 1,3 км относительно среднего уровня,
соответствующего радиусу планеты 6050 км.
В отличие от «Венеры-13» пробы грунта взяты из другого наиболее типичного для вене-
рианской поверхности района - гладкой низменности. В месте посадки «Венеры-14» иной
ландшафт. Довольно ровная, с ярко выраженной расслоенностью, поверхность менее выве-
трена, что указывает на более молодую структуру. Проведенный анализ показал, что грунт
в районе посадки «Венеры-14» содержит значительно меньше щелочных элементов по сра-
внению с породой в месте посадки «Венеры-13». По своему составу поверхность там напо-
минает базальты, слагающие земную океаническую кору.
Впервые осуществлялись сейсмические измерения на планете. «Венере-14» удалось за-
регистрировать микросейсмы — небольшие колебания грунта, составляющие единицы или
доли микрометра. Они могли иметь различные источники. Не исключено, что их возникнове-
ние связано с вулканической деятельностью.
Впервые в экспедиции КА «Венера-13, -14» проведены измерения ультрафиолетового
потока солнечного излучения в атмосфере. Обнаружено, что значительная часть солнечно-
го излучения поглощается выше 60 км. Это позволяет объяснить совершенно необычные
характеристики движения атмосферы.
235
ГЛАВА 2
Панорама, полученная с посадочного аппарата «Венеры-14»
Продолжены исследования атмосферы, начатые предыдущими советскими автоматиче-
скими космическими аппаратами.
Газохроматографический анализ позволил уточнить наличие малых примесей в атмос-
фере. Впервые удалось проанализировать содержание водорода и соединений серы (H2S;
COS ).
Обнаружено новое химическое соединение — предположительно SFe.
Масс-спектрометрические измерения проводились на более высоком уровне чувстви-
тельности, что позволило точно определить изотопный состав неона, получить сведения о
содержании в атмосфере криптона и ксенона.
Все эти данные необходимы для понимания процессов образования и эволюции атмос-
феры не только Венеры, но и других планет «земной» группы.
Сведения о содержании водяных паров в атмосфере планеты, собранные предыдущими
аппаратами, были разноречивы. Внести ясность должны были «Венера-13» и «Венера-14»,
оснащенные для этой цели специальным анализатором влажности, чувствительным элемен-
том которого был датчик на основе хлористого лития.
Результаты измерений свидетельствуют о сильной обезвоженности атмосферы Венеры,
а своеобразное изменение концентрации паров в зависимости от высоты указывает на то,
что вода, по всей вероятности, играет значительную роль в формировании облачного слоя
планеты. Эксперименты, выполненные «Венерой-13, -14», стали важным шагом в развитии
исследований планеты.
236
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ СЕРИИ 4В2
НАЗНАЧЕНИЕ КА
Космические аппараты серии 4В2
предназначены для картографирова-
ния северного полушария поверхности
Венеры с орбиты ее искусственного
спутника, получения профиля поверх-
ности Венеры по трассе полета, а так-
же для изучения химического состава
и физических характеристиках атмо-
сферы Венеры и дистанционного из-
учения в локальных районах характе-
ристик вещества поверхностного слоя
планеты.
Серия 4В2 состоит из двух аппара-
тов (КА «Венера-15» и КА «Венера-16»),
являющихся полной аналогией друг
друга по конструкции, составу борто-
вых агрегатов, служебных систем и
приборов, комплектации научной аппа-
ратурой и предназначенных для выпол-
нения идентичных исследовательских
программ при одновременной работе
на орбитах ИСВ. В литературных ис-
точниках в отношении этих аппаратов
употребляется также термин «венери-
анский картограф».
Суть одновременного запуска двух одинаковых аппаратов - повышение надежности ре-
шения задачи картографирования Венеры. В случае сбоя съемки по каким-либо причинам
на одном из аппаратов, выполняющем функции основного, в том числе из-за необходимости
проведения коррекции его орбиты, съемка пропущенного района проводится дублёром. При
штатном выполнении программы полета вторая машина - дублёр - используется для про-
ведения экспериментов по радиопросвечиванию атмосферы Венеры и изучению атмосферы
с помощью Фурье-спектрометра ФС-1/4.
Запуски аппаратов осуществлены: «Венера-15» - 2.06.1983 г., «Венера-16»-7.06.1983 г.
В программу экспедиции, цель которой - проведение радиолокационного картирования
планеты, получение детальной топографической карты приполярных областей северного по-
лушария, входит:
•	получение изображений северной полярной области с разрешением 1,5-2 км;
•	измерение профиля высот рельефа с точностью 50 м;
•	проведение стереоскопической съемки отдельных участков;
•	составление радиотепловой карты и определение диэлектрических свойств грунта;
•	изучение атмосферы Венеры путем ее радиопросвечивания;
•	изучение атмосферы Венеры с помощью инфракрасного Фурье-спектрометра.
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
Для выведения КА серии 4В2, так же, как всех КА семейства 4В, использована четырех-
ступенчатая ракета-носитель «Протон-К» стартовой массой 690 тонн. Четвертая ступень -
разгонный блок ДМ - работает на синтине (циклине) и жидком кислороде. На блоке ДМ уста-
новлен двигатель 11Д58М.
Первые три ступени обеспечивают выведение головного блока, состоящего из четвертой
ступени (блока ДМ) и космического аппарата, на незамкнутую орбиту. Для формирования
опорной орбиты высотой ~ 170 км и наклонением 51,6° производится первое включение дви-
237
ГЛАВА 2
1-я коррекция
Земля в момент
прилета КА к Венере
Перелет
Земля - Венера
-130 суток
2-я коррекция
1,5.Х. 1983 г.
Начало радиолоци-
рования 11.XI.1983 г.
Старт с Земли
2,7.VI.1983 г.
Радиозаход
Венеры за Солнце
16.V1.1984 г.
10,15.VI.1983 г.
Торможение
и выход на орбиту ИСВ
10Д4.Х .1983 г.
Рис. 2.103. Баллистическая схема экспедиции КА серии 4В2
гательной установки блока ДМ. После пассивного стабилизированного полета по опорной
орбите в течение ~ 1 часа производится второе включение двигателя РБ ДМ, которое обе-
спечивает перевод КА на траекторию полета к Венере.
С помощью PH «Протон-К» реализовывались экспедиции с выведением на трассу полета
к Венере полезного груза массой до 5300 кг.
Управление работой РБ ДМ осуществляется системой управления космического аппарата.
Первые три ступени PH «Протон-К» изготовлены на заводе им. М.В. Хруничева (г. Мо-
сква). Четвертая ступень PH «Протон-К» (РБ ДМ) - на Заводе экспериментального маши-
ностроения (г. Королев Московской области), головной обтекатель и космический аппарат -
в НПО им. С.А. Лавочкина.
СХЕМА ПОЛЕТА (рис. 2.103)
Для повышения массы полезной нагрузки космический аппарат выводится на перелет-
ную траекторию второго полувитка (угловая дальность больше 180 градусов). На трассе пе-
релета к Венере запланировано проведение двух коррекций траектории движения аппарата:
через 7—10 суток после старта и за 7-15 суток до подлета к Венере.
Спустя ~ 130 суток после старта включением КТДУ в перицентре подлетной гиперболы
обеспечивается торможение КА и его выход на близкую к полярной, сильно вытянутую эл-
липтическую орбиту искусственного спутника Венеры. Параметры орбиты:
238
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Рис. 2.104. Космический аппарат серии 4В2
-	период обращения 24 часа и наклонение 87,5 градусов;
-	минимальное расстояние аппарата от поверхности Венеры в перицентре, при-
ходящемся примерно на 60° северной широты, - около 1000 км;
-	максимальное расстояние (в апоцентре) - 65 000 км
-	были выбраны таким образом, чтобы снять, вплоть до 30° с.ш., северную полярную
область Венеры, недоступную для наблюдения с Земли.
Ежедневно при прохождении аппарата вблизи планеты за 16 мин. проводится съемка
полосы поверхности длиной 7000 - 8000 км. Съемка начинается на широте 80° за северным
полюсом Венеры. Аппарат проходит вблизи него и, двигаясь примерно вдоль меридиана, за-
канчивает съемку на широте 30°.
В ходе съемки аппарат ориентируется в подспутниковую точку, при этом антенна радио-
локатора бокового обзора (РЛБО) отклонена на 10 градусов от плоскости орбиты.
Одновременно со съемкой проводятся измерения профилей высот поверхности Вене-
ры по трассе полета с помощью высотомера и тепловое картирование поверхности планеты
с помощью радиометра «Омега».
В соответствии с программой полета съемка должна проводиться в течение 4 месяцев.
За это время должно быть отснято 12% площади поверхности Венеры.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ (рис. 2.104)
КА 4В2 создан на базе орбитальных (пролетных) аппаратов успешно выполнивших свои
задачи КА «Венера -9ч-14».
Новые задачи привели к значительным изменениям в конструкции КА.
Структурно КА состоит из орбитального аппарата и установленного в его верхней части
комплекта целевой аппаратуры.
Массовые характеристики КА
Общая масса КА 4В2 -5300 кг, из которых около половины от стартовой массы составляет
топливо. Масса комплекта целевой аппаратуры: БКРС «Полюс В» - 298,6 кг, «Омега» - 22,95 кг.
Орбитальный аппарат
Орбитальный аппарат предназначен для выполнения перелета КА по трассе Земля-
Венера (включая коррекции траектории), формирования и последующего поддержания за-
данной орбиты ИОВ, обеспечения рабочих условий для функционирования целевой аппарату-
239
ГЛАВА 2
Рис. 2.105. Комплекс целевой аппаратуры,
установленной на КА серии 4В2
ры при проведении радиолокационно-
го картирования планеты, выполнении
других исследований согласно научной
программе экспедиции и передачи по-
лученной информации на Землю.
Орбитальный аппарат конструк-
тивно состоит из торового приборного
отсека, блока баков и корректирующе-
тормозной двигательной установки
КТДУ-425.
Основной силовой элемент КА.
так же, как на базовом аппарате, -
блок баков, в котором содержатся
компоненты топлива для КТДУ-425.
Формирование выбранной орбиты
спутника Венеры потребовало увели-
чения бортовых запасов топлива. По
сравнению с базовым аппаратом блок баков увеличен по длине на 1 метр. Это позволило
создать необходимый запас топлива для торможения при выходе на орбиту ИСВ и выпол-
нения последующих коррекций для поддержания параметров орбиты в заданных пределах.
В соответствии с расчетом числа потребных для этой цели коррекций установлено четыре
дополнительных баллона с гелием для наддува топливных баков.
Торовой приборный отсек, оставшийся по сравнению с базовым аппаратом без измене-
ния, расположен вокруг двигателя (продольные оси ЖРД и тора совпадают) и предназначен
для размещения всех служебных бортовых систем. На внешней поверхности торового отсека
установлены солнечные и звездные приборы системы ориентации. Отсек с помощью кониче-
ской «юбки» крепится к топливному баку..
Для проведения ежедневных съемок поверхности Венеры в режиме программного скло-
нения запас азота в системе исполнительных органов системы ориентации за счет установки
пяти дополнительных шар-баллонов увеличен с 36 кг до 114,2 кг.
К боковой поверхности блока баков КТДУ крепятся (с диаметрально противоположных
сторон по отношению друг к другу) две панели солнечной батареи. При старте они сложены
и зачекованы. Расчековка и раскрытие панелей СБ происходит после выведения и отделения
КА от разгонного блока. Панели крепятся с отклонением назад на угол 10°, что обеспечивает
дополнительную стабилизацию аппарата под действием солнечного ветра.
Поскольку расчетное потребление энергомощности полезной нагрузкой в период съемки
превышает 1 кВт, увеличена площадь панелей солнечной батареи. Это сделано за счет до-
полнительных панелей площадью 2,3 м2. При этом мощность, вырабатываемая солнечными
батареями на орбите ИСВ, составляет 652 ватта. Недостающая мощность, необходимая для
радиолокатора, берётся от аккумуляторной батареи.
На базовом аппарате на концах панелей были установлены газовые сопла системы ори-
ентации. После того как на КА 4В2 панели нарастили, сопла оказались между основной и
дополнительной панелями с каждой стороны КА.
Снаружи орбитального аппарата расположены также элементы системы терморегулиро-
вания - радиатор холодного и радиатор горячего контуров СТР.
На блоке баков установлены четыре малонаправленные антенны дециметрового диапа-
зона (по две антенны в сторону оси +Z и оси -Z) и параболическая остронаправленная антен-
на (ОНА) диаметром 2,6 метра, направленная по оси -Y.
По сравнению с базовым аппаратом диаметр ОНА увеличился почти на метр. Эта антен-
на имеет два фиксированных положения. В стартовом положении ОНА смотрит вдоль оси -Y.
Поскольку в ходе полета КА по орбите изменение угла Солнце-объект-Земля значительно,
то при достижении этого значения меньше 45 градусов антенна однократно разворачивается
на 60 градусов в сторону оси +Z, где и фиксируется специальными замками.
240
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Внутри торового приборного отсека установлены следующие бортовые системы:
•	система автономного управления (САУ);
•	система управления ориентацией;
•	бортовой радиокомплекс (БРК);
•	телеметрическая система;
•	программно-временное устройство (ПВУ);
•	система энергопитания; система электроавтоматики;
•	система терморегулирования (СТР).
Для обеспечения проведения радиолокационной съемки в режиме планетоцент-
рической ориентации доработано программное обеспечение БЦВМ С530 системы авто-
номного управления. Новое программное обеспечение позволяет также осуществлять
программное склонение в процессе радиолокационной съемки и хранить в БЦВМ уставки
на четыре сеанса радиолокационной съемки. При этом аппаратный состав САУ остался
неизменным.
Доработки бортового радиокомплекса были вызваны необходимостью повышения ин-
формативности как по линии «Земля-борт», так и по линии «борт-Земля». Повышение ин-
формативности по линии «Земля-борт» потребовалось в связи с увеличением объема уста-
вок, закладываемых на борт с целью проведения радиолокационной съемки. В связи с этим
в состав радиокомплекса включены приборы командной радиолинии, обеспечившие приём
«быстрых» команд с длительностью одного импульса 0,2 секунды. Это позволило повысить
в 4-6 раз темп выдачи команд и в одном сеансе связи закладывать в БЦВМ САУ уставки
сразу на четыре сеанса радиолокационной съемки.
Для передачи информации, записанной в ходе радиолокационной съёмки, требовалась
информативность порядка 100 кбод, причем при передаче радиолокационной информации
практически нет избыточности, поэтому радиолиния должна быть надежно защищена. Эти
задачи решаются с помощью ОНА диаметром 2,6 метра.
Одновременно применена разработанная в НИИ приборостроения новая радиолиния
сантиметрового диапазона. Основу ее составляет сантиметровый передатчик непрерывного
излучения, работающий на длине волны 5 см, который заменил собой импульсный пере-
датчик. Этот передатчик может работать в двух режимах: 5 ватт и 50 ватт. Вместо сан-
тиметрового подмодулятора на борт установлено многоцелевое кодирующее устройство,
которое позволяет передавать различные виды информации со скоростями до 131 кбода.
Впервые на советских межпланетных космических аппаратах при передаче информации с
большой скоростью введено помехоустойчивое сверточное кодирование, что позволило поч-
ти в 4 раза повысить потенциал радиолинии. Это также позволило передавать телеметрию
по дециметровой радиолинии, в том числе при воспроизведении бортового магнитофона,
со скоростью 3072 бода.
Остальные служебные системы аналогичны служебным системам базового аппарата.
В верхней части орбитального аппарата размещается комплект целевой аппаратуры
(рис. 2.105). С помощью конического переходника в верхней части блока баков КТДУ уста-
новлен дополнительно торовый герметичный приборный контейнер с аппаратурой борто-
вой комплексной радиосистемы (БКРС) и автономной системой терморегулирования. Непо-
средственно на контейнере установлена антенна радиолокатора бокового обзора (РЛБО) -
раскрывающаяся после отделения от разгонного блока антенна типа «параболический
цилиндр» с размерами 1,4 х 6 м. Шестиметровая антенна загнута и чуть сужена к концам.
Электрическая ось радиолокатора отклонена от местной вертикали на угол 10° ортогональ-
но к направлению движения аппарата.
Также на контейнере, по бокам от антенны радиолокатора, установлены еще две ан-
тенны, с параболическими зеркалами диаметром 1 метр, - радиовысотомера и аппаратуры
«Омега-В» (радиометра или теплового локатора).
Ось антенны высотомера, предназначенного для измерения высоты от поверхности Ве-
неры с точностью ±50 метров, направлена в надир.
241
ГЛАВА 2
КОМПЛЕКС ЦЕЛЕВОЙ НАУЧНОЙ АППАРАТУРЫ
Для выполнения главной целевой задачи - радиокартографирования поверхности Вене-
ры - на борту КА серии 4В2 установлена БКРС «Полюс В», разработанная в ОКБ МЭИ под
руководством А.Ф. Богомолова, в составе РЛБО и радиовысотомера.
Все приборы КА, занятые картированием поверхности, осуществляют наблюдения и изме-
рения в радиодиапазоне. Известно, что плотный слой атмосферы Венеры, простирающийся до
высоты 35 км, «прозрачен» для радиоволн длиной свыше 2-3 см. Стержнем радиотехнического
комплекса стал радиолокатор бокового обзора. Радиоволны, посылаемые передатчиком, фор-
мируются антенной радиолокатора и беспрепятственно достигают поверхности, «высвечивая»
на ней эллипс размером по продольной оси 100- 150 км. Чтобы обеспечить в этой зоне разре-
шение 1,5-2 км, луч радиолокатора отклонен от вертикали приблизительно на 10°.
Периодически излучаемые импульсы определенной длительности достигают ее ближней
и дальней границ, отраженные от них сигналы поступают на приемник в разное время. Там
они разделяются на составляющие, каждая из которых несет информацию об отдельной по-
лосе наблюдаемой поверхности (около 7000 км) вдоль направления движения. Дальнейшее
деление по доплеровской частоте позволяет получить изображение с максимальным разре-
шением 1,5 х 1,5 км. Яркость отдельных деталей поверхности зависит от ее наклона и физи-
ческих свойств.
Процесс преобразования излучаемых импульсов в изображение со столь высоким раз-
решением очень сложен, однако его упрощение привело бы к значительному увеличению
размеров антенны радиолокатора - до 60-80 м, что было технически нереализуемо.
В процессе съемки радиолокационная информация записывается на магнитофоны аппа-
ратуры долговременного запоминания (АДЗ) емкостью 100 Мбит. Воспроизведение инфор-
мации с АДЗ - после окончания сеанса съемки на том же витке.
Конечная информация для построения радиоизображений поступает с борта КА в двух
видах. В одном случае, используя бортовую корреляционную обработку, получают данные, по
которым, после их запоминания и передачи на Землю, непосредственно на приемной стан-
ции строятся изображения наблюдаемого рельефа поверхности. В другом - вся исходная
информация записывается на бортовой магнитофон и посылается на Землю для детальной
обработки.
Радиовысотомер предназначен для получения профилей поверхности Венеры (вдоль
трассы полета аппарата) с точностью различения перепадов высот до 50 м.
Аппаратура «Омега-В», также разработанная в ОКБ МЭИ, решает самостоятельные на-
учные задачи, не связанные напрямую со съемкой:
•	определение диэлектрической проницаемости грунта в локальных районах вдоль
трассы полета;
•	оценка плотности вещества поверхностного слоя планеты толщиной до нескольких
метров;
•	определение подповерхностной температуры и поиск термальных источников на по-
верхности Венеры.
Радиотелескоп «Омега» представляет собой 4-канальный поляризационный радиометр
(тепловой локатор), работающий в диапазоне от 10 до 20 см и предназначенный для измере-
ния интенсивности и поляризации радиоизлучения поверхности Венеры.
Кроме вышеперечисленной целевой научной аппаратуры, на борту КА установлены
и другие научные приборы, предназначенные для изучения Венеры с орбиты ее искус-
ственного спутника и для исследования межпланетного пространства.
Во время перелета к «утренней звезде» и при приближении к ней с помощью прибора
КС-18-6В, разработанного НИИЯФ МГУ, проводились измерения галактических и солнечных
протонов, регистрировались потоки космических лучей и наблюдалась радиационная обста-
новка. Информация с прибора записывалась на бортовой магнитофон каждые 4 часа вне
сеансов связи.
После переноса сроков запуска межпланетных космических аппаратов серии 4В2
с запланированного 1981 года на 1983 год появился резерв массы, который использован
242
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
для установки на борт прибора ФС-1/4 (инфракрасного Фурье-спектрометра), разрабо-
танного и изготовленного в Германской Демократической Республике при участии ученых
из ИКИ АН СССР. Этот прибор предназначен для получения данных о химическом со-
ставе и физических характеристиках атмосферы Венеры. Сам Фурье-спектрометр может
работать как в режиме записи на ЗУ со скоростью 3072 бита в секунду с последующим
воспроизведением, так и в режиме непосредственной передачи со скоростью 8192 бита
в секунду.
Наличие на борту штатных передатчиков дециметрового и сантиметрового диапазонов
непрерывного излучения дало возможность проводить эксперименты по радиопросвечиванию
атмосферы Венеры, а также солнечной короны и околосолнечной плазмы, особенно в пери-
од «захода» планеты за Солнце.
УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ
Для управления полетом космических аппаратов серии 4В2 задействованы, в основном,
те же наземные средства управления, что и в остальных исследовательских экспедициях
к Венере. Вместе с тем, существенное увеличение объема информации, курсирующей по
радиомосту «Земля - КА - Земля», потребовало внедрения ряда новшеств.
Прием на Земле радиолокационной информации, передаваемой в сантиметровом диа-
пазоне со скоростью 100 кбод, осуществляют:
антенна П2500 наземного радиотехнического комплекса «Квант-Д» в Центре дальней
космической связи с диаметром зеркала 70 метров;
антенна ТНА-1500, расположенная под Москвой (в Медвежьих Озерах), с диаметром зер-
кала 64 метра.
Принадлежащая ОКБ МЭИ антенна ТНА-1500 оборудована также приемной аппаратурой
для контроля зондирующего сигнала радиолокационной системы.
Кроме аппаратуры приема радиолокационной и телеметрической информации к момен-
ту запуска КА серии 4В2 в составе НРТК «Квант-Д» введена в эксплуатацию новая система
выдачи команд, которая позволяет хранить программы сеансов связи и выдавать команды в
автоматизированном режиме, что еще в 2-3 раза увеличило темп выдачи команд.
С учётом изменения схемы и задач полета разработано вновь 4 типовых сеанса (№№7,
11, 14, 15), программы которых были «прошиты» в ПВУ. Два из них - типовые сеансы 7
и 15 - предназначены для проведения радиоло-
кационной съемки Венеры в автономном режиме
при условии предварительной закладки уставок в
БЦВМ САУ. При этом типовой сеанс 15 обеспе-
чивает также «прохождение на гироплатформе»
солнечной тени до начала съёмки.
Типовой сеанс 11 предназначен для выставки
оси антенны радиолокатора в направлении Земли с
целью приема наземными средствами зондирующего
сигнала и оценки его уровня и качества.
Основная задача типового сеанса 14 - сохра-
нение с помощью гироплатформы трехосной ори-
ентации КА, не задействованного в сеансе съём-
ки, в момент, когда при его движении по орбите
ИСВ в районе перицентра происходит затенение
опорной звезды (Канопуса).
Как уже было сказано выше, для приема за-
кодированной информации задействованы 70-
метровая антенна в Центре дальней космической
связи в Евпатории и 64-метровая - под Москвой.
Вся информация, принимаемая на НИП-16, подле-
жит записи на магнитофон БИ-1.Далее магнитная
243
ГЛАВА 2
лента с этой записью с нарочным переправляется в Москву. Большое значение придается
информации, принимаемой на ТНА-1500.
Проведение оперативной обработки всей радиолокационной информации возложено на
ОКБ МЭИ. Ее полноценная обработка с выравниванием среднего значения яркости строк
изображений, с геометрической коррекцией строк, с получением единого изображения из
изображений трех доплеровских каналов, с расчетом координат опорных точек для привяз-
ки полосы съемки к поверхности планеты и с получением из отдельных полос изображений
панорам и радиолокационных карт с привязкой к планетографической координатной сетке
возложена на Институт проблем передачи информации (ИППИ АН СССР). Создание карты
северного полушария Венеры из полученных панорам - на ЦНИИ геодезии, аэрофотосъемки
и картографии (ЦНИИГАиК).
Для воспроизведения по исходным данным снимка поверхности Венеры с более высоким
качеством, чем изображения, синтезированные на борту и переданные по радиоканалу на
приемный пункт наземной станции, в центре обработки задействован специальный цифро-
вой процессор. Об уровне трудоемкости этой операции можно судить по следующему фак-
ту: обработка только одного такого снимка длится около 8 часов. Конечный этап обработ-
ки - совмещение перекрывающихся изображений, полученных на следующих друг за другом
витках. Это происходит вследствие медленного вращения Венеры вокруг своей оси, причем
смещение поверхности планеты за период обращения космического аппарата (24 ч) состав-
ляет 155 км на экваторе.
РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА
Старту аппаратов 4В2 предшествовал запуск 23 марта 1983 года астрофизической об-
серватории «Астрон», также разработанной в НПО им. С.А. Лавочкина на базе межпланетных
аппаратов типа 4В. Уже первые недели полёта «Астрона» показали, что расчётная динамиче-
ская модель объекта с учётом дополнительных панелей солнечной батареи не соответству-
ет реальности. Упущение заключалось в том, что после установки дополнительных панелей
КА перестает быть абсолютно твёрдым телом и это вызывает существенное, по сравнению
с расчетным, повышение расхода рабочего тела при работе системы ориентации.
Ситуация была промоделирована в НПО им. С.А. Лавочкина на аналоговой вычислитель-
ной машине. В результате выработаны рекомендации по управлению КА «Астрон», а для КА
серии 4В2 изготовлены новые газовые сопла с диаметрами выходных отверстий согласно
уточненным расчетам. Кроме того, в контур управления ориентации введена линия задерж-
ки, что позволило избежать автоколебаний.
При первом включении сантиметрового передатчика на «Астроне» выявилась схемная
ошибка при подключении его к антенне. Такая же ошибка допущена и на обоих аппаратах
4В2, что грозило невозможностью передачи радиолокационной информации на Землю. Её
оперативно устранили до старта «Венер».
Оба космических аппарата серии 4В2 (КА «Венера-15, -16») успешно прошли всесторон-
ние наземные испытания и стартовали с космодрома Байконур в июне 1983 года.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ВЕНЕРА-15» (4В2 №860)
Общая масса КА «Венера-15» (4В2 №860) - 5250 кг, масса топлива - 2443 кг. Масса
комплекта целевой аппаратуры: БКРС «Полюс В» - 298,6 кг, «Омега» - 22,95 кг (рис. 2.106).
Старт ракеты-носителя «Протон-К» с КА «Венера-15» произведен с космодрома Байко-
нур 2 июня 1983 года в 5 часов 38 минут 39,88 секунды. Старт к Венере осуществлен с про-
межуточной околоземной орбиты. Импульс второго включения двигателя блока ДМ, обеспе-
чивший выведение станции «Венера-15» на межпланетную траекторию, составил 3725,6 м/с.
По результатам траекторных измерений с целью парирования ошибок выведения 10 июня
1983 года проведена первая коррекция траектории КА «Венера-15». Импульс коррекции со-
ставил 6,376 м/с, при этом двигатель проработал на малой тяге 4,685 секунды, затратив на
коррекцию 15,7 кг топлива.
До отъезда основного состава ГОГУ из Евпатории проведены тестовые включения
прибора «Фурье-спектрометр» и БКРС. Сначала воспроизведены с магнитофонов АДЗ
244
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
тестовые изображения, записанные на них на Земле; в начале июля - включения всего
БКРС. 2 июля 1983 года включен типовой сеанс №11. В ходе этого сеанса в результате про-
граммных разворотов на гироплатформе антенна радиовысотомера была направлена на
Землю. После наведения антенны включен передатчик БКРС для излучения зондирующего
сигнала. Этот сигнал принимался антенной ТНА-1500 в Медвежьих Озерах. Уровень сигнала
соответствовал расчетному значению.
6 июля 1983 года включен типовой сеанс №7, предназначенный для проведения ра-
диолокационной съемки Венеры. Сигнал также принимался в Медвежьих Озерах. Одна-
ко, в отличие от сеанса №11, здесь после программных разворотов производилось еще
программное склонение, которое позволило получить срез диаграммы направленности
РЛБО.
После завершения работ по проверке БКРС «Полюс В» сеансы связи с КА на перелете
стали проводиться примерно 1 раз в 5 суток. В ходе сеансов проводились траекторные
измерения и сброс телеметрической информации как в режиме непосредственной передачи,
так и при воспроизведении бортовых магнитофонов, в том числе с записанной на них
информацией с прибора КС-18-6В.
В августе и сентябре были проведены тестовые включение прибора ФС-1/4 с записью
информации на ЗУ.
В сентябре-октябре на «Венере-15» вдруг начали пропадать метки ПВУ «1 час», «1 сут-
ки» и «3 суток». По этим меткам не только производилась запись ТМ-информации на маг-
нитофон, но также запускался счетчик
включения особо важных сеансов, та-
ких, как «Коррекция», «Торможение» и
«Лоцирование». Кроме того, каждый час
блоком программных уставок отраба-
тывались программные углы подвижек
полей зрения солнечного и звездного
приборов для отслеживания изменения
углов Солнце - объект - Земля и Солнце
- объект - Канопус. В принципе, вклю-
чение сеансов и подвижку полей зрения
астроприборов можно проводить и по ко-
мандам с Земли, но при этом снижает-
ся надежность управления. Достаточно
не пройти команде на включение сеанса
«Лоцирование» (типовой сеанс №7), и
съемка Венеры будет загублена, а в кар-
те образуется пробел.
К середине октября метки из ПВУ
стали снова выходить регулярно, однако
наблюдаемый ранее сбой сказался на
формировании программы работы с КА
на орбите Венеры.
1 октября 1983 года, за 9 суток до
выхода на орбиту, проведена вторая
коррекция траектории, при этом импульс
коррекции составил 2,1 м/с.
10 октября 1983 года, спустя 130
суток после старта, включен двигатель,
который, проработав 269,6 секунды,
обеспечил выход КА «Венера-15» на
орбиту искусственного спутника Венеры
Рис. 2.106. КА «Венера-15» в цехе
со следующими параметрами: высота
245
ГЛАВА 2
в перицентре 904,5 км, в апоцентре 64687 км, наклонение 87,5°, период обращения 23 часа
26 минут 49,6 секунды. Тормозной импульс составил 1144,5 м/с, при этом было затрачено
более полутора тонн топлива (1667,67 кг).
Следует отметить, что из-за несогласованности баллистиков и разработчиков
программного обеспечения БЦВМ САУ было выбрано наклонение орбиты, не адекватное
направлению программного склонения КА в сеансе съемки. В результате при штатной
съемке оставалась неохваченной полярная область Венеры. Выяснилось это только перед
торможением КА.
Практически сразу после выхода на орбиту начались проверки БКРС и прибора ФС-
1/4. Уже 12 ноября на «Венере-15» в районе перицентра включен типовой сеанс №14 для
стабилизации КА на гироплатформе. В сеансе включался «Фурье-спектрометр» в режиме
записи на ЗУ ЭА-035. Эти включения повторены в последующие 3 суток, причем 15 ноября
через несколько часов после окончания типового сеанса №14 был включен типовой сеанс
№11 для передачи на Землю зондирующего сигнала.
16 октября 1983 года - проведена первая съемка поверхности Венеры.
Проверочные включение БКРС и прибора ФС-1/4 показали их нормальную работу, однако
из-за возобновившегося пропуска часовых меток ПВУ, прохождение которых в результате
было запрещено 14 ноября по команде с Земли, «Венера-15» получила роль дублёра «Венеры-
16» на случай возможных сбоев, а также при проведении профилактик. В остальное время
планировалось проводить эксперимент «Фурье-спектрометр», а также радиопросвечивание
атмосферы Венеры (при наличии радиотени) и околосолнечной плазмы.
Исходя из этих предпосылок, были спланированы коррекции орбит двух аппаратов.
После проведения коррекций 17 октября (импульс - 19,2 м/с) и 2 ноября (импульс - 18,2 м/с)
На технологической машине (полноценный аналог КА «Венера-15», установленный в цехе
предприятия) осуществлялся поиск выхода из нештатных ситуаций, возникающих
в процессе работы КА 4В2 №860
246
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
сформирована рабочая орбита «Венеры-15» с высотой в перигее 873 км, в апогее -65000 км
испериодом 23 часа 57 минут 26 секунд. Широта перицентра орбиты составила 62° северной
широты. Одно из основных требований к баллистическим параметрам орбиты - расположение
перицентра орбиты в зоне радиовидимости наземных пунктов. Поскольку «Венера-15» должна
была дублировать «Венеру-16», то плоскость ее орбиты была развернута коррекциями
относительно плоскости орбиты другой машины на ~ 4°27’, что позволило закрывать «окна»
в картографировании, возникающие каждый месяц в течение трех дней профилактики назем-
ных средств. При суточном вращении планеты относительно плоскости орбиты 1,5° «Венера-
15» на трое суток позже «Венеры-16» проходила над теми же районами планеты. А после
профилактики достаточно было четырех сеансов съемки, проведенных «Венерой-15».
Собственно радиолокационная съемка поверхности Венеры проводилась в районе
перицентра. Обычно съемка начиналась на широте 80° за северным полюсом Венеры.
Аппарат проходил вблизи него и, двигаясь примерно вдоль меридиана, заканчивал съемку на
широте 30°. При каждом сеансе съемки получалась полоса изображения поверхности Венеры
длиной около 7500 км и шириной около 120 км, что соответствовало 16-минутной съемке.
Длина полосы определялась рабочим диапазоном высот радиолокационной системы (от 1000
до2000 км). С каждым витком снимаемая площадь наращивалась за счет вращения планеты
вокруг своей оси на 1,5° каждые сутки, при этом соседние полосы частично перекрывали
друг друга.
В частности, с помощью «Венеры-15» удалось закрыть белое пятно на карте - северный
полюс планеты. Была разработана оригинальная схема, при которой ось X смотрит не
в подспутниковую точку, а отклоняется от плоскости орбиты на 20°. В этом случае след
радиолокатора проходил через северный полюс. Правда, вся полоса была при этом сильно
искривлена, но ведь из нее и нужен-то был всего лишь небольшой кусочек. Работы эти
проводились, начиная с января 1984 года. Кроме того, 25 ноября 1983 года «Венера-15»
провела съемку района посадки станции «Венера-9».
После проведения первой орбитальной коррекции уже с 19 октября 1983 года стал
регулярно включаться «Фурье-спектрометр». Всего же на «Венере-15» до 14 декабря
1983 года проведено 49 сеансов измерений, из них два сеанса с разворотом КА с помощью
гироплатформы. Дальнейшей работе помешало отключение прибора от вторичных источников
питания на «Венере-15». В последующем удалось восстановить дежурный режим прибора,
однако запустить режим измерения так и не удалось.
После поломки Фурье-спектрометра «Венера-15» использовалась только для
дублирования «Венеры-16», а также для проведения экспериментов по радиопросвечиванию
атмосферы Венеры и околосолнечной плазмы.
Поскольку за счет воздействия на аппарат солнечного притяжения высота в перицентре
орбиты постепенно увеличивалась (а по ТЗ она не должна превышать 1250 км), то для
поддержания параметров орбиты в заданных пределах пришлось их корректировать
включением двигательной установки.
12 января 1984 года проведена первая из коррекций, выполненных с этой целью (импульс
43,2 м/с). Всего было проведено три таких коррекции. Ввиду невозможности съемки в эти
периоды, перед сеансами коррекции съемка велась двумя аппаратами.
Тогда же в январе 1984 года в связи с уменьшением угла Солнце-объект-Земля была
выдана команда на расчековку крепления и переброс остронаправленной антенны на
60°. Однако на «Венере-15» она не дошла до концевика. Опытным путем установили, что
«недолёт» составил 6°. Соответствующую поправку внесли в программу отработки углов
солнечного и звездного приборов, и работа продолжалась в прежнем ритме.
9 апреля 1984 года проводилась очередная коррекция орбиты «Венеры-15». Включение
двигателя «встряхнуло» аппарат, антенна прошла недостающие 6 градусов и встала на
упор.
В марте-апреле 1984 года аппарат на каждом витке «скрывался» от Земли в тени
Венеры - заходил в так называемую радиотень. Заходы и выходы из радиотеней были
использованы для работы по просвечиванию атмосферы планеты «Венерой-15».
247
ГЛАВА 2
По мере уменьшения угла Солнце - объект - Земля, то есть, по мере приближения
момента захода Венеры за Солнце по отношению к Земле, который состоялся 15 июня
1984 года, стали регулярно проводиться сеансы по радиопросвечиванию околосолнечной
плазмы в двух частотных диапазонах: сантиметровом и дециметровом.
10 июля 1984 года было завершено выполнение запланированной для обоих аппаратов
программы полета, заключающейся в решении основной целевой задачи - картографировании
северного полушария Венеры.
После этого работа продолжалась по факультативной программе. До конца июля
проводился эксперимент по радиопросвечиванию околосолнечной и межпланетной плазмы.
В августе-октябре 1984 года продолжены работы по просвечиванию атмосферы Венеры,
начатые в период прохождения радиотени в марте-апреле 1984 года.
30 декабря на «Венере-15» зафиксировано полное израсходование рабочего тела (азота)
системы ориентации. Это привело к тому, что в сеансе, проведенном 5 января 1985 года,
зафиксировано неориентированное положение аппарата, отсутствие заряда и почти пустая
буферная батарея.
7 января «Венера-15» на связь не вышла.
Программа ПКИ «Венерой-15» выполнена, в основном, в роли аппарата-дублера, обеспе-
чившего полноценное выполнение задачи, поставленной в экспедиции аппаратов серии 4В2.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ВЕНЕРА-16» (4В2 №861)
Общая масса КА «Венера-16» (4В2 №861) - 5300 кг, из которых 2520 кг составляло топли-
во. Масса комплекта целевой аппаратуры: БКРС «Полюс В» - 298,6 кг, «Омега» - 22,95 кг.
(рис. 2.107).
Старт ракеты-носителя «Протон-К» с КА «Венера-16» произведен с космодрома Байко-
нур 7 июня 1983 года в 5 часов 49 минут 47,5 секунды. Старт к Венере осуществлен с проме-
жуточной околоземной орбиты. Импульс второго включения двигателя блока ДМ, обеспечив-
ший выведение «Венеры-16» на межпланетную траекторию, составил 3695,6 м/с.
По результатам траекторных измерений с целью парирования ошибок выведения 15 июня
1983 года была проведена первая коррекция траектории КА «Венера-16». Импульс коррек-
ции составил 26,775 м/с, при этом двигатель проработал на малой тяге 15,4 секунды, затра-
тив на коррекцию 54,2 кг топлива.
Первой коррекции предшествовала закладка уставок в БЦВМ САУ. В ходе этого сеанса
неожиданно пропало электричество на всем НИП-16. Причина - короткое замыкание и пожар
на трансформаторной подстанции. Через 2 часа последствия пожара были ликвидированы,
и уставки благополучно заложены на борт КА.
После коррекции проведены тестовые включения прибора «Фурье-спектрометр» и БКРС.
При этом сначала воспроизвели с магнитофонов АДЗ тестовые изображения, записанные на
них на Земле. В начале июля были проведены включения всего БКРС.
3 июля 1983 года на «Венере-16» включен типовой сеанс №11. В ходе этого сеанса
в результате программных разворотов на гироплатформе антенна радиовысотомера была
направлена на Землю. После наведения антенны включен передатчик БКРС для излуче-
ния зондирующего сигнала. Сигнал принимался антенной ТНА-1500 в Медвежьих Озерах.
Как и в случае с «Венерой-15» уровень сигнала соответствовал расчетному значению.
7 июля 1983 года включен типовой сеанс №7, предназначенный для проведения радио-
локационной съемки Венеры. Сигнал также принимался в Медвежьих Озерах. В результате
программного склонения КА получен срез диаграммы направленности РЛБО.
После завершения работ по проверке БКРС «Полюс В» сеансы связи с КА на перелете
стали проводиться примерно 1 раз в 5 суток. В ходе сеансов проводились траекторные изме-
рения и сброс телеметрической информации как в режиме непосредственной передачи, так
и при воспроизведении бортовых магнитофонов, в том числе с записанной на них информа-
цией с прибора КС-18-6В.
В августе и сентябре проведены тестовые включения прибора ФС-1/4 с записью инфор-
мации на ЗУ.
248
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
За 9 суток до выхода на орбиту 5 октября 1983 года проведена вторая коррекция траек-
тории, при этом импульс коррекции составил 9,05 м/с.
Спустя 129 суток после старта, 14 октября 1983 года, КА «Венера-16» вышел на ор-
биту искусственного спутника планеты. При этом на торможение затрачено больше топли-
ва (1754,3 кг), поскольку требовалось погасить большую скорость (1216,7 м/с), нежели чем
для «Венеры-15». Полученная орбита несколько отличалась от орбиты «Венеры-15»: высота
в перицентре 977,3 км, в апоцентре 67078 км, период обращения 24 часа 34 минуты 16,8 се-
кунды.
Вскоре после выхода на орбиту ИСВ, 16 октября 1983 года в районе перицентра включен
типовой сеанс №14 для стабилизации КА на гироплатформе. В сеансе включался «Фурье-
спектрометр» в режиме записи на ЗУ.
20 октября 1983 года проведена первая съемка планеты КА «Венера-16».
Проверочные включение БКРС и прибора ФС-1/4 показали их нормальную работу, хотя
на «Венере-16» наблюдался пропуск отдельных кадров с прибора ФС-1/4 из-за нарушения
в движении зеркала интерферометра, в то время как у «Венеры-15» таких проблем не было.
Исходя из результатов проверочных включений полезной нагрузки и состояния бортовой
аппаратуры, основным аппаратом для картографирования Венеры выбрана «Венера-16», ко-
торой была отведена главная роль по проведению картографирования Венеры.
Поскольку «Венера-16» стала основной машиной и должна была опережать «Венеру-15»
при прохождении одних и тех же районов планеты, плоскость ее орбиты разворачивать не
требовалось, и для формирования рабочей орбиты ограничились одной коррекцией, прове-
денной 22 октября 1983 года. При этом импульс коррекции составил 14,3 м/с.
В результате коррекции сформирована рабочая орбита с параметрами: высота в пери-
центре - 944 км, в апоцентре - 65336 км, период обращения - 23 часа 57 минут 51 секун-
да. Таким образом, обеспечивалось прохождение перицентра «Венерой-16» на ~3 часа поз-
же «Венеры-15», чтобы их сеансы
не мешали друг другу.
После формирования и «завяз-
ки» орбиты началась работа по вы-
полнению основной задачи поле-
та - картографированию северно-
го полушария Венеры. С помощью
«Венеры-16» с 1 по 5 ноября была
проведена внеплановая съемка об-
ласти Метиды, а уже с 11 ноября
1983 года начались регулярные съем-
ки, и продолжались они в течение
одного венерианского года (243 зем-
ных суток) до 10 июля 1984 года.
После отказа Фурье-спектро-
метра на «Венере-15» проведено
несколько включений (всего 10 раз)
прибора ФС-1/4 на «Венере-16». Од-
нако из-за поломки привода зеркала
интерферометра эти работы вскоре
прекратились.
С учётом штатного функциони-
рования бортовой аппаратуры ради-
олокационная съемка поверхности
Венеры проводилась регулярно и
практически без перерыва. Переры-
вы наступали только на время про-
филактики наземных средств, а так- Рис. 2.107. КА «Венера-16» в цехе предприятия
249
ГЛАВА 2
же на период проведения коррекций орбиты с целью поддержания её параметров в заданны)
пределах. Всего было проведено две коррекции орбиты космического аппарата «Венера-16»
первая из которых состоялась 8 января 1984 года (импульс 41 м/с). Как уже ранее говори-
лось, перед сеансами коррекции съемка велась двумя аппаратами.
Тогда же в январе был проведен переброс остронаправленной антенны на угол 60°. В от-
личие от «Венеры-15» эта операция прошла штатно.
В последующем в результате потери трех дней на заход Венеры за Солнце и еще двух
дней на восстановление ориентации КА получился информационный пробел на формируе-
мой карте Венеры. Поэтому 21 июня 1984 года проведена коррекция траектории полета
«Венеры-16», с помощью которой плоскость орбиты развернули назад на 18° (импульс-
450 м/с). Ситуация как бы вернулась на 12 дней назад, и тем самым образовавшийся про-
бел был «закрыт».
После выполнения основной задачи полета работа аппаратами продолжалась по факуль-
тативной программе. До конца июля проводился эксперимент по радиопросвечиванию около-
солнечной и межпланетной плазмы. В августе-октябре 1984 года были продолжены работы
по просвечиванию атмосферы Венеры, начатые «Венерой-15» в период прохождения радио-
тени в марте-апреле 1984 года.
Завершение работы КА «Венера-16» некоторым образом связано с появлением в око-
лопланетном пространстве Венеры еще одного советского исследовательского зонда - КА
«Вега-1». 13 июня 1985 года возникла нештатная ситуация, связанная с потерей вновь при-
бывшим аппаратом трехосной ориентации. С Земли на борт «Веги-1» была передана коман-
да, способствующая восстановлению режима ПСЗО.
Из-за совпадения рабочих частот командных приемников одновременно включился ре-
жим поиска звезды и на «Венере-16», которая оказалась в пределах диаграммы направ-
ленности наземной передающей антенны.
«Веге-1» переданная команда помогла восстановить трехосную ориентацию, а вот «Ве-
нера-16» при попытке также построить ПСЗО израсходовала последние остатки азота. Ситу-
ация с «Венерой-16», уже выполнившей свою научную программу, отошла на второй план-
группе управления куда важнее было привести в рабочее состояние аппарат, реализующий в
это время один из важнейших этапов своей экспедиции, и обеспечить штатное «вхождение»
в подобный же этап еще одного вновь прибывшего аппарата - КА «Вега-2».
Сеанс связи с КА «Венера-16» был назначен на 18 июня, однако аппарат на связь
не вышел.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
Программа ЛКИ «Венерой-15» выполнена, в основном, в роли аппарата-дублера, обеспе-
чившего полноценное выполнение задачи, поставленной в экспедиции аппаратов серии 4В2.
Практически все бортовые системы обоих аппаратов отработали надежно. Даже система
автономного управления и БЦВМ, для которых пришлось существенно увеличить гарантий-
ный ресурс, отработали почти без замечаний. Правда, 9 февраля 1984 года уже после окон-
чания съемки не было выключения системы автономного управления на КА «Венера-16». При-
шлось отключать ее по команде с Земли, но на последующую работу это не повлияло. Един-
ственный сбой БЦВМ, приведший к отмене сеанса съемки, произошёл 1 апреля 1984 года.
Возникший пробел компенсировала «Венера-15».
Формально запланированная программа съемки была завершена 10 марта 1984 года.
Однако за это время была снята только половина северного полушария Венеры - около
60 млн км2. Учитывая прекрасное состояние бортовых систем, было принято решение о про-
должении радиолокационного картографирования планеты еще на 4 месяца.
Наиболее критическим стал для выполнения целевой задачи заход Венеры за Солнце, ко-
торый состоялся 15 июня 1984 года. Уже в начале мая 1984 года начал расплываться спектр
дециметрового сигнала, что привело к необходимости уменьшения скорости передачи телеме-
трии по дециметрам. В конце мая дециметровый сигнал вообще рассыпался и исчез на фоне
помех от Солнца. Правда, команды в дециметровом диапазоне на борт проходили устойчиво.
250
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Сантиметровый сигнал гораздо в меньшей степени был подвержен влиянию Солнца, по-
этому с помощью сантиметрового передатчика передавалась не только радиолокационная
информация со скоростью 100 кбод, но обычная телеметрическая информация со скоростью
3072 бода.
Однако по мере приближения к Солнцу нарастало число сбоев в информации. Вслед-
ствие этого решено было с 14 по 16 июня 1984 году сеансы не проводить и устроить профи-
лактику наземных средств. К тому же во время захода расстояние до Венеры было макси-
мальным - 260 млн км.
В ожидании этого события было обеспечено проведение сеансов съемки Венеры двумя
аппаратами с 10 по 13 июня, причем информация уже не воспроизводилась, а записывалась
на разные комплекты и разные дорожки АДЗ. Кроме того, после окончания последней съем-
ки оба аппарата были переведены в режим постоянной солнечной ориентации.
После выхода Венеры из-за Солнца и окончания профилактики 17 июня произведена
попытка включить бортовые передатчики и получить на Земле сигнал. Ответа с обоих КА
получено не было. Только на другой день, 18 июня, задействовав передатчик антенны П2500
и подняв его мощность до 80 кВт, удалось войти в связь с аппаратами.
После построения трехосной ориентации, воспроизведения записанной на АДЗ радиоло-
кационной информации и закладки уставок в БЦВМ САУ были продолжены работы по карто-
графированию поверхности Венеры.
ТЕХНИЧЕСКАЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ НОВИЗНА
Для картографирования поверхности Венеры с помощью космических аппаратов 4В2
технически оказалось возможным создать радиолокационную станцию с синтезированной
апертурой с фактическим разрешением 1-2 км.
Для раздельного восприятия элементов поверхности Венеры размером 1-2 км с высо-
ты 1000-2000 км, на что рассчита-
на радиолокационная аппаратура
станций 4В2, пространственное раз-
решение должно быть примерно та-
ким, какое дал бы невооруженный
глаз при наблюдении поверхности
Венеры с той же высоты, если бы
над ней не было плотного облачного
слоя. Обычные радиоантенны не мо-
гут обеспечить ту пространственную
разрешающую способность, какую
дают оптические приборы, вследст-
вие много большей длины волны.
Поэтому для получения необходи-
мого пространственного разреше-
ния применен метод радиолокации с
«синтезом искусственного раскрыва
антенны» (с «синтезом апертуры»),
который для исследования Венеры
с космического аппарата использо-
вался впервые.
Метод синтезированной аперту-
ры основан на том, что расположен-
ная на космическом аппарате антен-
на перемещается в пространстве.
Обрабатывая отраженные сигналы
одновременно, синтезируют антенну
во много раз длиннее той, что была
КА серии 4В2, на которых для исследования
Венеры впервые использовался метод радиолокации
с синтезом искусственного раскрыва антенны
251
ГЛАВА 2
на космическом аппарате. Соответственно возрастает пространственное разрешение по на-
правлению трассы космического аппарата. Разрешение, достигнутое обработкой сигналов
радиолокационной станции космических аппаратов 4В2, можно было получить при длине ан-
тенны 70 метров, в то время как ее длина составляла всего 6 метров. В направлении, перпен-
дикулярном трассе, разрешение достигается, как обычно, за счет модуляции зондирующего
сигнала, позволяющей разделять отраженные сигналы по времени их прихода к антенне.
При выборе длины волны радиолокационной системы руководствовались тем, что при
заданном размере антенны (в том числе и синтезированной) с укорочением длины волны
ширина луча уменьшается и, следовательно, растет разрешение. С другой стороны, на дли-
нах волн короче 10 см резко падает мощность отраженных сигналов вследствие поглощения
электромагнитного излучения в атмосфере Венеры, через которую проходят радиоволны,
зондирующие поверхность. В итоге, для БКРС «Полюс-В» была выбрана длина волны 8 см.
Для картографирования Венеры в ОКБ МЭИ под руководством А.Ф. Богомолова был раз-
работан новый вид радиолокационной системы, совмещающий в себе радиолокационную стан-
цию с синтезированной апертурой и радиовысотомер. С помощью переключателя к передат-
чику и приемнику периодически подключаются то антенна радиолокационной станции с син-
тезированной апертурой, то антенна радиовысотомера. Длина волны системы - порядка 8 см,
на которой атмосфера Венеры практически прозрачна. Мощность передатчика равна 80 вап.
Прием и регистрация отраженных сигналов, запаздывающих относительно излученно-
го сигнала, производятся в паузе по окончании импульса передатчика. Зарегистрированная
порция сигналов используется затем для построения кадра радиолокационного изображения
или получения одного измерения высоты. За 16 минут съемки регистрируется около 3200
порций сигналов. Излучение и прием через каждую из антенн следуют через 0,3 секунды. Та-
ким образом, в обоих режимах передатчик, приемник, а также регистрирующая аппаратура
общие, в то время как антенны - разные.
НАУЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
Радиолокационные изображения Венеры получали различными способами и до запуска
КА «Венера-15, -16» - например, с помощью мощных наземных радиотелескопов. Их раз-
решающая способность колеблется от 4 до 20 км, причем изображения с разрешением 4 км
охватывают 4 процента всей площади планеты, а с разрешением 20 км - до 50 процентов, не
распространяясь только на экваториальную и полярные области.
Благодаря предыдущим экспериментам появилась детальная карта физических условий,
существующих на поверхности, в атмосфере и околопланетном пространстве. В то же вре-
мя ученые не располагали обычной географической картой Венеры, хотя такие карты Луны,
Марса и даже Меркурия созданы. Трудность здесь в том, что атмосфера Венеры непрозрач-
на и препятствует прямому фотографированию ее поверхности с искусственных спутников.
Карта планеты крайне необходима, например, для изучения ее климата, атмосферной цирку-
ляции, структуры гравитационного поля. Она дает возможность распространить данные, по-
лученные в местах посадки спускаемых аппаратов, на другие области планеты и выбрать но-
вые интересные районы для детального исследования. Решение всех этих вопросов поможет
понять эволюцию планет Солнечной системы, позволит восстановить прошлое и заглянуть
в будущее нашей планеты.
Космические аппараты «Венера-15» и «Венера-16» с радиолокационной системой для кар-
тографирования планеты вышли на орбиты спутников Венеры в середине октября 1983 года.
За 8 месяцев - с 11 ноября 1983 года, когда началась регулярная съемка, по 10 июля
1984 года - снято все северное полушарие Венеры от полюса до 30° с.ш. общей площадью
115 млн. кв. км с разрешением на местности порядка 0,9-2,5 км в зависимости от высоты по-
лета. Это составляет четвертую часть от общей площади поверхности Венеры.
Одновременно с радиолокатором работал высотомер с точностью измерения высоты
около 30 метров. На Землю был передан большой объем научной информации, позволивший
после соответствующей обработки получить радиолокационные карты поверхности Венеры,
построить профили поверхности вдоль трасс полета спутников и гипсометрическую карту
252
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
отснятой поверхности. На полученных изображениях видны горные хребты, кратеры, плоско-
горья, складки и разломы венерианской коры. Были обнаружены многочисленные результа-
ты тектонической активности Венеры.
Параметры орбит космических аппаратов «Венера-15» и «Венера-16» были выбраны та-
ким образом, чтобы снять часть северного полушария Венеры, включающую Землю Иштар,
Область Бета, Равнину Аталанты, некоторые сведения о которых были известны в результа-
те полета орбитального аппарата «Пионер-Венера», а также полярную область к северу от
широты 75°, которая оставалась вообще неисследованной. Эта задача была выполнена.
В результате этой работы получено наиболее детальное из всех существующих изобра-
жение Гор Максвелла и окружающей области. В центре находится огромное образование
Патера Клеопатры. Диаметр этого кратера составляет 95 км. Внутри него - второй кратер
диаметром 55 км. Внутренний кратер смещен к северо-западу относительно центра внеш-
него, где их края почти совпадают. Анализ профиля высот по трассе, пересекающей Патеру
Клеопатры, показывает, что внешний кратер имеет глубину 1,5 км, а дно внутреннего опуще-
но еще на 1 км.
С запада и юго-запада район Патеры Клеопатры окружен параллельными горными хреб-
тами, тянущимися на сотни километров. Здесь в 200 км к западу от центра кратера находит-
ся самая высокая точка Венеры, возвышающаяся над средним уровнем на 11,5 км. Эта точка
была зафиксирована профилографом аппарата «Венера-16» 14 января 1984 года. С запада
горные хребты сдавлены массивной плитой Плато Лакшми высотой 5 - 6 км. С востока от
кратера рельеф носит более хаотичный характер. Непосредственно вокруг кратера рельеф-
сглажен, по-видимому, выбросом при ударе метеорита, образовавшего кратер, и выглядит
более светлым.
С юга к Горам Максвелла примыкает край Равнины Седны. К северу Горы Максвелла пе-
реходят в извивающийся «жгут», плавно переходящий на севере в равнину. На равнинах вид-
ны небольшие вулканы, а на Плато Лакшми они огромны. Например, вулканическая кальдера
застывших лавовых
имеет размер iuu х /о км. от нее исходит радиальная система
холмистые равнины
гладкие равнины
Плато Лакшми
горное обрамление Плато
Лакшми
пояса гряд на равнине
области пересекающихся
хребтов и равнин (паркет)
возвышенности
венцы
основные структурные
линии
Геолого-морфологическая карта северной полярной области Венеры,
построенная советскими учеными на основе данных АМС «Венера-15» и «Венера-16»
253
ГЛАВА 2
Монтаж полосовых снимков северной полярной области Венеры, выполненный советскими учеными
Эллиптический кратер 50x70 км с центральной горкой и окружающей его
зоной с повышенной шероховатостью поверхности
Вулканические купола в области земли Иштар.
Один из куполов - с вершиной-кальдерой
Радиолокационные изображения поверхности Венеры,
полученные АКА «Венера-15» и «Венера-16»
254
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Карта района Гэр Максвелла.В центре выделяеся
кратер Патера Клеопатры диаметром 100 км
Гэрные хребты Уступа Весты,
обрамляющие Плато Лакшми с юга
Древняя кольцевая структура диаметром около 100 км на равнине к востоку от области Ульфрун.
Ее первоначальные очертания искажены тектоническими смещениями.
Возможно, это сильно разрушенный метеоритный кратер
Интенсивные тектонические нарушения в виде системы параллельных
и косо пересекающихся гряд и долин шириной 1-3 км в северной полярной области
Радиолокационные изображения поверхности Венеры,
полученные АКА «Венера-15» и «Венера-16»
255
ГЛАВА 2
потоков. Обнаружен лавовый поток длиной 300 км. На поверхности Венеры обнаружены ин-
тересные образования - овоиды. Это очень крупные, диаметром от 150 - 200 до 500 - 600 км,
кольцевые структуры, развитые на вулканических равнинах. Они разнообразны по строению,
но обычно очерчиваются системами концентрически параллельных или дугообразных гряд.
Обнаружен также специфический тип венерианской местности, названный «паркет», и еще
много неожиданного и интересного. Полученная карта представляет собой бесценный мате-
риал для специалистов-планетологов и позволит многое узнать о механизмах образования
планет, и в частности Земли.
Используя данные, переданные радиовысотомером и радиотеплолокатором, о наклоне
и свойстве венерианской поверхности, удалось установить, как они влияют на яркость ради-
оизображений.
Методом двухчастотного радиопросвечивания определялось, как с высотой меняется
концентрация электронов в дневной и ночной ионосфере Венеры, а также в межпланетной
и околопланетной плазме.
На «Венере-15» проведено 49 сеансов измерений с использованием Фурье-спектрометра
ФС-1/4, еще десять сеансов проведено на «Венере-16». Этот эксперимент проводился в рам-
ках программы «Интеркосмос» совместно институтами Академии наук СССР и ГДР. С помо-
щью спектрального прибора впервые с орбиты искусственного спутника измерено тепловое
излучение планеты. Ранее на советских аппаратах «Венера-9, -10» и американском «Пионер-
Венера» использовались приборы с фильтрами.
Всего же с обоих аппаратов было получено более 1500 спектров. Измерялась температу-
ра облачного слоя в районе его верхней границы, исследовались распределение малых при-
месей в атмосфере, в частности водяного пара, а также динамика атмосферы.
Спектры регистрировались в диапазоне примерно 280-1.600 см 1 с разрешением 5 или
7,5 см 1 по волновому числу и до 60 км - по пространству (на уровне облачного слоя Ве-
неры). При их анализе была установлена зависимость температуры от высоты в интервале
примерно 60-90 км. Впервые в спектре теплового излучения Венеры были зафиксированы
линии вращательной полосы Н2О, расположенные в области 280-475 см -1. Поглощение излу-
чения вблизи полосы 1.360 см ’1, возможно, связано с фундаментальной полосой о3 молеку-
лы SO2. Так как спектры фиксировались по всей трассе полета вблизи перицентра, удалось
получить горизонтальные поля температур и давлений на различных высотах. В частности,
было обнаружено, что атмосфера выше 60 км на широтах 70-80° теплее, чем на широте 50°,
разность температур составляет 5-20° К; дневные температуры на широте 50° почти совпа-
дают с ночными; профиль на широте 70° характеризуется значительной инверсией на высоте
около 65 км.
Уже по тому, чем сегодня располагают специалисты: изображениям горных хребтов, до-
лин и впадин, высокогорных плато, следов мощных метеоритных ударов, застывших потоков
лавы - можно судить о строении Венеры и Земли, делать выводы о геологической эволюции
нашей родной планеты.
256
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ СЕРИИ 5ВК (ВЕГА)
КА «Вега-1» в полете к комете Галлея
НАЗНАЧЕНИЕ КА
Космические аппараты «Вега» соз-
даны в рамках международного проек-
та «Венера-Галлей» и предназначены
для исследования в пролетном сближе-
нии двух небесных объектов - планеты
Венера (с десантированием на ее по-
верхность посадочных аппаратов и вне-
дрением в её атмосферу аэростатных
зондов) и кометы Галлея. К одновре-
менному участию в выполнении миссии
подготовлены два космических аппара-
та «Вега-1» (5ВК №901) и «Вега-2» (5ВК
№902). По решаемым задачам, схеме
полета, конструкции, составу бортовых
систем и научной аппаратуры «Вега-1»
и «Вега-2» полностью идентичны.
Запуск двух одинаковых аппара-
тов имеет целью не только повышение
общей надежности выполнения экс-
педиционной задачи, но и проведение
контактных исследований поверхности
Венеры в двух различных районах пла-
неты, а также изучение кометы Галлея
при различном удалении её от Солнца.
Запуски аппаратов осуществле-
ны: «Вега-1» -15.12.1984 г., «Вега-2» -
21.12.1984 г.
Программа экспедиции включает:
на этапе исследования Венеры
• продолжение изучения атмосфе-
ры, облачного слоя и поверхности Венеры с помощью спускаемых аппаратов (СА),
в том числе:
-	исследование характеристик атмосферы Венеры в процессе спуска;
-	исследование грунта Венеры с помощью посадочных аппаратов (ПА) в местах их
контакта с поверхностью(определение характера пород в месте посадки, элемент-
ного состава грунта, физико-механических свойств поверхностного слоя грунта);
•	проведение принципиально новых экспериментов по изучению циркуляции атмосфе-
ры Венеры и ее метеорологических параметров с помощью аэростатных зондов (АЗ).
Основными задачами этого эксперимента являлись:
-	внедрение в венерианскую атмосферу свободноплавающих аэростатов и после-
дующее слежение за их движением с помощью сети наземных радиотелескопов,
определяя тем самым направление и скорость ветра;
-	непосредственное измерение параметров атмосферы с помощью датчиков, разме-
щенных в гондоле АЗ.
на этапе исследования кометы Галлея
•	поисковое сближение пролетных аппаратов (ПрА) с кометой Галлея с задачей балли-
стического движения сквозь кому кометы на возможно наименьшем расстоянии от ее
ядра;
•	проведение комплексного исследования кометы Галлея с пролетной траектории,
включая:
257
ГЛАВА 2
-	изучение структуры и динамики околоядерной области комы;
-	определение состава газа в околоядерной области;
-	определение состава пылевых частиц и их распределение по массе на различных |
расстояниях от ядра;	;
-	определение физических характеристик ядра кометы (размера, формы, свойств •
поверхности, температуры);
-	получение телевизионных изображений ее ядра с расстояния порядка 10 тыс. км;
-	изучение взаимодействия солнечного ветра с атмосферой и ионосферой кометы.
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
Для выведения КА «Вега» так же, как для других аппаратов, предназначенных для исследо-
вания Венеры (серии 4В, 4В1, 4В1М, 4В2), использована четырехступенчатая ракета-носитель
«Протон-К» стартовой массой 690 тонн. Массово-технические характеристики и алгоритм работы
ступеней при выведении КА сначала на опорную, а затем на перелетную орбиты в целом иден-
тичны примененным при запуске аппаратов серии 4В2. Отличия заключаются в том, что с целью
увеличения массы полезной нагрузки при комплектации PH были специально отобраны разгонные
блоки ДМ с минимальной сухой массой, а также уменьшен гарантийный запас топлива в них.
СХЕМА ПОЛЕТА
В 1985-1986 гг. представилась уникальная возможность снарядить экспедицию, сов-
мещающую полет к комете Галлея с облетом планеты Венера, и вывести космические аппа-
раты на траекторию полета к комете Галлея в результате гравитационного маневра в поле
тяготения Венеры (рис. 2.108).
В то же время решение каждой из намеченных исследовательских задач, будь то ком-
плекс вопросов, связанных с десантированием СА на поверхность Венеры, внедрением АЗ
в её атмосферу или пролетное сближение ПрА с ядром кометы Галлея, требовало выпол-
нения определенных условий и ограничений по баллистике, зачастую противоречащих друг
другу при их совокупном рассмотрении.
Так, существовал ряд ограничений по скорости и углу входа СА (вместе с доставляемыми
им аэростатным зондом АЗ) в атмосферу Венеры. Кроме того, предъявлялись определенные
требования к району посадки.
Необходимость слежения наземными радиоинтерферометрическими станциями за трассой АЗ
в атмосфере планеты и приема передаваемой с него на Землю научной информации потребовала,
чтобы аэростатный зонд вместе с СА входил в атмосферу на видимой части диска Венеры и АЗ
оставался на ней в течение всего времени дрейфа. Необходимость обеспечения одно-, двухсуточ-
ного плавания АЗ потребовала, чтобы точка входа была как можно дальше от подсолнечного ме-
ридиана, где из-за неблагоприятных условий АЗ может прекратить свое существование.
В связи с тем, что спускаемый аппарат может передавать значительный объем инфор-
мации на Землю только через ретранслятор и эта роль возложена на пролетный аппарат, к
его траектории предъявляются самые противоречивые требования: с одной стороны, он дол-
жен направить СА (не имеющий возможности самоуправляться во время автономного полета
в космосе) в атмосферу Венеры с заданными условиями входа, с другой - сам он не должен
входить в атмосферу, так как ему предстоит выполнить другие исследовательские задачи,
связанные с полетом к комете Галлея. Более того, в процессе спуска СА и его работы на
венерианской поверхности ПрА необходимо совершенно определенным образом двигаться
в зоне связи со спускаемым аппаратом. Но при этом условии ПрА не выходит на траекторию,
обеспечивающую встречу с кометой, и поэтому возникает необходимость проведения допол-
нительного активного маневра после пролета Венеры.
Дополнительные ограничения связаны с необходимостью одновременного управления
полетом двух КА.
Выбор траекторий осуществлен по комплексному критерию, позволяющему найти ком-
промиссное решение.
Большой объем задач, возложенных на экспедицию, потребовал дополнительных резер-
вов массы для научной аппаратуры. Это, в свою очередь, переросло в требование минималь-
258
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Исследования Венеры
(178-176 сут.полета)
ных энергетических затрат на выведение и все последующие маневры: коррекции при полете
от Земли до Венеры, маневрирование ПрА в околопланетной области, коррекции на участке
полета от Венеры до встречи с кометой Галлея.
Последние коррекции имеют особое значение. Это вызвано тем, что полет осуществля-
ется к небесному телу, параметры движения которого в момент старта КА еще не извест-
ны с требуемой точностью, хотя проделана огромная подготовительная работа. Так, в США
проведена обработка более 800 измерений, сделанных в 1910, 1835, 1759 гг., и создана те-
ория движения кометы Галлея. Аналогичная работа проведена и в СССР. Наблюдения ко-
меты Галлея в 1982 г. показали достаточно хорошее согласование разработанных теорий
сданными ее движения, но уточнения координат кометы по наземным наблюдениям продол-
жатся уже в ходе полета космических аппаратов. В основе - обработка наблюдений кометы
в 1984/1986 гг. в сравнении с наблюдениями 1910, 1835, 1759 и 1682 гг. Предварительно на-
мечены три коррекции, и по результатам анализа полученных уточнений принимается реше-
ние о проведении каждой из них.
С учетом всех этих требований разработана следующая схема полета КА «Вега».
Последовательность и характер операций, выполняемых на этапе выведения КА на трас-
су перелета Земля - Венера, идентичен примененным ранее при запусках межпланетных
аппаратов. Подробное описание этого этапа в разделе Космические аппараты серии 4В.
Параметры опорной круговой орбиты ИСЗ: наклонение - 51,5°, период обращения - 87,6 мин.
Старт с этой орбиты в направлении Венеры - спустя 1,3 часа пассивного полета по ней.
Этап перелета к Венере длится почти пол года.
На большей части участка межпланетной траектории Земля - Венера аппарат осущест-
вляет полет, ориентируясь с помощью солнечного датчика панелями солнечных батарей на
Солнце. Положение двух других осей не контролируется. В запланированные моменты вре-
мени перед проведением коррекций или для некоторых научных исследований включается
звездный датчик, и аппарат на время до нескольких часов переходит в режим трехосной ори-
ентации. На рассматриваемом участке проводятся траекторные измерения дальности и до-
плеровской скорости, и на основе их анализа проводятся две коррекции с включением дви-
гательной установки: через 7-10 суток после старта и за 10-15 суток до подлёта к планете.
Цель этих коррекций - наведение КА таким образом, чтобы обеспечить вход СА в атмосферу
Венеры с требуемыми параметрами.
259
ГЛАВА 2
За 7 - 10 суток до подлета к Венере КА переходит в режим постоянной трехосной ори-
ентации, при которой остронаправленная антенна, наводится на Землю, а продольная ось
аппарата (ось X) перпендикулярна плоскости Солнце - КА - Земля. Этот режим сохраняется
и дальше, вплоть до подлета к комете.
Вблизи планеты, после того как завершено наведение, за двое суток до входа СА и ПрА
разделяются, и ПрА осуществляет маневр увода на пролетную траекторию для создания
наилучших условий ретрансляции сигналов с СА.
Одновременно ПрА излучает сигналы на волне 18 см, выполняя функции репера, относи-
тельно которого по интерферометрическим измерениям определяются координаты АЗ.
Схема спуска СА «Вега» аналогична реализованным в экспедициях КА «Венера-11—14».
В атмосфере проводятся следующие исследования: измерение температуры, давления, ско-
рости ветра и содержания Н2О; исследование поглощения и рассеяния света; регистрация и
анализ количественного содержания элементарных газов, газовых соединений и некоторых
изотопов. На поверхности проводятся исследование химического состава грунта, изучение
содержания радиоактивных элементов.
Основное отличие - осуществляемые в про-
цессе спуска отделение и ввод в действие
аэростатного зонда (рис. 2.109).
О=-90°С
q=45 кг/м2
сброс
тормозного
парашюта
Н=47 км
V=20 м/с
п = 40
запуск ПВУ СА
сброс нижней
полусферы
Н=63 км
V=100 м/с
0=-62°
q=150 кг/м2
сброс аэростатного зонда
Н=62 км
V=50 м/с
0=-88°
q=40 кг/м2
Т=-25°С
Р=0,2 атм
ввод парашюта ввода аэростата (ПВА)
Н=57 км
V=30 м/с
q=40 кг/м2
Т=10°С
Р=0,4 атм
ввод парашюта вход
увода Н=125
V < И км/с
развертывание и наполнение оболочки АЗ
в	Н=55км
¥=8 м/с
Хувод верхней Н=65 км -
полусферы V-280 м/с ® =-19"
Н=64 км В=-33"
V= 160 м/с q=790 кг/м2
0=-53°
q=330 кг/м2
Т=-30°
q=3 кг/м2
посадка
t=61 мин
V=8 м/с
q=210 кг/м2
X =180°
координаты
места посадки
просадка
Н=50 км
Т=60*С
Р=0,9 атм
отделение
баласта
V=6-10 м/с
q=2-5 кг/м2
выход на
высоту дрейфа
t= 15-25 мин
Н=54 км
Т=30°С
Р=0,5 атм
отделение парашюта
системой наполнения
Н=53 км
V=5 м/с
q=l,5 кг/м2
Т=40°С
Р=0.6 атм
Рис. 2.109. Схема спуска СА «Вега» на поверхность Венеры
260
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Уссурийск
Москва
Опорный
радиосигнал
с ОА
Крым
Операции ввода АЗ начинаются с момента отделения верхней полусферы теплозащитной
оболочки СА, в которую помещен зонд, на парашюте увода. Следующая операция - сброс
зонда - осуществляется через 32 секунды, после увода верхней полусферы. Производит-
ся отделение крышки парашютного контейнера АЗ, и на 40-й секунде вводится в действие
первый каскад аэростатной парашютной системы - стабилизирующий парашют площадью
1,5м2. На нем зонд совершает автономный спуск до момента срабатывания порогового устрой-
ства датчиков или программно-временного устройства. Через 180 секунд стабилизирующий
парашют, отделяясь, вводит в действие основной парашют ввода аэростата (ПВА) площадью
35 м2.
Парашют ввода аэростата обеспечивает торможение АЗ до условий, допустимых для ввода
оболочки аэростата. Через 3 минуты производится резка аэростатного контейнера. Контейнер,
имеющий форму тора, разрезается по наружному и внутреннему диаметрам. Нижний полутор,
играющий роль балласта, падая вниз, вытягивает гондолу, подвеску и оболочку аэростата.
После успокоения системы по команде временного устройства (через 200 секунд после
ввода основного парашюта) открывается пироклапан наполнения оболочки аэростата подъ-
емным газом (гелием). По окончании процесса наполнения (через 430 секунд) осуществляет-
ся резка и герметизация трубопровода наполнения вблизи верхнего полюса оболочки, и ПВА
с системой наполнения отделяется от АЗ.
По команде порогового устройства датчиков давления (Р = 0,9 атм) или температуры
(Т=60°С) сбрасывается балласт. Аэростатный зонд тормозится силой лобового сопротивле-
ния и аэростатической силой. Ско-
рость спуска становится равной нулю
в точке максимального погружения,
затем начинается подъем аэростата
на высоту равновесия (-53-55 км).
Аэростат находится в тепловом рав-
новесии с окружающей средой и под
воздействием ветра осуществляет
дрейф к терминатору и переход на
дневную сторону планеты.
Совершая полностью автоном-
ный полет и производя метеоро-
логические измерения с помощью
приборов метеокомплекса, разме-
щенных в гондоле, АЗ периодически
передает полученную информацию
на Землю на волне 18 см (система
VLBI) (рис. 2.110).
Радиосигналы этого же диапа-
зона используются для проведения
дифференциальных интерферо-
метрических измерений, имеющих
целью определение текущих коор-
динат АЗ. В этих измерениях были
задействованы как советские, так и
зарубежные станции слежения.
Расчётное время существова-
ния АЗ - 2 суток.
Исследовательский зонд дру-
гого вида - посадочный аппарат
(ПА) - выполняет в то же время на-
учную программу, являющуюся про-
должением аналогичных программ
НАУЧНЫЕ ИЗМЕРЕНИЯ:
1.	Давление атмосферы.
2.	Температура атмосферы; х Радиосигнал
пульсация температуры. с аэростатного зонда
3.	Вертикальная компонента
скорости ветра.
4.	Плотность облаков.
5.	Скорость дрейфа и
зонда СОСТАВ ЗОНДА:
оболочка - масса 12,4 кг
? Диаметр - 3,4 м
газ (гелий) - 2 кг
2. Подвеска - длина - 12... 13 м
3. Гондола - масса 5,3 кг
СТАВ ГОНДОЛЫ:
атчик температуры
пазон - 0-70°С
Датчик давления
диапазон - 0,2... 1,5 бар
3. Датчик скорости ветра
диапазон ±2,0 м/с
4. Датчик аэрозольной плотности
5. Радиопередатчик с антенной
длина волны - 18 см
мощность - 5 ВТ
скорость передачи 4 бит/с и 1 бит/с
6. Программно-временное устройство
цикл измерений 75 с цикл передачи 1800 с
7. Литиевая батарея
емкость 300 вт час
Масса плавающего аэростатного зонда ~21кг
Время функционирования - 24-48 часов
Высота дрейфа 53-55 км
Рис. 2.110. Схема эксперимента «Аэростат:
261
ГЛАВА 2
предшествующих экспедиций и связанную как с изучением венерианской атмосферы (в про
цессе спуска), так и изучением состава и свойств поверхностного грунта (в месте посадки].
Информация с него ретранслируется на Землю через пролётный аппарат.
Отличие этой части экспедиционной схемы от ей предшествующих - посадка ПА на ноч-
ную сторону Венеры и, соответственно, пролёт ретранслятора (ПрА) также над ночной сторо-
ной планеты.
После завершения операций у Венеры и формирования достаточно протяженной мерной
базы для послепролетного уточнения траекторных параметров ПрА, используемых для опреде
ления координат АЗ, через 2-4 недели после пролета Венеры траектория ПрА корректируется и
начинается полет по орбите, обеспечивающей в номинальном случае встречу с кометой Галлея.
Кроме этой коррекции, как уже отмечалось выше, запланировано проведение еще двух
коррекций: в середине перелета и за 2-4 недели до подлета к комете, обеспечивая пролёт
КА на расстоянии ~ 10 тыс. км от ядра кометы (рис. 2.111).
УЧАСТОК СБЛИЖЕНИЯ КА
1-УШ- 85 г.
15,5. зв.вел.
С КОМЕТОЙ
ЗАХОД КОМЕТЫ
— ЗА СОЛНЦЕ
2 т 5 км
R комы =100000 км
1- V- 85 г.
'17 зв.вел.
ОСНОВНОЙ НАУЧНЫЙ СЕАНС
за 2 часа до пролета
Д= 550 тыс.км - 10 тыс.км
Тс = 4 часа (сеанс)
1* интервал наблюдения	_	,	.	.
' кометы обсерваториями	Тиа = 3 часа (научные измерения)
—
НАУЧНЫЕ
ИЗМЕРЕНИЯ
за 1 сутки до прол.
---—---------
НАУЧНЫЕ
ИЗМЕРЕНИЯ
за 2 сут. до прол.
Д = 14 мля.км
1-1- 85 г.
18 зв.вел.
ОРБИТА ЮПИТЕРА
Рис. 2.111. Схема движения кометы Галлея и КА «Вега-1, -2»,
выполняющих задачу сближения и пролета вблизи кометного ядра
262
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Выбор номинальных значений корректируемых параметров для последней коррекции
ограничивается требованиями обеспечения «живучести» КА, наведения комплекса научных
приборов, установленного на специально разработанной автоматической стабилизирован-
ной платформе (АСП-Г) выносного типа, на комету и проведения телевизионной съемки при
пролете вблизи ее ядра. Важнейшие из этих требований связаны с конструктивными особен-
ностями самого КА и АСП-Г, которая совместно с телевизионной системой (ТВС) выполняет
автономное слежение за кометой. Слежение осуществляется разворотами по двум углам -
разворотом в плоскости орбиты ПрА (Р) и разворотом в плоскости, перпендикулярной пло-
скости орбиты (а). Таким образом, для всей трубки возможных траекторий с заданной веро-
ятностью должны выполняться следующие условия:
•	КА «Вега-1,2» пролетают на расстоянии не менее 6 тыс. км от ядра кометы со сторо-
ны, освещенной Солнцем;
•	изменение углов аир находится в допустимом диапазоне, определяемом с учетом
погрешности установки концевых выключателей, зоны их срабатывания и бликов эле-
ментов конструкции КА;
•	максимальная угловая скорость слежения АСП-Г по каждому каналу не должна пре-
вышать 45 угл. мин/с, а максимальное угловое ускорение - 0,025 град/с2.
После проведения последней коррекции АСП-Г разворачивается в рабочее положение,
производятся проверки и калибровка установленной на ней аппаратуры и, в первую очередь,
телевизионной системы (ТВС). Отдельные проверки возможны также и при нахождении
АСП-Г в транспортном положении.
За двое (14 млн км) одни (7 млн км) сутки и в момент встречи с кометой проводятся со-
ответственно 1-й, 2-й и 3-й сеансы научных исследований кометы.
В ходе полета около кометы АСП-Г, используя телевизионную камеру в качестве датчика
кометы и бортовой процессор с алгоритмом уточнения движения центра масс кометы Галлея
и отдельных параметров движения ПрА вокруг центра масс, осуществляет автоматическое
слежение за кометой и обеспечивает этим точное наведение всех установленных на АСП-Г
научных приборов на ее ядро.
Точность измеренных с близкого расстояния координат кометы примерно на два порядка
выше точности этих координат, полученных по обработке наземных наблюдений.
При штатной работе бортовых систем на отлёте намечено проведение еще двух сеансов
научных исследований кометы: через одни (7 млн км) и двое (14 млн км) суток после макси-
мального сближения с ее ядром.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ
Базовым аппаратом при создании КА «Вега» стал космический аппарат серии 4В1М,
предназначенной для исследования планеты Венера по пролётно-десантной схеме. По кон-
струкции и составу бортовых систем они в основном идентичны, а компоновка существенно
изменена. КА «Вега» (рис. 2.112) состоит из пролетного и спускаемого аппаратов. Спускае-
мый аппарат установлен посредством конического переходника (проставки) в верхней части
пролетного аппарата на блоке баков и закреплен в этом положении с помощью стяжных ме-
таллических лент.
ПРОЛЕТНЫЙ АППАРАТ
Конструктивной основой пролетного аппарата является блок баков двигательной установ-
ки, к которому с помощью конической юбки крепится торовый приборный отсек. К верхнему
и нижнему шпангоутам блока баков прикреплены ферменные конструкции панелей солнеч-
ных батарей. К верхнему шпангоуту блока баков крепится коническая проставка, на которую
устанавливается спускаемый аппарат. В центре блока баков расположена остронаправлен-
ная параболическая антенна, ориентированная в сторону Земли при пролете планеты Венера
и кометы Галлея. На обращенной к Солнцу во время полета стороне приборного отсека уста-
новлен блок астроприборов с датчиками ориентации на Солнце, звезду Канопус и Землю.
Исполнительные органы системы ориентации и стабилизации с газовыми соплами рас-
положены в основном на панелях солнечной батареи.
263
ГЛАВА 2
Рис. 2.112. Космический аппарат (АКК) «Вега»
Хотя по компоновке пролётный аппарат КА «Вега» во многом повторяет пролётные аппа-
раты семейства 4В (серий 4В, 4В1, 4В1М), новые задачи потребовали внесения изменений
и в его компоновку, и в конструкцию, в состав и некоторые режимы работы его бортовых
систем.
По-новому решена проблема установки приборов метрового радиокомплекса, предназначен-
ного для приёма информации со спускаемого аппарата. Для них создан выносной гермоотсек.
1. —107
2. —10s
3—10э
Рис. 2.113. Инженерная модель кометы Галлея
Иначе размещены шар-
баллоны с запасом газообраз-
ного азота для системы испол-
нительных органов.
С целью обеспечения про-
ведения сеанса радиосвязи
при максимальном сближении
с ядром кометы Галлея увеличе-
на площадь солнечных батарей,
для чего их нарастили за счет
дополнительных панелей, так
же, как на КА «Венера-15,-16» и
астрофизической обсерватории
«Астрон».
Самые главные изменения
связаны именно с выполнением
задачи пролетного сближения КА
с ядром кометы Галлея. При под-
готовке этой части экспедиции,
еще на стадии проведения про-
ектных работ, была разработана
инженерная модель кометы Гал-
лея (рис. 2.113), посредством ко-
торой определен диапазон физи-
ческих параметров, влияющих на
264
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Рис. 2.114. Пролетный аппарат АКК «Вега»
функционирование используемых технических средств. Она же явилась основополагающей
при проектировании этих средств.
Наиболее важны в инженерной модели два вопроса:
•	характеристики кометы как оптической цели, на которую наводятся приборы плат-
формы;
•	характеристики пылевой комы с точки зрения опасности повреждения космического
аппарата и приборов ударами частиц кометного вещества, находящегося в конденси-
рованной фазе.
При разработке инженерной модели кометы Галлея за основу взяты следующие представления:
•	ядро кометы является консолидированным телом (типа астероида) с преобладанием
или значительным содержанием летучих, среди которых главным компонентом явля-
ется лёд Н2О; имеются также тугоплавкие вещества (металлы, силикаты), которые
полностью или частично находятся в мелкораздробленном состоянии;
•	под действием солнечного излучения из ядра летучие испаряются, и образуются по-
токи газа, увлекающие за собой твердые частицы тугоплавкого вещества; не исклю-
чено, что могут увлекаться и ледяные частицы.
Таким образом, в результате ускорения пылевых частиц газом, сублимирующимся с по-
верхности ядра кометы, возникает ее пылевая атмосфера, сквозь которую должен пролететь
космический аппарат для проведения исследований кометного ядра.
Поэтому значительные изменения в конструкции пролетного аппарата были направлены
в первую очередь на повышение его живучести в условиях жесточайшей бомбардировки пы-
левыми частицами (рис. 2.114).
265
ГЛАВА 2
Жизненно важные места самого ПрА, а также научной аппаратуры и бортовой кабельной
сети, защищены броней в виде двуслойных, а в некоторых местах и трехслойных экранов.
Площадь защищаемой поверхности (без солнечных панелей) ~5 м2. Обеспечивая выжи-
ваемость аппарата с вероятностью 90%, экраны рассчитаны таким образом, чтобы защи-
щать его от частиц с массами, большими 10‘3 г (полная вероятность столкновения с аппа-
ратом больших частиц не превышает 10%).
Использование одного экрана реально не обеспечивает требуемую защиту, так как в
этом случае для задержания частиц с массой не более 10‘3 г необходимо иметь экран толщи-
ной 1 см. Более разумным явилось использование защиты, по крайней мере, с двумя экрана-
ми, из которых передний играет роль испарителя.
Двухслойный экран состоит из внешнего экрана толщиной 0,6 мм, выполненного из
алюминиево-магниевого сплава АМГ-6. За ним на расстоянии 4-10 см размещается второй
экран из того же материала, но имеющий толщину ~ 1 мм и покрытый сверху заполнителем
АТМ-10Т. Расстояние от второго экрана до корпуса КА или защищаемых элементов конструк-
ции составляет от 2 до 26 см.
Защитные экраны установлены только с той стороны, которая в наибольшей степени
подвержена воздействию набегающего потока пылевых частиц.
Однако отсутствие полной гарантии от гибели КА вблизи ядра при бомбардировке его
пылевыми частицами заставило отказаться от записи научной и служебной информации
при выполнении целевой задачи на запоминающее устройство и перейти на прямую пере-
дачу информации на Землю. Это, в свою очередь, заставило ввести постоянную ориентацию
остронаправленной антенны на Землю во время пролета кометы, а часть научной аппарату-
ры, изучающей ядро кометы оптическими средствами, перенести на поворотную платформу
(АСП-Г), специально разработанную для этого аппарата.
Кроме того, полет аппарата
Узел зачековки
Торснон
Рама крепления
АСП-Г к аппарату
Опорные
ролики
колеса р
управления
АСП-Г
Рама крепления
научной аппаратуры
Аналоговый датчик
наведения
Рис. 2.115. Автоматическая стабилизированная платформа
Крышка колеса 0
Привод
и редуктор
колеса ~
Привод колеса а
Редуктор колеса а
Колесо а
внутри комы кометы не позволя-
ет осуществлять его ориентацию
на этом участке с помощью опти-
ческих датчиков и вызывает необ-
ходимость поддерживать стабили-
зацию при помощи гироскопиче-
ской системы.
Абсолютно новым элементом
конструкции для отечественных
КА этого класса, служащим сред-
ством размещения и сопровожда-
ющего наведения научной целевой
аппаратуры на исследуемый дви-
жущийся объект, стала автомати-
ческая стабилизированная плат-
форма (рис. 2.115).
Автоматическая стабилизиро-
ванная платформа (АСП-Г) пред-
ставляет собой точный серво-
механизм с двумя степенями
свободы. Основные элементы
конструкции - две рамы, узел за-
чековки, торсион, два поворотных
механизма. Одна из рам служит
для размещения научной аппа-
ратуры, другая - для крепления
АСП-Г к внешней поверхности
торового отсека ПрА. На первой
266
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
из них устанавливается также служебная аппаратура АСП-Г: аналоговый датчик наведения
(АДН) и блок управления.
Повороты АСП-Г осуществляются с помощью двух сервоприводов аир, причем с помощью
сервопривода а рама с установленной на ней научной аппаратурой может поворачиваться на угол
80°, а сервоприводом р-на угол 273° в перпендикулярном направлении (в плоскости орбиты).
Механизмы платформы не герметичны и предназначены для работы в условиях открыто-
го космоса. Подвижные части механизмов покрываются дисульфидом молибдена по специ-
альной технологии. Блоки электроники и электродвигатели механизмов платформы также
предназначены для работы в условиях открытого космоса.
Во время полета к комете Галлея платформа находится в транспортном зачекованном
положении. За 10-15 дней до момента максимального сближения с кометой платформа, по
команде с Земли, с помощью механизма развертывания АСП-Г переводится из транспортно-
го в рабочее положение.
Для фиксации платформы в выключенном состоянии и защиты точных сервоприводов АСП-Г
от механических нагрузок используются два механизма арретирования с электроприводами.
Развороты АСП-Г могут осуществляться как по числовым командам с Земли, так и по
угловым уставкам, хранящимся в постоянной памяти ее блока управления. Однако при вы-
полнении основной задачи - слежении за кометой Галлея - наведение происходит по сигна-
лам от телевизионной системы (ТВС). В качестве резервного варианта предусмотрено сле-
жение за кометой Галлея по сигналам от аналогового датчика наведения (АДН).
На пролетном аппарате установлена АСП-Г (рис. 2.116), созданная специалистами ЧССР
при участии специалистов СССР в таком же содружестве разработан аналоговый датчик на-
ведения (АДН).
Основные технические характеристики АСП-Г:
масса	82	кг
грузоподъемность	80	кг
потребляемая мощность	40	Вт
угол разворота в плоскости орбиты пролетного аппарата (канал Р) -147 - +126°
угол разворота в плоскости, перпендикулярной плоскости орбиты
пролетного аппарата (канал а)	-60 - +20°
максимальные угловые скорости по каналам аир	±2°/с
точность слежения за кометой Галлея по каналам аир	±8'
точность слежения за кометой Галлея по угловой скорости	~ ±37с
точность разворотов по числовым командам с Земли
и уставкам из постоянной памяти АСП-Г	~ ±5'
дискретность контроля углового положения АСП-Г	~15".
АСП-Г работает в следующих режимах:
•	разворот в заданное положение по числовым командам с Земли;
•	развороты по угловым уставкам, хранящимся в постоянной памяти АСП-Г;
•	останов и удержание платформы в заданном положении;
•	слежение за кометой Галлея по сигналам, получаемым от телевизионной системы по
цифровому каналу;
•	слежение за кометой Галлея по сигналам, получаемым от телевизионной системы по
аналоговому каналу;
•	слежение за кометой Галлея по сигналам от аналогового датчика наведения (АДН).
Вспомогательными режимами работы АСП-Г являются:
•	разворот в исходное положение с автоматической калибровкой угловой шкалы;
•	аварийный режим движения с шагом ± 1° в любом выбранном направлении;
•	разарретирование (снятие механической фиксации с точных сервоприводов) платформы;
•	арретирование (механическая фиксация точных сервоприводов) платформы;
•	перевод из транспортного положения в рабочее положение с помощью механизма
развертывания.
267
ГЛАВА 2
ТВ к Земле
Рис. 2.116. Блок схема АСП-Г
В составе служебных бортовых систем пролетного аппарата по сравнению с базовым
произошли следующие изменения. Дополнительно на борт КА «Вега» установлены пере-
датчики радиосистемы интерферометрии (РСИ), работающие на длине волны 18 см. Они
предназначены для проведения интерферометрических измерений с привлечением как оте-
чественных, так и зарубежных радиотелескопов (преимущественно американских станций
сети DSN). Так называемая интерферометрия с большой базой позволяет значительно повы-
сить точность определения траектории КА «Вега». Эти уточнения играют существенную роль
в выполнении КА «Вега-1, -2» дополнительных функций - функций лоцмана для последую-
щего за ними европейского КА «Джотто», обеспечивая его пролёт существенно ближе к ядру
кометы Галлея, на расстоянии менее 1000 км (реализуемый в рамках проекта «ВЕГА» проект
«Лоцман»).
Радиосигналы РСИ необходимы также для калибровки сети наземных радиотелескопов,
задействованных в эксперименте с аэростатными зондами.
Для передачи научной информации в кометном сеансе в состав радиокомплекса введены
сантиметровый передатчик непрерывного излучения и кодирующее устройство, доказавшие
свою работоспособность ещё на «Венере-15, -16» и «Астроне», при этом скорость передачи в
пролётном сеансе составляет 65 кбод.
Группа приборов, не используемых ранее на КА семейства 4В, образует бортовую систе-
му, предназначенную для управления научной аппаратурой, сбора и передачи научной ин-
формации. В нее входят: блок управления научной аппаратурой (БУНА), блок логики и сбора
информации (БЛИСИ) и бортовой радиотелеметрический комплекс (РТМ).
Система управления, сбора и передачи научной информации рассчитана на проведение
научных экспериментов как на трассе перелета, так и при пролете вблизи кометы Галлея. В
ее основные функции входит:
•	управление работой научных приборов в соответствии с проводимыми экспериментами;
•	обеспечение различных режимов работы приборов;
•	перераспределение информационных объемов приборов в зависимости от решаемых
задач и ситуаций из-за ограничения емкости бортовых запоминающих устройств (ЗУ);
•	сбор научной информации;
•	синхронизация вывода научной информации;
268
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
•	формирование кадра научной информации;
•	передача научной информации в ЗУ емкостью 5-10 Мбит или радиоканал непосред-
ственной передачи информации в реальном масштабе времени на Землю со скоро-
стью 3072 и 65536 бит/с.
На КА предусмотрена работа комплекса научных приборов в семи режимах:
I.	Режим Трасса-1 (ТМ-3072) включается на пятнадцатые сутки после старта КА по ко-
манде с Земли и продолжается до подлета к комете Галлея. При этом осуществляется
постоянное включение приборов МИША, ТН-М, а также разрешается прохождение ме-
ток на включение и выключение приборов ПМ-1, ИНГ, ДУСМА и БЛИСИ. Это дает воз-
можность каждые 20 мин производить запись 3060 бит информации научных приборов
в бортовое ЗУ емкостью - 5-106 бит. Считывание научной информации из ЗУ на Землю
осуществляется каждые 20 -30 дней.
II.	Трасса-1 + ИКС (ТМ-3072).
III.	Режим Контроль научных приборов (РЛ-65536) включается каждые два месяца на трас-
се перелета КА для проверки функционирования комплекса научных приборов при ра-
боте быстрой радиолинии РЛ-65536. При этом осуществляется включение всех научных
приборов в режиме, аналогичном режиму пролета кометы.После пролета планеты Ве-
нера осуществляется раскрытие штанг анализатора плазменных волн низкой частоты
АПВ-Н.
IV.	Режим Трасса-2 (ТМ-3072) включается за двое суток до пролета кометы Галлея. При этом
осуществляется постоянное включение приборов СП-1, СП-2, ИНГ, ДУСМА, ПМ-1, ТН-М,
МИША, АПВ-В, АСП-Г и ТВС (дежурный режим). Каждые 20 мин 72360 бит информации
научных приборов записывается в бортовое ЗУ. Считывание научной информации с ЗУ
на Землю проводится каждые сутки во время режима «Комета».
V.	Трасса-2 + ИКС (ТМ-3072).
VI.	Режим Комета (РЛ-65536) начинается с проведения подготовительных операций с целью
установки научной аппаратуры в рабочее положение. За десять суток до пролета кометы
осуществляется расчековка автоматической стабилизированной платформы АСП-Г, раз-
арретирование по а и р и установка в исходное положение. Это дает возможность прове-
рить функционирование АСП-Г и принять меры в случае возникновения неисправностей.
Режим «Комета» делится на пять подрежимов пролета: «Сеанс за -2d», «Сеанс за -1 d»,
«Сеанс “Комета”», «Сеанс +1 d», «Сеанс +2d». В режиме «Комета» включаются все науч-
ные приборы. Информация передается по быстрой радиолинии РЛ-65536.
VII.	Включение режима НП (ТМ-3072, режим непосредственной передачи) по медленной
радиолинии ТМ-3072 осуществляется по команде с Земли. При этом включаются все
научные приборы, и производится считывание информации последовательно с каждого
прибора с периодом 0,5 с и передача по медленной радиолинии ТМ-3072 со скоростью
3072 бит/с. Одновременно передается контрольная информация о функционировании
научных приборов в аналоговом и контактном виде. В сеансе Комета режим НП для
ТМ-3072 включается за -0,5h до минимального сближения с кометой Галлея в течение
1 ч. Этот режим включается для увеличения надежности получения научной информа-
ции.
Прибор БУНА, разработанный специалистами СССР, предназначен для приема команд
из радиокомплекса и трансляции их в научные приборы. Необходимость создания этого
прибора вызвана жёстким лимитом по числу функциональных команд, выделенных для
управления комплексом научной аппаратуры (КНА). БУНА обеспечивает приём комбинаций
радиокоманд, их «размножение» и выдачу в приборы. Кроме того, БУНА производит при-
ем 6-разрядных числовых команд из радиокомплекса, из которых формирует 24-разрядные
числовые команды, содержащие уставочную информацию для научных приборов.
Прибор БЛИСИ, разработанный совместно специалистами СССР и Венгрии, предназна-
чен для сбора цифровой информации от научных приборов, формирования единого инфор-
мационного потока и передачи его в радиолинию со скоростью 65536 бод в сеансе связи,
либо для записи в телеметрическую систему каждые 20 минут со скоростью 512 изм/с (ре-
269
ГЛАВА 2
жим «Трасса 2»). Режим «Трасса 2» использовался для получения научной информации вне
сеансов связи в районе кометы Галлея. На всех остальных участках перелёта научная ин-
формация выводилась через телеметрическую систему с записью на магнитофон в режиме
«Трасса 1» с последующим воспроизведением.
Научная аппаратура пролетного аппарата, функционально представляющая три основ-
ные группы экспериментов, соответственно различается по своим конструктивным и компо-
новочным решениям:
-	датчики группы электромагнитных экспериментов (анализаторы плазменных волн вы-
сокой и низкой частот, а также магнитометры) вынесены на штангах как можно даль-
ше от корпуса КА;
-	датчики приборов, предназначенных для контактных измерений частиц и плазмы ко-
меты, в основном расположены на корпусе станции на стороне, обращенной к набе-
гающему потоку пылевых частиц кометы;
-	оптические средства наблюдения за ядром кометы (трехканальный, инфракрасный
спектрометры и телевизионная камера) установлены на автоматической стабилизиро-
ванной платформе.
Размещение научной аппаратуры пролетного аппарата показано на рис. 2.117.
В создании комплекса научной аппаратуры участвовали специалисты СССР, ФРГ, Фран-
ции, Австрии, ГДР, Венгрии, Польши, Чехословакии, Болгарии и США. Для координации ра-
бот научно-промышленной кооперации, задействованной в проекте «Венера-Галлей», создан
Международный научно-технический комитет во главе с директором ИКИ АН СССР академи-
ком Р.З. Сагдеевым. Объединенные усилия во многом предопределили успех экспедиции,
достижение при ее выполнении уникальных научных результатов.
Группу приборов для проведения электромагнитных экспериментов составляют:
•	магнитометр МИША для измерения магнитного поля по трассе перелета и в окрест-
ностях кометы (Австрия, СССР);
Рис. 2.117. Размещение научной аппаратуры на пролетном аппарате
270
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
•	спектрометр кометной плазмы ПЛАЗМАГ (СССР, Венгрия);
•	спектрометр энергичных частиц «Тюнде-М» (Венгрия, СССР);
•	измеритель нейтрального газа ИНГ (СССР, ФРГ);
•	анализатор плазменных волн высокочастотных АПВ-В (Франция, ЕКА, СССР);
•	анализатор плазменных волн низкочастотных АПВ-Н (Польша, СССР).
Группу приборов, предназначенных для контактных измерений частиц и плазмы
кометы, составляют:
•	пылеударный масс-анализатор ПУМА для изучения химического состава пылевых ча-
стиц (СССР, ФРГ, Франция);
•	СП-1 и СП-2 счётчики пылевых частиц с массой > 10'16 г (СССР);
•	ДУСМА - счётчик пылевых частиц с массой > 1,5-10‘13 г (США, СССР);
•	регистратор пылевых частиц «Фотон» (СССР).
Группу оптических средств наблюдения составляют:
•	телевизионная система (ТВС) для получения изображений ядра и комы (СССР, Вен-
грия, Франция);
•	инфракрасный спектрометр ИКС (2,5 - 12 мкм) для измерения содержания родитель-
ских молекул в коме и температуры ядра (Франция, СССР);
•	трехканальный спектрометр ТКС (0,3 - 1,7 мкм) для измерения содержания родитель-
ских и вторичных молекул, характеристик пыли (Болгария, СССР, Франция).
Как уже было сказано выше, оптические средства наблюдения за ядром кометы (прибо-
ры ТВС, ИКС и ТКС) установлены на АСП-Г (рис. 2.118).
В задачи ТВС входит не только получение и передача на НИПы монохроматических
и спектрозональных изображений кометы, но и, прежде всего, обеспечение автоматического
обнаружения и автосопровождения кометы Галлея. Получаемая с нее информация служит
для: обнаружения кометы, определения размеров и оценки альбедо ее ядра; определения
структуры и динамики центральных областей комы.
С ее помощью формируются
также сигналы управления дви-
жением поворотной платформы
АСП-Г, на которой установлена
сама ТВС и группа других опти-
ческих научных приборов для
изучения кометы. В этом случае
ТВС исполняет роль датчика в си-
стеме автоматического слежения
за кометой, а также обеспечивает
геометрическую привязку изме-
рений, проводимых другими науч-
ными приборами.
ТВС реализована как кадро-
вая двухкамерная четырехка-
нальная телевизионная система
с накоплением, использующая
в качестве приемников изобра-
жения матричные охлаждаемые
фотопреобразователи с перено-
сом заряда - ПЗС, позволяющие
получать изображение форматом
512x512 элементов.
В состав ТВС входят узко-
угольная ТВ-камера высокого
разрешения (ТВУ), широкоуголь-
ная ТВ-камера - датчик наведе-
271
ГЛАВА 2
ния (ТДН) и блок электроники (БЭ ТВС). ТВУ обеспечивает получение изображений с макси-
мальным пространственным разрешением. Единственное отличие комплекта, установленно-
го на КА «Вега-2» - использование в узкоугольной камере ТВС объектива, разработанного
в Ленинградском институте точной механики и оптики (ЛИТМО).
ТДН позволяет получать обзорные изображения. БЭ ТВС, общий для обеих камер, слу-
жит для управления камерами, обработки информации, получаемой ими, передачи информа-
ции по радиолинии на Землю, а также реализации алгоритма управления АСП-Г.
СПУСКАЕМЫЙ АППАРАТ
Существенные изменения, по сравнению с базовым, претерпел и спускаемый аппарат.
Эти изменения также подчинены прежде всего стремлению обеспечить возможность
дальнейшего (после выполнения операций у Венеры) полета космического аппарата к ко-
мете Галлея, что связано с соответствующим перераспределением масс его структурных
звеньев.
Спускаемый аппарат (СА) представляет собой автономный космический объект. Он обо-
рудован системами и устройствами, обеспечивающими отделение его от пролетного аппара-
та, спуск и мягкую посадку на поверхность планеты, проведение научных исследований на
всем протяжении спуска и после посадки, а также передачу полученной научной и служебной
информации на орбитальный аппарат для ретрансляции ее на Землю.
Конструктивно СА состоит из теплозащитной оболочки, внутрь которой помещены поса-
дочный аппарат (ПА) и аэростатный зонд (АЗ) - новый структурный элемент СА. В верхней
части ПА, как и ранее, установлен парашютный отсек с парашютами (рис. 2.119).
Теплозащитная оболочка сферической формы диаметром 2,4 м разделена на верхнюю
и нижнюю полусферы и предназначена для защиты АЗ и ПА от воздействия всех факторов
межпланетного перелета, а также от высоких температур и давлений при входе аппарата
в плотные слои атмосферы Венеры.
В основании нижней полусферы имеется цилиндрическая проставка, к которой крепится
ПА, а в средней части верхней полусферы - кольцевой шпангоут для крепления АЗ. Для обе-
парашютный
отсек
отсек
научной
аппаратуры
аэродина-
мический
стабили-
затор
грунто-
заборное
устройство
химическая
батарея
посадочное
устройство
аэростат
тепло-
защитная
оболочка
посадочный
аппарат
газовый
хромато-
граф
ультра-
фиолетовый
спектрометр
приборный
контейнер
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ:
Время автономного полета после отделения от пролетного аппарата - 2 суток
Скорость входа в атмосферу ~11 км/с
Максимальные перегрузки при входе в атмосферу ~ 210 g
Время полета в атмосфере до раскрытия теплозащитной оболочки ~ 1 мин
антенна
Рис. 2.119. Спускаемый аппарат АКК «Вега»
272
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
спечения допустимой температуры на обшивку верхней и нижней полусфер наносится тепло-
защита из сублимирующего материала.
Теплозащитный слой имеет меньшую, чем ранее, толщину. Это уменьшение, а, следова-
тельно, уменьшение его массы стало допустимым вследствие накопления эксперименталь-
ных данных, полученных при посадках предыдущих советских спускаемых аппаратов на по-
верхность Венеры.
Наиболее весомый вклад в снижение массы СА внесло изменение в конструкцию его си-
стемы терморегулирования - отказ от выносного радиатора-охладителя холодного контура.
Вместо него роль радиатора стала играть задняя (то есть находящаяся на противосолнечной
стороне) стенка сферической оболочки СА. Снятие радиатора-охладителя холодного контура
вместе с трубами-воздуховодами дало экономию - 35 кг.
Следствием переделки СОТР спускаемого аппарата стали два конструктивных измене-
ния его теплозащиты. Во-первых, в связи с отказом от радиатора-охладителя холодного кон-
тура СА исчезли трубы, соединяющие выносной радиатор и посадочный аппарат и проходя-
щие через теплозащитную оболочку. Во-вторых, на задней, противосолнечной стороне СА
в ЭВТИ сделано окошко 70x70 см, через которое происходит сброс тепла из СА. Для компен-
сации потерь тепла на большом удалении от Солнца с внутренней стороны окна-радиатора
наклеены электронагреватели.
С СА сняты также телефотометры, поскольку посадка предусмотрена на ночную сторону
планеты.
Посадочный аппарат состоит из герметичного контейнера, отсека научной аппаратуры,
антенны, аэродинамического тормозного щитка и посадочного устройства (рис. 2.120).
Для уменьшения угловых колебаний ПА при спуске на аэродинамическом тормозном
щитке установлен стабилизирующий конус - новое конструкционное решение, в отличие от
Антенна
Влагомер Оптический Индикатор Посадочное устройство
анализатор фазовых
аэрозолей переходов
облаков
предшествующих подобных
аппаратов, а для ликвидации
вращения ПА относительно
его продольной оси между
приборным контейнером и по-
садочным устройством уста-
новлены демпфирующие ло-
пасти.
Основным силовым эле-
ментом посадочного аппарата
является приборный контейнер
шаровой формы, к которому
снизу на ферме крепится по-
садочное устройство, а сверху
на конической проставке уста-
навливается приборный отсек
научной аппаратуры.
Приборный контейнер, ра-
ботающий в условиях высокой
У ПОВЕРХНОСТИ:
ТЕМПЕРАТУРА- 5000С, ДАВЛЕНИЕ - 100 кг/см2
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ:
Начало научных измерений с высоты 93 км
Время спуска до поверхности	65 мин
Скорость при посадке на поверхность 8 м/сек
Координаты места посадки:	широта ±70, долгота 1800
Режим научных измерений на поверхности циклический - цикл 7 мин
Масса посадочного аппарата	750 кг
Масса научной аппаратуры	117 кг
Рис. 2.120. Посадочный аппарат АКК «Вега»
температуры и давления, сна-
ружи и изнутри покрыт тепло-
изоляционным материалом,
обеспечивающим темпера-
турные условия, необходимые
для работы аппаратуры.
Отсек научной аппарату-
ры цилиндрической формы
с двумя эллиптическими до-
нышками рассчитан на рабо-
273
ГЛАВА 2
ту в верхних слоях атмосферы при температуре и давлении, значительно меньших, чем на
поверхности, имеет наружную и внутреннюю теплоизоляцию. После окончания работы аппа-
ратуры отсек разгерметизируется клапаном, установленным на верхнем донышке. В отсеке
размещена аппаратура для научных измерений, а также аппаратура для служебных изме-
рений и контроля за микроклиматом. Снаружи отсека научной аппаратуры на термостойких
профилях установлена антенна для связи с пролетным аппаратом и передачи полученной
служебной и научной информации.
Аэродинамический тормозной щиток крепится к верхней части приборного контейнера.
Он обеспечивает быстрое прохождение основной толщи атмосферы после отстрела парашю-
тов, ориентацию посадочного аппарата относительно поверхности при спуске на последнем
участке и необходимую посадочную скорость.
Посадочное устройство - это тонкостенная оболочка тороидальной формы, прикреплен-
ная фермой к прочному корпусу приборного контейнера. В момент посадки оболочка пласти-
чески деформируется, поглощая тем самым энергию удара. Посадочное устройство обеспе-
чивает также ориентированное положение посадочного аппарата после посадки.
Работа СА после того, как он становится автономным объектом, обеспечивается по опре-
деленной программе, с помощью его служебных бортовых систем.
Отделение СА от пролетного аппарата, отстрел крышки парашютного отсека, полусфер
и парашютов, резка кабельной сети осуществляются с помощью системы разделения, со-
стоящей из линейных детонационных зарядов, электродетонаторов, пироножей и кумулятив-
ных зарядов.
Необходимая последовательность работы систем СА по командам обеспечивается си-
стемой электроавтоматики, блоком подрыва пиротехники и автоматикой управления пара-
шютной системы.
Необходимый микроклимат в приборном контейнере и отсеке научной аппаратуры под-
держивается системой терморегулирования, которой коснулись только вышеназванные из-
менения.
Источником электроэнергии для бортовых систем и аппаратуры служит расположенная
в приборном контейнере химическая батарея, которая заряжается солнечными батареями
пролетного аппарата за несколько суток до отделения спускаемого аппарата.
На посадочном аппарате установлены следующие научные приборы:
•	метеокомплекс для измерения давления и температуры венерианской атмосферы
(СССР, Франция);
•	прибор ВМ-4 для измерения содержания влаги в атмосфере (СССР);
•	аппаратура «Сигма-3» для определения химического состава атмосферы во время
спуска методом газовой хроматографии (СССР);
•	индикатор фазовых переходов ИФП для изучения элементного состава аэрозоля об-
лаков Венеры (СССР);
•	оптический анализатор аэрозольной среды ИСАВ-А для исследования спектра погло-
щения газов в атмосфере Венеры (СССР);
•	ультрафиолетовый спектрометр ИСАВ-С для определения содержания SO2 и S8 в ат-
мосфере Венеры (Франция, СССР);
•	лазерный счетчик аэрозолей ЛСА для измерения концентрации и спектра размеров
частиц (СССР);
•	масс-спектрометр «Малахит» (МС 1С1) для определения химической и изотопной со-
ставляющей газовой и конденсированной фазы облачного слоя (СССР, Франция);
•	рентгено-флуоресцентный спектрометр БДРП-АМ25 для определения содержания по-
родообразующих элементов, слагающих поверхность планеты, и элементного состава
грунта (СССР);
•	гамма-спектрометр ГС-15СЦВ для определения содержания естественных радиоак-
тивных элементов (СССР).
Общая масса комплекса научной аппаратуры посадочного аппарата составила 117 кг,
а масса посадочного аппарата на поверхности Венеры - 740 кг.
274
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Аэростатный зонд
Основными принципами создания АЗ являлись: максимальная автономность его как си-
стемы СА и минимальные доработки конструкции и схемы спуска базового СА.
Аэростатный зонд состоит из двух основных систем: системы ввода и аэростата. Си-
стема ввода обеспечивает крепление элементов зонда к СА при перелете и входе в атмос-
феру, торможение и необходимую скорость спуска при извлечении и наполнении оболочки,
хранение и подачу в оболочку подъемного газа, разделение и сброс систем и элементов
конструкции в соответствии со схемой ввода зонда. Аэростат обеспечивает плавание зонда,
проведение научных измерений в атмосфере и передачу телеметрической информации на
Землю.
В состав системы ввода входят аэростатная парашютная система, системы наполнения,
автоматики, разделения, установки.
Аэростатная парашютная система состоит из блока стабилизирующего парашюта и па-
рашюта ввода аэростата (ПВА). Стабилизирующий парашют предназначен для стабилизации
АЗ при его сбросе, отделения АЗ от верхней полусферы аппарата и обеспечения условий
ввода ПВА. Основной парашют площадью 35 м2 предназначен для обеспечения режимов
снижения АЗ, допустимых для развертывания и наполнения аэростатной оболочки.
Система наполнения аэростатного зонда предназначена для хранения запасов газоо-
бразного гелия и подачи его в оболочку аэростата. Она состоит из блока шаробаллонов,
объединенных коллектором, на котором установлены пироклапан подачи газа в оболочку,
дросселирующее устройство, пиротехнический резак разделения трубопровода и запорный
клапан оболочки аэростата. Для телеметрического контроля параметров газа в шар-баллонах
установлены датчики давления и температуры.
Система электроавтоматики предназначена для обеспечения ввода аэростата в соответ-
ствии с циклограммой АЗ. В ее состав входят программно-временное устройство и порого-
вое устройство датчиков.
Источники питания АЗ предназначены для питания аппаратуры АЗ постоянным током
и подразделяются на источник питания пиросредств системы ввода аэростата, источник пи-
тания ПВУ АЗ, источник питания системы сброса балласта и источник питания гондолы.
Системы разделения обеспечивают отделение зонда, разделение корпусов контейнеров
парашютной и аэростатной систем и сброс балласта. В их составе: клапан разгерметиза-
ции парашютного контейнера и отделения его крышки, разрывные детонационные замки,
пиронож-приставка, узел сброса балласта, система отделения АЗ от верхней полусферы, си-
стема отделения крышки тора АЗ, узел отделения полюса оболочки, пирочека ввода ПВА,
пиронож резки бортовой кабельной сети, пускоотсечной клапан. В системах разделения
впервые применено эластичное взрывчатое вещество.
Система установки АЗ на аппарат включает в себя силовой конус, являющийся несущим
элементом конструкции АЗ, закрепленный на верхней полусфере с помощью пироболтов.
В нижней части силового конуса расположен торовый контейнер, внутри которого размеща-
ются оболочка аэростатной системы с полюсами, подвеска и гондола. На поверхности торо-
вого контейнера, обращенной к корпусу тормозной парашютной системы посадочного ап-
парата, установлены салазки, выполняющие функции упоров для обеспечения безударного
схода зонда при уводе верхней полусферы. В верхней части силового конуса установлены
блок шаробаллонов и контейнер аэростатной парашютной системы.
Аэростат как система состоит, в свою очередь, из двух систем: аэростатной, включаю-
щей в себя оболочку аэростата с полюсами и подвеску, и гондолы, состоящей из метеоком-
плекса, радиосистемы и блока питания, установленных на несущей конструкции
Оболочка аэростата диаметром 3,4 м, закрытая, герметичная, имеющая квазисфериче-
скую равнонапряженную форму, обеспечивает плавание гондолы с научными приборами и
предназначена для хранения подъемного газа (гелия) в течение заданного времени, а также
для передачи создаваемой газом подъемной силы на гондолу. Она включает в себя мягкую
оболочку, собранную из полотнищ, и два жестких полюса, нижний и верхний, предназначен-
ные для герметичной заделки концов полотнищ и обеспечения механической связи оболочки
275
ГЛАВА 2
емкость 10 А/ч
масса 1,5 кг
Блок метеокомплекса
Антенно-фидерное устройство
масса	- 0,5 кг
диаграмма направленности - 160“
максимальный коэффициент
усиления КУя11	~ 1
научной аппаратуры
1.	Датчик температуры
диапазон: от 0"С до +70"С
2.	Датчик вертикальной составляющей
скорости ветра
диапазон ±2,0 м/с, точность 0,1 м/с
масса датчика 0,1 кг
3.	Датчик давления
диапазон от 0,2 до 1,5 БАР
точность 0,1 %
4.	Датчик плотности облачного слоя
5.	Датчик освещенности и световых вспыше!
Блок радиосистемы
длина волны передатчика	~18 см
мощность излучаемого сигнала ~ 5Вт
масса	2,9 кг
назначение:
сбор н обработка информации с датчиков Н
масса 1,3 кг
Блок источников питания
Рис. 2.121. Гондола аэростатного зонда
с гондолой и ПВА. В качестве основного конструкционного материала для аэростатной обо-
лочки выбрана фторлоновая лакоткань с нанесенными на нее слоями лака.
Гондола (рис. 2.121) с приборами метеокомплекса и радиокомплекса предназначена для
измерения температуры, давления атмосферы, вертикальной компоненты относительной
скорости ветра, плотности облачного слоя освещенности и обнаружения световых вспышек
и передачи научных измерений на Землю. Гондола АЗ представляет собой трехзвенник, со-
стоящий из:
•	антеннофидерного устройства конической формы;
•	блока радиосистемы и метеокомплекса, размещенных в металлических контейнерах
в форме параллелепипеда, жестко скрепленных между собой (к нижней части кон-
тейнера блока радиосистемы шарнирно прикреплена штанга, на которой установлены
датчики научной аппаратуры);
•	источника питания, размещенного также в металлическом контейнере, в нижней ча-
сти которого имеются два узла для крепления блока сброса балласта.
Все три звена гондолы гибко соединены между собой при помощи капроновых лент. Гон-
дола АЗ крепится к нижнему полюсу аэростата при помощи капронового фала длиной 12 м.
276
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Для аэростатного зонда разработан высоконадёжный малогабаритный передатчик, рабо-
тающий в диапазоне 18 см (система VLBI), с мощностью 4,5 Вт.
Скорость передачи информации с АЗ на Землю 1 и 4 бит/с. Для питания всей аппарату-
ры, установленной в гондоле, служит батарея емкостью 10 ампер-часов.
В состав метеокомплекса входит:
Датчик температуры - термометр сопротивления, изготовленный из никелевой фольги,
наклеенной на тонкую полиамидную подложку. Размеры чувствительного элемента 0,7х0,7
см. Сопротивление ~ 50 Ом. Два датчика устанавливаются на штанге на расстоянии ~40 см
от корпуса гондолы и на 12 м ниже оболочки АЗ.
Датчик давления - кварцевый резонатор, собственная частота колебаний которого зави-
сит от механических напряжений, обусловленных внешним давлением.
Датчик вертикальной компоненты скорости ветра. Механический пропеллерный анемо-
метр с двумя оптронными парами и модулятором света для измерения частоты и направле-
ния вращения; лопасти анемометра разворачиваются после раскрытия штанги.
Датчик плотности облачного слоя (дальности видимости) - нефелометр обратного рассе-
яния, в котором излучаются импульсы света на волне X = 0,9 мкм и регистрируется обратное
рассеяние на аэрозолях из объема воздуха, расположенного на расстоянии ~1 м в стороне от
датчика.
Дополнительные датчики: температуры нефелометра и наличия световых вспышек.
Все датчики, кроме дополнительных, опрашиваются практически в одно и то же время,
периодически с интервалом через 75 с, информация от них записывается в память. В режи-
ме ТМ передается на Землю тот объем информации, который был собран за предыдущие
30 мин.
Общая масса гондолы - 7,1 кг; масса всего аэростата в дрейфе - 21 кг.
УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ
В ходе реализации проекта «Венера-Галлей» задействованы практически все средства
наземного комплекса управления (НКУ) дальними космическими аппаратами: комплекс
«Плутон» с антеннами АДУ-1000 на НИП-16 (Евпатория), комплекс «Сатурн-МСД» с антенна-
ми П200 и П400 на НИП-15 (Уссурийск) и комплекс «Сатурн-МС» с антеннами П200 и П200П
на НИП-14 (Щёлково).
Для приема радиосигнала с АЗ проведена соответствующая модернизация существую-
щих средств НКУ. Так как дрейф АЗ в атмосфере Венеры рассчитан на ~2 суток, обеспечить
ретрансляцию сигнала с АЗ через пролётный аппарат (ПрА) не представляется возможным.
Поэтому приём сигналов АЗ на Земле должен осуществляться наземными средствами на-
прямую, для чего должны использоваться антенны с высокой эффективностью.
В дополнение к антенне П2500, имевшейся в Евпатории, такая же семидесятиметровая
антенна построена в Уссурийске, и на её базе введён комплекс «Квант-Д» I этапа, имеющий
в своём составе запросную радиолинию дециметрового диапазона (39 см) и ответные радио-
линии в двух диапазонах - дециметровом (32 см) и сантиметровом (5 см).
Сантиметровый канал используется при радиопросвечивании кометной плазмы кометы
Галлея.
К моменту старта КА «Вега-1, -2» в стадии завершения было оснащение аппарату-
рой нового Центра дальней космической связи с антенной П2500 на площадке №3 НИП-16
под Евпаторией. На первом этапе полета, вплоть до пролёта Венеры, предусмотрено про-
ведение работ по отладке аппаратуры наземного радиотехнического комплекса «Квант-Д»,
аппаратно-программного комплекса и наземного программного обеспечения ЦУП ЦДКС.
Основу аппаратно-программного комплекса ЦУП ЦДКС составляли пять ЭВМ серии АСВТ
М-6000 с программно-алгоритмическим обеспечением (ПАО), разработанным в НИИ прибо-
ростроения. Дополнительно в ЦУП ЦДКС установлены две ЭВМ ЕС-1035. ПАО для них раз-
работано в НПО им. С.А. Лавочкина. Эти машины обеспечивали обработку ТМ-информации
наряду с М-6000, но основное их назначение - обработка и оперативное отображение теле-
визионных изображений и навигационной информации.
С осени 1985 года управление ведется из нового здания ЦУП ЦДКС.
277
ГЛАВА 2
В прежнем Центре на 1-й площадке оставлена только группа ручной обработки. Для под-
страховки ЦУП ЦДКС в обработке поступающей телеметрической информации задействова-
ны средства М-222-СТИ-90М, также расположенные на 1-й площадке.
На наиболее ответственных участках полёта к управлению подключается московская
группа анализа, размещающаяся в ЦУП ЦНИИмаш (подмосковный г. Калининград, ныне -
г. Королев). К работе в ней привлекались специалисты по бортовым системам космического
аппарата, включая представителей смежных организаций.
В 1985 году введена в строй антенна П2500 на НИП-15 в г. Уссурийск. В момент пролёта
Венеры она функционирует только на прием сигнала с аэростатных зондов. К 1986 году на
НИП-15 введены в строй средства НРТК «Квант-Д», что позволило выдавать команды и при-
нимать телеметрическую и научную информацию в момент пролета КА «Вега-1, -2» вблизи
кометы Галлея.
В дополнение к штатным пунктам командно-измерительного комплекса, предназначен-
ным для работы по дальнему космосу (Евпатория и Уссурийск), для приема научной инфор-
мации задействовалась антенна ТНА-1500 с диаметром зеркала 64 метра, принадлежащая
ОКБ МЭИ и расположенная в Медвежьих Озёрах. Близкое расположение к Москве позволяло
практически в реальном времени передавать научную информацию в Институт космических
исследований, где она оперативно обрабатывалась.
Для обеспечения приема научной информации от аэростатного зонда созданы две сети
радиотелескопов: советская, координируемая ИКИ АН СССР, и международная, координи-
руемая CNES (Франция) (рис. 2.122).
Советская сеть включает радиотелескопы в Евпатории (070м), Уссурийске (070 м),
Медвежьих Озерах (064 м), Пущино (022 м), Симеизе (022 м) и Улан-Удэ (025 м).
Международная сеть включает радиотелескопы в Голдстоуне (США, 064 м), Канберре (Ав-
стралия, 064 м), Мадриде (Испания, 064 м) - созданные на основе станций NASA/JPUDSN,
а так же в Гринбэнке (США, 043 м), Аресибо (Пуэрто-Рико, 030 м), Форт-Дэвисе (США, 026 м),
Пентиктоне (Канада, 026 м), Атибайе (Бразилия, 014 м), Эффельсберге (ФРГ, 0100 м),
Онсале (Швеция, 026 м), Хартбестеке (ЮАР, 026 м) и Парксе (Австралия, 064 м).
Рис. 2.122. Географическое положение радиотелескопов, образующих советскую
и международную сети приема научной информации от аэростатных зондов
при их работе в атмосфере Венеры
278
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Все участвующие в эксперименте радиотелескопы были оснащены облучателями
и приёмными устройствами в диапазоне 18 см и аппаратурой регистрации сигналов РСДБ
(МАРК 2).
Прием и регистрация сигналов АЗ осуществляется независимо советской и междуна-
родной сетями. После этого происходит обмен данными на различных уровнях обработки для
получения глобальной сети, включающей базы, образованные советскими и международны-
ми станциями. Совместные базы необходимы для повышения точности измерений координат
и скорости и обеспечения круглосуточных измерений.
Измерение координат и скорости аэростатного зонда в течение всего времени полета
проводится следующим образом:
-	методом дифференциальной радиоинтерферометрии с большой базой при помощи
наземной сети радиотелескопов определяются две компоненты скорости АЗ и две ко-
ординаты в плоскости, перпендикулярной линии визирования (скорости и координаты
измеряются относительно опорного источника сигналов пролетного аппарата);
-	по доплеровскому смещению частоты сигнала измеряется радиальная компонента
скорости АЗ относительно наземной приемной антенны;
-	при помощи датчиков на борту АЗ измеряется высота плавания АЗ и вертикальная
компонента скорости ветра.
Перечисленные выше измеряемые параметры с учетом элементов орбиты пролетного
аппарата, определяемых штатными средствами траекторных измерений, позволяют найти
следующие характеристики вдоль трассы полета АЗ:
-	координаты (широта, долгота и высота плавания) и скорость АЗ (зональная, меридио-
нальная и вертикальная компоненты);
-	вертикальную компоненту скорости ветра;
-	среднее значение и пульсации температуры окружающей среды;
-	давление окружающей среды;
-	вариации плотности облаков;
-	корреляцию пульсаций вертикальной и горизонтальной компоненты скорости ветра
(турбулентный коэффициент трения);
-	корреляцию пульсаций температуры и вертикальной компоненты скорости (турбулент-
ный коэффициент теплопроводности):
-	корреляцию пульсаций метеопараметров и плотности облаков;
-	скорость диссипации турбулентной энергии;
-	турбулентный коэффициент диффузии;
-	локальное значение вертикального градиента температуры.
Зоны видимости аэростатного зонда с наземных радиотелескопов
279
ГЛАВА 2
Кроме того, с борта АЗ измеряется средняя освещенность и регистрируются световые
вспышки.
Международная сеть решает две задачи:
Для пролетного космического аппарата - определить положение и скорость аппарата
с помощью дифференциальных интерферометрических измерений относительно квазаров
станции DSN/JPL.
Для аэростатного зонда - определить поперечные компоненты положения и скорость
зонда по отношению к пролетному аппарату.
Обработка всех VLBI-данных, поступающих с советской сети станций, производится в
Москве, а обработка данных международной сети станций осуществляется коррелятором
NASA/JP L/C ALTEC Н.
Радиальные компоненты скорости определяются по доплеровским измерениям. Одновре-
менно, по прямым телеметрическим измерениям, определяется высота полета АЗ и скорость
изменения высоты. Телеметрические сигна-
лы принимаются и записываются на станци-
ях DSN и станции в Евпатории. Производится
обмен записями и магнитными лентами после
демодуляции и декодирования. Эти данные
затем декоммутируются, калибруются и обра-
батываются в центрах обработки в Москве и
в Тулузе.
Интерпретация данных осуществляет-
ся Международной научной группой (СССР,
США, Франция).
Появление новых, по сравнению с предыду-
щими экспедициями к Венере, задач потребо-
вало внесения изменений в логику функциони-
рования бортовых систем КА, а, следователь-
но, в содержание и логику построения сеансов
управления космическими аппаратами.
В частности, коррекции траектории про-
водятся как в типовом сеансе №4 (на трассе
перелета Земля - Венера), так и в типовом
сеансе №6Р-2 (на трассе перелета Венера -
комета Галлея). Использование типового се-
анса №6Р-2, ранее применявшегося только
для увода на пролетную траекторию после
сброса спускаемого аппарата, вызвано необ-
ходимостью проведения коррекции с другими,
нежели в типовом сеансе №4, настройками
автомата стабилизации, вызванными суще-
ственным изменением моментов инерции КА
после сброса СА. *
Для приёма информации, поступающей
со спускаемого аппарата, потребовался раз-
ворот пролетного аппарата с использованием
не оптических датчиков, а трехстепенной ги-
ростабилизированной платформы, входящей
в систему автономного управления. По этой
причине вновь введен типовой сеанс №7П,
ранее разработанный к полету КА серии 4В1,
Испытания аэростатного зонда
в цехе предприятия
позволяющий совершать программные раз-
вороты на гироплатформе.
280
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Еще два типовых сеанса появи-
лись для работы на участке сближе-
ния КА с кометой Галлея. Первый из
них - типовой сеанс №11, или так
называемый «пролётный» сеанс. Он
предназначен для организации ра-
боты бортовых систем и комплек-
са научной аппаратуры при пролёте
КА сквозь кому кометы в непосред-
ственной близости от ее ядра. Его
отличительная особенность - пере-
ход на стабилизацию по сигналам от
гиростабилизированной платформы
во избежание сбоя ориентации на
астроприборах. Передача научной
информации в сеансе обеспечивает-
ся в режиме НП со скоростями 128
бод по дециметровому и 65536 бод
по сантиметровому каналам радио-
связи. Для организации сеанса устав-
ки предварительно закладываются в
БЦВМ САУ, а для организации рабо-
ты комплекса научной аппаратуры - в
ТВС, а также в процессоры приборов
ПЛАМАГ-1, ПУМА и ИНГ.
Второй типовой сеанс №14 разработан для проведения исследований кометы за 1-2 су-
ток до встречи с ней или через 1-2 суток после встречи, когда влияние пылевого облака,
окружающего комету (кома), на астроприборы системы ориентации практически не ощуща-
ется, и нет необходимости стабилизироваться на гироплатформе. Сеанс №14 отличается от
сеанса №11 именно невключением системы автономного управления.
Демонстрационный макет спускаемого аппарата
КА «Вега»
РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА
Решение об использовании для реализации проекта «Венера-Галлей» в качестве базо-
вого КА серии 4В1М создало серьезную проблему в части размещения на уже хорошо сба-
лансированном и не допускающем превышений в весовом отношении космическом аппарате
дополнительного, достаточно массивного, комплекса научной аппаратуры, предназначенного
для исследования кометы Галлея, а также необходимых запасов энергетических ресурсов
и защитных средств, обеспечивающих достижение намеченной цели. Кроме того, аэростат-
ный зонд и аппаратура для его запуска также требовали выделения определенных весовых
резервов для их установки на борт.
Для ликвидации возникшего дефицита массы в НПО им. С.А. Лавочкина проведен кон-
курс, целью которого явились поиск и внедрение технических решений, способных снизить
массу как отдельных подсистем и агрегатов, так и аппарата в целом. Не лишены внимания
и вопросы баллистики на начальном этапе экспедиции, позволяющие сэкономить на запасах
пускового топлива.
Целый комплекс мероприятий по снижению веса реализован на пролетном аппарате.
Борьба шла за каждый грамм веса. Пролётный аппарат был фактически заново переком-
понован. Наибольший эффект дала переустановка шаробаллонов с азотом, позволившая
в значительной степени избавиться от центровочных грузов. За счет новаторских решений
почти в каждой системе удалось найти ранее неиспользованные резервы.
‘Типовые сеансы №6Р использовались и для коррекции траектории КА «Венера-11, -12, -13», но в ре-
жиме факультатива.
281
ГЛАВА 2
В результате проведенных мероприятий относительно СА даже после размещения
в нем аэростатного зонда массой ~ 110 кг масса СА выросла всего лишь на ~ 22 кг (1666 кг
у «Веги-1» против 1643,7 кг у «Венеры-13»).
Такая же борьба за уменьшение веса развернулась при разработке новых систем
и агрегатов, обеспечивающих программу исследования кометы Галлея. Особенно показа-
тельна ситуация, связанная с АСП-Г, в создании которой на конкурентной основе участво-
вали НПО «Ротор» и кооперация чешских предприятий с привлечением советских специали-
стов.
Сделанный выбор из двух стабилизированных платформ в пользу более легкой - чеш-
ской - диктовался не только соображениями экономии веса. На решение повлияли также
жесткостные и прочностные характеристики конструкции этой АСП-Г, возможность работы
с аналоговым датчиком наведения.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ВЕГА-1» (5ВК №901)
Общая масса КА «Вега-1» составила 4923,5 кг. Масса спускаемого аппарата - 1701,9 кг,
а масса посадочного аппарата на поверхности Венеры - 716,25 кг. Корректирующая двига-
тельная установка заправлена 755,4 кг топлива, из них 266,34 кг горючего и 489,05 кг окис-
лителя.
Масса аэростатной системы вместе с аэростатной парашютной системой и системой не-
выполнение операций по установке внутрь
теплозащитной оболочки СА посадочного аппарата.
Сборочный цех предприятия
полнения составила 122,75 кг, а после
отделения от парашютной системы -
110,45 кг.
Старт ракеты-носителя «Протон-К»
с КА «Вега-1» (5ВК №901) произведен
с левого пускового устройства площад-
ки №200 космодрома Байконур 15 де-
кабря 1984 года в 12 часов 16 минут
23,8 секунды МДВ. Старт к Венере
осуществлен с промежуточной около-
земной орбиты высотой 180 на 157 км.
Масса головного блока на опорной ор-
бите - 20630 кг.
Импульс второго включения двига-
теля блока ДМ (№11 Л), обеспечивший
выведение КА «Вега-1» на межпланет-
ную траекторию, составил 3885,0 м/с.
В 13 часов 33 минуты 37,5 секунды
произошло отделение КА от разгонно-
го блока.
После раскрытия элементов кон-
струкции КА перешёл в режим по-
стоянной солнечной ориентации. Все
бортовые системы функционировали
штатно. Единственное отклонение -
по телеметрии не было зафиксирова-
но раскрытия правой штанги прибора
АПВ-В, однако через 3 дня всё пришло
в норму.
17 декабря 1984 года, через 2 су-
ток после старта, КА переведен в ре-
жим трехосной ориентации (ПСЗО). На
следующий день заложены временная
уставка на включение сеанса коррек-
ции и уставки в БЦВМ САУ.
282
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
20 декабря 1984 года проведена первая коррекция траектории. Импульс коррекции -
6,46 м/с, при этом двигатель проработал на малой тяге 4,4 секунды, а расход топлива соста-
вил 14,78 кг.
В ходе перелёта выявилось некоторое отклонение от штатной ситуации: по мере при-
ближения к Солнцу стала расти температура пирочеки механизма открытия крышки ТВС.
Согласно расчётам, при сохранении режима ПСЗО она должна была превысить предельную
для запала пирочеки температуру 50°С, что грозило возможным её несрабатыванием спу-
стя несколько месяцев полёта. Была разработана методика, согласно которой КА большую
часть перелета находился в режиме «ложного» ПСЗО, при этом Солнце должно было осве-
щать аппарат под углом 70-90 градусов к оси - Y. Только на время сеанса с воспроизве-
дением бортовых магнитофонов строилась «истинная» трехосная ориентация с наведением
остронаправленной антенны на Землю. Полёт в режиме «ложного» ПСЗО резко сужал воз-
можности по включению передатчика РСИ.
На трассе перелета проводились научные исследования, включающие в себя изучение
межпланетных магнитных полей, солнечных и космических лучей, рентгеновского излучения
в космосе, распределение компонент нейтрального газа, а также регистрацию пылевых ча-
стиц. Кроме того, начиная с февраля 1985 года, проводились сеансы с включением передат-
чиков диапазона 18 см с целью калибровки и отладки взаимодействия по программе пред-
стоящей работы с аэростатными зондами.
По мере приближения КА к Венере начались операции по подготовке бортовых систем
и самого КА к встрече с планетой. При этом для проверки режимов ретрансляции прихо-
дилось на время сеанса переходить в истинное ПСЗО, а после окончания сеанса - опять
в «ложное». В ходе проверок зафиксирован отказ одного из двух магнитофонов ЭА-079,
предназначенных для записи информации со спускаемых аппаратов.
Также стали чаще проводиться включения передатчика РСИ диапазона 18 см с целью
калибровки наземных радиотелескопов уточнения траектории КА.
27 мая 1985 года, за 2 недели до подлёта к Венере, включен заряд химической батареи
СА (выключен 30 мая по команде с Земли). Одновременно отключены нагреватели, располо-
женные на теплозащитной оболочке СА, что способствовало захолаживанию СА перед по-
садкой. Начались также операции по захолаживанию приборного отсека КА в преддверие
напряжённого пролетного сеанса.
1 июня проведен глубокий раз-
ряд аккумуляторной батареи с цё-
лью ее циклирования перед про-
лётным сеансом. В том же сеансе
заложены уставки в БЦВМ САУ
и временная уставка на включение
сеанса коррекции.
3 июня 1985 года проведена вто-
рая коррекция траектории. Во время
коррекции двигатель в течение 6 се-
кунд работы на малой тяге сообщил
КА импульс скорости 9,7 м/с. При
этом израсходовано 20,4 кг топли-
ва.
На следующие сутки восстанов-
лен режим «ложного» ПСЗО, прове-
дена проверка метрового радиоком-
плекса и включен передатчик РСИ.
7 июня 1985 года заложены
уставки в БЦВМ, причем сразу на
два сеанса: сеанс отделения СА
и увода и пролетный сеанс.
Руководители проекта «Вега»
В.М. Ковтуненко и Р.З. Сагдеев дают интервью
для телевизионной программы «Время»
283
ГЛАВА 2
9 июня 1985 года, за 2 суток до подлёта к Венере, по концу отработки временной устав-
ки включен сеанс увода. В нём последовательно выполнены: резка кабелей, соединяющих
спускаемый и пролётный аппараты; отделение СА; программные развороты КА для выстав-
ки оси двигателя в заданном направлении и включение двигателя для увода КА на пролёт-
ную траекторию. Импульс увода составил 227,2 м/с, время работы двигателя - 52,7 секунды,
а расход топлива - 283,5 кг. По окончании работы двигателя аппарат развернулся в исходное
пространственное положение, после чего перешёл в режим постоянной солнечной ориента-
ции. Эта коррекция увода являлась неотъемлемой частью гравитационного маневра, необхо-
димого для последующего полета к комете Галлея.
11 июня 1985 года, спустя 178 суток после старта, спускаемый аппарат КА «Вега-1» во-
шёл в атмосферу Венеры, на ночной стороне планеты, под углом -17,5 градусов со скоро-
стью 10,75 км/с.
В это время пролётный аппарат облетал Венеру, при этом минимальное расстояние от
поверхности планеты составило 39 тысяч км. Он принимал информацию со спускаемого ап-
парата, передаваемую двумя потоками в метровом диапазоне со скоростью каждого потока
3072 бит/с, и ретранслировал её на Землю в сантиметровом и дециметровом диапазонах.
Принимаемая информация одновременно записывалась на бортовой магнитофон. Чтобы
обеспечить прием информации с СА и ретрансляцию её на Землю, аппарат фактически по-
ставлен «с ног на голову»: суммарный угол разворота по вращению составил 156 градусов,
а по тангажу - 162,5 градуса. При этом панели солнечной батареи отвернуты от Солнца, и се-
анс проведен за счет энергозапасов аккумуляторной батареи. Сам пролётный сеанс включён
по временной уставке.
На спускаемом аппарате после аэродинамического торможения и снижения перегрузки
до значения < 2 единиц на высоте ~ 65 км при скорости 0,28 км/с начался последователь-
ный ввод парашютной системы. После увода парашютом верхней полусферы теплозащитной
оболочки с аэростатным зондом и сбросом нижней полусферы включился передатчик радио-
комплекса СА, и началась передача телеметрической и научной информации. Через 10 ми-
нут после входа в атмосферу на высоте 46 км произошел сброс тормозного парашюта, после
чего спуск проходил уже на аэродинамическом тормозном щитке.
Уже во время спуска на тормозном щитке на высоте около 17 км от поверхности планеты
зафиксировано срабатывание сигнализатора посадки, представляющего собой ударный дат-
чик перегрузки с настройкой 6±1,5 единицы. Причиной его преждевременного срабатывания
мог послужить внезапный вихревой поток скоростью более 30 м/с. Так как область высот
от 10 до 20 км характеризуется максимальным градиентом горизонтального компонента ве-
тра по высоте, это должно сопровождаться и значительной турбулентностью вертикального
компонента ветра.
По срабатыванию сигнализатора посадки запустилась циклограмма работы приборов на
поверхности планеты, включая работу грунтозаборного устройства.
Весь спуск от момента входа в атмосферу до касания поверхности продолжался 63 ми-
нуты 5 секунд. Аппарат совершил мягкую посадку в низменную область Равнины Русалки
в точке с планетоцентрическими координатами 7°11' с. ш. и 177° 48' д. Температура и давле-
ние атмосферы в месте посадки достигало 467°С и 97 кг/см2.
Из-за преждевременного срабатывания ГЗУ не удалось провести забор и анализ грунта.
Все остальные научные приборы сработали штатно.
По причине энергонапряжённости пролётного сеанса прием информации со спускаемого
аппарата прекращён через 20 минут после посадки.
Весь процесс отделения и развертывания аэростатного зонда прошёл штатно. После от-
деления балласта АЗ всплыл на высоту дрейфа 53-54 км, близкую к ожидаемой.
После выхода на высоту дрейфа начались регулярные измерения метеорологических па-
раметров, включился радиопередатчик, международная и отечественная сети радиотелеско-
пов начали прием сигнала с АЗ.
Информация воспринималась в течение 46 часов. За это время АЗ, совершая свободный
дрейф, преодолел вдоль экватора расстояние 11500 км со средней скоростью 69 м/с, из-
284
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
меряя вдоль трассы полета температуру, давление, вертикальные порывы ветра, дальность
видимости в облаках, среднюю освещенность и следя за наличием световых вспышек. Полет
зонда начинался из района середины ночи, а закончил он свою работу на дневной стороне.
К концу работы средняя высота полета аэростатов из-за диффузии гелия из оболочек снизи-
лась приблизительно на 500 метров.
Прямая радиосвязь Земля - АЗ продолжалась до выработки ресурса бортовых источ-
ников питания. За это время проведено по 69 сеансов связи, из них 46 - телеметрических,
23 - траекторных.
Для определения координат и скорости АЗ методом дифференциальной интерфероме-
трии с большой базой на пролетном аппарате все это время работал передатчик РСИ, из-
лучающий в том же диапазоне (18 см), что и передатчик аэростатного зонда. Замеренная
таким образом средняя скорость зонального ветра на высоте дрейфа составила 69 м/с.
В ходе пролёта научные приборы на самом ПрА были выключены, и научные измерения
околопланетного пространства не проводились.
По завершении пертурбационного маневра, выразившегося в частичном облете Вене-
ры, КА «Вега-1» был направлен к комете Галлея. Для попадания на требуемую траекторию
одного лишь этого маневра оказалось недостаточно, поэтому 25 июня 1985 года проведена
первая из намечаемых на этом этапе полета коррекция с импульсом 158,64 м/с.
Только после этого на пролётном аппарате вновь включены научные приборы и разре-
шен их опрос в режиме «Трасса-1».
Предстоящий путь был гораздо длиннее пройденного: время перелета от Венеры до ко-
меты Галлея составило 268 суток.
В ходе перелёта продолжали выполняться рекомендации по поддержанию температурно-
го режима пирочеки механизма открытия крышки ТВС, для чего большую часть времени ПрА
находился в режиме «ложного» ПСЗО с отклонением оси солнечного прибора от программ-
ного значения на 7-12 градусов. Только с 26 ноября 1985 года стало возможным перейти
в истинное» ПСЗО.
К середине декабря 1985 года, когда согласно принятой стратегии проведения этапа про-
летного сближения предполагалась очередная коррекция траектории, за счет наблюдений,
осуществляемых с Земли, за-
метно возросла точность ин-
формации об орбите кометы и
оказалось, что текущие значе-
ния параметров движения КА
близки к заданным, определя-
ющим условия их встречи.
Величины характеристиче-
ских скоростей для исправле-
ния отклонений не превышали
3 м/с, поэтому проведение кор-
рекции было признано нецеле-
сообразным. Запасы топлива
на борту позволяли обеспечить
наведение на комету с требуе-
мой точностью во время пред-
стоящей заключительной кор-
рекции.
По мере приближения к
цели все более уточнялось
взаимное положение аппарата
и кометы. На конец 1985 года
ошибка в определении эфеме-
рид кометы Галлея составляла
Завершающий этап подготовки КА «Вега-1»
к космическому полету
285
ГЛАВА 2
±2000 км. Поэтому в качестве прицельной точки в картинной плоскости заключительной кор-
рекции была выбрана точка, отстоящая от кометы на расстояние 8500 км, то есть пролёт
кометы Галлея мог пройти на удалении от 6500 до 10500 км от её ядра.
Таким образом, к моменту проведения последней коррекции сложилась следующая си-
туация:
во-первых, отмена коррекции, запланированной на декабрь 1985 года, позволила повы-
сить точность прогнозирования параметров движения аппарата для расчета последней кор-
рекции;
во-вторых, оценка фактических ошибок определения параметров орбиты кометы, полу-
ченных в середине февраля, оказалась существенно лучше априорной;
в-третьих, на основании данных, полученных от КА ICEE (США) при его пролете вблизи
кометы Джакобини-Циннера, изменилась пылевая модель, разработанная для кометы Гал-
лея.
Все это позволяло уменьшить допустимое пролетное расстояние от ядра кометы до КА
«Вега» с 10 тыс. км до 6 тыс. км.
10 февраля 1986 года проведена коррекция траектории для обеспечения заданных усло-
вий пролета относительно кометы и времени включения пролетного сеанса. Импульс коррек-
ции составил 18,5 м/с, а время работы двигателя - 6,4 секунды.
12 февраля 1986 года раскрыта и выведена из транспортного положения платформа
АСП-Г. Успешно сработала и вызвавшая столько волнений пирочека механизма открытия
крышки ТВС. Далее прошли калибровки телевизионной системы и АСП-Г по планете Юпи-
тер. Цветные изображения Юпитера получены с удаления ~ 800 млн км.
В оставшиеся до встречи с кометой дни проверялось функционирование АСП-Г и всей
научной аппаратуры. В процессе подготовки зафиксированы отказы приборов ПУМА и ТКС.
Впрочем, это не усложняло выполнение задачи, поскольку оба космических аппарата имели
идентичный состав комплекса научной аппаратуры - один аппарат дублировал другой, а на
«Веге-2» эти приборы работали исправно.
1 марта прошёл заключительный подготовительный сеанс, в ходе которого были заложе-
ны уставки в БЦВМ САУ для обеспечения режима стабилизации аппарата на гироплатформе
в сеансе максимального сближения с ядром кометы, а также временная уставка на включе-
ние пролётного сеанса.
4 марта 1986 года, когда расстояние от КА «Вега-1» до кометы Галлея составило
~14 млн км, состоялся первый «кометный» сеанс. После наведения платформы на ядро
кометы проведена съемка узкоугольной камерой, а также включены научные приборы
«Плазмаг-1», ИНГ, АПВ-В для работы по программе «Трасса-П».
При следующем включении 5 марта расстояние до ядра кометы составило уже ~7 млн
км. В сеансе была продолжена съемка кометы и изучение ее с помощью научных приборов.
Кульминационный момент наступил 6 марта 1986 года. За 3 часа до максимального сбли-
жения с кометой, на расстоянии от нее почти 760 тыс. км, был включен пролетный сеанс.
Впервые предел ранее достигнутых подобных сближений был преодолен, сближение
стремительно продолжалось.
После наведения АСП-Г на ядро кометы началась его ТВ-съемка в режиме слежения
по информации с телевизионной системы, а также изучение ядра кометы и газопылевой
оболочки, окружающей ее, с помощью всего комплекса научной аппаратуры (кроме отка-
завшего ТКС). Вся информация передавалась на Землю в сантиметровом диапазоне в ре-
жиме реального времени со скоростью 65 кбод. Параллельно по дециметровому каналу
передавалась телеметрическая информация со скоростью 3072 бит/с. Поступающие изо-
бражения кометы тут же обрабатывались и выводились на экраны в Центре управления
полетом и Институте космических исследований. По этим снимкам можно было оценить
размер ядра кометы, его форму и отражающую способность и наблюдать сложные про-
цессы внутри газовой и пылевой комы. Максимальное сближение КА «Вега-1» с кометой
составило 8879 км.
В этом же сеансе проведено радиопросвечивание комы кометы Галлея.
286
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Общая продолжительность пролетного сеанса составила 4 часа 50 минут. В ходе про-
лета космический аппарат подвергся мощному воздействию кометных частиц при скорости
столкновения ~78 км/с. В результате серьезно пострадали солнечные батареи, и величина
тока, получаемого от них, уменьшилась почти на 45% (с 16,9 до 9,3 ампер). Кроме того, уже
в конце сеанса произошел сбой трехосной ориентации аппарата и переход на его одноосную
ориентацию на Солнце.
К 7 марта трехосная ориентация была восстановлена, что позволило провести еще один
цикл изучения кометы Галлея, с другой ее стороны. К этому времени КА удалился от комет-
ного ядра на ~7 млн км. Прибор АПВ-В в этом сеансе уже не включался.
Второй сеанс после пролёта кометы проводить не стали, чтобы не помешать работе с КА
«Вега-2».
Несмотря на то, что космический аппарат во время пролёта сквозь кому подвергся се-
рьёзным испытаниям, его бортовые системы сохранили свою работоспособность.
В мае 1986 года в рамках ресурсных испытаний была проведена калибровка телевизи-
онной системы КА «Вега-1» с наведением ее с помощью АСП-Г на Юпитер для определения
влияния кометного вещества на оптику ТВС. Отмечено, что оптика действительно претерпе-
ла изменения под воздействием кометной пыли.
Продолжались эксперименты по радиопросвечиванию межпланетной и солнечной плаз-
мы. Нашлась работа и для «кометных» приборов. В июне 1986 года КА «Вега-1» совмест-
но с КА «Вега-2» проведены исследования метеорного потока кометы Деннинг-Фудзикава,
а в июле КА «Вега-1» провел аналогичные исследования метеорных потоков комет Биеле и
Бланштейна. В начале 1987 года произошла встреча с метеорным потоком, рожденным ко-
метой Галлея.
30 января 1987 года проведен последний сеанс связи с КА «Вега-1». В нем было за-
фиксировано полное израсходование запасов азота, необходимого для поддержания ори-
ентации КА.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ВЕГА-2» (5ВК №902)
Общая масса КА «Вега-2» составила 4925,77 кг. Масса спускаемого аппарата - 1697,9 кг,
масса посадочного аппарата на поверхности Венеры - 716,45 кг. Корректирующая двигатель-
ная установка заправлена 765,75 кг топлива, из них 268,25 кг горючего и 497,5 кг окислителя.
Старт ракеты-носителя «Протон-К» с КА «Вега-2» (5ВК №902) произведен с правого пу-
скового устройства площадки №200 космодрома Байконур 21 декабря 1984 года в 12 часов
13 минут 51,5 секунды МДВ. Старт к Венере осуществлен с промежуточной околоземной ор-
биты высотой 191 на 159 км. Масса головного блока на опорной орбите - 20630 кг.
Импульс второго включения двигателя блока ДМ, обеспечивший выведение КА «Вега-2»
на межпланетную траекторию, составил 3886,9 м/с. В 13 часов 29 минут 46 секунд произо-
шло отделение КА от разгонного блока.
После раскрытия элементов конструкции КА перешёл в режим постоянной солнечной
ориентации. Все бортовые системы функционировали штатно, но в показаниях телеметрии
нет информации о полном раскрытии правой штанги прибора АПВ-В.
Кроме того, при первой же попытке построения трехосной ориентации зафиксирован по-
вышенный расход азота, что связано с нештатной работой второго комплекта точного сол-
нечного прибора 106КЗ. Нештатная ситуация парирована переключением на первый ком-
плект прибора, после чего трехосная ориентация была успешно построена.
Всё это не помешало подготовиться к проведению первой коррекции траектории.
24 декабря в БЦВМ системы автономного управления заложены уставки на коррекцию,
а 27 декабря проведено включение двигательной установки в режиме малой тяги (995 кг).
Импульс коррекции - 20,35 м/с, при этом двигатель проработал 11,2 секунды, а расход то-
плива составил 38,9 кг.
Как и на КА «Вега-1», по мере приближения к Солнцу начала расти температура пироче-
ки механизма открытия крышки ТВС. Проблема устранена тем же способом, что и на первом
аппарате.
287
ГЛАВА 2
Космодром Байконур, декабрь 1984 г. Подготовка
к старту ракетно-космического комплекса
PH Протон - КА «Вега»
В целом - перелёт по трассе
Земля - Венера проходил по тому же
сценарию, что и полёт КА «Вега-1»:
проводились научные исследования,
включающие в себя изучение меж-
планетных магнитных полей, сол-
нечных и космических лучей, рентге-
новского излучения в космосе, рас-
пределение компонент нейтрального
газа, а также регистрацию пылевых
частиц.
Начиная с февраля 1985 года
проводились сеансы с включением
передатчиков диапазона 18 см с це-
лью калибровки и отладки взаимо-
действия по программе предстоящей
работы с аэростатными зондами.
За месяц до посадки начались
проверки режимов ретрансляции по
дециметровому каналу, включение
сантиметрового и метрового кана-
лов радиокомплекса, а также магни-
тофонов ЭА-079, на которые должна
была записываться информация,
принимаемая со спускаемых аппа-
ратов. Как и на «Веге-1», произо-
шёл отказ одного из двух видеомаг-
нитофонов.
31 мая 1985 года включен заряд химической батареи СА (выключен по команде
с Земли 2 июня). Одновременно отключены нагреватели, расположенные на теплозащит-
ной оболочке СА: начался процесс захолаживания СА перед посадкой. Начались также
операции по захолаживанию приборного отсека КА в преддверии напряжённого пролет-
ного сеанса.
8 июня 1985 года проведена вторая коррекция траектории, которая прошла штатно, что
определило условия входа СА в атмосферу Венеры. Импульс коррекции составил 13,93 м/с,
время работы двигателя - 8 секунд, расход топлива - 27,5 кг.
9 июня восстановлен режим трехосной ориентации - ПСЗО. В том же сеансе заложены
уставки в БЦВМ САУ на сеанс увода и пролётный сеанс.
Сам сеанс увода включён 13 июня 1985 года по временной уставке. Все операции сеан-
са, включая резку кабелей, отделение СА за 48 часов 15 минут до входа его в атмосферу,
программные развороты КА, включение ДУ в режиме малой тяги для реализации увода КА
на пролётную траекторию, прошли штатно. Импульс увода составил 177,8 м/с, время работы
двигателя - 37,8 секунды, расход топлива - 192,4 кг.
На время пролёта Венеры выключены научные приборы и запрещена запись научной ин-
формации по программе «Трасса-1». Это связано с необходимостью освобождения бортовых
магнитофонов для записи телеметрической информации во время пролётного сеанса.
Через 176 суток после старта, 15 июня 1985 года, спускаемый аппарат КА «Вега-2» во-
шёл в атмосферу Венеры со скоростью 10,8 км/с под углом -18°13'.
Процесс спуска аналогичен выполненному СА «Вега-1». Пролётный аппарат принимал
информацию с СА и ретранслировал её на Землю в сантиметровом и дециметровом диапа-
зонах, одновременно записывая принимаемую информацию на магнитофон.
Поворот пролетного аппарата, предпринятый с помощью гироплатформы для обеспече-
ния приема информации с СА и ретрансляции её на Землю, несколько отличался от выпол-
288
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
ненного КА «Вега-1» - суммарный угол разворота по вращению составил те же 156 граду-
сов, а по тангажу - 157,75 градуса.
Минимальное расстояние КА «Вега-2» от поверхности планеты во время пролёта соста-
вило 24,5 тыс. км. Столь значительная разница с первым аппаратом объясняется изменивши-
мися, в связи с более поздним сроком, условиями пролета и сохранившейся необходимостью
выполнения гравитационного маневра для последующего «перенацеливания» КА на комету
Галлея.
Весь процесс спуска в атмосфере, снижеия на парашюте и тормозном щитке прошёл
штатно и без неожиданностей, поджидавших посадочный аппарат «Веги-1», и завершился
мягкой посадкой на поверхность Венеры в северо-восточной части Земли Афродиты в точ-
ке с координатами 7,2° с.ш. и 179,4° долготы в 1700 км от посадочного аппарата «Вега-1».
Во время спуска в атмосфере проводились исследования её состава и физических характе-
ристик всеми приборами, кроме масс-спектрометра «Малахит», при этом информация на-
чала передаваться 7 минут спустя после входа в атмосферу. Время спуска СА в атмосфере
планеты до касания поверхности составило 61 мин. 20 сек. Температура и давление атмос-
феры в месте посадки достигало 462°С и 90 кг/см2.
В момент касания по срабатыванию датчика ударных нагрузок запустилась циклограмма
работы научной аппаратуры на поверхности Венеры. Грунтозаборное устройство обеспечило
бурение поверхностного слоя в месте контакта, забор образцов грунта и подачу их в зону
анализа рентгено-флуоресцентного спектрометра БДРП-АМ25. * После подачи образца вене-
рианского грунта в грунтоприёмник произведены измерения спектров его рентгенофлюорес-
центного излучения.
Передача информации с поверхности планеты продолжалась 22 минуты и была прекра-
щена по команде с Земли.
Столь же штатно прошли спуск и выход на высоту дрейфа 54 км аэростатного зонда,
который за 46 часов преодолел путь в 11 тыс. км, выполнив намеченную программу научных
исследований. В процессе его перемещения наземной сетью радиотелескопов проводились
измерения по схеме, отработанной на предыдущем аппарате. Замеренная средняя скорость
зонального ветра на высоте дрейфа составила 66 м/с и оказалась чуть меньше замеренной
АЗ «Вега-1» (69 м/с).
Аэростатный зонд пересёк терминатор через 32 часа после ввода и закончил работу
на дневной стороне при зенитном угле Солнца около 55 - 60°.
По завершении частичного облета Венеры пролетный аппарат «Веги-2» путем соответ-
ствующей коррекции траектории был направлен на встречу с кометой Галлея. Для расчёта
параметров коррекции использовались данные не только традиционных траекторных изме-
рений, проводимых отечественными НИПами, но и радиоинтерферометрические измерения,
для проведения которых задействовалась международная сеть наземных радиотелескопов.
Коррекция траектории проведена 29 июня 1985 года. При этом импульс коррекции соста-
вил 297,4 м/с, время работы двигателя - 85,3 секунды, а расход топлива - 303,5 кг.
Эта коррекция обеспечивала пролёт кометы Галлея на расстоянии ~ 13 тыс. км. Однако
постоянно проводимые астрономические наблюдения кометы, а также траекторные и радио-
интерферометрические измерения не только позволили уточнить взаимное положение КА
и кометы, но в итоге позволили отказаться от ещё двух коррекций, проведение которых пла-
нировалось на декабрь 1985 года и февраль 1986 года.
На перелете Венера - комета Галлея постоянно осуществлялся контроль состояния бор-
товых систем, периодически менялась ориентация аппаратов в пространстве с целью обе-
спечения теплового режима пироузла открытия крышки ТВС. Один раз в 28 суток с запоми-
нающих устройств воспроизводилась научная информация по программам «Трасса-1» (июнь
1985 - март 1986 года) и «Трасса-2» (с июня 1985 года).
* Этот прибор включался еще во время спуска СА в атмосфере на высоте 23 км, и на протяжении
35 минут (до момента касания поверхности планеты) проводились измерения фоновых спектров,
предназначенных для калибровки спектрометра.
289
ГЛАВА 2
По программе «Трасса-2» в августе-сентябре 1985 года прошли исследования кометы
Джакобини-Циннера и плазменного «хвоста» Венеры.
Начиная с июня 1985 года, ежемесячно два - четыре сеанса связи посвящались интер-
ферометрическим измерениям по проекту «Лоцман», предусматривавшему получение с по-
мощью КА «Вега-1, -2» необходимой информации для баллистико-навигационного обеспече-
ния полета европейского КА «Джотто».
В целях подготовки к встрече с кометой ещё до приведения в рабочее состояние АСП-Г
в ноябре 1985 года - январе 1986 года проводились контрольные включения ТВС по внутрен-
нему источнику.
В январе 1986 года, наконец, создались условия для перехода КА в режим точного ПСЗО с
постоянным, а не только в сеансах связи, наведением остронаправленной антенны на Землю.
Когда после постоянного уточнения взаимного положения КА и кометы Галлея стало оче-
видно, что обеспечиваются условия пролёта кометы и время включения пролётного сеанса
и без дополнительной коррекции траектории, было принято решение о переводе платформы
АСП-Г из транспортного в рабочее положение.
15 февраля1986 года прошли операции по расчековке и раскрытию АСП-Г, а также
открытию защитной крышки ТВС. С этого момента начался этап заключительной подго-
товки бортовых систем и комплекса научной аппаратуры, включая АСП-Г и ТВС, к встрече
с кометой Галлея. С учётом опыта работы с «Вегой-1» подготовка прошла в сокращённом
объёме.
22 февраля 1986 года выполнена юстировка углового положения АСП-Г относительно си-
стемы координат, связанной с КА. С этой целью платформу развернули сначала по направ-
лению к Юпитеру, а затем примерно на 90° по направлению к Сатурну. Данные, переданные
на Землю, прошли статистическую обработку. В обоих случаях изображения планет оказа-
лись смещены относительно центра поля зрения ТВС на угол 10-12 угловых минут. Погреш-
ность определения углового положения планет и отработки команд для разворотов АСП-Г
не превышала 15-20 угл. сек. В соответствии с этим сделаны поправки в алгоритмы расчета
разворотов платформы, что обеспечило точное наведение ТВС и другой научной аппаратуры
на комету.
В феврале-марте 1986 года проведено 28 сеансов интерферометрических измерений,
что превысило запланированное программой полёта их число.
В соответствии со специальной программой тестирования состоялись проверки линий
связи и математического обеспечения по проекту «Лоцман».
Исследования кометы Галлея КА «Вега-2» проходили по тому же сценарию, по которому
за 3 дня до этого работал КА «Вега-1».
7 марта 1986 года прошёл первый сеанс исследования кометы. Расстояние до нее со-
ставляло 14 млн км. В этот день комету изучали сразу двумя аппаратами, но с разных рас-
стояний.
8 марта 1986 года проведен второй сеанс, с расстояния 7 млн км. После наведения плат-
формы на комету и получения первых изображений выяснилось, что АСП-Г ориентирована
с погрешностью 15-20 угловых минут по каналу р, в результате чего комета не попала в поле
зрения узкоугольной камеры ТВС. Были оперативно рассчитаны и переданы на борт уставки,
уменьшающие угол р на 20 угл. мин. Однако сказался «человеческий фактор» - при расчёте
не были переставлены местами старшие и младшие байты. Следствием этого явился выход
платформы, при ее повороте, на концевые выключатели. Времени ещё на одну коррекцию
положения платформы не оставалось.
С учётом этой неудачи были перезаложены уточняющие уставки на основной про-
лётный сеанс, который состоялся 9 марта 1986 года. Начинался он так же, как и пролёт-
ный сеанс «Веги-1» (расстояние до ядра кометы на начало сеанса - 735700 км). Но за
~32 минуты до максимального сближения, которое составило 8010 км, произошел отказ
в основном контуре управления платформой. Точнее, отключился микропроцессор ориен-
тации ТВС, осуществлявший наведение АСП-Г на ядро кометы, и сформировался признак
«Отказ ТВС». При этом автоматически был задействован резервный контур управления
290
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
с использованием аналогового датчика наведения АДН-8, и платформа продолжала сле-
жение за кометой без перерыва, хотя на Землю перестали поступать телеметрические
кадры, содержащие навигационную информацию. Это позволило полностью выполнить
программу исследования кометы Галлея. Помимо изучения кометы научными приборами,
проводилось радиопросвечивание её комы. Общая продолжительность пролетного сеанса
«Веги-2» -5 часов 30 минут.
После встречи с кометой падение мощности солнечных батарей составило те же 45%
(с 15,1 до 8,7 ампера), но это не помешало провести еще два сеанса изучения кометы с
отлетной траектории - 10 и 11 марта 1986 года. При этом наведение платформы на комету
осуществлялось сначала по командам с Земли, а затем по информации с телевизионной
системы, работоспособность микропроцессора которой была восстановлена. В дальнейшем
продолжались научные исследования по программам «Трасса-1» и «Трасса-2».
Чтобы правильно интерпретировать некоторое уменьшение размеров кометы Галлея, от-
меченное при её наблюдениях после пролёта минимального расстояния, 27 марта 1986 года
проведена повторная калибровка ТВС по известному светилу - Юпитеру.
Несмотря на то, что пролетное сближение с ядром кометы Галлея завершало программу
экспедиции, КА «Вега-2», так же, как и КА «Вега-1», продолжая движение по гелиоцентри-
ческой орбите, провел еще ряд исследований метеорных потоков комет Деннинг-Фудзикава,
Биеле, Бланштейна и все той же кометы Галлея.
Последний сеанс связи с КА «Вега-2», в котором на борт еще проходили команды, со-
стоялся 24 марта 1987 года.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ. ТЕХНИЧЕСКАЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ НОВИЗНА
Программа ЛКИ космическими аппаратами «Вега-1» и «Вега-2» реализована успешно
и в полном объеме.
Схема экспедиции впервые в практике отечественного космоплавания предусматривала
последовательное пролетное сближение, с целью их изучения, с двумя небесными телами -
планетой Венера и кометой Галлея.
Впервые в практике мирового космоплавания в качестве исследовательского средства
применен аэростатный зонд, внедряемый в среду внеземной атмосферы и обеспечивающий
возможность ее изучения как «изнутри», проводя определенные замеры размещенной на
его борту научной аппаратурой, так и «извне», при наблюдении с Земли его перемещений
под действием глобальных атмосферных процессов.
При создании спускаемого аппарата было продолжено совершенствование конструкции
аналогичных исследовательских зондов, десантируемых на поверхность Венеры с КА семей-
ства 4В. Сущность доработок изложена в соответствующем разделе настоящей главы.
Несмотря на богатый опыт в разработке и применении различного рода надувных
устройств, используемых в космических экспедициях, многоцелевая задача исследования
атмосферы планеты Венера с помощью аэростатного зонда явилась одной из самых прин-
ципиальных, трудных и новых для НПО им. С.А. Лавочкина. Это объяснялось, прежде всего,
экстремальными условиями, в которых предстояло работать АЗ: несоизмеримо с обычной
средой воздухоплавания высокие температура и давление; особо сильно действующий фак-
тор - наличие паров серной кислоты.
Работы по созданию аэростатов, плавающих в атмосфере Венеры, проводились в те-
чение более 10 лет СССР совместно с Францией. Однако для проекта «Вега» аэростатный
зонд был полностью разработан и изготовлен в нашей стране.
АЗ представлял собой крупногабаритную диаметром 3,4 м оболочку, надуваемую гелием
до избыточного давления 400 мм водяного столба, к которой подвешена гондола с научными
приборами массой 12 кг. К оболочке предъявлялся целый ряд жестких требований: высокая
прочность и эластичность, низкая проницаемость по гелию, химическая стойкость к парам и
каплям серной кислоты, присутствующим в атмосфере планеты, и все это при относительно
низкой массе материала - не более 300 г/м2.
В мае 1982 г. был выбран окончательный вариант материала для дальнейшей отработки.
291
ГЛАВА 2
Разработаны технологические процессы: дополнительной пропитки фторлоновой лакот-
кани эластичным лаком Ф-26, сварки крупногабаритных оболочек, дополнительного покры-
тия фторопластовым лаком сварных швов на готовом изделии и ремонта оболочек на всех
этапах изготовления.
Технологические процессы создавались с учетом возможностей предприятия и требова-
ний конструкции, так, например, впервые для подобного материала была освоена тепловая
термоимпульсная сварка вместо традиционной высокочастотной.
Одностороннее дополнительное покрытие лакоткани обеспечило значительное повыше-
ние стойкости материала к сложным изгибающим деформациям и сохранение повышенной
теплостойкости сварных швов.
Указанный подход позволил изготовить 26 оболочек на имеющихся производственных
площадях и технологическом оборудовании с незначительной его модернизацией, что дало
возможность осуществить весь комплекс конструкторско-доводочных испытаний оболочки и
аэростатного зонда в целом в заданные сроки и укомплектовать летные машины.
Для проведения испытаний в короткие сроки разработаны и освоены специальные стен-
ды, позволяющие имитировать характер работы и условия эксплуатации оболочки и АЗ. Ком-
плекс стендовых испытаний подтвердил высокую надежность и соответствие всем техниче-
ским требованиям созданной аэростатной оболочки.
Новаторские решения найдены и при разработке системы ввода аэростатного зонда. В
процедуре ввода большое значение играют системы и устройства разделения. В данном слу-
чае речь идет о детонационных системах и устройствах разделения. Существенным огра-
ничением при проектировании являлась недопустимость образования высокоэнергетических
осколков при их срабатывании и выход наружу продуктов детонации, причем разделение
должно происходить по большому периметру. Использование в таком случае традиционных
разрывных болтов недопустимо. В рамках этого и других проектов для фундаментальных
космических исследований созданы безосколочные детонационные замки и болты. Они по-
казаны на рис. 2.123.
Для повышения надежности и синхронизации срабатывания их соединяют трансляторами
детонации, которые обеспечивают распространение детонационного импульса со скоростью
~ 7 км/с. В этих системах разделения впервые в практике создания космической техники
применено эластичное взрывчатое вещество.
Общий вид детонационного
замка поршневого типа на
основе ЭВВ, срабатывающего
от электродетонатора:
1 - корпус; 2 - поршень;
3 - болт разрывной;
4 - гайка; 5 - ЭВВ;
6 - электродетонатор
Общий вид детонационного
замка поршневого типа на ЭВВ,
срабатывающего от транслятора
детонации:
7 - корпус; 2 - болт разрывной;
3 - поршень; 4 - демпфер; 5 - ЭВВ;
6 - транслятор детонации
Общий вид детонационного
замка поршневого типа:
1 - корпус; 2 - шток;
3 - демпфер; 4 - наполни-
тель ЭВ; 5 - упор;
6 - транслятор детонации
Рис. 2.123. Различные типы детонационных замков, примененных в системах разделения
АКК «Вега»
292
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Справедливость найденных конструкторских, материаловедческих, технических и техно-
логических решений в подготовке эксперимента «Аэростатный зонд» полностью подтверди-
лась в процессе экспедиции (рис. 2.124).
Анализ движения всех четырех объектов (СА и АЗ «Веги-1», СА и АЗ «Веги-2») в атмос-
фере Венеры показал, что системы, управляющие процессами спуска СА, развертывания
и выхода на дрейф АЗ, функционировали нормально.
По данным телеметрии и доплеровских измерений, аэростатные зонды с оболочками из
фторлоновой лакоткани ФЛТ-42Б/Ф-26 пролетели в атмосфере Венеры около 1/3 окружности
планеты (~ 12 000 км) в широтном направлении. Осуществлен двухсуточный дрейф АЗ с пе-
ресечением терминатора (границы дня и ночи) на высоте 53-54 км при давлении 50-60 кПа,
температуре 45 °C и средней скорости ветра 69 м/с. Аэростаты впервые дали возможность
прямых длительных измерений физических и химических параметров в плотном облачном
слое Венеры.
Работа с ними прекращена лишь из-за выработки ресурса бортовых источников питания,
через 46 часов. Так как потеря высоты на дневной стороне компенсировалась за счет нагре-
ва оболочки солнечной радиацией, то, по-видимому, полет АЗ продолжался и после прекра-
щения передачи сигналов на Землю.
Из-за малого уровня сигнала, принимаемого с АЗ при проведении метеоэксперимента,
обработка его в реальном времени была невозможна. Поэтому сигнал, принятый радиоте-
лескопами, регистрировался и его обработка велась цифровыми методами в течение дли-
тельного времени после окончания эксперимента отечественными и зарубежными научными
центрами.
Успешно проведенный первый дрейф советских исследовательских аэростатов в ино-
планетной атмосфере убедительно доказал их эффективность как средств космической пла-
нетологии.
Впервые в практике отечественного космоплавания в процессе межпланетной экспеди
ции применен гравитационный маневр вне пределов влияния земного поля тяготения с це
лью сохранения энергоресурсов для переле-
та к другому небесному телу.
После отделения СА от ПрА на первый
план, с точки зрения управления полетом,
встала задача увода ПрА - маневр, обеспе-
чивающий требуемые условия для ретрансля-
ции сигналов с СА на Землю и позволяющий
впоследствии перейти на траекторию встре-
чи с кометой Галлея, не выходя за пределы
предусмотренных запасов топлива.
Эта задача противоречивая, требующая
учета всего множества возможных ситуа-
ций. Выбор номинальных параметров про-
летной траектории ПрА для расчета увода
проводился на основании статистического
моделирования подлетного участка. В целях
уменьшения суммарных энергетических за-
трат расчет увода проводился совместно с
расчетом следующего маневра, проведение
которого предусматривалось через 20 суток
после пролета Венеры для обеспечения про-
лета ПрА на близком расстоянии от ядра ко-
меты Галлея.
Если на участке перелета Земля-
Венера стратегия управления движением КА
«Вега-1, 2» в основном уже была отработа-
Рис. 2.124. Конструктивная схема системы
разделения крышки и торового контейнера:
1 - замок детонационный; 2 - замок с
детонатором; 3 - транслятор детонации
293
ГЛАВА 2
Комета Галлея при наблюдении с Земли
на в предыдущих экспедициях к Венере,
то участок полета к комете Галлея являлся
новым. Сложные проблемы стояли перед
коллективами баллистиков по обеспе-
чению выбранной схемы полета. В место
запланированной встречи КА должны были
прибыть в точно рассчитанный момент.
Для этого предстояло точно определить
орбиту кометы, учитывая возмущения ее
из-за притяжения планет и вследствие так
называемых негравитационных эффектов.
Суть их в том, что из ядра по мере при-
ближения кометы к Солнцу происходит не
только равномерное испарение вещества,
но и резкие выбросы, так называемые
джеты, вызывающие небольшую реактив-
ную силу. Учесть их заранее трудно, так
как они нерегулярны и направлены в раз-
ные стороны.
Решение этих сложных задач потре-
бовало создать международную астроме-
трическую сеть для проведения наблюде-
ний и их оперативной обработки, о чем уже
было рассказано ранее. Свыше 100 об-
серваторий в различных точках земного
шара участвовали в этой работе. В резуль-
тате точность определения орбиты коме-
ты Галлея позволила организовать встречу КА «Вега» с ядром с ошибкой во времени всего
10-20 с, а за месяц до этого координаты места встречи знали с точностью 1500 км. В этих
условиях была обеспечена наилучшая работа научных приборов. 6 марта 1986 года стан-
ция «Вега-1» прошла на расстоянии 8890 км от ядра, а 9 марта «Вега-2»—на расстоянии
8030 км.
Советские специалисты выполнили международные обязательства по программе
«Лоцман», предусматривающей пролет западноевропейского КА «Джотто» на задан-
ном расстоянии от ядра кометы Галлея. Специалисты, проектировавшие этот аппарат,
приняли самый оптимистический прогноз о точности определения положения кометы,
который оказался неверен. Способствовать решению этой проблемы могли КА «Вега»:
они пролетали комету раньше и могли проводить автономные измерения углового по-
ложения кометы относительно КА. Телевизионные камеры, установленные на поворот-
ной платформе, автоматически наводились на наиболее яркую часть ядра кометы, по-
ворачиваясь на необходимый угол. Данные об изменении его регулярно передавались
на Землю и позволили вычислить точное положение КА «Вега» относительно кометы.
Местонахождение самих аппаратов определялось методами траекторных измерений со-
вместно с радиоинтерферометрическими наблюдениями на большой базе (использо-
вались радиотелескопы в США, Испании, Австралии). В процессе совместной хорошо
согласованной работы по программе «Лоцман» удалось за сутки до последней коррек-
ции выдать все необходимые данные, что обеспечило пролет аппарата «Джотто» на рас-
стоянии 605 км от ядра.
В дни максимального сближения «Джотто» с кометой Галлея 12-14 марта 1986 года КА
«Вега-1» и «Вега-2» участвовали в еще одном эксперименте - радиофизическом. На каж-
дом из них включались передатчики РСИ диапазона 18 см, что позволило в сеансе пролёта
14 марта производить оценку сигнала с аппарата «Джотто», сопоставляя его с эталоном, в
качестве которого служили сигналы с советских КА.
294
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
НАУЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
Уникальная научная программа исследований планеты Венеры с помощью КА «Вега-1» и
«Вега-2» выполнена полностью.
На венерианскую часть экспедиции КА «Вега» были возложены такие актуальные зада-
чи, как исследование суперротации атмосферы, химических превращений на разных высо-
тах, состава окутывающего всю планету облачного покрова, распространенности воды, воз-
можных проявлений вулканической активности, химического состава грунта.
На посадочных аппаратах проведено несколько новых экспериментов, нацеленных на
разностороннее изучение состава и физических свойств частиц в облаках. Впервые деталь-
но исследованы характеристики аэрозольной среды и содержание малых газовых состав-
ляющих на ночной стороне планеты.
Впервые проведены прецизионные измерения температуры (с ошибкой ~1К) и давления
в полном диапазоне высот от 63 км до поверхности. Обнаружена инверсия вблизи верхней
границы диапазона.
Продолжены контактные исследования элементного состава грунта, начатые на «Венере-13»
и «Венере-14».
Среди результатов, полученных при завершении первого этапа проекта «Вега», следует
отметить успешно выполненные исследования облачной среды. Прямые измерения содержа-
ния серной кислоты в частицах облачной среды проведены при помощи прибора «Сигма-3».
Это миниатюрный химический реактор, разлагающий серную кислоту на двуокись серы и во-
дяной пар, с высокочувствительным газовым хроматографом, измеряющим их количество.
Оказалось, что в облаках Венеры на высотах от 63 до 48 км содержится в среднем около
одного миллиграмма серной кислоты на кубический метр атмосферы. Аналогичные резуль-
таты получены при помощи масс-спектрометра с коллектором аэрозолей. Предполагалось,
что на Венере эта кислота играет примерно такую же роль, как вода в земных облаках. Од-
нако выяснилось, что дело обстоит сложнее.
С помощью рентгенорадиометрических приборов, также установленных на посадочных
аппаратах, в облаках Венеры обнаружены еще сера, хлор и фосфор. Часть серы находится
и в свободном виде, образуя частицы, окрашивающие облака в желтоватый цвет. Наличие
свободной газообразной серы подтвердил также другой прибор - ультрафиолетовый спек-
трометр. Измерения светорассеивающих свойств облачной среды, естественного излучения
в атмосфере, концентрации частиц разных размеров в зависимости от высоты производи-
лись с помощью оптического анализатора аэрозольной среды «ИСАВ-А» и спектрометра
размеров частиц «ЛСА». Оказалось, что в облаках Венеры преобладают малые частицы раз-
мером в десятые доли микрометра и их число в кубическом сантиметре не превышает не-
сколько сотен.
С помощью влагомеров получены два вертикальных профиля водяного пара ночной сто-
роны Венеры на высотах от 60 до 25-30 км для районов посадки, отстоящих друг от друга на
1500 км. Содержание водяного пара оказалось очень мало, в диапазоне 0,12 -0,20% по объему.
Исследования состава проб грунта на «Вегах» с помощью рентгеновского спектрометра
и содержания радиоактивных элементов гамма-спектрометром позволили еще более прибли-
зиться к пониманию геологического строения, истории магматизма на Венере, к хронологии
событий, формировавших ее поверхность и кору. Новые измерения элементного состава гор-
ных пород дали следующие результаты: он близко соответствует породам группы анортозит-
норит-троктолит, т. е. очень древним. Измерения содержания радиоактивных пород (К, U, Th)
при помощи гамма-спектрометра привели к выводу, что в обоих местах посадки они близки
к толеитовым базальтам.
Аэростатное зондирование атмосферы стало принципиально новым направлением ис-
следования планеты Венеры, позволяющим ответить на ряд важнейших вопросов, которые
не могут быть решены с помощью спускаемых аппаратов.
В атмосфере Венеры существует отличный от земного тип циркуляции, исследование
его имеет принципиальное значение, в том числе и для понимания механизмов, влияющих на
долгопериодичные вариации климата Земли.
295
ГЛАВА 2
Аэростатные зонды вводились на ночную сторону планеты почти в противосолнеч-
ную точку на границе прямой видимости с Земли при обеспечении максимальной прямой
радиовидимости с наземных измерительных пунктов и максимальной длительности пла-
вания.
Во время дрейфа аэростатного зонда «Веги-1» постоянно происходили колебания по вы-
соте, особенно значительны они были в начале полета, что не получило на момент наблюдений
за дрейфом сколько-нибудь удовлетворительных объяснений. После выхода на освещенную
сторону планеты аэростат всплыл почти до высоты, с которой начался дрейф. Нефелометр
«Вега-1» не обнаружил районов с сильным прояснением видимости, что подтверждает устой-
чивый характер венерианских облаков, наличие в них интенсивных восходяще-нисходящих
конвективных потоков.
Аэростатный зонд «Вега-2» перемещался на запад чуть южнее экватора. Его полет
вначале происходил гораздо спокойнее, чем у первого аэростата, но в районе терминатора
он опустился сразу на несколько километров. В это время аэростат находился вблизи горно-
го пика высотой 5 км на Земле Афродиты. «Большое событие», как его окрестили ученые,
по-видимому, объясняется характером ландшафта. Поток воздуха, с которым дрейфовал
аэростат «Вега-2», оказался на 6,5° холоднее потока, вместе с которым путешествовал аэро-
статный зонд «Вега-1». Это удивительно, так как районы дрейфа отстоят друг от друга всего
на 14° широты, а дрейф второго аэростата проходил всего спустя четверо суток. Объясне-
нием этому факту может служить либо различие между северным и южным полушариями,
выявленное нами по счастливому стечению обстоятельств, либо существование временных
изменений в структуре атмосферы. На этом сюрпризы не кончились: оценки средней гори-
зонтальной скорости ветра на высотах дрейфа оказались на 5-10 м/с выше значений, из-
меренных ранее, что, видимо, говорит о наличии значительных временных вариаций этой
атмосферной характеристики. Но самой большой неожиданностью для ученых стали значи-
тельные вертикальные порывы ветра в зоне облачности - они достигали 2 м/с (для сравне-
ния скажем, что на Земле максимальные вертикальные порывы ветра меньше 10 см/с). Этот
факт не оставляет никаких сомнений в высочайшем уровне завихренности венерианскогоо-
блачного слоя.
Основные результаты венерианского этапа экспедиции КА «Вега-1,-2» приведены в табл.
2.15 и 2.16.
Таблица 2.15
Параметр	«Вега-1»	«Вега-2»
Дата	11.06.1985	15.06.1985
Время входа в атмосферу Венеры (московское)	04ч 59мин 49с	04ч 59мин 30 с
Высота, км	125,0	125,0
Скорость, км/с	10,751	10,804
Угол входа, град	-18,2	-19,1
Широта точки входа, град	8,1	-7,2
Долгота точки входа, град	175,8	177,5
Время посадки (московское)	6ч 02 мин 54 с	6ч 00 мин 50с
Координаты места посадки:		
• широта, град;	8,1	-7,2
• долгота, град.	176,7	179,4
Атмосферное давление, кг/см	97	90
Температура атмосферы, °C	467	462
Высота нулевого уровня, km(R = 6052 км)	-0,7	+0,5
296
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Таблица 2.16
Результаты детального изучения облачного слоя Венеры	Результаты, полученные в течение активной фазы дрейфа аэростатных зондов
Прямым анализом аэрозольного вещества об- наружена серная кислота в облачном слое («Сигма-3» и «Малахит»)	Измерены средние скорости зонального ветра на высоте дрейфа и их вариации
Подтверждено присутствие хлора и обнаружен фосфор в элементном составе частиц облачно- го слоя (ИФП)	Обнаружены сильные турбулентные движения. Амплитуда вариаций скорости ветра с времен- ными масштабами 30-100 с - ~2 м/с;
Вертикальная структура облаков характеризу- ется теми же высотными зонами, которые были найдены в предыдущих экспериментах, однако имеются значительные количественные разли- чия в концентрациях частиц и, особенно, в спек- трах размеров (ИСАВ-А)	обнаружены орографические эффекты в атмос- ферных движениях, что является весьма неожи- данным для таких больших высот;
Обнаружена тонкая структура в стратификации облаков (порядка сотен метров), повторяющая- ся в обоих местах посадки (СА)	Обнаружено длительное раздельное существо- вание воздушных масс, заметно различающихся по температуре
Коэффициент обратного рассеяния мало изме- няется в интервале высот от 63 до 32 км	Получен профиль объемного коэффициента рас- сеяния облаков вдоль трассы дрейфа; его величи- на меняется лишь в небольших пределах (±20%)
Обнаружен газ, имеющий большой коэффи- циент поглощения в диапазоне 2200-3700 А, вероятная идентификация - молекула серы S8 (ИСАВ-С)	Получен профиль изменения солнечного потока при переходе с ночной стороны на дневную (ши- рина сумеречной зоны ~7°)
Содержание SO2 на высотах 25-30 км составля- ет 20-30 ppm, в несколько раз меньше, чем да- вала ранее газовая хроматография (ИСАВ-С)	
Содержание Н2О на высотах 25-30 км состав- ляет 100-200 ppm, на высотах 45-50 км - около 1000 ppm, а на 55-60 км - 500-2000 ppm (ВМ-4)	
Проведенные во второй части экспедиции исследования ядра, комы и пылевых частиц коме-
ты Галлея можно с уверенностью назвать первыми прямыми. Никогда еще ученые не распола-
гали таким обилием информации, поступавшей непосредственно из окрестностей ядра кометы.
Велся прямой телевизионный репортаж о происходящем, только цветопередача была условной -
каждый цвет характеризовал определенную яркость различных областей кометы, и сигнал за-
паздывал на 8-10 мин - сказывалось огромное расстояние, разделяющее Землю и КА «Вега».
Для обработки изображения кометы в Институте космических исследований АН СССР
был создан специальный вычислительный комплекс. Там анализировались изображения
и оперативно направлялись рекомендации в Центр дальней космической связи, чтобы на КА
выбирались соответствующие светофильтры и экспозиции для съемки головы кометы или ее
ядра. Всего с КА «Вега-1, -2» передано около 1500 изображений кометы Галлея, из которых
778 снимков сделаны с минимального расстояния.
Впервые ученые смогли заглянуть сквозь «газопылевой кокон», окружающий ядро. Это
оказалось вытянутое тело, имеющее протяженность 14 км и 6-7 км в поперечнике, испещрен-
ное кратероподобными образованиями и медленно вращающееся с периодом около 53 ча-
сов. Гипотеза о двойном или составном ядре не подтвердилась.
Температура поверхности по результатам измерений инфракрасных спектрометров со-
ставила плюс 30-130° Цельсия, что сильно отличается от модельных оценок (минус 80-90°).
Ученые выдвинули несколько рабочих гипотез, объясняющих данный результат.
По одной из них (модель «мартовского снега»), которую признали основной, ядро пред-
ставляет собой конгломерат обычного водного льда с примесями сконденсировавшихся ле-
297
ГЛАВА 2
Обработанные в ИКИ АН СССР
изображения кометы Галлея,
переданные на Землю КА «Вега-1»
тучих веществ и вмороженных в них тугоплавких
пылевых частиц метеоритного состава (каменистых
и металлических). Таким образом, от солнечного
излучения ледяное ядро защищает тонкий слой (око-
ло 1 см) спектрально-нейтрального, весьма темного
тугоплавкого вещества с низкой теплопроводностью
и имеющего пористую структуру. Часть солнечного
излучения это вещество переизлучает в инфракрас-
ном диапазоне, часть передает ледяному конгло-
мерату. Лед постепенно испаряется, а в некоторых
местах корка прорывается реактивными струями
газа—джетами.
Прямые измерения установили, что компонента-
ми первичного вещества кометы («родительскими
молекулами») являются вода и двуокись углерода.
Тщательный анализ спектрограмм позволит выявить
химические процессы «реактора кометы», образую-
щего многочисленные вторичные молекулы.
Каждую секунду из ядра выбрасывалось 5-10 т
пыли, детекторы зарегистрировали пылинки с мас-
сой от 10'16 г до 10'6 г. Концентрация пылинок в коме
имеет сложную структуру из-за пылевых джетов.
Анализ «пойманных» пылинок выделил три группы:
первая - напоминающая по составу метеориты
(углистые хондриты),
вторая - содержащая еще изотопы углерода 12С
и 13С,
третья - микроскопические льдинки с различным
соотношением Н2О и СО2.
Большая группа приборов исследовала кометную
плазму и ее взаимодействие с солнечным ветром. В
частности, был обнаружен на расстоянии 1 млн км
от ядра фронт образующейся ударной волны, что
подтвердило правильность теории явления.
Успех проекта «Вега» заключался не только в
получении новой информации о Венере и комете
Галлея. Он имел огромное значение для дальнейше-
го развития как отечественной, так и международ-
ной беспилотной космонавтики. Проделанная работа
еще раз продемонстрировала, что совместные уси-
лия международного сообщества исследователей
космоса значительно расширяют возможности для
решения сложных космических проектов в интере-
сах всего человечества.
По итогам принесшей уникальные научные ре-
зультаты экспедиции большая группа сотрудников
НПО им. С. А. Лавочкина в числе других участников проекта была удостоена правительствен-
ных наград, отмечена государственными премиями, а В.М. Ковтуненко был избран членом-
корреспондентом Академии наук СССР.
18 марта 1986 года в честь успешного завершения научной программы экспедиции со-
стоялась встреча в Кремле М.С.Горбачева с советскими учеными - руководителями работ по
проекту «Вега».
298
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТИВНОСТИ ЭКСПЕДИЦИЙ
К ВЕНЕРЕ КА СССР И США *
СССР	I	США					
1961 год					
4.02	[Венера] 1ВА № 1		КА идентичен Венере-1. Представлял собой атмосферный зонд с возможностью выживания после посадки. Отказ 4-й ступени. КА остался на околоземной орбите. На КА были научные приборы и вымпел с гербом СССР. В США зарегистрирован как Спутник-7.		Запусков не было
12.02	Венера-1		Связь потеряна на перелете к Венере из-за отказа СУ и радиосистемы.		
_		1962 год					
чные	27.08.	Маринер-2		Первая удачная планетная экспедиция. 14.12.1962 КА прошел около Венеры на расстоянии 34725 км и показал, что распределение радиояркостной температуры по ее диску соответствует гипотезе о высокой температуре ее поверхности.	
1964 год							
2.04	[Венера] Зонд-1		КА вышел на траекторию перелета к Венере, но связь прервалась через 2 месяца. Нарушилась герметичность приборного отсека перелетного аппарата, из-за чего отказал его передатчик; связь поддерживалась через посадочный аппарат.		Запусков не было
1965 год					
12.11	Венера-2		Пролетный аппарат. КА прошел около Венеры 27.11.1966 на расстоянии 23950км, однако связи с ним при этом не было из-за отказа системы теплового контроля. Передача научных данных не состоялась.		Запусков не было
16.11	Венера-3		Посадочный аппарат. КА вышел на попадающую траекторию полета; к Венере и 1.03. 1966 должен был войти в ее атмосферу. Нес научные приборы и вымпел с гербом СССР. Связь была потеряна за 17 дней до прибытия к Венере. Первый космический аппарат, попавший на другую планету.		
1967 год					
12.06	Венера-4	Первый КА, который провел прямые измерения на другой планете. СА вошел в атмо- сферу Венеры 18.10.1967 на ночной стороне плане- ты в точке с координатами 19°С, 38°В, передавал дан- ные 94 мин. Измерял темпе- ратуру, давление, скорость ветра, содержание СО2, N2 и Н2О в интервале высот 25- 55 км. Измерения показали, что атмосфера состоит на 90-95% из СО2, азот най- ден не был. КА разрушился на высоте 25 км, показав, что температура атмосферы на ней достигает 535 К. На перелетном модуле проводи- лись измерения космической плазмы и УФ-радиации. От- крыта протяженная водород- ная корона Венеры.	14.06	Маринер-5	Пролетный аппарат. Прошел около Венеры на расстоянии 3990 км через сутки после при- бытия Венеры-4. Про- вел дистанционные измерения, включая радиопросвечивание. На борту были уста- новлены УФ-фотометр и приборы для изме- рения характеристик заряженных частиц и полей. Передал данные о магнитном поле, тем- пературе атмосферы, составе и строении ее внешних слоев. Опре- делил, что атмосфера состоит на 85-99% из СО2.
1969 год
299
ГЛАВА 2
5.01	Венера-5		Посадочный аппарат. КА успешно совершил вход в атмосферу 16.05.1969 на ночной стороне планеты в точке с координатами 3°Ю 18°В, передавал данные 53 мин. Измерял температуру, давление, скорость ветра, содержание СО2, N2 и Н2О в интервале высот 25-55 км. КА разрушился на высоте 18 км. Научные измерения на перелетном модуле те же, что и на Венере-4.		Запусков не было
10.01	Венера-6		Посадочный аппарат. Идентичен КА Венера-5. КА успешно совершил вход в атмосферу 17.05.1969 на ночной стороне планеты в точке с координатами 5° Ю 23° В, передавал данные 51 мин. Измерял температуру, давление, скорость ветра, содержание СО2, N2 и Н2О. КА разрушился на высоте 18 км. Получены оценки содержания СО2 (93- 97%), N? (2—5%) иО9(<4%).		
1970 год					
17.08	Венера-7		Впервые совершена мягкая посадка на поверхность другой планеты - 15.12.1970. Координаты места посадки 5°Ю 351 °В, ночная сторона планеты. Прием телеметрии после посадки продолжался 23 мин. Температура атмосферы после посадки 747 К. Данные о давлении и другие результаты измерений не передавались из-за отказа бортовой системы сбора информации. Венера-7 была первым аппаратом, выдержавшим высокие температуру и давление вблизи поверхности планеты Венера.		Запусков не было
1972 год					
27.03	Венера-8		Посадочный аппарат. КА совершил мягкую посадку на дневной стороне планеты (вблизи терминатора) -22.07.1972. Координаты места посадки 10°Ю, 335°В. Во время снижения получались и передавались данные о температуре и давлении, скорости ветра, составе атмосферы и уровне освещенности. Прием телеметрии после посадки продолжался 50 мин. Температура атмосферы после посадки - 743К, давление 93 бар. Проведены измерения состава пород по гамма-излучению К, U и Th.		Запусков не было
1973 год					
Запусков не было	3.11.	Маринер-10		Пролетный аппарат. Впервые использовано гравитационное поле одной планеты для полета к другой. По пути к Меркурию аппарат прошел 5.02.1974 около Венеры на расстоянии 5310 км. При этом были проведены ее дистанционные исследования в ИК и УФ диапазонах, фотографировались облака, измерялась околопланетная плазма. Впервые были получены УФ- изображения облаков Венеры с высоким разрешением. Трижды совершил близкий пролет около Меркурия- 29.03.1974,21.09.1974 и 16.03.1975. Сфотографировал одно из его полушарий, всего около 57% поверхности. Была измерена температура поверхности - 450К на дневной стороне и 90К на ночной. Обнаружено слабое собственное магнитное поле, свидетельствующее, возможно, о большом жидком ядре.	
1975 год					
8.06	Венера-9		ИСВ + посадочный аппарат. Новый, более тяжелый космический аппарат для исследований Венеры, предназначенный для запуска на PH Протон. 22.09. 1975 посадочный аппарат совершил посадку на дневной стороне планеты, а ИСВ был выведен на орбиту. Первый искусственный спутник Венеры, первое изображение ее поверхности, впервые искусственный спутник планеты использован для ретрансляции телеметрии с посадочного аппарата. Координаты места посадки 32°С, 291 °В. Связь поддерживалась 53 мин после посадки. На посадочном аппарате во время его снижения проводились измерения строения и состава атмосферы, строения облачного слоя и освещенности, а после посадки получена Ч/Б панорама и проведены; гамма-спектрометрические измерения состава пород по содержанию K-U-Th. На ИСВ проводилось фотографирование в УФ-диапазоне, ИК- радиометрия. фотополяриметрия, спектрометрия, радиопросвечивание, исследования околопланетной плазмы.		Запусков не было
300
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
14.06	Венера-10	ИСВ+посадочный аппарат. Идентичен КА Венера-9. 25.10.1975 посадочный аппарат совершил посадку на дневной стороне планеты, а ИСВ был выведен на орбиту. Координаты точки посадки 16°С, 291 °В. Измерения, проведенные во время снижения СА, показали, что нижняя граница облаков Венеры расположена на 49 км, в них имеются 3 основных слоя на высотах 57-70,52-57 и 49-52 км. Работа со спутниками прекратилась в марте 1976 г.				
1978 год						
9.09	Венера-11	Пролетный и посадочный аппараты. Посадка совер- шена 25.12.1978 на дневной стороне. Координаты места посадки 14°Ю, 299°В. Ре- трансляция производилась через пролетный аппарат. При снижении в атмосфе- ре измерялись температу- ра, давление, химический и изотопный состав, спектр коротковолнового излуче- ния, аэрозоли, грозовая активность. Отказ систем получения изображения и забора грунта. Связь про- должалась 95 мин после по- садки. На пролетном аппа- рате были УФ спектрометр и приборы для измерения межпланетной плазмы.	20.05	Пионер-12	ИСВ. Выведен на орбиту 4.12.1978. Проводились дистанционные ис- следования нижней и средней и прямые исследования верхней атмосферы. Проведено первое радарное картирование поверх- ности другой планеты с косми- ческого аппарата. Обнаружены свидетельства грозовых явлений. Показано, что у Венеры нет соб- ственного магнитного поля. Связь с аппаратом поддерживалась до 8.10.1992, вскоре после этой даты он вошел в атмосферу.	
14.09	Венера-12	Пролетный и посадочный аппараты. Идентичен КА Венера-11. Посадка совер- шена 27.12.1978 на дневной стороне. Координаты места посадки 7°Ю, 294°В. От- каз систем получения изо- бражения и забора грунта. Связь продолжалась 110 мин после посадки до ухода пролетного аппарата за го- ризонт.	8.08	Пионер-13	Перелетный + четыре посадочных аппарата. Перелетный модуль доставил и ввел в атмосферу Венеры один большой и три малых посадочных аппарата, и сам вошел в атмосферу 9.12. 1978. Перелет- ный модуль провел измерения в ионосфере, а посадочные аппара- ты провели измерения структуры нижней атмосферы, химического и изотопного состава, потоков ко- ротковолнового и длинноволно- вого излучения, характеристик аэрозольной среды во время сни- жения. Результаты показали, что в нижней атмосфере имеется две конвективных зоны на высотах 49- 60 км и ниже 15 км, а между ними конвекции нет. Найдено аномаль- но высокое содержание реликто- вых инертных газов. Посадочные аппараты не были предназначены для работы после контакта с по- верхностью, но один из них про- должал передавать данные и после посадки.	
301
ГЛАВА 2
1981 год				
30.10	Венера-13	Пролетный и посадочный аппараты. Посадка совершена 1.03.1982 на дневной стороне. Координаты места посадки 7.5°Ю 303°В. Проводились измерения характеристик атмосферы во время снижения. После посадки получены Ч/Б и цветные панорамы поверхности. Проведен анализ состава пород при помощи РФС, они оказались близки к лейцитовым базальтам, редко встречающимся на Земле. Связь продолжалась 127 мин после посадки.		Запусков не было
4.11	Венера-14	Пролетный и посадочный аппараты. Идентичен КА Венера-13. Посадка совершена 5.03.1982 на дневной стороне. Координаты места посадки 13.4°Ю 310.2°В. Те же научные измерения, что и на Венере-13, Ч/Б и цветные панорамы, анализ состава пород при помощи РФС показал, что они подобны базальтам срединных океанических хребтов на Земле. Связь продолжалась 57 мин после посадки.		
1983 год				
2.06	Венера-15	ИСВ. КА выведен на орбиту 10.10. 1983. Основная задача - радиолокационное картирование. Охвачена северная часть планеты от 30°С до полюса, разрешение 1-2 км. Проводились исследования средней атмосферы при помощи ИК- спектрометра.		Запусков не было 	
7.06	Венера-16	ИСВ. Идентичен КА Венера-15. КА выведен на орбиту 14.10.1983. Радиолокационное картирование той же части Венеры и с тем же разрешением. ИК-спектрометр не сработал.		
1984 год				
15.12	Вега-1	Пролетный и посадочный аппараты и аэростат. Пролет вблизи Венеры использовался для гравитационного маневра на пути КА к комете Галлея. 11.06.1985 введены в атмосферу посадочный аппарат и аэростатный зонд - на ночной стороне планеты, в точке с координатами 8. ГС, 176.7°В. Проводились измерения характеристик атмосферы во время снижения посадочного аппарата и на аэростате. Дрейф аэростата наблюдался 48 часов при помощи сети наземных радиотелескопов. За это время он прошел около 10000 км, оставаясь: на высоте 54 км. Его средняя горизонтальная скорость была 69 м/с. Были измерены вертикальные скорости атмосферных движений около 1 м/с. Проведен анализ состава грунта при помощи гамма-спектрометра. РФС не работал. Пролетный аппарат продолжил полет к комете Галлея, встретившись с ней 6.03.1986 и пролетев на расстоянии 8890 км от ее ядра.Получены изображения ядра и пылевых структур внутренней комы при разных углах фазы. Выполнены1 измерения плазменной среды, потоков пыли, состава пылевой и газовой среды.!		Запусков 			 не было
21.12	Вега-2	Пролетный и посадочный аппараты и аэростат. Идентичен КА Вега-1. 15.06.1985 введен в атмосферу аэростат и совершена посадка - на ночной стороне пла- неты, в точке с координатами 7.2°Ю 179.4°В. Такие же измерения характеристик атмосферы, как и на Веге-1. Анализ состава грунта при помощи РФС и гамма- спектрометра показал, что они близки к лунным анортозитам-троктолитам,. редко встречающимся на Земле. Пролетный аппарат продолжил полет к комете Галлея, встретившись с ней 9.03.1986 и пролетев на расстоянии 8030 км от ее ядра. Благодаря пролету обоих советских аппаратов были уточнены эфемериды кометы, и это позволило КА Джотто (ЕКА) с меньшим риском совершить гораздо более близкий пролет через несколько дней. Большая часть научных приборов Веги-1 и Веги-2 была разработана и изготовлена на основе международной кооперации.		
1989 год				
Запусков не было	4. 05	Магеллан	ИСВ. КА для радиолокационного картирования Венеры. Совершил 1,5 оборота вокруг Солнца перед встречей с Венерой. Выведен на орбиту 10.08.1990 г. Провел радиолокационное картирование 98% поверхности планеты с высоким разрешением (до 300 м/пиксель), измерения высот, радиоизлучения, гравитационного поля. Впервые для вывода на орбиту искусственного спутника планеты было использовано аэродинамическое торможение. 11.10.1994 прекратил работу, сгорев в атмосфере в результате предусмотренного программой понижения орбиты.	
302
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
	18.10	Галилео	Пролет. КА для исследования Юпитера. Сблизился с Венерой 10.11.1990 в процессе гравитационного маневра на пути к Юпитеру. Впервые из космоса были переданы изображения и спектры ночной стороны Венеры в ближнем ИК диапазоне, где наблюдается излучение подоблачной атмосферы.
1997 год			
Запусков не было	15.10	Кассини- Гюйгенс	Пролет. КА для исследования Сатурна и Титана. Дважды сблизился с Венерой - 26.04.1998 и 24.06.1999 в процессе гравитационного маневра на пути к Сатурну. Передал изображения и спектры ночной стороны Венеры в ближнем ИК диапазоне.
* Информация только об аппаратах, успешно прошедших этап выведения на межпланетную траекторию
“ Неудачные запуски - КА не выведены на перелетную орбиту из-за сбоя в работе систем ракеты носи-
теля, разгонного блока или КА.
Текст синего цвета - содержит информацию об экспедициях, совершенных КА НПО им. С.А. Лавочкина.
Аппараты для исследования Венеры
(программа СССР)
Аппараты для исследования Венеры
(программа США)
Советские автоматические космические аппараты для исследования Венеры
1 поколение	2 поколение	3 поколение + Вега
Автоматические космические аппараты США для исследования Вейеры
Маринер
Пионер
Магеллан
303
ГЛАВА 2
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ПРОЕКТЫ СОЗДАНИЯ АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЕНЕРЫ
ПРОЕКТ ДОЛГОЖИВУЩЕЙ ВЕНЕРИАНСКОЙ СТАНЦИИ «ВЕНЕРА-Д»
Федеральной космической программой России предусмотрено создание космического
комплекса для детального исследования атмосферы и поверхности Венеры, включающе-
го орбитальный и спускаемый на поверхность Венеры аппараты с длительным сроком ак-
тивного существования. Запуск КА намечен на 2016 год.
В период 1976-1980 г.г. проводилась проработка проблемных вопросов создания поса-
дочного аппарата и бортовой аппаратуры, которые могли бы обеспечить длительные ис-
следования на поверхности Венеры (до 30 суток) в необыкновенно сложных внешних ус-
ловиях функционирования, при температуре окружающей среды до 500 градусов Цельсия
и давлении в 100 атмосфер. Анализ проведенных работ и дальнейшие разработки были
приостановлены из-за смены приоритетов и большой загрузки специалистов по другим про-
ектам.
С 1984 по 1988 гг., после блестяще осуществленной международной программы «Вега»
по комплексному исследованию планеты Венера и кометы Галлея, специалистами НПО
им. С.А. Лавочкина в традиционной кооперации со смежными организациями и института-
ми Академии наук проводилась проработка проекта по дальнейшему исследованию планет
и малых тел Солнечной системы.
Проект «Веста» предусматривал решение нескольких задач различными техническими
средствами. Рассматривались варианты, в которых в состав спускаемого аппарата входили:
посадочный аппарат, аэростатные зонды, планирующий зонд, небольшие сбрасываемые во
время спуска в атмосфере исследовательские зонды.
В составе перелетного аппарата предусматривался автономный зонд с установленными
на нем пенетраторами для исследования астероидов.
В дальнейшем идея использования пенетраторов была использована при разработке
проекта «Марс-96». Развитие метода аэростатного зондирования атмосферы и поверхности
планет выразилось в разработке проекта марсианского аэростата. Была поставлена задача
увеличения длительности функционирования. Для более сложных условий Марса, с точки
зрения дрейфа в разреженной атмосфере, проектное время работы станции составило де-
сять суток (для венерианской станции - двое). Правильность технических решений была под-
тверждена летными испытаниями в земных условиях: перелет модели аэростатной станции
из г. Эр-Сюр Адур, Франция, через Атлантический океан до г.Бельведер, США, в течение
восьми суток.
Параллельно велась работа по миниатюризации научно-служебного комплекса и увели-
чению времени работы системы энергообеспечения. В НПО им. С.А. Лавочкина были раз-
работаны долгоживущая автономная станция для исследования Фобоса, малая автономная
станция и мини-метеорологическая марсианская станция с длительностью функционирова-
ния до 1 года.
Главным результатом названных работ стало развитие высоких технологий в различных
областях науки и техники, которые могут быть использованы, в частности, при разработке
долгоживущей станции для исследования Венеры.
Создание долговременных венерианских станций в будущем неизбежно, поскольку эти
исследования позволяют понять не только природу Венеры, но и процессы зарождения и раз-
вития Солнечной системы, включая и планету Земля.
Возможность использования научно-технического задела, полученного при разработке
в НПО им. С.А.Лавочкина космического аппарата «Фобос-грунт», может позволить сократить
сроки и стоимость реализации проекта «Венера-Д». При разработке КА использован принцип
модульно-блочного построения. Комплекс бортовой аппаратуры КА построен из условия мак-
симального структурно-функционального объединения служебных систем. При создании ап-
парата и комплекса бортовой аппаратуры применены новые технологии и схемно-технические
304
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
ПРЕДЛОЖЕНИЯ ДЛЯ ПРОГРАММЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЕНЕРЫ
Рис. 2.125. Схема спуска и дрейфа зондов в атмосфере Венеры
1	- Аэростатный зонд (АЗ 1)
2	- Аэростатный зонд (АЗ 2)
3	- Планирующий зонд (ПЗ)
4	- Отсек служебной и научной
аппаратуры ПЗ
5	- Контейнер дрейфующего зонда
(ДЗ) ветролета
6	* Отсек научной аппаратуры ДЗ
7	- Радиолокатор
8	- Посадочный зонд
Рис. 2.126. Спускаемый аппарат
305
ГЛАВА 2
решения. Перечисленные особенности позволили получить высокие массово-энергетические
характеристики КА, повысить надежность аппарата и экспедиции в целом, обеспечить рабо-
тоспособность КА на всех этапах функционирования при хорошей степени резервирования
систем и, кроме того, уменьшить цикл создания комплекса бортовой аппаратуры и стоимость
ее разработки и изготовления.
Необходимо проработать возможность использования научно-технического задела
и оценки уровня преемственности и унифицированности технических решений проекта
«Фобос-грунт» в последующих проектах по исследованию Венеры.
В рамках научно-исследовательских работ «Планета-21 век» и «Эстафета» в 2005-2006 гг.
проектным подразделением НПО проводилась проработка концепции миссии и конструкции
посадочного аппарата долгоживущей венерианской станции.
В настоящее время в обеспечение предстоящей ОКР «Венера-Д» предусматривается
проведение НИР, основной целью которой является определение проектного облика пер-
спективного космического аппарата для исследования Венеры с длительным сроком актив-
ного существования, разработка программы его создания и функционирования.
Основным результатом данной работы будет подробная и детальная проработка воз-
можности использования опыта НПО им. С.А.Лавочкина в создании космических аппаратов
серии «Венера» и «Вега», а также проектных разработок КА «Фобос-грунт» и перспективных
космических аппаратов для обеспечения выполнения комплексной программы длительных
исследований Венеры с учетом последних достижений науки и техники. Использование ре-
зультатов данной работы позволит:
•	определить проектный облик космического аппарата для выполнения Федеральной
космической программы по созданию космического комплекса для детального иссле-
дования атмосферы и поверхности Венеры, включающего орбитальный и спускаемый
на поверхность аппараты с длительным сроком активного существования;
•	разработать модели научно-служебного комплекса и систем космического аппарата
и определить принципиальные проблемные вопросы;
•	снизить стоимость и срок реализации космического комплекса, т.к. использование
технического задела, полученного при разработке КА «Фобос-грунт», позволит избе-
жать неоправданных затрат на разработку и создание аналогичных систем для ново-
го проекта;
•	провести анализ перспективных технических решений по снижению массы техниче-
ских средств, предложить рациональные пути снижения стоимости, массы, габаритов,
энергопотребления бортовых приборов;
•	разработать предложения по комплексной программе исследования Венеры и малых
тел Солнечной Системы.
Интересно рассмотреть техническую реализуемость выполнения комплексной экспеди-
ции с полетом к Юпитеру, Сатурну и их спутникам, с использованием гравитационного ма-
невра у Венеры и т.п.
Унификация элементов орбитально-перелетного модуля КА и наземного сегмента позво-
лит существенно снизить стоимость разработки и реализации программы.
Работы будут выполняться на основе анализа последних достижений в области проекти-
рования космической техники в отечественной и зарубежной космической отрасли. К этим
работам будет подключена традиционная кооперация, специализированные организации от-
расли. Будет также проработана возможность международного сотрудничества при выполне-
нии элементов проекта.
По результатам проведенных исследований и проектно-поисковых проработок будут раз-
работаны уточненные предложения для включения в Федеральную космическую программу
на период до 2020-2030 гг. (рис. 2.125, 2.126).
306
и@©™ч@@кга@ жяижотьо
ияя са@©я@и@[в^[Х][яа и/^р©/^

КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ
ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ МАРСА
ВТОРОЕ ПОКОЛЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ МАРСА: КА «МАРС-2» - «МАРС-7»
Так же, как в отношении Венеры, начать исследования Марса автоматическими космиче-
скими аппаратами, созданными в ОКБ-1 С.П. Королева, не удалось. Лучший из результатов:
КА «Марс-1», направленный с целью фотографирования Марса, пролетел около планеты на
слишком большом расстоянии от нее - 195000 км.
Конструкторский коллектив Г.Н. Бабакина начал проработки в части формирования за-
дач и принципов построения АМС нового типа, предназначенных для комплексного иссле-
дования планет, и ему была предоставлена возможность решить эту задачу прежде всего в
рамках реализации программы исследования Марса.
Г.Н. Бабакин стал автором «Основных положений на разработку АМС для исследования
Марса». Конструкция созданных под его руководством космических аппаратов абсолютно от-
лична от конструкции предшественников. Серьезные изменения претерпели также бортовые
служебные системы и агрегаты: использованы более совершенные приборы и аппаратура,
пополнился их состав; создана конструкционная возможность установки на борту полезной
нагрузки большей массы и различного назначения.
При проектировании соблюден основной принцип построения космического аппара-
та, практикуемый в отечественной беспилотной космонавтике того времени и отличный от
американской, а именно размещение жизненно важных комплектующих бортовой аппарату-
ры в герметичных отсеках, в которых поэтому необходимо было создавать и поддерживать
определенный микроклимат, для чего требовалась соответствующая СОТР.
Разработан новый спускаемый аппарат, оборудованный системами и устройствами, обе-
спечивающими отделение аппарата от орбитального отсека, переход его на траекторию
сближения с планетой, торможение, спуск в атмосфере и мягкую посадку на поверхность
Марса. На разных этапах спуска для уменьшения скорости последовательно используются
аэродинамический тормозной конус, парашютная система, РД.
Более подробно об особенностях космических аппаратов, снаряженных в каждую из
реализованных марсианских экспедиций, рассказано в последующих разделах настоящей
главы.
309
ГЛАВА 2
Использование аппаратов нового поколения было возможным лишь при замене ракеты-
носителя «Молния» на более мощную - «Протон». Одновременный ввод в эксплуатацию
новой ракеты-носителя и нового КА оказался довольно болезненным для последнего - лишь
с четвертой попытки КА был выведен, наконец, на межпланетную траекторию.
В дальнейшем с помощью космических аппаратов этого поколения были проведены ре-
когносцировочные исследования планеты Марс, осуществлена первая в мировой практике
мягкая посадка исследовательского зонда на ее поверхность.
Создатели аппарата заложили в нем широчайшие возможности «универсального иссле-
довательского инструмента», позволяющие на его базе создавать не только автоматические
межпланетные станции и космические аппараты для исследования малых тел Солнечной си-
стемы, но и специализированные спутники Земли - внеатмосферные астрофизические об-
серватории.
310
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ СЕРИИ М-71
НАЗНАЧЕНИЕ КА
Космические аппараты серии
М-71 предназначены для исследова-
ния планеты Марс и околопланетно-
го пространства с помощью достав-
ляемого на поверхность планеты
посадочного аппарата, а также ор-
битального аппарата, выполняюще-
го функции искусственного спутника
планеты.
Серия М-71 состоит из трех аппа-
ратов: «Космос-419» (М-71 С №170)
«Марс-2» (М-71 №171) и «Марс-3»
(М-71 №172), являющихся полной
аналогией друг друга по конструкции,
составу бортовых агрегатов, служеб-
ных систем и приборов и предназна-
ченных для выполнения идентичных
основных исследовательских про- Орбитальный и спускаемый аппараты КА М-71
грамм. Есть некоторые различия (до-
полнения) в комплектации научной аппаратурой и, соответственно, перечне решаемых на-
учных задач.
Запуски аппаратов осуществлены: М-71 С №170 - 10.05.1971 г., «Марс-2» -19.05.1971 г.,
«Марс-3» -28.05.1971 г.
В программу экспедиции входило:
•	доставка СА в околопланетную область и обеспечение требуемых условий по балли-
стике для проникновения СА в атмосферу Марса;
•	осуществление посадки исследовательского зонда (автоматической марсианской
станция - АМС) на поверхность планеты;
•	создание с помощью орбитального аппарата долговременно функционирующего
в околопланетном пространстве искусственного спутника Марса;
•	получение фотоснимков определённых участков поверхности Марса и фотопанорамы
поверхности планеты в районе посадки;
•	определение типа пород грунта и распределения в них некоторых химических элемен-
тов;
•	изучение рельефа поверхности, радиояркостной температуры поверхностного слоя
и его диэлектрической проницаемости;
•	определение распределения водяного пара по диску планеты;
•	измерения плотности, давления и температуры атмосферы на различных высотах
в процессе спуска, определение газового состава атмосферы;
•	определение прочностных характеристик грунта и его несущей способности;
•	уточнение фигуры планеты и характеристик магнитного поля Марса;
•	определение радиационной обстановки;
•	продолжение исследования свойств межпланетного пространства.
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
Для выведения КА серии М-71 использована четырехступенчатая ракета-носитель
«Протон-К» стартовой массой 690 тонн. На первых трех ступенях ракеты применяется само-
воспламеняющееся топливо: четырехокись азота (АТ) и несимметричный диметилгидразин
(НДМГ). Четвертая ступень - разгонный блок Д -, работает на керосине и жидком кислороде.
На блоке Д установлен двигатель 11Д58 тягой 8550 кг (в пустоте) с удельным импульсом
345 секунд.
311
ГЛАВА 2
Первые три ступени обеспечивают выведение головного блока, состоящего из четвертой
ступени (блока Д) и космического аппарата на незамкнутую орбиту. Опорная орбита высотой
- 170км и наклонением 51,6° формируется первым включением двигательной установки блока Д.
Стартовая масса блока Д - 17745 кг. Масса ГБ на опорной орбите составляет - 19,2 тонны.
После пассивного стабилизированного полета по опорной орбите в течение - 1 часа про-
изводится второе включение двигателя блока Д, с помощью которого КА переводится на
траекторию полета к Марсу.
Управление работой четвертой (блок Д) ступени осуществляется системой управления КА.
С помощью PH «Протон-К» обеспечивалось выведение на трассу полета к Марсу полез-
ного груза массой до 4650 кг.
Первые три ступени PH «Протон-К» изготовлены на заводе им. М.В. Хруничева (г. Мо-
сква), четвертая ступень PH «Протон-К» (блок Д) - на Заводе экспериментального машино-
строения (г. Калининград Московской области), головной обтекатель и космический аппа-
рат - на Машиностроительном заводе им. С.А. Лавочкина.
СХЕМА ПОЛЕТА (рис. 2.127)
После старта, выведения ГБ на незамкнутую околоземную орбиту и последующего пас-
сивного полета по ней КА переводится на траекторию перелета к планете Марс.
На этапе перелета по результатам внешнетраекторных измерений предусмотрено прове-
дение двух коррекций траектории движения КА: через 30-40 суток после старта и за 15 суток
до подлета к Марсу.
Начиная с -100 суток, на расстоянии -30 млн км от Земли КА переводится в режим трех-
осной солнечно-звездной ориентации, и далее для связи с ним используется остронаправ-
ленная антенна. Длительность полета к Марсу -190 суток.
Для создания необходимых условий входа спускаемого аппарата в атмосферу Марса
коррекций траектории КА, проведенных до его прибытия в околопланетную область, оказы-
вается все же недостаточно, поскольку на момент начала экспедиции эфемериды Марса вы-
312
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
числялись лишь с точностью 1000 км. Важнейшее значение при десантировании СА имело
обеспечение угла входа - 15±5 градусов, так как при больших его величинах не хватает вре-
мени для раскрытия парашютной системы, при меньших - СА рикошетирует от атмосферы в
космическое пространство. Высоту же перицентра подлетной гиперболы нужно выдержать с
точностью ±200 км. Поэтому для КА серии «М-71» предусмотрена еще одна коррекция, про-
водимая на расстоянии 70-80 тысяч км от Марса.
Ей предшествует сеанс автономной навигации, проводимый за 6 часов до подлета к пла-
нете, по результатам которого БЦВМ производит расчет углов разворота КА и величины им-
пульса последней коррекции. После коррекции траектории за 4,5 часа до подлета КА к Мар-
су производится разделение орбитального и спускаемого аппаратов.
В течение 15 минут после отделения СА совершает ориентированный полет, после чего
включается тормозной двигатель, который сообщает импульс скорости увода (120 м/с) на
траекторию спуска в атмосферу Марса. После выключения двигателя СА разворачивается в
положение, при котором вершина конуса тормозного экрана ориентирована в направлении
движения, обеспечивая тем самым аэродинамическое торможение и защиту АМС от воздей-
ствия возникающих при этом высоких температур; угол атаки в момент входа в атмосферу
выдерживается в пределах +15 градусов. Затем с помощью небольших пороховых двигате-
лей производится закрутка аппарата вокруг продольной оси со скоростью бОград/с и сброс
рамы с двигательной установкой и агрегатами системы управления.
Через 4,5 часа после разделения СА входит в атмосферу Марса (Н~100 км) при скорости
5800±200 м/с и углах входа от -10° до -23°.
При движении по попадающей траектории спускаемый аппарат опережает орбитальный,
за счет чего их взаимная видимость длится в течение ~ 18 минут с момента раскрытия пара-
шюта.
При максимальном сближении с Марсом (Нш=1500±200) включается двигатель орбиталь-
ного аппарата (КТДУ), который обеспечивает его переход на эллиптическую орбиту искус-
ственного спутника Марса с высотой в апоцентре 39900 км и периодом 24 часа 35 минут с
погрешностью ±1,5-2 часа.
Тем временем спускаемый аппарат входит в атмосферу Марса (рис. 2.128).
При достижении перегрузки пх = -2 с помощью ракетных твердотопливных (пороховых)
двигателей скорость закрутки СА снижается до уровня 1 град/с. Одновременно подается пита-
ние на радиовысотомеры больших и малых высот, измеритель перегрузок, включаются при-
боры МХ-6408, ИТД, и запускается
программно-временной механизм.
После прохождения пикового зна-
чения перегрузок (лх® -12) при сра-
батывании датчика относительного
ускорения вводится в действие ка-
скадная парашютная система. Рас-
четная высота ввода парашютной
системы - 5-10 км. Первым с помо-
щью порохового двигателя вводится
вытяжной парашют. Он вытягивает
за собой основной парашют, причем
сначала спуск происходит на зари-
фованном парашюте. Через 10 се-
кунд после ввода осуществляется
разрифление парашюта, и далее
спускаемый аппарат опускается на
куполе основного парашюта.
Вместе с вводом основного па-
Рис. 2.128. Схема посадки СА серии М-71
на поверхность Марса
рашюта включается радиокомплекс
метрового диапазона и телеметрия,
313
ГЛАВА 2
Рис. 2.129. АМС (аналог) КА серии М-71
в рабочем положении
и начинается передача на орбитальный аппарат результатов измерений температуры и дав-
ления атмосферы «с привязкой» к высоте.
Через 5 секунд происходит сброс тормозного экрана. Еще через 10 секунд осуществля-
ется перецепка, срабатывают четыре узла крепления строп к парашютному отсеку, установ-
ленному на верхней части продолжающей спуск посадочной ступени СА (АМС) и прикре-
пленному к ней при помощи стяжных лент, и парашют извлекает из отсека двигатель мягкой
посадки, соединенный амортизационными цепями со стропами парашюта и парашютным от-
секом.
При сближении с поверхностью включается радиовысотомер малых высот. Скорость
снижения на парашюте к моменту включения двигателя мягкой посадки, подвешенного
в стропах парашюта, составляет 55-70 м/с. По команде радиовысотомера малых высот
непосредственно у поверхности на высоте 20-30 метров происходит включение двигателя
мягкой посадки, который производит окончательное торможение АМС. Одновременно вклю-
чается программно-временное устройство, задающее последовательность операций при ра-
боте АМС на поверхности планеты. При достижении вертикальной скорости снижения поряд-
ка 6,5 м/с производится расцепка и увод парашюта с еще работающим двигателем мягкой
посадки, чтобы купол не закрыл станцию.
Автоматическая марсианская станция после расцепки совершает свободное падение
с высоты 1,5-7 метров на поверхность планеты. Скорость соударения при контакте не превы-
шает 12 м/с. Она гасится специальным амортизационным устройством из пенопласта, рас-
считанным на гашение ускорения порядка 200g.
Происходит сброс верхнего теплозащитного кожуха, после которого для принятия АМС
положения, близкого к вертикальному, производится раскрытие четырех лепестков.
Вместе с лепестками раскрываются штыре-
вые антенны, штанги научных приборов и спуска-
ется на поверхность прибор ПрОП-М (рис. 2.129).
Вся работа научной аппаратуры строится ци-
клами длительностью 4 минуты 34 секунды. Из
них 4 минуты 22 секунды передается панорама
марсианской поверхности, а оставшиеся 12 се-
кунд - вся остальная информация. В день посад-
ки циклограмма функционирования АМС преду-
сматривала пять циклов работы.
Орбитальный аппарат начинает прием инфор-
мации с СА сразу после торможения и принима-
ет ее, записывая на магнитофон, как в процессе
спуска, так и после посадки АМС на поверхность.
Таким образом, осуществляется первый сеанс
связи между СА и ОА .
Спустя сутки после посадки по команде с орби-
тального аппарата при прохождении им перицен-
тра ОИСМ вновь включается передатчик, телефо-
тометры и научная аппаратура АМС. На протяже-
нии 10 циклов проводятся измерения с передачей
фотопанорам марсианской поверхности и научной
информации на орбитальный аппарат. Эта инфор-
мация записывается на бортовые магнитофоны
ОА. Длительность второго сеанса зависит от раз-
броса периода обращения орбитального аппарата
и составляет от 15 до 25 минут.
Срок активного существования АМС (30 ча-
сов) ограничен емкостью установленной на ее
борту аккумуляторной батареи.
314
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Рис. 2.130. Космический аппарат серии М-71:
1 - приборный отсек; 2 - антенна научной аппаратуры «Стерео»; 3 - параболическая
остронаправленная антенна; 4 - спускаемый аппарат; 5 - радиаторы системы терморегулирования;
6 - панель солнечной батареи; 7 - блок баков двигательной установки; 8 - приборы системы
астроориентации; 9 - корректирующий и тормозной двигатель; 10 - антенна связи
со спускаемым аппаратом; 11 - магнитометр; 12 - малонаправленные антенны
Начиная с выхода на орбиту ИСМ, орбитальный аппарат в течение трех месяцев прово-
дит дистанционные исследования Марса, его атмосферы и околопланетного пространства,
включая фотографирование поверхности планеты с помощью ФТУ.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ (рис. 2.130)
Автоматический космический аппарат серии М-71 состоит из орбитального и спуска-
емого аппаратов. Спускаемый аппарат крепится в верхней части орбитального аппарата
с помощью цилиндрического переходника и соединительной рамы.
ОРБИТАЛЬНЫЙ АППАРАТ (рис. 2.131)
Орбитальный аппарат предназначен для обеспечения перелета КА по трассе Земля-Марс
(включая коррекции траектории), десантирования посадочного аппарата на поверхность пла-
неты, выхода на орбиту искусственного спутника Марса, ретрансляции на Землю сигналов,
полученных со спускаемого аппарата и проведения с орбиты научных исследований Марса и
околопланетного пространства.
Орбитальный аппарат конструктивно состоит из торового приборного отсека, блока ба-
ков и корректирующе-тормозной двигательной установки.
Основной силовой элемент КА - блок баков диаметром 113 см с двумя крышками эллип-
тической формы, в котором содержатся компоненты топлива (НДМГ и четырехокись азота)
315
ГЛАВА 2
Рис. 2.131. Орбитальный аппарат КА серии М-71
для КТДУ-425. Баки в составе базо-
вых двигательных установок серии
КТДУ-425 конструктивно выполне-
ны в виде цилиндрической базо-
вой системы, к нижнему донышку
которой крепится однокамерный
ЖРД. Внутри топливных баков раз-
мещены пусковые топливные емко-
сти с вытеснительной мембраной,
системой пуско-отсечных клапанов
и трубопроводов. Назначение пу-
скового бачка - питание двигателя
деаэрированным топливом в тече-
ние времени, достаточного для разделения газовой и жидкостной фаз в основном баке под
действием перегрузки, создаваемой ЖРД в течение примерно 12-14 с.
Такая конструкция баков позволяет варьировать количество размещаемого топлива, из-
меняя строительные высоты (объемы) баков. Общая масса заправки орбитального аппара-
та - 1553 кг.
Основа КТДУ-425 - ЖРД 11Д425.000 разработки КБ Химмаш тягой 1908 кг (большая
тяга) и 743 кг (малая тяга). Двигатель установлен в карданном подвесе, позволяя тем самым
обеспечить качанием камеры ЖРД в диапазоне ±5° стабилизацию КА во время работы дви-
гателя.
Торовой приборный отсек расположен вокруг двигателя (продольные оси ЖРД и тора со-
впадают) и предназначен для размещения всех служебных бортовых систем и части научной
аппаратуры, включая фототелевизионное устройство. На внешней поверхности торового от-
сека установлены солнечные и звездные приборы системы ориентации. Отсек с помощью
конической «юбки» крепится к топливному баку.
К боковой поверхности блока баков крепятся (с диаметрально противоположных сторон
по отношению друг к другу) две панели солнечной батареи общей площадью 7,3 м2. При
старте они сложены и зачекованы. Расчековка и раскрытие панелей СБ происходит после
выведения и отделения КА от разгонного блока. Панели крепятся с отклонением назад на
угол 10°, что обеспечивает дополнительную стабилизацию аппарата под действием солнеч-
ного ветра. На концах панелей установлены газовые сопла системы ориентации.
Снаружи орбитального аппарата расположены также элементы системы терморегулиро-
вания - радиатор холодного и радиатор горячего контуров СТР.
На блоке баков установлены три малонаправленные антенны и параболическая острона-
правленная антенна диаметром 2,8 метра для связи с Землей в режиме трехосной ориента-
ции и передачи научной информации. Антенны метрового диапазона установлены на обрат-
ной стороне панелей СБ.
Цилиндрический переходник в верхней части блока баков предназначен для установки
спускаемого аппарата.
Внутри торового приборного отсека установлены следующие бортовые системы:
•	система автономного управления (САУ);
•	система управления ориентацией;
•	бортовой радиокомплекс (БРК);
•	телеметрическая система;
•	программно-временное устройство (ПВУ);
•	система энергопитания; система электроавтоматики;
•	система терморегулирования (СТР).
Система автономного управления, разработанная в НИИАП под руководством акаде-
мика Н.А. Пилюгина, предназначена для обеспечения пространственных разворотов и стаби-
лизации КА, управления работой двигательной установки как самого аппарата при коррек-
циях и торможении, так и разгонного блока Д на участке выведения. Основа САУ - бортовая
316
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
вычислительная машина С530. Быстродействие БЦВМ С530 составляет 100 тысяч коротких
операций в секунду при длительности такта 51,2 мкс, объем ПЗУ - 8192 20-разрядных чисел,
а ОЗУ - 256 13 разрядных чисел. Для стабилизации и пространственных разворотов служит
трехстепенная гироплатформа МС500, которая обеспечивает последовательные развороты
аппарата со скоростью 0,5 град/с и последующую стабилизацию.
На участках программных разворотов и пассивной стабилизации исполнительными орга-
нами являются микрореактивные двигатели системы ориентации, а во время работы двига-
теля стабилизация КА по тангажу и рысканию обеспечивается качанием сопла двигателя.
В состав САУ входит также датчик космической автономной навигации (СКАН). Информа-
ция с этого датчика об угловых размерах Марса и направлении на центр планеты за 6 часов
до подлета поступает для обработки в БЦВМ для расчета параметров последней перед от-
делением спускаемого аппарата коррекции.
Система управления ориентацией разработана в отделе, руководимом А.С. Демехи-
ным, и предназначена для построения и поддержания в течение всего полета постоянной
солнечной или солнечно-звездной ориентации, а также построения точной трехосной ориен-
тации перед проведением маневров.
В качестве измерительных средств в системе ориентации применены датчики угловых
скоростей, объединенные в единый блок (БДУС), и оптико-электронные астроприборы раз-
работки ЦКБ «Геофизика»: грубый и точный солнечные приборы (106К2, аналогового типа,
и 124К), земной (149К, аналогового типа) и звездный (125К, импульсного типа). Оптико-
электронные приборы задублированы.
Датчик планеты Марс, входящий в состав системы ориентации, предназначен для обна-
ружения освещенного края планеты и включения фототелевизионного устройства в сеансе
съемки.
Центральным элементом системы ориентации является логический блок системы ориента-
ции (ЛБСО), обеспечивающий отработку исполнительными органами сигналов с электронно-
оптических астроприборов в режимах поиска Солнца, звезды (Канопус или Сириус) и Земли,
при построении и поддержании выбранного вида ориентации КА.
Поиск Солнца производится с помощью точного солнечного прибора 106К2 и датчиков
угловых скоростей путем вращения КА вокруг оси Y со скоростью 0,5 град/с.
При попадании Солнца в поле зрения прибора осуществляется приведение найденного
ориентира в центральную зону поля зрения, что достигается путем соответствующих изме-
нений во вращении КА. Далее следует переход в режим постоянной солнечной ориентации
(ПСО) при наличии разрешения, либо в режим поиска звезды или Земли. Поддержание ре-
жима ПСО происходит уже на грубом солнечном приборе 124К.
Поиск звезды или Земли проводится с помощью точного солнечного прибора 106К2
и звездного (125К) или земного (149К) приборов. При нахождении звезды аппарат перево-
дится в режим постоянной солнечно-звездной ориентации (ПСЗО) при наличии разрешения.
Солнечно-земная ориентация является сеансной и служит для организации радиосвязи че-
рез остронаправленную антенну (режим PC). Перед окончанием сеанса аппарат в зависимо-
сти от признака переводится либо в режим ПСО, либо в режим ПСЗО, но уже на звездном
приборе. Точность дежурной ориентации (ПСО или ПСЗО) составляет ±1 градус. Точность
ориентации в режиме PC - ±30 угловых минут.
Перед включением гиростабилизированной платформы устанавливается точная трехо-
сная ориентация с точностью ±5 угловых минут (режим АК).
В случае потери звезды или Земли аппарат переводится в режим ПСО или режим гиро-
скопической стабилизации (ГС) «закруткой» со скоростью 0,5 град/с. Этот режим мог также
включаться по команде с Земли. В режиме закрутки панели солнечных батарей, отклонен-
ные назад на 10 градусов, служат аэродинамическими поверхностями, обеспечивающими
стабилизацию и подворот КА к Солнцу под воздействием солнечного ветра.
Поскольку в ходе полета меняются баллистические углы Солнце-КА-звезда и Солнце-
КА-Земля, для сохранения режима ПСЗО при наведении параболической антенны на Зем-
лю в состав системы ориентации введены блок автоматики уставок и блок программных
317
ГЛАВА 2
уставок. БПУ, как и оптические приборы, разработан в ЦКБ «Геофизика». В этом блоке
«прошиты» программы изменения углов. По каждой часовой метке в соответствии с про-
граммой в блок автоматики уставок выдаются пачки импульсов, которые отрабатываются
шаговыми двигателями выбранных комплектов солнечных приборов и трубки звездного при-
бора. Предусмотрена возможность выполнять подвижку приборов и по уставкам с Земли, но
в этом случае прибор должен быть отключен от блока программных уставок.
Скоординированное изменение углов подвижки приборов позволяет поддерживать ре-
жим трехосной ориентации и обеспечивать наведение параболической антенны на Землю.
В качестве исполнительных органов системы ориентации используются 28 газовых сопел
(микрореактивных двигателей, выполненных в виде электропневмоклапанов, дополненных
выходными сопловыми насадками специальной конфигурации), работающих на сжатом азо-
те. Вся система исполнительных органов задублирована - наличествует основная и резерв-
ная магистрали пневмосистемы, а у каждого сопла основной ветви (всего 14 штук) есть ду-
блер из резервной ветви (тоже 14 штук). Запас рабочего тела - азота - для исполнительных
органов системы ориентации хранится в пяти шаробаллонах емкостью по 23,6 литра, разме-
щенных на приборном отсеке. Газ находится под давлением 320 атмосфер и в зависимости
от выбранного режима ориентации (активный или дежурный) подается в сопла редуцирован-
ным до 7 атм (большая тяга), 2 атм (средняя тяга) или 1 атм (малая тяга).
Бортовой радиокомплекс орбитального аппарата, разработанный в НИИ приборостро-
ения под руководством академика М.С. Рязанского, обеспечивает связь с Землей в сантиме-
тровом и дециметровом диапазонах, а со спускаемым аппаратом и автоматической марсиан-
ской станцией - в метровом диапазоне.
Связь в дециметровом диапазоне осуществляется через малонаправленные антенны
в режиме одноосной ориентации и через остронаправленную антенну в режиме трехосной
ориентации.
Приемники и передатчики дециметрового диапазона обеспечивают прием команд с Зем-
ли, проведение траекторных измерений и передачу телеметрической и научной информации
со скоростью от 1 до 128 бит в секунду или от 1 до 139 измерений в секунду при использова-
нии ортогонального PN-кодирования информации псевдошумовым сигналом.
Сантиметровый передатчик, подключенный к остронаправленной антенне, предназначен
для передачи информации со скоростью 256 или 512 измерений в секунду в режиме время-
импульсной модуляции. Это может быть телеметрия в режиме непосредственной передачи
или воспроизведения, а также изображения, полученные с помощью ФТУ, или информации
со спускаемого аппарата в режиме воспроизведения записанной на видеомагнитофон ин-
формации.
Для связи со спускаемым аппаратом на орбитальном аппарате установлены приемник
и передатчик метрового диапазона. При передаче телеметрической и научной информации
информативность составляет 500 бит/с, а при передаче сигналов телевизионного изображе-
ния - 2000 элементов в секунду.
Принимаемая информация записывается на видеомагнитофон емкостью 11 миллионов
элементов на каждый из двух комплектов. Предусмотрены возможности трансляции запи-
санной информации через сантиметровый передатчик или её предварительная перезапись
на магнитофон телеметрической системы с последующим воспроизведением по дециметро-
вой радиолинии.
Помимо сантиметрового и дециметрового передатчиков, на остронаправленную антенну
выведен передатчик эксперимента «Дисперсия», работающий на длине волны 8 см и предна-
значенный для радиопросвечивания атмосферы Марса, околосолнечной плазмы и межпла-
нетного пространства.
Телеметрическая система орбитального аппарата обеспечивает опрос параметров бор-
товых систем со скоростями 1,4, 16, 64 и 128 бит в секунду с записью на магнитофон и по-
следующим воспроизведением, либо с передачей информацией на Землю со скоростями от
1 до 128 бит в секунду и от 1 до 139 измерений в секунду по дециметровой радиолинии и 256
и 512 измерений в секунду по сантиметровой радиолинии. В комплекте два магнитофона,
318
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
емкость каждого - 5 Мбит. Скорость воспроизведения такая же, как и в режиме непосред-
ственной передачи.
Программно-временное устройство обеспечивает счет бортового времени, выдачу се-
ток частот в бортовые системы и отработку и выдачу временных меток в системы объекта.
В составе системы энергопитания:
•	кадмий-никелевая аккумуляторная батарея емкостью 120 ампер-часов, обеспечиваю-
щая работу сеансной аппаратуры;
•	солнечная батарея, выполненная в форме двух панелей общей площадью 7,3 м2, обе-
спечивающая работу бортовых систем в дежурном режиме и подзаряд аккумулятор-
ной батареи.
Тепловой режим орбитального аппарата поддерживает активная газоциркуляционная си-
стема терморегулирования приборного отсека. Внутри приборного отсека газ перемещает-
ся под действием вентилятора. Контур циркуляции газа объединяет, в том числе, радиатор-
нагреватель и радиатор-охладитель, вынесенные за пределы приборного отсека. Поступле-
ние газа в тот или иной радиатор регулируется в зависимости от температуры внутри отсека
соответствующим изменением положения входных заслонок.
Заданный тепловой режим компонентов топлива обеспечивается путем постоянной цир-
куляции части объема теплоносителя (газа приборного отсека) через специальные каналы,
расположенные на поверхности топливных баков.
За исключением радиаторов и рабочих поверхностей приборов и агрегатов, закреплен-
ных на наружной поверхности орбитального аппарата или являющихся его внешней состав-
ной частью, остальная часть аппарата извне покрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией -
пассивным элементом СТР.
Орбитальный аппарат, не оснащенный научными приборами, именуется также служеб-
ным модулем КА.
Для проведения исследований как на трассе перелета, так и на орбите искусственного
спутника Марса, на орбитальном аппарате установлены научные приборы:
•	прибор ИВ-2 для изучения распределения водяного пара по диску планеты;
•	ультрафиолетовый спектрометр УФС-1 для определения газового состава и плотно-
сти атмосферы;
•	ФКМ-71 для изучения рельефа по распределению СО2, определения распределения
концентрации газа в атмосфере, яркостной температуры планеты и атмосферы;
•	радиочастотный радиометр РА-71 для определения диэлектрической проницаемости,
поляризации и температуры поверхности планеты;
•	трехкомпонентный магнитометр СГ-70 для измерения магнитного поля по трассе пе-
релета и вблизи планеты;
•	РИЭП-2801 для измерения потоков электронов и протонов на трассе перелета и у пла-
неты;
•	КС-18-5М для регистрации космических излучений и радиационных поясов планеты.
Для получения изображений марсианской поверхности на борту орбитального аппарата
внутри торового приборного отсека установлено фототелевизионное устройство. Собственно
ФТУ состоит из двух фотоаппаратов. Один из них - ФТУ-П - короткофокусный с фокусным
расстоянием 52 мм предназначен для обзорной съемки. Он снабжен четырьмя сменными све-
тофильтрами: красным, зеленым, синим и оранжевым. Для детальной съемки предназначен
другой фотоаппарат - ФТУ-III - с фокусным расстоянием 350 мм, перед которым установлен
оранжевый светофильтр. Съемка проводится на неперфорированную фотопленку шириной
25,4 мм циклами по 12 кадров. Шторный фотозатвор обеспечивает выдержку 1/50 секунды.
Пленка каждого фотоаппарата рассчитана на 440 кадров.
После съемки пленка подвергается химической обработке и сушке. Изображения с про-
явленной пленки считываются специальным фототелевизионным устройством в различных
режимах. В просмотровом режиме каждый кадр передается в виде 250 строк по 250 эле-
ментов, в режиме номинальной четкости - 1000-1000, а в режиме с максимальной четко-
стью - 2000-2000. Время передачи одного кадра во время воспроизведения по сантиметро-
319
ГЛАВА 2
Рис. 2.132. Спускаемый аппарат КА серии М-71:
1 - тормозной конус; 2 - антенна радиовысотомера;
3 - приборно-парашютный контейнер; 4 - антенна
связи с ИСМ; 5 - двигатель ввода вытяжного
парашюта; 6 - соединительная рама; 7 - двигатель
увода отделенного аппарата; 8 - основной
парашют; 9 - двигатель закрутки; 10 - контейнер
с научной аппаратурой; 11 - автоматическая
марсианская станция; 12 - баллон системы
управления; 13 - система автоматического
управления;14 - двигатель увода парашюта;
15 - двигательная установка мягкой посадки;
16 - баллон системы управления; 17 - приборы
системы автоматического управления
вой радиолинии в просмотровом режиме
составляет 140 секунд, а в режиме номи-
нальной четкости (1000-1000) ~35 минут.
Воспроизведение изображений с ФТУ
можно вести и по дециметровой радиоли-
нии. При этом время передачи одного ка-
дра существенно возрастает.
Кроме того, информация с ФТУ мо-
жет переписываться на магнитофон теле-
метрической системы с последующим
воспроизведением по сантиметровой или
дециметровой радиолинии.
Дополнительно на орбитальном аппа-
рате «Марса-3» установлен французский
прибор «Стерео» для измерения вспле-
сков радиоизлучения Солнца в метровом
диапазоне (169 МГц). Штыревые антенны
прибора «Стерео» были установлены на
панелях солнечных батарей.
СПУСКАЕМЫЙ АППАРАТ (рис. 2.132)
Спускаемый аппарат предназначен
для проведения комплекса научных ис-
следований как в процессе спуска в ат-
мосфере Марса, так и после мягкой по-
садки на его поверхность.
Конструктивно спускаемый аппарат
состоит из:
•	автоматической марсианской станции;
•	приборно-парашютного контейнера;
•	тормозного экрана;
•	соединительной рамы.
На соединительной раме, стыкую-
щей спускаемый аппарат с орбитальным,
размещены тормозной твердотопливный
двигатель тягой 300кг для перевода СА
с пролетной на посадочную траекторию,
а также агрегаты системы автономного
управления для его стабилизации после
отделения от орбитального аппарата.
Для стабилизации аппарата от момента его отделения от орбитального аппарата и до
окончания отработки тормозного импульса служит гироприбор.
Приборно-парашютный контейнер изготовлен в форме тора. Он установлен на верх-
нюю часть АМС и соединен с ней при помощи стяжных лент. Внутри контейнера уложены
вытяжной и основной парашюты площадью 86 м2. На контейнере размещены пороховой
двигатель ввода вытяжного парашюта, тормозная двигательная установка мягкой посадки
и двигатель увода парашюта, антенны радиовысотомера, антенны связи с орбитальным ап-
паратом и научная аппаратура, включая панорамную телекамеру и камеру для съемки по-
верхности в процессе спуска.
Тормозной экран имеет коническую форму с углом раствора 120° и диаметром 3,2 метра.
Он служит для аэродинамического торможения СА в атмосфере Марса со скорости 6 км/с
(скорость входа в атмосферу) до 400 м/с (скорость, при которой вводится парашютная си-
стема) и защиты АМС от возникающих при этом высоких температур. У основания конуса
320
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
установлены двигатели закрутки аппарата для его стабилизации до входа в атмосферу и
двигатели останова закрутки при входе в атмосферу.
Необходимая последовательность работы систем спускаемого аппарата обеспечивается
программно-временным устройством.
Автоматическая марсианская станция представляет собой герметичный приборный от-
сек, в котором размещены защищаемые от внешних воздействий блоки бортовых служебных
систем (радиотелеметрического комплекса, систем управления, систем терморегулирования,
энергопитания) и научных приборов. Снаружи установлены научные приборы с механизма-
ми их выноса, антенны радиокомплекса, а также система приведения станции в рабочее по-
ложение после посадки, состоящая из четырех раскрывающихся после посадки лепестков.
На перелете АМС закрыта теплозащитным кожухом. Для поглощения энергии, возникающей
при соприкосновении с поверхностью планеты, марсианская станция оборудована амортиза-
ционной системой, выполненной в виде специальной оболочки на основе пенопластов.
Радиокомплекс спускаемого аппарата работает в метровом диапазоне и способен
не только передавать информацию на орбитальный аппарат со скоростью 500 бит/с, но и при-
нимать от орбитального аппарата команды, связанные с включением второго сеанса научных
исследований на поверхности Марса.
Энергопитание всей аппаратуры СА обеспечивается серебряно-цинковой аккумулятор-
ной батарей емкостью 136 ампер-часов.
Для проведения исследований на участке парашютного спуска и непосредственно на по-
верхности Марса спускаемый аппарат оснащен комплексом научной аппаратуры.
В верхней части АМС (рис. 2.133) установлены два телефотометра, аналогичных оптико-
механической телевизионной камере (телефотометру) Я-198, примененной на «Луне-9». Они
обеспечивают передачу черно-белой панорамы марсианской поверхности размером 500 на
6000 элементов изображения с перекрытием полей обзора поверхности порядка 130°. Пере-
дача одной панорамы должна начинаться сразу после посадки, еще одна - через сутки.
Для определения физико-механи-ческих свойств грунта на АМС установлен прибор
ПрОП-М, представляющий собой маленький шагающий марсоход, управляемый по проводам
(рис. 2.134).
Состав научной аппаратуры, установленной на АМС:
•	прибор ИТД для измерения температуры и давления марсианской атмосферы;
•	масс-спектрометр МХ-6408 для определения химического состава атмосферы;
•	автоматическая активационная лаборатория ААЛ-2 для определения типа поверхност-
ных пород;
•	прибор ИПС для измерения скорости ветра и плотности газа;
•	два телефотометра для получения панорамных фотоснимков;
•	прибор ПрОП-М для определения прочности поверхностного слоя грунта.
Рис. 2.133. Телефотометры,
установленные в верхней части АМС
Рис. 2.134. Прибор ПрОП, доставляемый
АМС на поверхность Марса
321
ГЛАВА 2
Рис. 2.135. Высокоэффективная
приемная антенна П400, используемая
в составе комплекса «Сатурн-МСД»
УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ
Прием, сбор и обработка телеметрической
и фототелевизионной информации, измерение па-
раметров движения и организация управления кос-
мическими аппаратами, находящимися в полете,
выполнялись средствами командно-измерительного
наземного комплекса. В комплекс входили назем-
ные измерительные пункты (НИПы) на террито-
рии Советского Союза, а также плавучие (ИПы) -
научно-исследовательские суда Академии наук
СССР, находящиеся в акваториях Тихого и Атлан-
тического океанов. С момента старта прием, обра-
ботку информации и измерение параметров тра-
ектории вели последовательно НИПы и ИПы, рас-
положенные вдоль трассы полета КА. Измерения
начинали при вхождении аппарата в зону радиови-
димости данного измерительного пункта и заканчи-
вали, когда следующий пункт начинал прием сигна-
ла и обработку информации.
В управлении КА серии М-71 задействован на-
земный радиотехнический комплекс «Плутон», рас-
положенный на НИП-16 близ Евпатории (рис. 2.135).
Использование орбитального аппарата в каче-
стве ретранслятора сигнала СА на Землю через
остронаправленную антенну позволило довести
скорость передачи ТМИ с СА до 3000 бит/с.
К наземному радиотехническому комплексу были предъявлены более высокие, нежели
в предшествующих экспедициях, требования в части энергетического потенциала радиоли-
ний и времени радиоконтакта с КА в процессе выполнения миссии. Для выполнения этих
требований необходимо было создать новый НРТК на востоке страны и существенно модер-
низировать действующий комплекс в Евпатории.
Таким наземным комплексом нового поколения стал «Сатурн-МСД», разработанный в пе-
риод 1969-1970 гг. и введенный в эксплуатацию в Уссурийске в 1971 г.
При разработке комплекса приняты технические решения, позволившие получить повы-
шенный энергетический потенциал радиолиний, увеличить (относительно НРТК «Плутон»)
точность траекторных измерений, скорость принимаемой телеметрической информации.
Научно-исследовательское судно АН СССР
в акватории Тихого океана
Научно-исследовательское судно АН СССР
в акватории Атлантического океана
322
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Комплекс «Сатурн-МСД» имеет две радиолинии:
•	работающую в ДМ-диапазоне - когерентную, используемую для управления КА;
•	работающую в СМ-диапазоне, - некогерентную, используемую для приема научной
информации.
Частота запросного канала - 770 МГц, частота ответных каналов: дециметрового -
920 МГц, сантиметрового - 5100 МГц.
Структурная схема комплекса «Сатурн-МСД» приведена на рис. 2.136.
Для обеспечения высокого энергетического потенциала ответных радиолиний в соста-
ве комплекса использована вновь созданная высокоэффективная приемная антенна П400
с диаметром зеркала 32 м и эффективной площадью 400 м2 (см. рис. 2.135).
В качестве малошумящих приемников использованы мазерные усилители, охлаждаемые
жидким гелием, имеющие шумовую температуру <8 К.
Передающая антенна П200П имеет диаметр зеркала 25 м, мощность передатчика «Гар-
пун» - 80 кВт.
Для получения высокой точности измерения радиальной скорости КА в качестве гене-
ратора эталонной частоты применен водородный стандарт частоты 41-44 с долговременной
нестабильностью 5 -10'13.
В запросном и ответном каналах предусмотрено исключение доплеровской частоты с по-
мощью цифровых программируемых синтезаторов частоты.
Для измерения дальности использован новый вид запросного сигнала, при котором несу-
щая частота модулировалась по фазе точной частотой измерения дальности (30 кГц), кото-
рая, в свою очередь, модулировалась по амплитуде несколькими более низкими частотами,
и с их помощью обеспечивалось раскрытие неоднозначности измерений дальности.
Для уменьшения аппаратурных ошибок и обеспечения стабильности работы аппаратура
траекторных измерений выполнена в цифровом виде. Реализованные точности траекторных
измерений составили
о- =±5 мм/с, а =±100 м.
К	к
Для выделения телеметрической информации разработана цифро-аналоговая система
обнаружения, слежения и демодуляции сигналов.
Эта система позволяет получить эквивалентные полосы анализа при обнаружении
и слежении за сигналом (до 1 Гц) при большом диапазоне изменения входной частоты (до
Рис. 2.136. Структурная схема комплекса «Сатурн-МСД»
323
ГЛАВА 2
100 кГц), а также реализовать большой диапазон изменения эквивалентной полосы ФАП
применительно к изменению отношения сигнала к шуму - от 1 до 100 Гц. При этом процесс
поиска сигнала по частоте и вхождение в связь производятся автоматически.
При передаче телеметрической информации по дециметровому каналу использованы
ортогональные коды. Скорость приема ТМИ по этому каналу доведена до 400 бит/с.
Система выдачи команд осталась ручной.
Сантиметровый канал работает в импульсном режиме. Для передачи по этому каналу
научной цифровой и фототелевизионной информации использована время-импульсная мо-
дуляция (ВИМ).
Скорость передачи цифровой (телеметрической) информации составляет 3072 бит/с.
При передаче фототелевизионных изображений скорость цифровой информации -
6,144 бит/с.
Аппаратура НРТК «Сатурн-МСД» выполнена на интегральных схемах, что позволило зна-
чительно сократить объем аппаратуры.
Комплекс «Плутон» в Евпатории модернизирован. При этом большая часть его приборов
выполнена на микросхемах, с сохранением основных технических характеристик.
В состав комплекса «Плутон-М» введена аппаратура сантиметрового канала комплекса
«Сатурн-МСД». Такая же аппаратура была установлена на пункте в Симферополе.
Впервые для обработки телеметрической информации применена вычислительная ма-
шина М-220, а результаты обработки выводятся на мониторы группы анализа. В необрабо-
танном виде эта информация фиксируется также на ленте МПУ-16.
РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА
Все три космических аппарата серии М-71 успешно прошли весь цикл наземных испыта-
ний и были отправлены на космодром для подготовки к запуску в мае 1971 года.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «КОСМОС-419» М-71 С №170
Космический аппарат М-71 С №170 запущен 10 мая 1971 года с космодрома Байконур
в 5 часов 58 минут 42 секунды.
Космический аппарат серии «М-71»
в сборочном цехе предприятия
Поскольку он первым из трех аппара-
тов серии М-71 должен был достичь окрест-
ностей Марса и стать его искусственным
спутником, на этот полет возлагались до-
полнительные рекогносцировочные задачи
- с помощью траекторных измерений поло-
жения КА на орбите Марса предполагалось
уточнить эфемериды планеты, знание ко-
торых необходимо для выдерживания угла
входа в атмосферу спускаемых аппаратов
«Марса-2» и «Марса-3».
Работа первых трех ступеней ракеты-
носителя и первое включение ДУ разгон-
ного блока обеспечили выведение голов-
ного блока на опорную орбиту. Однако при
расчете и предстартовом вводе уставок,
формирующих циклограмму управления на
участке выведения, в БЦВМ САУ допуще-
на ошибка в расположении (подмена мест)
старших и младших разрядов уставки,
задающей время второго включения бло-
ка Д. Вместо временного интервала между
двумя включениями в несколько десятков
минут было задано полторы сотни часов.
В результате своевременно не включил-
324
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
ся двигатель разгонного блока, и совершенно исправный аппарат, зарегистрированный как
«Космос-419», остался на околоземной орбите.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «МАРС-2» (М-71 №171)
Общая масса КА «Марс-2» (М-71 №171) составляет 4650,3 кг.
Масса орбитального аппарата - 3647,2 кг, в том числе научная аппаратура - 61,5 кг. Кор-
ректирующая двигательная установка заправлена 1473,3 кг топлива: 173,5 кг в расходных
баках и 1299,8 кг в основных баках.
Масса спускаемого аппарата:
-	до отделения от орбитального аппарата - 1002,9 кг,
-	после сброса тормозной ДУ - 844 кг.
Масса АМС после посадки - 357,92 кг.
КА «Марс-2» запущен с космодрома Байконур 19 мая 1971 года в 19 часов 22 минуты
43,546 секунды ракетой-носителем «Протон-К». Старт к Марсу осуществлен с промежуточ-
ной околоземной орбиты высотой 174 на 152,5 км. Импульс второго включения двигателя
блока Д, обеспечивший выведение КА «Марс-2» на межпланетную траекторию, составил
3990,5 м/с. При этом двигатель проработал на 5,4 секунды больше расчетного времени.
В 20 часов 59 минут 18,7 секунды произошло отделение КА от разгонного блока.
После раскрытия элементов конструкции КА перешёл в режим постоянной солнечной
ориентации. Все бортовые системы функционировали штатно.
17 июня 1971 года для парирования ошибок выведения проведена первая коррекция тра-
ектории, импульс ее составил 18,3 м/с. При этом затрачено 36 кг топлива.
В ходе перелета при включении сантиметрового передатчика зафиксировано отсутствие
сигнала с него, при этом телеметрия подтверждала нормальное состояние всех его параме-
тров. Проведенный анализ показал, что наиболее вероятная из возможных причин - высоко-
частотный пробой в герметичном волноводном переходе, приведший к ионизации газа.
Одновременно отмечен низкий уровень дециметрового сигнала при передаче его через
ОНА - в 4-6 раз ниже ожидаемого, что резко снижало возможности по воспроизведению за-
писанной на магнитофон научной информации с орбиты Марса.
За неделю до подлета, 20 ноября 1971 года проведена вторая коррекция траектории
(импульс - 5,4 м/с, расход топлива - 8,66 кг).
Спустя 192 суток после старта, 27 ноября 1971 года, на расстоянии 60 тысяч км от пла-
неты включен сеанс, обеспечивающий автономное проведение навигационных измерений,
третью коррекцию траектории и отделение спускаемого аппарата.
Из-за ошибки в программном
обеспечении БЦВМ (неправильное
вычисление синуса малых отрица-
тельных углов) расчет уставок на
сброс СА и третью коррекцию вы-
полнен неверно. В результате:
•	не обеспечен необходимый
диапазон углов входа СА в
атмосферу Марса;
•	орбита ИСМ, на которую вы-
шел ОА, существенно отли-
чалась от расчетной.
После отделения спускаемый
аппарат работал по циклограмме,
«заложенной» в его бортовой САУ.
Через 15 минут после отделения
включилась твердотопливная дви-
гательная установка. Она обеспе-
КА «Марс-2» в сборочном цехе
чила перевод спускаемого аппарата
325
ГЛАВА 2
на траекторию попадания на Марс. Однако угол входа в атмосферу оказался больше рас-
четного: -29,5° вместо -15,5±5°. Сформировалась слишком крутая траектория спуска, из-
за чего на этапе аэродинамического торможения не было достигнуто необходимое гашение
скорости. Парашютная система исправить создавшееся положение уже не смогла. Сигнал
со спускаемого аппарата получен не был. Контакт с поверхностью Марса произошел в точке
с координатами 4° с.ш. и 47° з.д. (Долина Нанеди в Земле Ксанфа).
Корректирующая двигательная установка включена при прохождении орбитальным ап-
паратом перицентра подлетной траектории. ОА перешел на орбиту искусственного спутника
Марса с высотой в апоцентре 25085 км, перицентре 1067 км, наклонением 49,1° и периодом
18 часов.
После выхода на орбиту невозможно стало использовать второй звездный датчик (пер-
вый отказал в начале ноября) вследствие того, что он был слишком рано включен - через
31 минуту после торможения. Построение трехосной ориентации стало возможным лишь
с помощью земного датчика и только на время сеанса связи для съемки поверхности Марса
или сброса информации на Землю.
На орбите начались научные измерения, в том числе фотографирование поверхности
планеты, причем первое включение ФТУ проведено непосредственно перед торможением.
Вследствие невозможности передачи информации в сантиметровом диапазоне проведено
пробное фотографирование поверхности Марса с переписью изображений на магнитофон
телеметрической системы и последующей передачей их на Землю по дециметровому ка-
налу.
21 января 1972 года был проведен сеанс съемки спутника Марса Деймоса с расстояния
-2200 км, однако из-за неточного знания его эфемерид Деймос в кадр не попал.
В течение 8 месяцев полета по орбите с помощью комплекса научных приборов ОА про-
водились исследования Марса и околопланетного пространства.
До середины апреля 1972 года ОА совершал полет в режиме солнечной ориентации с пе-
риодическим построением трехосной ориентации по Солнцу и Земле для воспроизведения
информации с бортовых магнитофонов. Вследствие израсходования запасов сжатого газа
(азота) для микродвигателей системы ориентации аппарат был переведен в режим закрутки.
С этого момента построение трехосной ориентации для сброса научной информации произ-
водилось 1 раз в месяц.
Связь с КА «Марс-2» поддерживалась до начала августа 1972 года - момента захода
планеты Марс за Солнце. К этому времени был практически израсходован бортовой запас
азота в системе ориентации. После выхода Марса из-за Солнца в связь с аппаратом войти
не удалось.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
Программа полета КА «Марс-2» выполнена частично.
КА «Марс-2» стал первым советским искусственным спутником Марса.
Общее время активного существования КА «Марс-2» на орбите искусственного спутника
планеты составило 8 месяцев, что более чем в два раза превысило запланированное про-
граммой полета.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «МАРС-3» (М-71 №172)
Общая масса КА «Марс-3» (М-71 №172) составляет 4650,3 кг.
Масса орбитального аппарата - 3647,2 кг, в том числе масса научной аппаратуры -
61,5 кг. Корректирующая двигательная установка заправлена 1473,3 кг топлива: 173,5 кг
в расходных баках и 1299,8 кг - в основных баках.
Масса спускаемого аппарата:
до отделения от орбитального аппарата - 1003,46 кг,
после отделения тормозной ДУ - 844 кг.
Масса АМС после посадки - 359,78 кг, из них масса научной аппаратуры - 15,6 кг.
Как уже ранее указывалось, дополнительно (по сравнению с КА «Марс-2») на орбиталь-
ном аппарате установлен французский прибор «Стерео» для измерения всплесков радио-
326
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
излучения Солнца в метровом диапазоне (169 МГц). Штыревые антенны прибора «Стерео»
были установлены на панелях солнечных батарей.
Космический аппарат «Марс-3» запущен с космодрома Байконур 28 мая 1971 года
в 18 часов 26 минут 30 секунд ракетой-носителем «Протон-К». С помощью трех ступеней
ракеты-носителя «Протон-К» и первого включения ДУ разгонного блока космический аппа-
рат выведен на промежуточную ОИСЗ высотой 212-164,8 км. Вторым включением ДУ бло-
ка Д через - 1 час 20 минут осуществлен переход на траекторию полёта к Марсу. В 20 часов
2 минуты 34,4 секунды произошло отделение КА от разгонного блока.
Выведение головного блока на опорную орбиту прошло штатно, однако из-за ошибок
в работе программного обеспечения БЦВМ САУ двигатель блока Д при втором включении
отработал на 8,7 секунды больше расчетного. Это приводило к промаху при подлете к Марсу
в 1758 тыс. км при допустимых 300 тыс. км. Поправка внесена первой коррекцией, проведен-
ной 8 июня 1971 года. Корректирующий импульс составил 206,76 м/с, что вылилось в лишних
215,6 кг топлива при его общем расходе - 318,63 кг. Ошибки в программном обеспечении
сказались также и на результате первой коррекции: отработанный импульс на 1 м/с отличал-
ся от расчетного.
Во время перелета стали проявляться отказы одного из передатчиков дециметрового
диапазона, поэтому работа со вторым комплектом передатчика была сокращена до 5 минут
в еансе.
На 6-й день после включения отказал научный прибор КС-18-5М. Тем не менее, во время
полета по трассе Земля - Марс с помощью спектрометров ионов и электронов выполнены
измерения энергии частиц солнечного ветра; получены данные по составу частиц; выполне-
ны измерения температуры и скорости отдельных компонентов солнечной плазмы.
С 8 июня по 26 июля фиксировалась утечка окислителя вследствие негерметичности ба-
ков. Совокупный перерасход топлива (первая коррекция -215 кг, утечка окислителя - 52 кг)
делал невозможным формирование расчетной орбиты ИСМ с периодом обращения 24 часа
30 минут.
10 ноября в связи с утечкой окис-
лителя проведен аварийный наддув
блока баков с топливом.
14 ноября 1971 года проведена
вторая коррекция траектории, им-
пульс которой составил 17,3 м/с, а
расход топлива - 32 кг.
2 декабря проведена автоном-
ная третья коррекция, после которой
произошло разделение орбитально-
го и спускаемого аппаратов.
Импульс третьей коррекции со-
ставил 27,6 м/с, а время работы дви-
гателя - 17,5 секунд.
Спускаемый аппарат «Марса-3»
после включения собственной дви-
гательной установки и торможе-
ния вошел в атмосферу под углом
-14,5° и после спуска на парашюте
впервые в мире совершил мягкую
посадку на поверхность Марса
в точке с координатами 45° ю.ш. и
158° з.д. (между областями Элек-
трис и Фаэтонис, недалеко от се-
верного края кратера Птолемей в
Земле Сирен).	КА «Марс-3» (М-71 №172) в сборочном цехе
327
ГЛАВА 2
Фрагмент кинохроники, посвященной
советской программе исследования Марса
Во время спуска телеметрии со спускае-
мого аппарата не было.
Спуск в атмосфере до поверхности Марса
продолжался немногим более 3 минут. Сразу
после посадки началась передача видеосиг-
нала с телекамеры марсианской станции. Пе-
редача продолжалась 20 секунд и резко пре-
кратилась. Больше никаких сигналов с АМС
«Марс-3» не поступало.
2 декабря 1971 года, спустя 188 суток по-
сле старта, орбитальный аппарат КА «Марс-3»,
затормозившись в перицентре подлетной тра-
ектории, стал спутником Марса. Из-за пере-
расхода топлива на первую коррекцию и утеч-
ки окислителя параметры орбиты значительно
отличались от расчетных: наклонение 59,4°,
высота 1535-205200 км, период обращения
11 суток 23 часа. Вследствие этого повторный
сеанс связи с АМС не проводился.
После выхода на орбиту ИСМ начались научные измерения, в том числе фотографирова-
ние поверхности планеты. Первое включение ФТУ проведено непосредственно перед тормо-
жением.
До середины апреля 1972 года ОА «Марс-3» совершал полет в режиме трехосной ориен-
тации. Вследствие израсходования запасов сжатого газа для микродвигателей системы ори-
ентации аппарат переведен в режим закрутки. Раз в месяц производилось построение трехо-
сной ориентации для получения информации, воспроизведенной с бортовых магнитофонов.
Связь с КА «Марс-3» поддерживалась до начала августа 1972 года - момента захода
планеты Марс за Солнце. К этому времени был практически израсходован бортовой запас
азота в системе ориентации. После выхода Марса из-за Солнца в связь с аппаратом войти
не удалось.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
Несмотря на то, что программа ЛКИ КА «Марс-3» выполнена частично, главным резуль-
татом полета стало подтверждение ввода в строй абсолютно нового автоматического косми-
ческого аппарата, предназначенного для проведения планетных исследований, и доказатель-
ство перспективности его дальнейшей эксплуатации.
Исследовательский зонд доставлен на поверхность Марса, обеспечена его мягкая посад-
ка и получен косвенно подтверждающий это событие видеосигнал. В то же время намечае-
мая научная программа в месте посадки не реализована.
Общее время активного существования КА «Марс-3» на орбите искусственного спутника
планеты составило 8 месяцев, что более чем в два раза превысило запланированное про-
граммой полета.
ТЕХНИЧЕСКАЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ НОВИЗНА
Разработка серии М-71 привела к созданию автоматического космического аппарата аб-
солютно нового типа, обладающего, как подтвердила последующая практика, всеми необ-
ходимыми тактико-техническими данными для применения его ОА в качестве базового при
создании многофункциональных космических аппаратов для исследования планет и малых
тел (КА серии «Марс», «Венера», «Вега»), а также околоземных космических обсерваторий
(«Астрон», «Гранат»).
Очевидная техническая и технологическая новизна в сравнении с ранее эксплуатируе-
мыми КА относится как к орбитальному, так и спускаемому аппаратам.
При создании амортизационного устройства с оболочкой на основе пенопластов, обе-
спечивающего безопасную посадку СА на поверхность Марса (тема М-71), разработан ряд
328
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
новых методик по расчету конструкции на прочность, по
исследованию амортизационных свойств как отдельных
элементов конструкции, так и СА в целом. Это вызвано
тем, что в начале 70-х годов в литературных источни-
ках отсутствовали необходимые сведения по изменению
свойств и основных характеристик этих материалов при
воздействии на них статических и динамических нагру-
жений и при длительном воздействии факторов космиче-
ского пространства.
Кроме того, разработан и изготовлен целый ряд но-
вых специализированных стендов для эксперименталь-
ного определения амортизационных характеристик мате-
риалов и элементов конструкции, их статической и дина-
мической прочности в обычных климатических условиях
и в вакууме, создана катапульта, с помощью которой
можно имитировать в полном объеме условия посадки
СА на Марс.
Такой комплексный подход к решению технической
проблемы позволил в кратчайшие сроки освоить техно-
логию изготовления амортизационной оболочки СА из
полистирольных пенопластов марок ПС-1 и ПС-4, прове-
сти ее наземную отработку на десяти бросковых испыта-
ниях и изготовить три летных изделия.
В конструкциях автоматических космических аппа-
ратов НПО им. С.А. Лавочкина самое разнообразное
применение находят амортизационные надувные устрой-
ства - для посадочного аппарата М-71 создан дистанци-
онный пневморазделитель из трехслойной фторлоновой
лакоткани ТФЛТ-26, раскрывающий корпус спускаемого
аппарата после его посадки на поверхность планеты.
НАУЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
В ходе полета «Марс-2» и «Марс-3» по трассе Земля -
Марс и с орбиты искусственного спутника Марса прове-
дены следующие наблюдения и измерения:
•	с помощью спектрометров ионов и электронов
выполнены измерения энергии частиц солнечного
ветра, получены данные по составу частиц; вы-
полнены измерения температуры и скорости от-
дельных компонентов солнечной плазмы;
•	измерены яркостные температуры вдоль трассы
спутника, которые изменялись от +13° до -93°С.
В районе северной полярной шапки зафиксирова-
на температура около -110°С;
•	получены данные о температуре грунта на глу-
бине 30-50 см. Установлено, что на этой глубине
температура грунта не испытывает суточных ко-
лебаний;
•	получены данные о диэлектрической проницаемо-
сти грунта вдоль трассы спутника;
•	определено содержание углекислого газа в верти-
кальном столбе атмосферы и давление у поверх-
ности в различных областях, которое составило
5,5 - 6 мбар;
Бросковые испытания АМС М-71
с использованием катапульты
Испытания АМС КА серии М-71
329
ГЛАВА 2
•	измерена высота облаков пыли во время пылевой бури, которая составила ~10 км;
•	измерено содержание водяного пара в атмосфере Марса;
•	проведены измерения параметров межпланетных магнитных полей;
•	с помощью ультрафиолетового фотометра регистрировалось солнечное излучение,
рассеянное атомами водорода и кислорода в верхней атмосфере Марса.
•	Кроме того, с помощью научной аппаратуры, установленной на ОА «Марс-3»:
•	проведено радиопросвечивание в сантиметровом диапазоне атмосферы Марса, по-
лучены характеристики ионосферы планеты;
•	по снимкам, выполненным с большого расстояния, уточнено оптическое сжатие пла-
неты, построены профили рельефа по изображению края диска, выявлена слоистая
структура марсианской атмосферы;
•	с применением французского прибора «Стерео» проведено исследование радиоизлу-
чения Солнца, при этом изучалась пространственная структура, направленность и ме-
ханизм процесса излучения.
На расстоянии ~20 млн км от Земли обнаружен магнитный шлейф ее магнитного поля.
С увеличением расстояния от Солнца наблюдалось уменьшение электронной концентрации
в межпланетной среде, а электронная температура оказалась в несколько раз меньше, чем
вблизи Земли.
Исследования свойств поверхности и атмосферы Марса по характеру излучения в види-
мом, ИК-, УФ- диапазонах спектра и в диапазоне радиоволн позволили определить темпе-
ратуру поверхностного слоя, установить ее зависимость от широты и времени суток; на по-
верхности выявлены тепловые аномалии; оценены теплопроводность, тепловая инерция, ди-
электрическая проницаемость и отражательная способность грунта; измерена температура
северной полярной шапки (ниже -110° С). По данным о поглощении ИК-радиации углекислым
газом получены высотные профили поверхности по трассам полета. Определено содержание
водяного пара в различных областях планеты (примерно в 5 тыс. раз меньше, чем в земной
Макет спускаемого аппарата КА «Марс-3» в музее
предприятия
атмосфере). Измерения рассеянной
УФ-радиации дали сведения о струк-
туре атмосферы Марса (протяжен-
ность, состав, температура). Мето-
дом радиозондирования определены
давление и температура у поверхно-
сти планеты. По изменению прозрач-
ности атмосферы получены данные
о высоте пылевых облаков (до 10 км)
и размерах пылевых частиц (отмече-
но большое содержание мелких ча-
стиц - около 2 мкм). Фотографии по-
зволили уточнить оптическое сжатие
планеты, построить профили релье-
фа по изображению края диска и по-
лучить цветные изображения Марса,
обнаружить свечение атмосферы на
200 км за линией терминатора, из-
менение цвета вблизи терминатора,
проследить слоистую структуру мар-
сианской атмосферы.
Фотографии планеты Марс, по-
лученные с обоих КА, очень низкого
качества. Это, исходя из приобретен-
ных в результате полета новых све-
дений о Марсе, объясняется прежде
всего тем, что модель планеты, при-
330
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
нятая за основу в процессе снаря-
жения экспедиции, существенно
отличается от оригинала. Оши-
бочное представление о величине
альбедо привело к неправильному
выбору контрастной чувствитель-
ности фотопленки, которой были
снаряжены ФТУ, из-за чего снимки
получались переосветленными.
С орбитального аппарата
«Марс-2» проведено всего семь се-
ансов съемки по 12 кадров в каждом
сеансе, однако на Земле получено
только 16 кадров, содержащих ин-
формацию, причем только с ФТУ-Н,
и только в просмотровом режиме
(250-250 элементов). Какие-либо
детали марсианской поверхности
различить невозможно.
С орбитального аппарата
«Марс-3» сделано девять серий
Фотография Марса, полученная с борта КА «Марс-3»
снимков (каждый по 12 кадров). На Землю передано:
-	по 108 кадров с каждого ФТУ с четкостью 250-250 элементов;
-	26 кадра с ФТУ-Il с четкостью 1000-1000 элементов;
-	24 кадра с ФТУ-Ill с четкостью 1000-1000 элементов.
Только в четырех сеансах съемки из девяти получена полезная информация. Однако фо-
тографии представляли собой белые пятна с контуром марсианского горизонта. На самой
поверхности нельзя было различить практически никаких деталей.
Автоматическая марсианская станция «Марс-3» впервые в практике космоплавания со-
вершила мягкую посадку на поверхность Марса в точке с координатами 45° ю.ш. и 158° з.д.
(между областями Электрис и Фаэтонис недалеко от северного края кратера Птолемей
в Земле Сирен).
Передача видеосигнала с телекамеры марсианской станции продолжалась 20 секунд
и резко прекратилась. Была получена только узкая полоса изображения по азимуту несколь-
ко более 4°. Расшифровке полученная информация не поддавалась. Больше никаких сигна-
лов с АМС «Марс-3» не поступало. Проведенный анализ показал, что наиболее вероятной
причиной отказа могла быть пылевая буря, бушевавшая в тот момент на Марсе.
331
ГЛАВА 2
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ СЕРИИ М-73
Спускаемый аппарает КА «Марс-73» на поверхности
планеты
НАЗНАЧЕНИЕ КА
Космические аппараты серии
М-73 предназначены для исследо-
вания планеты Марс и околопланет-
ного пространства с помощью до-
ставляемого на поверхность планеты
посадочного аппарата, а также орби-
тального аппарата, выполняющего
функции искусственного спутника
планеты.
Серия М-73 состоит из двух мо-
дификаций:
М-73С - аппараты, предназна-
ченные для функционирования в ка-
честве спутников Марса («Марс-4»,
изд. М-73С №52 и «Марс-5», изд.
М-73С №53);
М-73П - аппараты, предназна-
ченные для доставки в околопла-
нетную область и десантирования
с пролетной траектории на поверх-
ность Марса исследовательского
зонда - автономной марсианской станции («Марс-6», изд. М-73П №50 и «Марс-7», изд.
М-73П № 51).
Одновременное применение в одной экспедиции космических аппаратов двух модифика-
ций вызвано баллистическими условиями полета к Марсу в 1973 году. Дублирование аппара-
тов каждого типа сделано для повышения общей надежности выполнения целевой задачи.
Запуски аппаратов осуществлены: «Марс-4» - 21.07.1973 г., «Марс-5» - 25.07.1973 г.,
«Марс-6» - 5.08.1973 г., «Марс-7» - 9.08.1973 г.
В программу экспедиции, разработанной как продолжение программы, выполняемой
КА «Марс-71», входило:
для аппаратов М-73П
•	доставка СА в околопланетную область и обеспечение требуемых условий по балли-
стике для проникновения СА в атмосферу Марса;
•	осуществление посадки исследовательского зонда (автоматической марсианской
станция - АМС) на поверхность планеты;
•	выполнение научной программы:
пролетным аппаратом
-	изучение распределения водяного пара по диску планеты;
-	определение газового состава и плотности атмосферы;
-	изучение рельефа поверхности;
-	определение яркостной температуры атмосферы и распределения концентрации
газа в атмосфере,
-	определение диэлектрической проницаемости, поляризации и температуры поверх-
ности планеты;
-	измерение магнитного поля по трассе перелета и вблизи планеты;
-	исследование электрического поля в межпланетной среде и у планеты;
-	изучение пространственной плотности метеорных частиц;
-	исследование солнечного ветра при перелете;
-	исследование спектра и состава солнечных космических лучей;
-	регистрация космических излучений и радиационных поясов планеты.
332
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
спускаемым аппаратом
-	измерения плотности, давления и температуры атмосферы пр высоте;
-	измерения, связанные с определением химического состава атмосферы;
-	исследования типа поверхностных пород и распределения в них некоторых элемен-
тов;
-	измерения скорости ветра и плотности газа;
-	получение двухцветной стереоскопической телепанорамы места посадки АМС;
-	определение механических характеристик поверхностного слоя грунта.
для аппаратов М-73С
•	создание долговременно функционирующего в околопланетном пространстве искус-
ственного спутника Марса, воспринимающего и передающего на Землю информацию
с АМС, десантированных на марсианскую поверхность КА М-73П;
•	обеспечение второго включения АМС в работу спустя сутки после посадки;
•	выполнение научной программы, во многом совпадающей с программой, выполняе-
мой пролетными аппаратами М-73П:
-	получение цветных фотоснимков определенных участков поверхности Марса;
-	изучение распределения водяного пара по диску планеты;
-	определение газового состава и плотности атмосферы;
-	изучение рельефа по распределению СО2, определения распределения концентра-
ции газа в атмосфере, яркостной температуры планеты и атмосферы;
-	определение диэлектрической проницаемости, поляризации и температуры поверх-
ности планеты;
-	измерения магнитного поля по трассе перелета и вблизи планеты;
-	измерения потоков электронов и протонов на трассе перелета и у планеты;
-	исследования инфракрасного спектра планеты в области 1,5 - 5,5 мкм (в частно-
сти, для поиска органических соединений);
-	поляриметрические исследования планеты с целью определения структуры поверх-
ности;
-	исследования спектров собственного свечения атмосферы Марса;
-	регистрация космических излучений и радиационных поясов планеты.
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
Для выведения КА серии М-73 использована четырехступенчатая ракета-носитель
«Протон-К» стартовой массой 690 тонн, укомплектованная такими же составляющими, как
при запуске КА серии М-71.
СХЕМА ПОЛЕТА
Взаимное расположение Земли и Марса в 1973 году требовало, чтобы скорость полета
КА была более высокой - на 250-300 м/с больше, чем в 1971-м. Определяемые возможностя-
ми существующих средств выведения ограничения по общей массе полезного груза, выводи-
мого на межпланетную траекторию, привели к необходимости применения так называемой
двухпусковой схемы полета. Согласно ей, задачи доставки спускаемого аппарата и создания
искусственного спутника Марса выполняются двумя разными аппаратами. С учетом необхо-
димости их совместной работы на определенном этапе экспедиции (при функционировании
АМС на марсианской поверхности) будущий спутник Марса стартует раньше второго аппара-
та. Разтличие схем их полета существенно лишь на завершающих этапах (рис. 2.137, 2.138),
Каждый из этих аппаратов дублирован, поэтому в экспедиции принимают участие четы-
ре КА: «Марс-4», «Марс-5», «Марс-6» и «Марс-7».
Участки выведения на межпланетные траектории и дальнейший полет вплоть до сбли-
жения с Марсом у всех аппаратов идентичны как между собой, так и с соответствующими
этапами полета в 1971 году. Необходимая точность наведения аппаратов обеспечивается
коррекциями их траектории.
Приблизительно за двое суток до прилета каждый КА входит в сферу действия Мар-
са и совершает дальнейшие эволюции с учетом воздействия на него гравитационного поля
333
ГЛАВА 2
Рис. 2.137. Схема полета АКА серии М-73С
планеты. Положение КА относительно Марса измеряется с помощью специального оптико-
электронного прибора, установленного на борту каждого из них. Результаты измерений об-
рабатываются бортовой цифровой вычислительной машиной, которая рассчитывает параме-
тры последней коррекции и управляет ее исполнением.
Дальнейшие этапы полета КА различны.
КА М-73С («Марс-4, -5»), предназначенные для выхода на орбиту искусственного спут-
ника Марса и ретрансляции информации на Землю с посадочных аппаратов (АМС), до-
ставленных КА М-73П («Марс-6, -7»), движутся по гиперболической траектории сближения
с планетой. В районе перицентра двигательная установка сообщает необходимый тормозной
импульс, формируя заданную орбиту ИСМ. В результате торможения аппарат выходит на эл-
липтическую орбиту с высотой в апоцентре 39900 км и периодом, близким к марсианским
суткам (24 часа 35 минут).
Для обеспечения взаимной видимости между спутником Марса и автоматической марси-
анской станцией проводятся две коррекции орбиты. Первая коррекция осуществляется через
15 суток после выхода аппарата на орбиту, а вторая - за 1-2 суток до посадки АМС. Обе
коррекции проводятся в районе перицентра орбиты.
Искусственный спутник Марса обеспечивает прием информации со спускаемого аппара-
та в ходе его посадки, а также включает через сутки автоматическую марсианскую станцию
для проведения научных исследований и приема информации с нее.
После завершения работы с автоматической марсианской станцией спутник в течение
трех месяцев проводит исследования Марса, его атмосферы и околопланетного пространства,
включая фотографирование поверхности планеты с помощью ФТУ и оптико-механических
панорамных камер.
В полете КА М-73П («Марс-6, -7»), предназначенных для доставки спускаемого аппарата,
полностью повторяется схема отделения и десантирования СА на марсианскую поверхность,
которая была разработана для предшествующей экспедиции М-71.
Важнейший этап экспедиции - посадка на марсианскую поверхность - осуществляется сле-
дующим образом. Вход спускаемого аппарата в атмосферу происходит в заданном диапазоне
углов входа, со скоростью около 6 км/с. На участке пассивного аэродинамического торможения
устойчивость спускаемого аппарата обеспечивается его внешней формой и центровкой.
334
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
В момент достижения расчетного значения продольной перегрузки, соответствующей
требуемым условиям введения в работу специальной сверхзвуковой парашютной систе-
мы, срабатывает твердотопливный двигатель, освобождающий вытяжной парашют. Далее
с помощью вытяжного парашюта приводится в действие основной парашют в зарифован-
ном состоянии. Когда скорость движения спускаемого аппарата приблизительно снижается
до звуковой, происходит разрифовка купола основного парашюта до полного наполнения,
с практически одновременным сбросом аэродинамического обтекателя. После отхода аэро-
динамического обтекателя включается радиовысотомер, который выдает текущее значение
соответствующих параметров в аналитический блок, включающий двигатель мягкой посадки
в непосредственной близости от поверхности планеты.
Срабатывание систем на участке посадки происходит по командам программно-
временного устройства.
Орбитальный (пролетный) аппарат после отделения СА и при последующем сближении
с Марсом - в этом заключается отличие от схемы полета М-71 - с помощью гироплатформы
разворачивается таким образом, что антенны метрового диапазона повернуты для приема
сигнала со спускаемого аппарата, а остронаправленная антенна - для передачи информации
на Землю. После завершения работы с автоматической марсианской станцией аппарат про-
должает полет по гелиоцентрической орбите.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ (рис. 2.139, 2.140)
При разработке космических аппаратов серии М-73 в качестве базового выбран косми-
ческий аппарат серии М-71 с максимальным использованием его систем, агрегатов и обору-
дования. Целевые задачи, для выполнения которых создавалась эта серия, определили на-
личие двух модификаций аппаратов, её составляющих, - М-73С и М-73П.
Общим по конструкции, составу и назначению размещенных на борту агрегатов и слу-
жебной аппаратуры для обеих модификаций является, во многом, орбитальный аппарат.
335
ГЛАВА 2
Рис. 2.139. Космический аппарат
модификация М-73С
Рис. 2.140. Космический аппарат
модификация М-73П
Рис. 2.141. Орбитальный аппарат
модификации М-73П
Главные особенности орби-
тального аппарата в пусках 1973 г.
определяются задачами расши-
рения научных экспериментов
и размещения приборов системы
ориентации в соответствии с ки-
нематическими характеристиками
траекторий полета.
ОРБИТАЛЬНЫЙ АППАРАТ
Основным конструктивным
элементом ОА, к которому крепят-
ся агрегаты КА, в том числе дви-
гательная установка, панели сол-
нечных батарей, параболическая
остронаправленная и малонаправ-
ленные антенны, радиаторы холод-
ного и горячего контуров системы
обеспечения теплового режима и
приборная часть, служит блок то-
пливных баков двигательной уста-
новки. Важное различие модифи-
каций М-73С и М-73П (рис. 2.141)
заключается в размещении науч-
ной аппаратуры на орбитальном
аппарате: в спутниковом варианте
научная аппаратура устанавлива-
ется в верхней части блока баков,
в варианте со спускаемым аппара-
том - на коническом переходном
элементе, соединяющем прибор-
ный отсек и блок баков. Для аппа-
ратов экспедиции 1973 года КТДУ
модифицирована. Вместо основно-
го двигателя 11Д425.000 установ-
лен 11Д425А, тяга которого в режи-
ме малой тяги составляет 1105 кг
(удельный импульс - 293 секунды),
а в режиме большой тяги - 1926 кг
(удельный импульс - 315 секунд).
Блок баков заменен новым - боль-
ших габаритов и объема за счет
цилиндрической вставки, при этом
применены также увеличенные
расходные топливные баки. Уста-
новлены дополнительные баллоны
с гелием для наддува топливных
баков.
В остальном орбитальные ап-
параты серии М-73 по компонов-
ке и составу бортовой аппаратуры
за небольшим исключением повто-
ряли серию М-71.
336
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
СЛУЖЕБНЫЕ СИСТЕМЫ И АГРЕГАТЫ ОРБИТАЛЬНОГО АППАРАТА
Двигательные установки. Предназначены для создания корректирующих и тормозных
импульсов, которые обеспечивают коррекции траектории перелета к Марсу и торможение
станций для перехода на орбиту его искусственного спутника. Двигательная установка со-
стоит из жидкостного ракетного двигателя, гидравлической системы подачи компонентов то-
плива в двигатель, пневматической системы наддува топливных баков и системы командно-
го давления для управления двигательной установкой.
Многорежимный жидкостный ракетный двигатель допускает многократное включение
в условиях глубокого вакуума и невесомости. Команды на запуск и выключение двигатель-
ной установки, на изменение режима тяги двигателя и формирование стабилизирующих мо-
ментов выдаются системой управления станции. Каждый двигатель, каждая двигательная
установка проходят необходимые стендовые испытания с целью проверки их работоспособ-
ности и соответствия заданным параметрам.
Система автономного управления. В ее задачи входит управление КА на активных
участках полета: выведение КГЧ на орбиту искусственного спутника Земли, стартом к пла-
нете, а также проведение активных маневров, в том числе коррекций на трассе перелета.
Эта система обеспечивает стабилизацию и программные пространственные развороты КА,
определяет моменты включения и выключения двигательной установки для заданного из-
менения скорости движения КА и ориентацию направления тяги двигателя в пространстве.
Высокая точность автономного выполнения указанных функций достигается применением
прецизионной аппаратуры и бортовой цифровой вычислительной машины.
Ответственные задачи система управления и навигации решает и на заключительном
этапе полета. Как уже ранее было показано, метод аэродинамического торможения, приня-
тый для посадки спускаемых аппаратов на поверхность Марса, может быть пригоден только
при относительно узком диапазоне углов входа СА в атмосферу планеты. Для обеспечения
этого диапазона, а также для точного выведения КА на расчетные орбиты искусственных
спутников Марса нужно с высокой точностью знать положение планеты в пространстве от-
носительно КА. Это требует автономных измерений положения Марса в пространстве непо-
средственно с КА, находящегося вблизи от планеты.
Для того чтобы выполнить такие измерения, КА ориентируют относительно Солнца
и звезды таким образом, чтобы ось угломерного оптико-электронного прибора автономной
навигации была направлена в район расчетного положения Марса. В заданный момент вре-
мени по величине отклонения фактического положения планеты от расчетного с помощью
бортовой цифровой вычислительной машины определяется величина и направление потреб-
ного корректирующего импульса, выполняются все необходимые вычисления, а также произ-
водится коррекция траектории КА.
Система управления ориентацией. Построение базовой системы координат перед про-
ведением коррекций траектории, ориентации антенн бортового радиокомплекса на Землю
с нужной точностью, поддержание определенной ориентации КА относительно Солнца, не-
обходимой для нормальной работы солнечных батарей и соблюдения заданного теплового
режима, - все это обеспечивается системой ориентации. В нее входят оптико-электронные
приборы ориентации на Солнце, на Землю и звезду, гироскопические датчики угловых ско-
ростей и другая аппаратура, о которых более подробно рассказано в разделе «Космические
аппараты серии М-71».
После выведения КА на перелетную траекторию и его отделения от разгонного блока си-
стема ориентации гасит возникающие при расцепке угловые скорости, прекращает беспоря-
дочное вращение аппарата и путем его разворота осуществляет «поиск» Солнца и «захват»
его, тем самым приводя КА в режим постоянной солнечной ориентации (режим ПСО). При
этом панели солнечной батареи оказываются ориентированными на Солнце, а диаграммы
излучения малонаправленных антенн - на Землю, обеспечивая необходимые условия для
радиосвязи с Землей.
Для выполнения коррекций траектории КА переводится в режим точной трехосной ори-
ентации: в дополнение к ориентации на Солнце проводится поиск и захват звезды. Так осу-
337
ГЛАВА 2
ществляется построение базовой системы координат, и оси станции оказываются ориенти-
рованными определенным образом относительно Солнца, звезды, Земли.
По мере удаления КА от Земли потенциал радиолинии падает. Для обеспечения вы-
сокой информативности радиолинии на значительных от Земли расстояниях информа-
ция передается уже не через малонаправленные антенны, а через остронаправленную
параболическую антенну - с узкой диаграммой направленности и, соответственно, боль-
шим коэффициентом усиления. Для этого КА переводится в режим постоянной солнечно-
звездной ориентации (режим ПСЗО); в этом режиме одновременно с ориентацией пане-
лей солнечной батареи на Солнце диаграмма излучения параболической антенны направ-
ляется на Землю.
Радиокомплекс. В аппаратуру бортового радиофототелеметрического комплекса ор-
битального аппарата входят: антенно-фидерная система, приземные и передающие устрой-
ства, приборы автоматики, программно-временное устройство, приборы фототелевизионной
и телеметрической систем и аппаратура для приема информации со спускаемого аппарата.
С помощью радиокомплекса на всех этапах полета производятся измерения с целью уточ-
нения местоположения КА и расчета параметров, необходимых для коррекции его траекто-
рии.
Метод управления КА - комбинированный, командно-программный, т. е. управление осу-
ществляется как с помощью радиокоманд, принятых с Земли, так и посредством команд, вы-
работанных программно-временным устройством. В соответствии с программой, заложенной
в это устройство, в течение полета ведется периодическая запись научной и служебной теле-
метрической информации на запоминающее устройство, с последующей передачей данных
на Землю в сеансах связи.
ототелевизионная система КА предназначена для получения и передачи с орбиты ИСМ
разномасштабных изображений различных участков поверхности планеты. На борту установ-
лены два фототелевизионных устройства с семикратным перекрытием фокусных расстояний
камер. Такой перепад фокусных расстояний дает возможность не только получить фотогра-
фии поверхности Марса с разными разрешениями, но и осуществить привязку к местности
кадров с высоким разрешением и максимальным захватом площади. Результаты фотографи-
рования также обеспечивают привязку показаний научных приборов к конкретным районам
поверхности. В отдельных случаях съемка производится через сменные светофильтры - для
получения цветных изображений некоторых участков поверхности.
Кроме того, сканирующие оптико-механические телевизионные устройства позволяют
получить изображение широкой полосы местности вдоль трассы полета.
После входа спускаемого аппарата в плотные слои атмосферы и начала работы его
основной радиолинии на орбитальном аппарате ведется прием и запись на видеомагнито-
фоны всей информации, получаемой на участке парашютирования. Режим ретрансляции
информации со спускаемого аппарата на Землю с использованием приборов орбитального
аппарата, включая параболическую антенну, энергетически выгоден, поскольку в этом слу-
чае нет необходимости размещать на спускаемом аппарате большую антенну, требующую
специальной системы наведения, ставить мощные передатчики и т. д.
Антенно-фидерная система каждого из орбитальных аппаратов состоит из остронаправ-
ленной параболической антенны, трех малонаправленных антенн и двух антенн для приема
информации со спускаемого аппарата (рис. 2.142).
Система общей автоматики предназначена для управления бортовыми системами КА
при выполнении всей программы полета и осуществляет анализ сигналов, необходимых для
согласования работы систем аппарата, логическую обработку и преобразование их в испол-
нительные команды управления по заданной программе.
Задачи этой системы, среди прочих, изложены в нижеприведенных примерах.
Часть антенн радиокомплекса, панели солнечных батарей и ряд конструктивных элемен-
тов КА к моменту старта сложены и зафиксированы в этом положении. По определенной
программе в заданное время один из блоков системы общей автоматики с помощью пиро-
технических средств раскрывает эти устройства.
338
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
В задачи системы общей автоматики входит также подключение выбранных комплектов
бортовых приемно-передающих радиоустройств в зависимости от режима ориентации КА
в пространстве к той или иной антенне радиокомплекса. Обрабатывая информацию, посту-
пающую из радиокомплекса и программно-временного устройства, блок автоматики включа-
ет и выключает аппаратуру, необходимую для проведения типовых сеансов связи.
На этапе перелета КА к планете возможно попадание мелких метеорных частиц в объек-
тивы оптико-электронных приборов системы ориентации и фототелевизионного устройства,
а также загрязнение их газами, образующимися при работе двигательной установки. В целях
защиты объективы большинства приборов в определенные моменты времени закрываются
специальными крышками. Управление приводами крышек приборов осуществляет блок ком-
мутации и автоматики, логически обрабатывая информацию, поступающую от различных си-
стем КА.
Наиболее важные автоматически выполняемые операции, обуславливающие жизнеспо-
собность КА, дублированы радиокомандами, которые при необходимости выдаются с назем-
ных комплексов управления.
Система энергопитания построена по схеме «генератор - буферная батарея». В каче-
стве генератора используется солнечная батарея на полупроводниковых фотопреобразова-
телях. От солнечной батареи заряжается буферная батарея и питается бортовая аппаратура,
работающая в перерывах между сеансами связи, а также заряжается аккумуляторная ба-
тарея спускаемого аппарата. Поскольку по мере удаления от Земли происходит изменение
Рис. 2.142. Блок-схема антенно-фидерной системы орбитального аппарата КА «Марс-6, -7»:
1 - гермоволновод; 2 - остронаправленная параболическая антенна; 3 - высокочастотные
разъемы; 4 - малонаправленная приемно-передающая антенна; 5 - малонаправленные антенны
командной радиолинии; 6 - антенны для приема информации со спускаемого аппарата;
7 - антенный блок селекции; коммутации и индикации согласования тракта с выходом
на телеметрию; 8 - блок фильтров приемного канала командной радиолинии; 9 - фильтр первого
приемного канала информации со спускаемого аппарата; 10 - фильтр второго приемного канала
информации со спускаемого аппарата; А - передающее устройство; Б - приемо-передающее
устройство радиофототелевизионной системы; В - приемное устройство командной радиолинии;
Г - приемное устройство информации со спускаемого аппарата (первый канал); Д - приемное
устройство информации со спускаемого аппарата (второй канал)
339
ГЛАВА 2
освещенности солнечной батареи, электрическая схема последней выполнена таким обра-
зом, что величина тока и напряжения при этом сохраняются в заданных пределах.
В качестве буферной батареи орбитального отсека используется аккумуляторная бата-
рея. Высокие энергетические характеристики новой аккумуляторной батареи позволили уве-
личить продолжительность сеансов связи с КА.
Система терморегулирования. Поддержание температуры КА в заданных пределах
крайне важно, поскольку ее отклонение от допустимой может сказаться на электрических
характеристиках бортовой аппаратуры.
Находясь на траектории от Земли к Марсу, КА постоянно подвергаются воздействию те-
плового потока солнечной радиации, который за время полета уменьшается более чем вдвое.
В результате меняется температура элементов конструкции - по мере удаления от Солнца
она понижается. Изменение температуры особенно влияет на работу расположенных снару-
жи солнечных батарей, приборов и управляющих органов системы ориентации.
Изменение потока солнечной радиации и внутреннее тепловыделение аппаратуры при-
борных отсеков потребовали обеспечения определенного теплового режима КА. Для этого
создана комбинированная система терморегулирования, состоящая из активных и пассив-
ных средств.
Активная часть представляет собой двухконтурную газовую циркуляционную систе-
му, включающую контур нагревания с вынесенным наружу радиационным радиатором-
нагревателем и контур охлаждения с радиационным радиатором-охладителем. Теплоноси-
телем служит газ орбитального отсека, циркулирующий под действием вентиляторов. Управ-
ление системой терморегулирования производится автоматическим устройством, которое
состоит из блока управления, коммутационных блоков, многопозиционной заслонки с при-
водом и чувствительных элементов. По сигналу с чувствительного элемента автоматика осу-
ществляет перекладку заслонок.
В пассивные средства входят экранно-вакуумная теплоизоляция, покрытия с нужными
оптическими коэффициентами, конструкционные материалы. Пассивная часть, как и актив-
ная, регулирует тепловой режим солнечных батарей, приборов систем ориентации, управ-
ляющих органов и ряда других элементов оборудования и конструкции КА.
По сравнению с орбитальными аппаратами М-71 изменился состав научной аппарату-
ры.
Изменения коснулись, прежде всего, фототелевизионного устройства. Шторный фотозат-
вор ФТУ обеспечивает автоматически изменяющиеся выдержки: 1/150 и 1/50 секунды. Вы-
брана другая пленка с большей контрастной чувствительностью. Кроме того, по сравнению
орбитальными аппаратами М-71 система ФТУ аппаратов М-73 дополнена двумя одностроч-
ными оптико-механическими панорамными камерами с углом сканирования 30° для проведе-
ния обзорной съемки. Камеры, установленные соосно, имеют только строчную развертку
перпендикулярно плоскости орбиты, а развертка по кадру осуществляется в направлении
полета за счет движения спутника. Скорость развертки составляет 2 строки в секунду. Рабо-
тают камеры в режиме автоматического регулирования чувствительности по уровню выход-
ного сигнала. Информация записывается на видеомагнитофон, предназначенный также для
записи информации со спускаемого аппарата. Предусмотрены одна скорость записи и две
скорости считывания, при этом в основном рабочем режиме обеспечивается передача 256
телевизионных элементов в строке.
В целом, помимо ФТУ и оптико-механических камер, в состав комплекса научной аппа-
ратуры орбитального аппарата М-73С («Марс-4, -5») вошли:
•	прибор ИВ-3 для изучения распределения водяного пара по диску планеты;
•	ультрафиолетовый спектрометр УФС-2 для определения газового состава и плотно-
сти атмосферы;
•	ФКМ-73 для изучения рельефа по распределению СО2, определения распределения
концентрации газа в атмосфере, яркостной температуры планеты и атмосферы;
•	радиочастотный радиометр РА-71 для определения диэлектрической проницаемости,
поляризации и температуры поверхности планеты;
340
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
•	трехкомпонентный магнитометр СГ-70 для измерения магнитного поля по трассе пе-
релета и вблизи планеты;
•	РИЭП-2801 для измерения потоков электронов и протонов на трассе перелета и у пла-
неты;
•	ИСМ-73 для исследования инфракрасного спектра планеты в области 1,5 - 5,5 мкм (в
частности, для поиска органических соединений);
•	ВПМ-73 для поляриметрических исследований планеты с целью определения структу-
ры поверхности;
•	ВСМ-73 для исследования спектров собственного свечения атмосферы Марса;
•	КС-18-5М для регистрации космических излучений и радиационных поясов планеты.
По сравнению с комплексом научной аппаратуры ОА М-71 на ОА М-73С дополнительно
установлены приборы ИСМ-73, ВПМ-73 и ВСМ-73 (рис. 2.143).
В состав комплекса научной аппаратуры ОА М-73П («Марс-6, -7» - пролетные аппара-
ты) вошли:
•	прибор ИВ-3 для изучения распределения водяного пара по диску планеты;
•	ультрафиолетовый спектрометр УФС-2 для определения газового состава и плотно-
сти атмосферы;
•	ФКМ-73 для изучения рельефа по распределению СО2, определения распределения
концентрации газа в атмосфере, яркостной температуры планеты и атмосферы;
•	радиочастотный радиометр РА-71 для определения диэлектрической проницаемости,
поляризации и температуры поверхности планеты;
•	трехкомпонентный магнитометр СГ-70 для измерения магнитного поля по трассе пе-
релета и вблизи планеты;
•	РИЭП-2801 для измерения потоков электронов и протонов на трассе перелета и у пла-
неты;
Рис. 2.143. Размещение служебной и научной аппаратуры на борту АКА серии М-73П:
1 - спускаемый аппарат; 2 - малонаправленные антенны; 3 - радиаторы системы
терморегулирования^ - панель солнечной батареи; 5 - реактивные сопла; 6 - угломерный
планетный прибор; 7 - земной датчик; 8 - звездные датчики; 9 - точные датчики Солнца;
10 - грубые датчики Солнца; 11 - приборный отсек; 12 - антенна параболическая
остронаправленная; 13 - антенна научной аппаратуры «Стерео»
341
ГЛАВА 2
•	СИЭП для исследования электрического поля в межпланетной среде и у планеты;
•	МММ-73 для изучения пространственной плотности метеорных частиц;
•	французский прибор ЖЕМО-Т для исследования солнечного ветра при перелете;
•	французский прибор ЖЕМО-5 для исследования спектра и состава солнечных косми-
ческих лучей;
•	прибор КМ-73 для исследования спектра и состава солнечных космических лучей;
•	КС-18-5М для регистрации космических излучений и радиационных поясов планеты.
По сравнению с комплексом научной аппаратуры ОА М-71 на ОА М-73П дополнительно
установлены приборы СИЭП, МММ-73, ЖЕМО-Т и ЖЕМО-5. Последний из них должен рабо-
тать совместно с советским прибором КМ-73.
СПУСКАЕМЫЙ АППАРАТ
На орбитальных аппаратах М-73П в верхней части блока топливных баков двигательной
установки с помощью цилиндрического переходника и соединительной рамы крепится спу-
скаемый аппарат.
В спускаемый аппарат входят:
•	автоматическая марсианская станция (по форме близка к сферической);
•	аэродинамический (тормозной) экран;
•	контейнер с парашютно-реактивной системой, состоящей из парашюта и двигателя
мягкой посадки;
•	соединительная рама с системами, которые управляют движением аппарата на этапе
отделения его от орбитального отсека и уводом его с пролетной траектории на «попа-
дающую». После маневра по изменению траектории рама отделяется от спускаемого
аппарата.
Аэродинамический экран имеет форму затупленного конуса, что обеспечивает необхо-
димое торможение в атмосфере Марса. Лобовая сторона экрана покрыта теплозащитным
материалом, предохраняющим его металлический корпус от воздействия высокотемпера-
турных потоков при аэродинамическом торможении. В донной части экрана, защищен-
ной от влияния скоростного напора и высокой температуры набегающего потока, раз-
мещаются автоматическая марсианская станция и парашютно-реактивная система мягкой
посадки (рис. 2.144). Для поглощения энергии, возникающей при соприкосновении с по-
верхностью планеты, марсианская станция оборудована специальной амортизационной
системой. В составе станции предусмотрены также устройства для установки ее в вер-
тикальное положение после посадки и выноса измерительных частей научных приборов
непосредственно на поверхность планеты.
Рис. 2.144. АМС и парашютно-реактивная система
мягкой посадки размещены в донной части аэроди-
намического экрана
Спускаемый аппарат М-73П
(«Марс-6, -7») по конструкции и со-
ставу аппаратуры аналогичен спуска-
емому аппарату М-71 (рис. 2.145).
Для питания бортовой аппарату-
ры спускаемого аппарата на участке
его посадки и работы на поверхности
Марса предусмотрена аккумулятор-
ная батарея, которая в течение всего
времени полета хранится в разряжен-
ном состоянии. Батарея спускаемо-
го аппарата заряжается за месяц до
подлета к Марсу.
Характеристики системы термо-
регулирования спускаемого аппара-
та выбраны таким образом, чтобы
в районе Марса, с учетом уменьше-
ния к концу полета теплового пото-
342
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Рис. 2.145. Спускаемый аппарат АКА серии М-73П (КА «Марс-6, -7»):
1 - двигатель увода СА; 2 - приборы и аппаратура системы автоматического управления;
3 - основной парашют; 4 - автоматическая марсианская станция; 5 - аэродинамический
тормозной конус (экран); 6 - антенна радиовысотомера; 7 - парашютный контейнер;
8 - антенны связи с орбитальной станцией; 9 - двигатель ввода вытяжного парашюта
ка Солнца, внутри аппарата сохранялась требуемая температура. Эта задача выполняется
средствами как активной, так пассивной СТР - экранно-вакуумной теплоизоляцией и спецпо-
крытиями.
По сравнению с экспедицией 1971 года решено передавать телеметрическую информа-
цию со спускаемого аппарата на всем этапе его автономного полета, начиная с отделения от
пролетного аппарата и до мягкой посадки. С этой целью дополнительно к радиокомплексу
спускаемого аппарата установлены системы РТ-1 и КД-1.
Система РТ-1 предназначена для передачи со скоростью 512 бит/с информации об ори-
ентации отделяемого аппарата с момента его разделения с орбитальным аппаратом и до
закрутки. Эта информация принимается орбитальным аппаратом по метровой радиолинии
и записывается на видеомагнитофон, а затем сбрасывается на Землю.
Система КД-1 служит для измерения основных параметров спускаемого аппарата и его
скорости относительно пролетного аппарата на участке входа в атмосферу Марса и до мо-
мента включения тормозного двигателя мягкой посадки. КД-1 включается за 10 минут до
входа в атмосферу. Результаты измерений передаются через ретранслятор пролетного аппа-
рата на Землю по дециметровой радиолинии со скоростью 64 бит/с.
После посадки на марсианскую поверхность и раскрытия лепестков АМС включается
основной комплекс научной аппаратуры и радиокомплекс, через который информация в ме-
тровом диапазоне передается на пролетный аппарат со скоростью 512 бит/с (рис. 2.146).
Для проведения исследований на участке парашютного спуска и непосредственно на по-
верхности Марса спускаемый аппарат оснащен комплексом научной аппаратуры. В его со-
ставе:
•	прибор ИТД для измерения температуры и давления марсианской атмосферы;
•	масс-спектрометр МХ-6408 для определения химического состава атмосферы;
•	автоматическая активационная лаборатория ААЛ-2М для определения типа поверх-
ностных пород;
•	прибор ИПС для измерения скорости ветра и плотности газа;
•	два телефотометра для получения панорамных фотоснимков;
•	прибор ПрОП-М для определения прочности поверхностного слоя грунта.
343
ГЛАВА 2
УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ
Для работы с КА серии М-73 использован наземный радиотехнический комплекс «Плу-
тон», расположенный на НИП-16 близ Евпатории. При приеме информации с космических
аппаратов на больших расстояниях для повышения потенциала радиолинии применено сум-
мирование сигналов с двух антенн АДУ-1000 (К2 и КЗ) и одной антенны КТНА-200 (К-6). Вы-
дача команд осуществляется через антенны АДУ-1000 (К1) и П-400П (К8) на второй площад-
ке НИП-16. Обе антенны оснащены передатчиками дециметрового диапазона «Гарпун-4»,
способными излучать мощность до 200 кВт.
Для приема информации в сантиметровом диапазоне на НИП-16 использованы антен-
ны КТНА-200 (К4 и К5) комплекса «Сатурн», а также антенна ТНА-400, расположенная на
НИП-10 под Симферополем.
Для приема ТМ-информации и проведения траекторных измерений задействованы так-
же средства НИП-15 в Уссурийске: передающие антенны - П-200П и П-400П, приемные
антенны - П-400 и КТНА-200 комплекса «Сатурн-МСД».
Одна из важнейших задач, решаемых наземными средствами приема и обработки ин-
формации во время выполнения КА целевой исследовательской программы, - выделение
слабого полезного сигнала, пришедшего со сверхдалеких расстояний, на фоне различного
рода земных и космических шумов. После обнаружения сигнала и установления связи с КА
информация расшифровывается наземной телеметрической системой. Весь поток инфор-
мации направляется в ЭВМ для обработки согласно специальным алгоритмам. Аппаратура
обработки преобразовывает фототелевизионную информацию в видеосигнал, который да-
лее поступает на видеоконтрольное устройство и используется для получения фотоснимков.
Эта аппаратура представляет собой сложную систему усиления, преобразования и обра-
ботки сигнала; она с помощью автоматизированных устройств корректирует и полностью
восстанавливает первоначальные параметры сигнала.
ЦУП оснащен также другими си-
стемами, обеспечивающими управле-
ние полетом КА, в том числе системой
точного времени, необходимой для
привязки всей регистрируемой инфор-
мации к точной шкале времени.
Наземный командно-измеритель-
ный комплекс по своему составу и по
объему решаемых задач весьма сложен
и многофункционален. Поэтому особен-
но важно взаимодействие различных
его элементов, их четкая, согласован-
ная работа. Увеличение в 1973 г. числа
одновременно задействованных КА до
четырех внесло не только количествен-
ные, но и качественные изменения в
эксперимент, усилило загрузку средств
наземного командно-измерительного
пункта и повысило требования к на-
дежности его систем.
С точки зрения сеансного управ-
ления КА в логику функционирования
бортовых систем внесены некоторые
изменения: для аппаратов М-73П ис-
ключён типовой сеанс 6Т, предназна-
Рис. 2.146. Автоматическая марсианская станция ченный для торможения и выхода на
в состоянии готовности к передаче радиосигналов орбиту спутника Марса.
344
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА
Все космические аппараты серии М-73 успешно прошли весь цикл наземных испытаний.
Запуски этих автоматических космических аппаратов в соответствии с советской програм-
мой исследования космического пространства и планет Солнечной системы осуществлены в
июле - августе 1973 г.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «МАРС-4» М-73С №52
Космический аппарат «Марс-4» (М-73С №52) предназначен для проведения исследова-
ний планеты Марс и околопланетного пространства с орбиты искусственного спутника пла-
неты.
Общая масса КА «Марс-4» составила 4000 кг, в том числе сухая масса пролётного аппа-
рата - 2187 кг. Масса научной аппаратуры орбитального аппарата (с ФТУ) - 117,8 кг. Кор-
ректирующая двигательная установка КА «Марс-4» заправлена 1692,47 кг топлива: 590,47 кг
горючего и 1102,0 кг окислителя. Запас азота для газовых двигателей системы ориентации -
82,1 кг.
КА «Марс-4» (М-73С №52) запущен с левой пусковой установки площадки №81 кос-
модрома Байконур 21 июля 1973 года в 22 часа 30 минут 59,2 секунды ракетой-носителем
«Протон-К». С помощью трех ступеней ракеты-носителя «Протон-К» и первого включения
ДУ разгонного блока КА выведен на промежуточную ОИСЗ высотой 174-162 км. Вторым
включением ДУ разгонного блока через ~ 1 час 20 минут пассивного полета осуществлен
переход КА на траекторию полёта к Марсу. В 23 часа 49 минут 28,4 секунды КА отделился от
разгонного блока.
В ходе перелёта зафиксирован пониженный на 6-11 дБ уровень дециметрового сигнала,
передаваемого через остронаправленную антенну. Выводы анализа ситуации - изменение
свойств покрытия каркаса облучателя антенны. При этом уровень сигнала по ДМ через МНА,
а также по СМ через ОНА совпадал с расчетным. Выявленный дефект оказался присущ всем
четырем аппаратам экспедиции 1973 года.
30 июля 1973 года выполнена первая и единственная коррекция траектории движения
КА. При закладке уставок в БЦВМ С530 на эту коррекцию из-за обрыва цепи транзистора
2Т312 в ПЗУ снялась готовность первого канала БЦВМ. Несмотря на это, в самом сеансе
коррекции работали все каналы БЦВМ, но начать сеанс пришлось нештатно. По неустанов-
ленной причине сбросился в исходное состояние счётчик временной уставки, включающей
сеанс коррекции. Запускать сеанс пришлось по команде с Земли.
Импульс коррекции составил 4,97 м/с, время работы двигателя на малой тяге - 3,5 се-
кунд, расход топлива - 11,25 кг.
При закладке уставок на вторую коррекцию не сформировалась готовность двух каналов
БЦВМ, поэтому от ее проведения решили отказаться. Последний канал БЦВМ отказал при
вводе уставок для системы автономной навигации перед последней коррекцией. Вследствие
отказа трех каналов БЦВМ не удалось провести автономную коррекцию и торможение, необ-
ходимые для выведения КА на орбиту ИСМ.
Через 204 суток после старта, 10 февраля 1974 года, КА пролетел на расстоянии 1844 км
от поверхности Марса. За 27 минут до этого момента были включены однострочные оптико-
механические сканеры - телефотометры, с помощью которых проведена съемка панорам
двух областей поверхности Марса (в оранжевом и красно-инфракрасном диапазонах). За
две минуты до перицентра подлетной гиперболы включено фототелевизионное устройство с
короткофокусным объективом. Проведен один 12-кадровый цикл съемки Марса с пролетной
траектории на дальностях 1900-2100 км в масштабе 1:5000000. Снимки получались хороше-
го качества.
Вследствие неисправности ФТУ с длиннофокусным объективом, обнаруженной за 5 дней
до подлета, при пролете это фототелевизионное устройство не включалось.
Кроме того, после пролета КА оказался на некоторое время в радиотени от планеты,
что позволило провести двухчастотное (k=8 см и Х=32 см) радиопросвечивание атмосферы
Марса.
345
ГЛАВА 2
В ходе полета КА «Марс-4» по трассе Земля - Марс с помощью спектрометров ионов и
электронов были выполнены измерения энергии частиц солнечного ветра, состава частиц,
температуры и скорости отдельных компонентов солнечной плазмы, а также проведены из-
мерения параметров межпланетных магнитных полей.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
Программа полета КА «Марс-4» не выполнена.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «МАРС-5» (М-73С №53)
Космический аппарат «Марс-5» (М-73С №53) предназначен для проведения исследова-
ний планеты Марс и околопланетного пространства с орбиты искусственного спутника пла-
неты.
Общая масса КА «Марс-5» составила 4000 кг. Масса научной аппаратуры орбитального
аппарата (с ФТУ) - 117,8 кг. Корректирующая двигательная установка заправлена 1705,2 кг
топлива: 594,9 кг горючего и 1110,3 кг окислителя.
КА «Марс-5» (М-73С №53) запущен с правой пусковой установки площадки №81 кос-
модрома Байконур 25 июля 1973 года в 21 час 55 минут 48,3 секунды ракетой-носителем
«Протон-К». Старт к Марсу осуществлен вторым включением двигательной установки раз-
гонного блока Д через ~ 1 час 20 минут пассивного полета по промежуточной околоземной
орбите высотой 177,5-163,3 км.
В 23 часа 14 минут 52,2 секунды произошло отделение КА от разгонного блока.
После отделения от разгонного блока запустилась программа ПВУ «Сеанс 1», по меткам
которой проведены операции по раскрытию элементов конструкции, по поиску Солнца и по-
строению постоянной солнечной ориентации. На 68-й минуте произошло переключение ком-
плектов всех приборов радиокомплекса и телеметрической системы на дублирующие, одна-
ко уже через 40 секунд зафиксировано падение мощности второго комплекта дециметрового
передатчика. По команде с Земли снова включён первый комплект ПРД.
3 августа 1973 года по результатам траекторных измерений с целью парирования ошибок
выведения осуществлена первая коррекция траектории КА «Марс-5». Импульс коррекции соста-
вил 4,33 м/с, время работы двигателя на малой тяге - 3,4 секунды, расход топлива - 10,2 кг.
Проведение второй коррекции запланировано за 10 дней до подлета к Марсу. При за-
кладке уставок на нее не сформировалась готовность второго канала БЦВМ. Причиной стал
опять отказ (как на «Марсе-4») ПЗУ команд блока БЦВМ САУ из-за дефектного транзистора
2Т312. Тем не менее, 2 февраля 1974 года прошла вторая коррекция траектории, при этом
величина импульса составила 6,23 м/с.
12 февраля 1974 года, через 202 суток после старта и за 5,5 часов до максимального
сближения с Марсом, включен сеанс 6Р, в котором выполнены навигационные измерения
планеты, результаты которых обеспечили проведение автономной коррекции (W=45,6 м/с) по
результатам этих измерений.
Через 4 часа в перицентре подлетной гиперболы еще раз включена двигательная уста-
новка, с помощью которой КА «Марс-5» 12 февраля 1974 года выведен на орбиту искус-
ственного спутника планеты с параметрами:
-	высота в перицентре 1760 км,
-	высота в апоцентре 32586 км,
-	наклонение -35°,
-	период 1492,5 минуты (24 час 52 минуты 24 секунды) при расчетном периоде 1440 минут.
Импульс торможения составил 1198,45 м/с.
После выхода на орбиту ИСМ КА «Марс-5» предстояло выполнить две самостоятельные
задачи, вариант решения одной из которых, по сравнению с намечаемым, несколько изме-
нился. Первая, оставшаяся без изменений, заключалась в проведении исследований плане-
ты (дистанционно) и околопланетного пространства. Вторая, по ситуации, - подготовиться к
приему и ретрансляции на Землю сигналов с одного из двух СА, десантируемых на марси-
анскую поверхность по прибытии КА «Марс-6, -7». Для КА «Марс-5» стал возможен выбор, с
каким именно СА работать, поскольку функции второго ретранслятора КА «Марс-4» по вы-
346
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
шеизложенным причинам выполнить не смог. Сделанный выбор предполагал соответствую-
щее перестроение орбиты ИСМ.
Выполнение научной программы по дистанционному исследованию Марса началось 17
февраля с выполнения фотографирования поверхности Марса с помощью обоих ФТУ. Одна-
ко уже 19 февраля по телеметрии обнаружено падение давления в приборном отсеке орби-
тального аппарата, где размещаются электронные блоки служебных систем и научной аппа-
ратуры. Это воспринято как признак потери герметичности. Возможные причины:
-	столкновение аппарата с микрочастицей на этапе торможения или сразу после него;
-	трещина, возникшая в дефектном сварном шве на радиаторе системы терморегули-
рования из-за резкого перепада температур.
Приблизительно определено место повреждения: приборный отсек или радиатор СТР.
Расчет показал, что при имеющихся запасах на борту газа (азот), создающего атмосферу
приборного отсека, и при таком темпе его утечки срок жизни КА составит около трех недель.
Далее работы велись по скорректированной в соответствии со сложившимися обстоятель-
ствами научной программе.
С КА переданы фототелевизионные изображения Марса с разрешением до 100 метров,
проведены серии исследований поверхности и атмосферы планеты. Фотосъемки проводи-
лись в пяти сеансах (17, 21, 23, 25 и 26 февраля). Каждый сеанс, кроме 21 февраля, пред-
ставлял собой два 12-кадровых цикла съемок Марса:
-	один в масштабе 1:5000000 с помощью ФТУ с короткофокусным объективом;
-	один в масштабе 1:500000 с помощью ФТУ с длиннофокусным объективом.
21 февраля посредством ФТУ с короткофокусным объективом проведена съемка
Жемчужного залива - одного из предполагаемых районов посадки спускаемых аппаратов
«Марс-6, -7».
Всего израсходовано 108 кадров при общем запасе 960 кадров (по 480 в каждом из ФТУ).
Однако не все кадры удались, поэтому только 37 кадров были переданы на Землю с номи-
нальной четкостью 1000 на 1000 элементов и 5 кадров - с максимальной четкостью (2000 на
2000 элементов).
Всего с КА «Марс-5» получено снимков нормального качества:
-	от ФТУ с короткофокусным объективом -14;
-	от ФТУ с длиннофокусным объективом - 28.
С помощью сканеров оптико-механической системы 21, 23, 24 и 28 февраля получены
четыре телепанорамы: две с красным ФЭУ и две - с оранжевым ФЭУ.
Помимо съемки, проводилось изучение поверхности Марса, его атмосферы и околопла-
нетного пространства.
Последний сеанс связи с КА «Марс-5», в котором передана телепанорама Марса, состо-
ялся 28 февраля 1974 года. После этого из-за падения давления в приборном отсеке ниже
минимально допустимого уровня (180 мм рт. ст.) и возникновения коронного разряда ника-
кой научной информации получить было практически невозможно. С 4 марта прекратилась
также передача на Землю телеметрической информации.
Тем не менее, 5 марта 1974 года проведена коррекция орбиты для создания условий
приема информации КА со спускаемого аппарата «Марс-6». Подтверждения отработки им-
пульса (3,39 м/с) получено не было из-за отсутствия телеметрии, однако скачок по допле-
ровскому сдвигу частоты совпал с расчетным. После этого сеанса войти в связь с аппаратом
больше не удалось.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
Программа полета КА «Марс-5» выполнена не в полном объеме. Однако, несмотря на
короткий срок активного существования КА «Марс-5», в ходе межпланетного перелета и с
орбиты ИСМ с его помощью проведены следующие наблюдения и измерения:
•	во время полета по трассе Земля - Марс с помощью спектрометров ионов и электро-
нов выполнены измерения энергии частиц солнечного ветра, состава частиц, темпе-
ратуры и скорости отдельных компонентов солнечной плазмы;
347
ГЛАВА 2
•	проведено двухчастотное радиопросвечивание атмосферы Марса, получены оценки
давления в нижней атмосфере, а также характеристики ионосферы планеты;
•	проведена съемка поверхности Марса с помощью ФТУ (108 кадров) и телефотоме-
тров (4 панорамы);
•	проведены исследования свойств поверхности и грунта по их радиационным характе-
ристикам, получены спектры гамма-излучения марсианских пород;
•	с помощью инфракрасного радиометра измерены яркостные температуры грунта
вдоль трассы полета спутника;
•	с помощью инфракрасного спектрофотометра получено несколько сотен спектров
в интервале от 2 до 5 мкм, с помощью которых определялись состав марсианского
грунта и его структура;
•	измерено содержание водяного пара в атмосфере Марса;
•	с помощью фотометра обнаружено наличие озона в атмосфере Марса;
•	получены детальные данные о температуре верхней атмосферы планеты;
•	проведены измерения параметров межпланетных магнитных полей и магнитного поля
Марса.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «МАРС-6» (М-73П №50)
Космический аппарат «Марс-6» (М-73П №50) предназначен для доставки исследователь-
ского зонда (АМС) на марсианскую поверхность.
Общая масса КА «Марс-6» составила 3880 кг, из них масса научной аппаратуры орби-
тального отсека - 114 кг, спускаемого аппарата - 1000 кг. Корректирующая двигательная
установка заправлена 598,5 кг топлива: 210,4 кг горючего и 388,1 кг окислителя.
Масса спускаемого аппарата при входе в атмосферу - 844 кг.
Масса автоматической марсианской станции после посадки - 355 кг, из них масса науч-
ной аппаратуры - 19,1 кг.
КА «Марс-6» (М-73П №50) запущен с левой пусковой установки площадки №81 кос-
модрома Байконур 5 августа 1973 года в 20 часов 45 минут 48 секунд ракетой-носителем
«Протон-К». С помощью трех ступеней ракеты-носителя «Протон-К» и первого включения
ДУ разгонного блока КА выведен на промежуточную ОИСЗ высотой 174,9-162,9 км. Вторым
включением ДУ разгонного блока через ~ 1 час 20 минут пассивного полета осуществлен
переход КА на траекторию полёта к Марсу. В 22 часа 04 минуты 09,6 секунды КА отделился
от разгонного блока.
13 августа 1973 года выполнена первая коррекция траектории движения. При закладке
уставок снялась готовность первого канала БЦВМ САУ, однако при проведении сеанса кор-
рекции она восстановилась. Импульс коррекции составил 5,17 м/с, время работы двигателя
на малой тяге - 3,4 секунды, расход топлива - 11,2 кг.
Почти сразу же отказал первый комплект бортового магнитофона ЭА-035. Ситуацию ис-
правили переключением на второй комплект. Однако всего лишь через месяц после старта,
3 сентября 1973 года, на аппарате отказала телеметрия, в результате чего стало невозмож-
но получать информацию в режиме непосредственной передачи по дециметровому каналу,
а по сантиметровому можно было передавать информацию только в режиме воспроизведе-
ния, причем только информацию с ФТУ и видеомагнитофона. Пришлось изменить техноло-
гию управления и в течение всего перелета выдавать все команды по два-три раза вслепую,
контролируя их прохождение только по косвенным признакам.
В связи с тем, что в соответствии с проведенными расчетами импульс второй коррекции
должен был составить 0,8 м/с, т.е. меньше минимально допустимого 1,5 м/с, от ее проведе-
ния решили отказаться.
Перед подлетом к Марсу необходимо было провести сеанс автономной коррекции с по-
следующим отделением СА. Уставки в БЦВМ и САН на сеанс автономной коррекции закла-
дывались в несколько приемов из-за необходимости повторной выдачи каждой команды.
12 марта 1974 года проведена третья (автономная) коррекция с отделением спускаемого
аппарата на расстоянии 48000 км до Марса. Хотя телеметрии не было, но по замеренному
скачку доплеровской частоты определили, что коррекция прошла штатно.
348
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Через 15 минут после отделения сработал тормозной двигатель СА, а спустя 3,5 часа
спускаемый аппарат вошел в атмосферу Марса со скоростью 5600 м/с. Угол входа составил
-11,7°. Сначала торможение шло за счет аэродинамического экрана, а через 2,5 минуты при
достижении скорости 600 м/с была введена в действие парашютная система.
На этапе парашютного спуска на высотах от 20 км до поверхности и ниже проводи-
лись измерения температуры и давления, а также определялся химический состав атмо-
сферы. В течение 150 секунд результаты передавались на пролетный аппарат, но по-
лезная информация выделена только из сигнала от радиокомплекса СА. Сигнал с КД-1,
включенного за 25 минут до входа в атмосферу, был очень слабый, поэтому информацию
с него расшифровать не удалось. Причины этого: заниженный на 6-11 дБ уровень сигна-
ла по дециметровому каналу, передаваемого через остронаправленную антенну, и отказ
одной из приемных антенн АДУ-1000 в Евпатории, не позволивший обеспечить суммиро-
вание сигнала с двух антенн.
Весь участок спуска - от входа в атмосферу и аэродинамического торможения до сниже-
ния на парашюте включительно - продолжался 5,2 минуты. Во время спуска не было циф-
ровой информации с прибора МХ-6408М, зато с помощью приборов «Зубр», ИТ и ИД была
получена информация о перегрузках, изменении температуры и давления.
Непосредственно перед посадкой связь с СА потеряна. Последняя полученная с него те-
леметрия подтвердила выдачу команды на включение двигателя мягкой посадки.
Новое появление сигнала ожидалось через 143 секунды после пропадания, однако этого
не произошло.
СА произвел посадку в точке с координатами 23.9° ю.ш. и 19.5° з.д. (на границе Жемчуж-
ной Земли и Земли Ноя).
Однозначно причину неудачного завершения работы с СА определить не удалось. Наи-
более вероятные версии:
-	аппарат разбился, в том числе, по причине отказа радиокомплекса, хотя скорость спу-
ска и работа двигателя мягкой посадки соответствовали расчетным (аппарат был рас-
считан на ударное ускорение при посадке 180 д, а в периферийных местах до 240g);
-	к аварийной ситуации привело превышение амплитуды колебаний аппарата под дей-
ствием марсианской бури в момент включения двигателей мягкой посадки.
Наименее вероятной является версия о контакте с поверхностью в неудачном районе со
сложным рельефом - в частности, посадка в борозду, которыми испещрена Долина Самара.
Пролетный аппарат «Марса-6» принимал информацию с СА и через передатчик сантимет-
рового диапазона ретранслировал ее на Землю. При этом минимальное расстояние от про-
летного аппарата до поверхности Марса составило -1600 км. Запланированный в качестве
второго ретранслятора КА «Марс-5» к тому времени уже отказал, поэтому со спускаемым
аппаратом стал возможен лишь один сеанс связи.
После пролета КА «Марс-6» (так же, как КА «Марс-4») оказался на некоторое время в
радиотени от планеты, что позволило провести двухчастотное радиопросвечивание вечер-
ней ионосферы Марса.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
Программа полета КА «Марс-6» выполнена частично. Осуществлено десантирование СА
на поверхность Марса.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «МАРС-7» (М-73П №51)
Космический аппарат «Марс-7» («М-73П» №51) предназначен для доставки исследова-
тельского зонда (АМС) на марсианскую поверхность.
Запуск двух одинаковых аппаратов «Марс-6» и «Марс-7» планировался не только для
повышения общей надежности выполнения целевой задачи, но и для исследования поверх-
ности Марса в двух различных районах планеты.
Общая масса КА «Марс-7» составила 3880 кг, из них масса научной аппаратуры орби-
тального отсека - 114 кг, спускаемого аппарата - 1000 кг. Корректирующая двигательная
установка заправлена 598,5 кг топлива: 210,4 кг горючего и 388,1 кг окислителя.
349
ГЛАВА 2
Масса спускаемого аппарата при входе в атмосферу - 844 кг.
Масса автоматической марсианской станции после посадки - 355 кг, из них масса науч-
ной аппаратуры - 19,1 кг.
КА «Марс-7» («М-73П» №51) запущен с правой пусковой установки площадки №81 кос-
модрома Байконур 9 августа 1973 года в 20 часов 0 минут 17,5 секунды ракетой-носителем
«Протон-К». Старт к Марсу осуществлен вторым включением двигательной установки раз-
гонного блока Д через ~ 1 час 20 минут пассивного полета по промежуточной околоземной
орбите высотой 189-162 км.
В 21 час 20 минут 35,3 секунды произошло отделение КА от разгонного блока.
16 августа 1973 года по результатам траекторных измерений с целью парирования оши-
бок выведения выполнена первая коррекция траектории КА «Марс-7». Импульс коррекции
составил 5,06 м/с, время работы двигателя на малой тяге - 3,6 секунды.
В ходе перелета в бортовом радиокомплексе отказали оба подмодулятора сантиметрово-
го диапазона. В результате этого утрачена возможность передавать информацию с магнито-
фонов и с ФТУ в сантиметровом диапазоне в режиме ВИМ512. В дециметровом диапазоне
из-за пониженного потенциала радиолинии через ОНА можно было передавать информацию
только в режиме PN17, что соответствовало скорости порядка 100 бит в секунду. При такой
скорости воспроизведение записи всего лишь с одного магнитофона емкостью 5 Мбит могло
занять 50000 секунд или 14 часов. Это означало будущие проблемы при ретрансляции на
Землю информации со спускаемого аппарата.
КА «Марс-7» подлетел к Марсу 9 марта 1974 года - раньше, чем «Марс-6», - спустя 212
суток после старта. Уже при закладке уставок на вторую коррекцию не сформировалась го-
товность первого и третьего каналов БЦВМ С530. Причина та же, что и на остальных аппара-
тах серии М-73 - отказ ПЗУ команд в БЦВМ из-за транзистора 2Т312.
Поскольку расчетный импульс второй коррекции (1,8323 м/с) лишь немного превышал
минимально допустимый уровень (1,5 м/с), то от неё отказались.
Ввод уставок на сеанс автономной коррекции и начало этого сеанса прошли успешно.
Однако при включении двигателя отказал акселерометр, в результате чего двигатель вы-
ключился не по набору скорости, а по страховочному времени. При этом импульс коррекции
вместо расчетных 21,6 м/с составил 34,2 м/с.
Решающее негативное влияние на исход экспедиции оказали неправильно рассчитанные
уставки на разворот КА перед отделением спускаемого аппарата. По этой причине СА по
пролетной траектории прошел в 1400 км от поверхности Марса и ушел в просторы космоса.
Целевая задача КА «Марс-7» не была выполнена, хотя, совершая автономный полет, СА
еще какое-то время сохранял работоспособность и передавал информацию на пролетный
аппарат по радиолиниям КД-1 и РТ-1.
С пролетным аппаратом «Марса-7» связь поддерживалась до 25 марта 1974 года.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
Программа полета станции «Марс-7» не выполнена.
ТЕХНИЧЕСКАЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ НОВИЗНА
Впервые в практике отечественной космонавтики в одной межпланетной экспедиции од-
новременно участвовали четыре автоматических космических аппарата.
При подготовке экспедиции продолжена начатая для аппаратов серии М-71 модерниза-
ция наземных экспериментальной и испытательной баз, командно-измерительного наземно-
го комплекса.
Так, для проверки и уточнения тепловых расчетов созданы специальные вакуумные
установки, оснащенные имитаторами солнечного излучения. Аналог автоматических КА про-
шел в них полный объем комплексных тепловакуумных испытаний, задача которых состояла
в проверке способности системы терморегулирования поддерживать температурный режим
в заданных пределах на всех этапах эксплуатации.
350
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
НАУЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
Изучение Марса в 1973-1974 гг., когда четыре советских КА: «Марс-4», «Марс-5»,
«Марс-6» и «Марс-7» практически одновременно достигли окрестностей планеты, приобрело
новое качество.
Научные исследования, проведенные КА «Марс-4, -5, -6, -7», разносторонни и обшир-
ны. КА «Марс-4» провел фотографирование Марса с пролетной траектории. Искусственный
спутник Марса КА «Марс-5» передал на Землю новые сведения об этой планете и окружаю-
щем ее пространстве; с орбиты спутника получены качественные фотографии марсианской
поверхности, в том числе цветные. Спускаемый аппарат «Марса-6» совершил посадку на
планету, впервые передав на Землю данные о параметрах марсианской атмосферы, полу-
ченные во время снижения. КА «Марс-6» и «Марс-7» исследовали космическое простран-
ство с гелиоцентрической орбиты. КА «Марс-7» в сентябре-ноябре 1973 года зафиксирована
связь между возрастанием потока протонов и скорости солнечного ветра.
На фотоснимках поверхности планеты, отличающихся весьма высоким качеством, мож-
но различить детали размером до 100 м. Это ставит фотографирование в число основных
средств изучения планеты. При его помощи с использованием цветных светофильтров пу-
тем синтезирования негативов получены цветные изображения ряда участков поверхности
Марса. Цветные снимки также отличаются высоким качеством и пригодны для ареолого-
морфологических и фотометрических исследований.
В сфотографированных областях много кратеров. В отдельных случаях на кратерный ре-
льеф наложены извилистые линейные понижения, уступы и борозды. Разную степень разру-
шения объясняют различия в их возрасте (2.147-2.149).
Одновременно с фотографированием проводилось комплексное исследование поверхности
и атмосферы астрофизическими методами с помощью приборов, соосных с фототелевизионны-
ми камерами. Сюда относятся ультрафиолетовые фотометры, фотометр и поляриметр видимого
диапазона, фотометры на избранные участки ближней инфракрасной области спектра, радио-
метр на дальнюю инфракрасную область и радиотелескоп. Нужно добавить еще спектрометр
для измерения гамма-излучения планеты. Указанная аппаратура дает возможность анализиро-
вать излучение планеты в очень широкой области спектра, простирающейся от 1000 А до 3 см.
Все приборы успешно работали во время каждого прохождения КА «Марс-5» перицентра,
причем именно в этот момент оптические оси фототелевизионных устройств и астрофизической
аппаратуры были ориентированы по нормали к поверхности планеты. Во время измерений высо-
та перицентра составляла около 1800 км.
Радиометр «Марса-5» измерял температуру поверхности планеты вдоль трассы. Уста-
новлено, что вблизи экватора вскоре после полудня температура достигает 5-12°С. Однако
уже к шести часам вечера местного времени она снижается до -20 и даже -30°С, а через
3-4 часа падает до -55°С. Вдоль трассы наблюдаются колебания температуры до 5-8°, что
объясняется неодинаковым поглощением солнечных лучей темными и светлыми участками.
(Минимальные температуры на полюсах Марса могут достигать -120°С.)
С помощью специального фотометра на углекислотные полосы ИК-спектра найдены пе-
репады высот вдоль трассы, составляющие несколько километров. В ультрафиолетовом диа-
пазоне также удалось обнаружить пониженные и повышенные участки поверхности. Таким
образом, проверены два независимых способа исследования рельефа. Измерения яркости
в других диапазонах волн дали сведения о малой запыленности марсианской атмосферы по
сравнению с периодом бури 1971 г. Изучение полученных данных должно, в частности, дать
ответ на вопрос, есть ли какая-нибудь зависимость между окраской и рельефом поверхности
Марса.
Найденные при радиопросвечивании вечерней ионосферы Марса, осуществленном КА
«Марс-6», профили электронной концентрации подтвердили наличие излома на высотах
-210 км, обнаруженного в 1971 году во время полета спутника «Марс-2». Результаты измерений
частот дециметрового и сантиметрового сигналов в четырех сеансах (еще и на КА «Марс-5»)
радиопросвечивания позволили с высокой точностью определить высотные профили темпера-
туры и давления в тропосфере Марса в точках касания поверхности радиолучом.
351
ГЛАВА 2
Рис. 2.148. Крупномасштабный снимок поверхности
Марса, полученный длиннофокусной фототелеви-
зионной установкой станции «Марс-5». Видна море-
подобная область с частью крупного кратера, дно
которого испещрено многочисленными микрообра-
зованиями размером порядка 1 км. По грубой оцен-
ке, глубина кратера по отношению к западному валу
составляет примерно 1 км. Западнее этого кратера
расположен вытянутый эродированный кратер мень-
шего размера (40x20 км), внутри которого, помимо
небольших кратеров с севера на юг, просматрива-
ется несколько валов значительной протяженности.
В северной части этого кратерного образования -
кратер со сферическим дном и поперечником
около 10 км
профили помогли впервые обнаружить следы озона
Знание физических свойств по-
верхности очень важно для констру-
ирования аппаратов, которым еще
предстоит опускаться на Марс. Изме-
рения такого рода выполняли два по-
ляриметра, установленных на борту
КА «Марс-5», совместно советскими
и французскими учеными. Оказа-
лось, что поверхность планеты очень
неоднородна. Есть участки, покрытые
мелкой пылью, а рядом - обширные
каменистые районы. Дальнейшие ис-
следования в этом направлении по-
зволят, по-видимому, узнать, какие
земные горные породы наиболее
близки к марсианским. В свое время
было обнаружено, что разные резуль-
таты поляриметрических измерений
на Луне обусловлены различиями в
ее рельефе. Удастся ли найти такую
же связь на Марсе, где, в отличие от
Луны, есть атмосфера?
Измерения водяного пара в ат-
мосфере Марса показали, что его
содержание превысило максималь-
ное количество, обнаруженное
«Марсом-3» в 1972 г., и достигло,
по предварительным оценкам, 60 мк
осажденной воды. Определено, что
вдоль трассы величина влажности
колеблется более чем в пять раз.
С помощью двухканального уль-
трафиолетового фотометра с высо-
ким пространственным разрешением
получены фотометрические профили
атмосферы у лимба планеты в недо-
ступной для наземных наблюдений
области спектра 2600-2800 А. Эти
в атмосфере Марса (данные американ-
ских аппаратов «Маринер-6, -7, -9» по озону относились к твердой поверхности полярной
шапки), а также заметное аэрозольное поглощение даже в отсутствие пылевых бурь. С помо-
щью этих данных можно вычислить характеристики аэрозольного слоя. Измерения содержа-
ния атмосферного озона позволяют оценить концентрацию атомарного кислорода в нижней
атмосфере и скорость его вертикального переноса из верхней атмосферы, что важно для
выбора модели, объясняющей стабильность существующей на Марсе атмосферы из углекис-
лого газа. Результаты измерений на освещенном диске планеты могут быть использованы
для изучения ее рельефа.
Исследования магнитного поля в околомарсианском пространстве, проведенные КА «Марс-5»,
подтвердили вывод, сделанный на основании аналогичных исследований КА «Марс-2,-3», о том,
что вблизи планеты существует магнитное поле порядка 30 гамм (в 7-10 раз больше величины
межпланетного невозмущенного поля, переносимого солнечным ветром). Предполагалось, что
это магнитное поле принадлежит самой планете, и «Марс-5» помог получить дополнительные
аргументы в пользу этой гипотезы.
352
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Рис. 2.149. Крупномасштабный снимок поверхности
Марса, полученный длиннофокусной фототелевизи-
онной установкой «Марса-5» . Видны кратер диаме-
тром 45 км и кратер-«спутник» меньшего размера,
порядка 13 км. Оба кратера имеют пологие склоны
с вкраплениями мелких кратеров. На снимке хорошо
различимы другие кратеры размером от 2 до 15 км
со сглаженными краями у больших кратеров и за-
метно возвышающимися - у меньших
Предварительная обработка дан-
ных КА «Марс-7» об интенсивности
излучения в резонансной линии ато-
марного водорода Лайман-альфа по-
зволила оценить профиль этой ли-
нии в межпланетном пространстве
и определить в ней две компоненты,
каждая из которых вносит приблизи-
тельно равный вклад в суммарную
интенсивность излучения. Получен-
ная информация даст возможность
вычислить скорость, температуру и
плотность втекающего в Солнечную
систему межзвездного водорода, а
также выделить вклад галактическо-
го излучения в линии Лайман-альфа.
Этот эксперимент выполнялся со-
вместно с французскими учеными.
По аналогичным измерениям с
борта КА «Марс-5» впервые непо-
средственно измерена температура
атомарного водорода в верхней ат-
мосфере Марса. Предварительная
обработка данных показала, что эта
температура близка к 350°К.
Спускаемый аппарат «Марса-6»
проводил измерения химического со-
става марсианской атмосферы при
помощи масс-спектрометра радиоча-
стотного типа. Вскоре после раскры-
тия основного парашюта сработал
механизм вскрытия анализатора, и
атмосфера Марса получила доступ в прибор. Предварительный анализ позволяет сделать
вывод, что содержание аргона в атмосфере планеты может составлять около одной тре-
ти. Этот результат имеет принципиальное значение для понимания эволюции атмосферы
Марса.
На спускаемом аппарате осуществлялись также измерения давления и окружающей тем-
пературы; результаты этих измерений весьма важны как для расширения знаний о планете,
так и для выявления условий, в которых должны работать будущие марсианские станции.
Совместно с французскими учеными выполнен также радиоастрономический экспери-
мент - измерения радиоизлучения Солнца в метровом диапазоне. Прием излучения одно-
временно на Земле и на борту космического аппарата, удаленного от нашей планеты на сот-
ни миллионов километров, позволяет восстановить объемную картину процесса генерации
радиоволн и получить данные о потоках заряженных частиц, ответственных за эти процессы.
В этом эксперименте решалась и другая задача - поиск кратковременных всплесков радио-
излучения, которые могут, как предполагается, возникать в далеком космосе за счет явлений
взрывного типа в ядрах галактик, при вспышках сверхновых звезд и других процессах.
353
ГЛАВА 2
ТРЕТЬЕ ПОКОЛЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ДЛЯ
ИССЛЕДОВАНИЯ МАРСА - УНИФИЦИРОВАННЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ
АППАРАТЫ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ПЛАНЕТ И МАЛЫХ ТЕЛ
СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ «ФОБОС-1, -2», «МАРС-96» («МАРС-8»)
Новая идеология в проведении исследований, сопровождаемая и опирающаяся на бур-
ное развитие вычислительной техники, прикладной математики, а также внедрение в произ-
водство высоких технологий, привели к созданию в НПО им. С.А. Лавочкина в середине 80-х
годов прошлого столетия высокоманевренного унифицированного космического аппарата,
предназначенного стать базовым и обладающего многофункциональными возможностями
работы и в качестве искусственного спутника планетного тела, обладающего сильным гра-
витационным полем, и как средство доставки на поверхность этого тела разнообразных де-
сантируемых исследовательских зондов, и, наконец, в качестве непосредственно зонда для
исследования малых тел, обладающих слабым гравитационным полем.
Комплекс возлагаемых задач определил необычное для отечественных межпланетных
аппаратов конструктивное построение третьего поколения КА.
Первыми объектами для апробации космического аппарата нового поколения стали пла-
нета Марс и ее спутник Фобос. Исследовательская миссия была возложена на КА «Фобос-1»
и «Фобос-2».
Практически каждая межпланетная экспедиция, осуществляемая нашей страной, при-
вносит новые элементы в методологию проведения исследований.
Новизна присуща и проекту «Марс-96». Этот космический аппарат, представляющий со-
бой модификацию «Фобоса», впервые должен был осуществить контактное зондирование
планеты с помощью внедряющихся на значительную глубину исследовательских зондов-
пенетраторов. Кроме этого, задачей КА «Марс-96» являлось десантирование на марсиан-
скую поверхность малых автономных станций, которые также представляют собой исследо-
вательские зонды нового типа.
Приобретенный коллективом НПО им. С.А. Лавочкина опыт создания и эксплуатации (ча-
стично) космических аппаратов для исследования Марса третьего поколения заложил фун-
даментальные основы построения современных автоматических космических комплексов с
широким применением компьютерных технологий, миниатюризацией технических средств
служебного и научного назначения, использованием унифицированных космических плат-
форм и т.д.
Посадка космического аппарата на Фобос
354
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ СЕРИИ «1Ф» («ФОБОС»)
Сближение КА 1Ф с Фобосом
НАЗНАЧЕНИЕ КА
Космические аппараты серии 1Ф
(«Фобос») предназначены для про-
ведения комплексных исследований
объектов Солнечной системы: спут-
ника Марса - Фобос (дистанционно
и при контакте) - путем сближения с
ним вплоть до состояния «бреющего
полета» над его поверхностью и де-
сантирования на неё стационарно-
го и подвижного исследовательских
зондов (ДАС и ПРОП-ФП); планеты
Марс (с подлетной траектории и с
орбиты ИСМ); Солнца; межпланетно-
го пространства, а также в области
астрофизики.
Серия 1Ф, созданная в рамках
международного проекта «Фобос», со-
стоит из двух аппаратов: КА «Фобос-1»
(1Ф №101) и КА «Фобос-2» (1Ф №102),
частично отличающихся по составу
целевой (научной) аппаратуры. Предусмотрено одновременное применение обоих аппаратов в
одной экспедиции. Дублирование аппаратов призвано повысить общую надежность выполнения
целевой задачи и несколько расширить исследовательские задачи экспедиции.
Запуски аппаратов осуществлены: «Фобос-1» - 7.07.1988 г., «Фобос-2» - 12.07.1988 г.
В программу экспедиции входило:
•	Проведение ПКИ вводимого в эксплуатацию космического аппарата нового поколе-
ния, разработанного как универсальный космический аппарат для проведения ком-
плексных исследований планет и малых тел Солнечной системы.
•	Выполнение научной программы, предусматривающей решение следующих задач:
На трассе перелёта
-	изучение Солнца в рентгеновском (КА «Фобос-1»), ультрафиолетовом и видимом диа-
пазонах (КА «Фобос-1,-2»);
-	получение трехмерной стереоскопической структуры солнечной хромосферы и коро-
ны;
-	определение состава солнечного ветра;
-	изучение характеристик межпланетных ударных волн;
-	локализация космических гамма-всплесков.
На орбитах вокруг Марса
-	уточнение параметров орбитального движения Фобоса и его физических свойств;
-	зондирование поверхности и атмосферы Марса в видимом, ультрафиолетовом, ин-
фракрасном и гамма-диапазонах;
-	изучение структуры магнитосферы Марса, определение параметров магнитного поля;
-	изучение Солнца и межпланетного пространства.
При сближении с Фобосом
-	телевизионная съемка поверхности Фобоса с высоким разрешением;
-	определение химического, минералогического состава поверхности Фобоса, его фи-
зических свойств;
-	изучение внутреннего строения Фобоса, его радиофизических характеристик;
-	десантирование на его поверхность долгоживущей автономной станции (ДАС - КА
«Фобос-1,-2») и передвижного зонда (ПРОП-ФП - КА «Фобос-2»).
355
ГЛАВА 2
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
Автоматические КА «Фобос» выводятся четырехступенчатой ракетой-носителем
«Протон-К», имеющей стартовую массу 690 тонн. На первых трех ступенях ракеты использу-
ется самовоспламеняющееся топливо: четырехокись азота (АТ) и несимметричный диметил-
гидразин (НДМГ). Четвертой ступенью служит разгонный блок ДФ, работавший на синтети-
ческом горючем «циклине» (ИОХ-1) и жидком кислороде. На блок ДФ установлен модернизи-
рованный двигатель 11Д58М тягой 8550 кг (в пустоте) с удельным импульсом 362 секунды.
Этот разгонный блок является развитием РБ ДМ, применявшегося для выведения КА се-
мейства 4В (КА серий 4В, 4В1, 4В1М, 4В2), и по большинству характеристик повторяет его.
Однако, в отличие от предшественника, для его управления задействована не система авто-
номного управления (САУ), а бортовой управляющий комплекс (БУК), установленный на КА
«Фобос». Кроме того, при втором включении двигатель РБ работает до выработки одного из
компонентов топлива, а не до набора характеристической скорости, как это было при выве-
дении КА 4В и Е8. Это позволяет увеличить массу полезной нагрузки, выводимую на траек-
торию полёта к Марсу.
Масса сухого блока ДФ - 2,5 тонны, стартовая масса полностью заправленного разгон-
ного блока в полетной конфигурации - 17794,3 кг.
СХЕМА ПОЛЕТА (рис. 2.150)
Последовательность и смысловой характер операций, выполняемых на первом этапе за-
пуска, идентичны примененным ранее с участием PH «Протон-К». Первые три ступени PH
обеспечивают выведение головного блока, состоящего из четвертой ступени (блока ДФ) и
космического аппарата на незамкнутую орбиту. Для формирования опорной орбиты с высо-
той в апогее 180 км, в перигее 150 км и наклонением 51,6° производится первое включение
двигательной установки блока ДФ. Стартовая масса головного блока составляет ~ 25,48 тон-
ны, масса ГБ на опорной орбите - 21,1 тонны.
После выхода на опорную орбиту производятся программные развороты головного блока
для выставки двигателя РБ под второе включение.
Второй раз двигатель блока ДФ включается после пассивного стабилизированного по-
лета ГБ по опорной орбите в течение - 1 часа. При этом, как уже ранее было сказано, он
работает до выработки одного из компонентов топлива.
Далее следует отличие от схем выведения в предыдущих межпланетных экспедициях.
Двух включений двигателя блока ДФ недостаточно, чтобы вывести КА «Фобос» на траекторию
Рис. 2.150. Баллистическая схема экспедиции КА серии «1Ф»
356
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
полета к Марсу. Завершение выполнения этой задачи возложено на сам КА. Поэтому вычис-
лительная машина бортового управляющего комплекса (БУК) уже с момента старта решает
навигационную задачу. После окончания работы блока ДФ производится перерасчёт характе-
ристической скорости, и через 70 секунд после отделения от разгонного блока на КА включа-
ется автономная двигательная установка (АДУ) для доразгона (420-475 м/с), обеспечивающего
перевод КА на траекторию полёта к Марсу.
С помощью этих изменений удалось увеличить массу КА на трассе перелёта к Марсу до
5,4-5,5 тонн, для сравнения: «Марс-73» ~ 3,9 тонны, «Марс-71» ~ 4,6 тонны.
На траектории Земля - Марс предусмотрено проведение трех коррекций по данным на-
земных траекторных измерений. Проведение первой коррекции планируется на 7-10-е сутки
полета, второй - за 20-30 суток и третьей - за 2-3 суток до подлета к Марсу (рис. 2.151).
Продолжительность перелёта - 202 суток.
Для сближения с Фобосом космический аппарат переводится на орбиту наблюдения -
круговую экваториальную орбиту искусственного спутника Марса высотой около 6280 км,
которая приблизительно на 300 км превышает высоту орбиты Фобоса. С целью снижения
энергетических затрат для выведения на такую орбиту принята трехимпульсная схема пере-
хода. Первое торможение осуществляется в перицентре подлетной гиперболы (высота пе-
рицентра составляет 500 км) для перевода космического аппарата на первую переходную
орбиту с периодом обращения 3 суток. Через 10—12 суток в районе апоцентра первой
переходной орбиты на аппарате включается двигатель (второй маневр), в результате чего
высота перицентра поднимается до 6280 км, плоскость орбиты совмещается с плоскостью
орбиты Фобоса и период обращения возрастает приблизительно до 3,3 суток. В перицентре
полученной орбиты проводится третий маневр для перевода космического аппарата на кру-
говую экваториальную орбиту искусственного спутника Марса высотой 6280 км, периодом
8,1 часа - орбиту наблюдения (рис. 2.152). По завершении третьего маневра от КА отделя-
ется АДУ.*
Все последующие маневры про-
водятся с помощью двигателей ма-
лой тяги (ДМТ). Время пребывания
на каждой из переходных орбит со-
ставляет ~10 суток. Общее время
формирования орбиты наблюдения
от момента выхода на орбиту ИСМ
составляет 15-20 суток.
После выведения космического
аппарата на орбиту наблюдения на-
чинается этап предварительного сбли-
жения с Фобосом. В ходе полета про-
водятся автономные навигационные
измерения параметров относительно-
го движения космического аппарата и
Фобоса. Эфемериды Фобоса при под-
готовке экспедиции недостаточно из-
вестны для того, чтобы организовать
программное их сближение, поэтому
необходимо уточнить элементы ор-
биты Фобоса. С этой целью КА с по-
мощью телевизионной системы про-
водит навигационную съёмку Фобоса.
Полученные снимки записываются на
Рис. 2.151 .Схема перелета Земля - Марс
* В дальнейшем под наименованием космический аппарат подразумевается орбитальный блок.
357
ГЛАВА 2
Рис. 2.152. Схема выведения КА на орбиту наблюдения
Маневры для перехода
Рис. 2.153. Схема сближения с Фобосом
бортовой магнитофон и затем пере-
даются на Землю. По ним на Земле
вычисляется взаимное положение
космического аппарата и Фобоса.
Кроме того, по снимкам Фобоса
уточняются его форма и детали ре-
льефа. Длительность пребывания
КА на орбите наблюдения составля-
ет 20-30 суток.
На основе полученных навига-
ционных данных с помощью двух
маневров на ДМТ аппарат перево-
дится сначала на квазисинхронную
с Фобосом орбиту, обозначенную
баллистиками КСО-1 (более точ-
ный термин - квазиспутниковая
орбита), затем, после корректи-
рующих уточнений, на орбиту, еще
более близкую к орбите Фобоса -
КСО-2 (рис. 2.153).
Особенность квазисинхронной
орбиты - при нахождении на ней
КА естественным образом удержи-
вается в непосредственной близо-
сти от природного спутника Марса, используя лишь доминирующее влияние гравитационных
сил планеты, но становясь при этом как бы спутником Фобоса. В процессе движения по этой
орбите происходят циклические сближения и расхождения КА и Фобоса, колеблющиеся в пре-
делах ~ 200 км -< 600 км.
Продолжительность работы на КСО-1 - 20 суток. На этом этапе продолжаются автономные
измерения угловых координат линии визирования «космический аппарат - Фобос» и получе-
ние телевизионных изображений
Фобоса. На основании полученной
информации наземные средства
определяют и передают на борт
космического аппарата команды
для проведения маневров, обеспе-
чивающих выведение космического
аппарата на расстояние около 50 км
от поверхности Фобоса.
Выход на орбиту КСО-2 явля-
ется последним шагом перед сбли-
жением с Фобосом. В ходе полета
по этой орбите аппарат периодиче-
ски сближается с Фобосом на рас-
стояние до 50 км.
Начиная с этой высоты, по
командам от бортовых систем и
приборов осуществляется дальней-
шее сближение аппарата с Фобо-
сом. Длительность этапа сближе-
ния около 60 мин (рис. 2.154).
На этапе сближения управле-
ние движением осуществляется
358
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
системой управления космического
аппарата. Для этого используется
информация об угловом положении
космического аппарата, его линей-
ных ускорениях, а также информа-
ция с высотомеров и доплеровского
радиолокатора. Алгоритмы и логика
управления реализуются в бортовой
вычислительной машине.
Начиная с высоты два киломе-
тра, обеспечиваются ориентация
продольной оси космического аппа-
рата по расчетной нормали к поверх-
ности Фобоса с целью поддержания
с ней радиолокационного контакта,
а также регулирование продольной
скорости и высоты, обеспечивающих
выведение космического аппарата
на высоту зависания 50 м.
На этапе зависания длительно-
стью 15 мин осуществляются ком-
плексные исследования поверхности
Фобоса: телевизионная съемка, ради-
опросвечивание внутренней структу-
ры поверхностного слоя, лазерное и
ионно-лучевое облучение его поверх-
ности для исследования химического
состава грунта (рис. 2.155).
Далее аппарат, оставаясь на
той же высоте 50 метров, соверша-
ет дрейф над поверхностью Фобо-
са. На поверхность «сбрасывают-
ся» автоматическая долгоживущая
станция (ДАС) и передвижной зонд
(ПРОП-ФП).
Основная задача автоматиче-
ской долгоживущей станции - про-
ведение экспериментов на поверх-
ности Фобоса, которые требуют
длительных измерений.
На каждом витке Фобоса во-
круг Марса осуществляется переда-
ча информации с ДАС на Землю в
сантиметровом диапазоне длин волн.
Станция автономна, управление ею
осуществляется по бортовым про-
граммам, но возможно командное
управление с Земли. Для приема
информации используется междуна-
родная сеть радиотелескопов.
Одновременно с долгоживущей
автономной станцией от космическо-
го аппарата отделяется передвиж-
Рис. 2.154. Маневрирование КА при подходе к Фобосу
Рис. 2.155. Операции, выполняемые КА на этапе зависа-
ния и дрейфа над поверхностью Фобоса: телевизионная
съемка, радиопросвечивание, лазерное и ионно-лучевое
облучение поверхности, сброс зондов ДАС и ПРОП-ФП
359
ГЛАВА 2
ной зонд ПРОП-ФП («ШАР»). После посадки и успокоения на поверхности он переводится
в рабочее положение с помощью «усов» устройства ориентирования. Затем выполняются
научные измерения. Информация передается по радиоканалу на Землю. Завершается цикл
работы прыжком аппарата с помощью устройства отталкивания на расстояние до 20 м. По-
сле успокоения аппарат готов к повторению цикла работы. Одним из основных приборов зон-
да является устройство для исследования несущей способности, сцепления, сжимаемости
и внутреннего трения грунта.
По окончании дрейфа осуществляется увод КА на безопасную орбиту, исключающую
столкновение КА с Фобосом. С помощью первого импульса увода космический аппарат вы-
водится на заданную высоту приблизительно 2 км. На этом участке происходит раскрытие
антенн научного радиолокационного комплекса и исследование поверхностных слоев грунта
Фобоса. Затем космический аппарат ориентируется на Солнце, ему сообщается второй им-
пульс скорости для перевода на орбиту спутника Марса. Космический аппарат продолжает
исследования Фобоса, Марса, Солнца (примерно 180 суток).
Как уже было отмечено выше, в экспедиции принимают участие два космических аппа-
рата. При штатном выполнении программы полета первым из них второй выходит на орбиту
ИСМ и остается в резерве на первой переходной орбите, а затем повторяет все этапы, прой-
денные первым КА, с учетом уже приобретенного при их выполнении опыта. Готовность к ра-
боте аппарата, находящегося во временном резерве, должна поддерживаться максимальной
на случай возникновения проблем с выполнением целевой задачи первым КА. Время пребы-
вания в резерве может составить ~83 суток.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ
Космический аппарат серии 1Ф разработан как унифицированный базовый аппарат для
осуществления многоцелевых и разноплановых экспедиций с целью исследования планет
и малых тел (комет, астероидов, спутников планет) Солнечной системы. Аппарат спроекти-
рован так, что его конструкция и состав систем служебного модуля остаются практически
неизменными при смене в выборе объекта изучения (Марс, Венера, Луна или другие, в том
числе малые, тела). Переоснащения, связанные с изменением цели и научной программы
экспедиции, касаются, в основном, запасов топлива и состава исследовательских средств
и состава научной аппаратуры.
Конструкция аппарата предусматривает возможность размещения на нем, одновременно
или выборочно, технических средств дистанционного зондирования (радиолокаторы, теле-
скопы и т.д.), а также десантируемых исследовательских зондов (спускаемых аппаратов, ма-
лых станций, пенетраторов и т.д.). Важнейшая «проектно заложенная» особенность аппара-
та - возможность его маневрирования в непосредственной близости от поверхности небес-
ных тел, обладающих слабым гравитационным полем.
Космический аппарат состоит из орбитального блока (ОБ) и автономной двигательной
установки (АДУ). В верхней части орбитального блока предусмотрено размещение на спе-
циальной платформе полезной нагрузки, определяемой задачами межпланетной экспеди-
ции. Для экспедиции в рамках международного проекта «Фобос» полезной нагрузкой для
КА серии 1Ф являлись отделяемые исследовательские зонды ДАС и ПРОП-ФП. На этой же
платформе размещена научная аппаратура для исследования Солнца и средненаправленная
антенна автономной радиосистемы (рис. 2.156).
КА «Фобос» конструктивно значительно отличается от своих предшественников - ав-
томатических космических аппаратов, предназначенных для планетных исследований
(КА «Венера», «Вега», «Марс»). Силовым элементом конструкции КА «Фобос» стал герме-
тичный торовый приборный отсек, к которому снизу пристыковывается автономная двига-
тельная установка (АДУ), а сверху - отсек научной аппаратуры (цилиндрический приборный
отсек).
Такая компоновка позволяет добиться наименьшей массы собственно конструкции аппа-
рата и минимальных моментов инерции, от которых зависит его маневренность. Благодаря
принципу многоступенчатости в процессе полета удается освободиться от уже отработавших
360
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Рис. 2.156. Автоматический космический аппарат «Фобос»
элементов - «сброс» АДУ позволяет на определенном этапе «включиться в работу» ранее
закрытой ею и размещенной в торовом приборном отсеке служебной и научной аппаратуре,
необходимой для сближения с Фобосом и проведения программы его исследований.
ОРБИТАЛЬНЫЙ БЛОК
ОБ состоит из торового и цилиндрического приборных контейнеров, образующих корпус
ОБ, панелей солнечных батарей, остронаправленной антенны, ДУ ориентации и стабилиза-
ции, телевизионной системы, датчиков астроориентации и научной аппаратуры, размещен-
ных снаружи корпуса ОБ.
Основным конструктивно-силовым элементом орбитального блока, как это следует из вы-
шеизложенного, является герметичный торовый приборный контейнер. К нему присоединены
две раскрываемые панели солнечной батареи, в отличие от ранее принятой схемы построе-
ния отечественных межпланетных аппаратов расположенные так, что их плоскость в рабо-
чем положении перпендикулярна продольной оси (+Х) аппарата. На внешней (боковой) по-
верхности тора крепятся оптико-электронные приборы системы ориентации КА, телекамеры
видеоспектрометрического комплекса «Фрегат», агрегаты двигательной установки системы
ориентации и стабилизации, включая четыре сферических бака с гидразином и установлен-
ные на них двигатели малой тяги, радиаторы системы терморегулирования, а также устрой-
ства для развертывания ленточных антенн прибора М5 РЛК.
На концах панелей установлены малонаправленные антенны сантиметрового и дециме-
трового диапазонов, газовые двигатели системы ориентации и стабилизации, штанги магни-
тометров МАГМА, ФГММ и прибора АПВ-Ф.
Часть научных приборов расположена на тыльной стороне панелей СБ, там же - антенны
измерительных средств сближения бортового управляющего комплекса.
В пристыкованном к торовому отсеку сверху герметичном цилиндрическом приборном
контейнере с конической крышкой размещены электронные блоки научных приборов и хи-
мический источник тока. На конической крышке приборного контейнера установлена остро-
361
ГЛАВА 2
направленная антенна диаметром 0,9 метра; она шарнирно связана с корпусом и снабжена
двухстепенным приводом наведения на Землю. К внешней боковой поверхности контейнера
крепятся научные приборы.
Таким образом, вся служебная и научная аппаратура, необходимая для сближения с Фо-
босом и проведения исследований, находится в нижней полусфере космического аппарата
и задействуется после разделения ОБ и АДУ.
АВТОНОМНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
АДУ состоит из двигателя с турбонасосной подачей топлива, многоблочного топливного
отсека - связки восьми сферических баков (четыре основных и четыре периферийных), си-
стемы наддува ёмкостей и агрегатов автоматики.
Основу многоблочной конструкции АДУ составляют центральный блок, который со-
стоит из четырех сферических баков диаметром 720 мм, скрепленных между собой про-
ставками. Другие четыре периферийных бака диаметром 1020 мм закреплены на этих
проставках. Система периферийных баков предназначена для размещения примерно
3000 кг топлива на выполнение коррекций и торможения на марсианской орбите. В цен-
тральном блоке баков размещается топливо для проведения маневров на припланетных
орбитах.
В качестве маршевого двигателя используется однокамерный ЖРД С5.92 разработки КБ
Химмаш тягой 2000 кг в режиме большой тяги (удельный импульс 325 секунд) и 1430 кг в ре-
жиме малой тяги (удельный импульс 309 секунд). В качестве горючего используется несим-
метричный диметилгидразин (НДМГ), в качестве окислителя - четырёхокись азота (АТИН).
Для обеспечения многократного (максимальное число включений двигателя - семь) за-
пуска двигателя в невесомости в баках СОЗ применены эластичные вытеснительные устрой-
ства, разделяющие жидкую и газовую среду. Создание избыточного давления в баках обе-
спечивает система наддува.
В систему наддува входят: баллоны высокого давления (два баллона по 23,6 литра и два
баллона по 8 литров), блок наддува, клапаны наддува и опрессовки, а также датчики давле-
ния и температуры.
Крышка двигателя для обеспечения теплового режима АДУ открывается и закрывается
электрическим приводом до и после работы двигателя соответственно. Тепловой режим
баков АДУ обеспечивается пассивными (ЭВТИ) и активными (электронагреватели) сред-
ствами.
Стабилизация аппарата при работе АДУ осуществляется по каналам тангажа и рыскания
путем плоскопараллельного перемещения камеры сгорания двигателя с помощью рулевых
машинок (максимальное смещение 30 мм), а по каналу крена - с помощью двигателей ма-
лой тяги. Принцип плоско-параллельного смещения камеры двигателя для увеличения сило-
вого управляющего момента, действующего на аппарат, применен впервые - раньше камера
двигателя устанавливалась в карданном подвесе и управляющий момент создавался за счет
ее поворота.
Автономная двигательная установка предназначена для обеспечения полного разгонного
импульса космическому аппарату, коррекции траектории на трассе перелета Земля - Марс
и выведения его на орбиту искусственного спутника Марса. После выведения космического
аппарата на орбиту наблюдения Фобоса автономная двигательная установка отделяется от
аппарата. Дальнейшее его маневрирование на последующих этапах экспедиции осуществля-
ется с помощью прецизионной двигательной установки ориентации и стабилизации.
СЛУЖЕБНАЯ АППАРАТУРА И АГРЕГАТЫ ОРБИТАЛЬНОГО ОТСЕКА
В состав космического аппарата входят основные служебные системы: система управле-
ния, радиотелеметрическая система, системы электропитания и терморегулирования, а так-
же средства сближения с Фобосом.
Система управления, получившая в составе КА серии 1Ф наименование бортовой
управляющий комплекс (БУК), обеспечивает управление движением космической голов-
ной части (КГЧ), режимы ориентации космического аппарата, наведения остронаправленной
362
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
антенны на Землю, режим астронавигационных измерений Фобоса, проведения коррекций
и торможения, режим зависания и дрейфа над поверхностью Фобоса и последующий увод
космического аппарата на безопасную высоту. В состав системы управления входят: гиро-
стабилизированная платформа, блок акселерометров, цифровой вычислительный комплекс,
приборы общей автоматики и пиротехники, приборы управления приводами, солнечные и
звездные приборы, блок коммутации.
Бортовой управляющий комплекс разработан филиалом Научно-производственного объеди-
нения автоматики и приборостроения, руководимого В.Л. Лапыгиным, затем - В.К. Ступиным.
БУК решает следующие задачи и обеспечивает:
на этапе предстартовой подготовки и выведения
•	ввод в управляющий комплекс полетного задания с наземного пульта и его хранение;
•	построение стартовой системы координат с начальной ориентацией стабилизирован-
ной платформы;
•	решение навигационной задачи для определения ошибок выведения и последующего
определения параметров начальной выставки КГЧ на ОИСЗ и времени включения ДУ
разгонного блока ДФ;
•	управление автоматикой блока ДФ;
•	стабилизацию КГЧ на активных и пассивных участках;
•	расчет импульса скорости довыведения по результатам работы ДУ блока ДФ;
•	реализацию режима довыведения.
на этапе перелета по траектории Земля-Марс
•	режим поиска Солнца и поддержание дежурной ориентации на Солнце (режим ПСО);
•	режим поиска Звезды и поддержание дежурной ориентации объекта на Солнце и
звезду Канопус (режим ПСЗО);
•	проведение коррекций и торможения с использованием автономной двигательной
установки или двигательной установки ориентации и стабилизации;
•	наведение остронаправленной антенны на Землю в сеансах связи.
•	на этапе полета на орбитах искусственного спутника Марса
•	наведение остронаправленной антенны на Землю в сеансах связи;
•	режим астронавигационных измерений Фобоса;
•	проведение коррекций орбиты.
на этапе сближения с Фобосом и увода от него
•	наведение остронаправленной антенны на Землю;
•	сближение и режим зависания над поверхностью Фобоса с целью проведения ком-
плекса научных исследований;
•	дрейф и увод КА на безопасную орбиту, переход в дежурный режим ориентации.
БУК состоит из следующих блоков и приборов:
•	бортовой цифровой вычислительный комплекс (БЦВК) ЛГ499 в трехканальном вари-
анте на базе БЦВМ М4М;
•	трехстепенная гиростабилизированная платформа ЛВ300 на базе поплавкового гиро-
прибора КИ79-119;
•	блоки коммутации БК-1 и БК-2;
•	блок подрыва пиротехники;
•	блок управления приводом АДУ;
•	блок управления приводом ОНА;
•	блок ориентации и стабилизации (БОС);
•	комплекс оптико-электронных командных приборов 8КС разработки ЦНИИ «Геофизи-
ка», состоящий, в свою очередь, из прибора управления 279К, солнечного прибора
281К и звездно-планетного прибора 280К.
Радиотехнические средства сближения РВ-В, РВ-СВ, ПДРЛ и ВВМ функционально связа-
ны с БУК, но в его состав не входят.
При решении отдельных задач отдельные приборы и блоки могут не задействоваться, од-
нако центральным элементом БУК является БЦВК ЛГ499. Именно БЦВК обеспечивает управ-
363
ГЛАВА 2
ление приборами бортового управляющего комплекса и ряда смежных систем при решении
перечисленных выше задач.
Объём ПЗУ БЦВК составляет 32768 16-разрядных слов, ОЗУ - 4096 слов. Кроме это-
го в состав БЦВК входят два долговременных ОЗУ (ДОЗУ1 и ДОЗУ2) объемом по 254 16-
разрядных слова каждый. ДОЗУ1 служит для хранения программы работы БУК, а ДОЗУ2 -
для хранения долговременных констант, включая комплектацию приборов и углы Солнце-
объект-Земля и Солнце-объект-Канопус.
Ввод уставок в ДОЗУ-1,2 производится переписью массива длиной 256 слов из ОЗУ
ПВО, записанного туда по числовым командам с Земли. Аналогично происходит коррекция
отдельных уставок ДОЗУ-1,2.
Само включение БЦВК может производиться с наземного пульта во время предстартовой
подготовки, по команде с Земли или метке программно-временной системы (ПВС), а также
по сигналу от блока ориентации и стабилизации при нештатных ситуациях, связанных с ори-
ентацией объекта.
В сравнении с бортовой служебной аппаратурой предшественников КА 1Ф БУК объеди-
нил в себе функции системы ориентации, системы автономного управления, а также системы
электроавтоматики, включая блоки подрыва пиротехники, управления приводами ОНА и т.д.
В то же время сохранено управление многих бортовых систем по командам магистрального
радиокомплекса (МРК) или меткам ПВС.
Среди датчиков астроориентации следует выделить звездно-планетный прибор, спо-
собный работать как по «слабой» звезде, так и по яркой планете. Раньше таких оптико-
электронных устройств на отечественных КА не было: одни из них могли работать только по
звезде, другие - по Земле, третьи - по Марсу или Венере.
Магистральный радиокомплекс, разработанный в НИИ приборостроения (ныне - РНИ-
ИКП), предназначен для приема, дешифровки и выдачи в системы космического аппарата
радиокоманд (функциональных и числовых), проведения траекторных измерений, передачи
на Землю телеметрической информации. Дополнительно МРК осуществляет:
•	сбор, преобразование и запоминание ТМ-информации на всех этапах полета в режи-
мах непосредственной передачи и записи на запоминающее устройство;
•	воспроизведение запоминающего устройства;
•	непосредственную передачу с одновременной записью на запоминающее устройство;
•	формирование жестких и гибких временных программ и меток;
•	хранение, отработку и выдачу на исполнение в системы КА;
•	счет бортового времени и выдачу его в системы КА.
В сравнении с бортовой служебной аппаратурой предшественников КА 1Ф БУК маги-
стральный радиокомплекс существенно расширил круг решаемых радиокомплексом задач
и объединил в себе функции, ранее выполнявшиеся другими системами. В состав МРК
входят:
•	магистральная радиосистема (МРС);
•	телеметрическая система (ТМС);
•	система записи и воспроизведения информации (СЗВИ);
•	программно-временная система (ПВС).
Магистральная радиотехническая система состоит из командных приемников дециме-
трового диапазона, командно-измерительного приемника, работающего в сантиметровом
или дециметровом диапазоне, сантиметровых и дециметровых передатчиков, кодеров-
подмодуляторов, приборов выделения команд и командно-программной системы, обеспечи-
вающей дешифрацию команд и выдачу их в бортовые системы.
Два командных приемника (ША237) обеспечивают прием команд в хорошо освоенном
дециметровом диапазоне (772 МГц или Х=39 см) и подключены к малонаправленным антен-
нам, расположенным по оси +Х. Оба приёмника работают в горячем резерве. Дециметро-
вый передатчик ША231 (926 МГц или Х=32) также подключен к малонаправленной антенне
и штатно может использоваться только при небольших удалениях от Земли. Для проведения
экспериментов по радиопросвечиванию межпланетной и околосолнечной плазмы дециметро-
364
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
вый передатчик может подключаться к средненаправленной антенне (Ку > 10) с шириной
диаграммы ±9,5°.
Штатным диапазоном для управления КА при больших удалениях от Земли являет-
ся сантиметровый диапазон. Впервые сантиметровый передатчик непрерывного излучения
(ША265), работающий в диапазоне 5,88 ГГц или Х=5 см, был установлен на межпланетных
станциях «Венера-15, -16» (4В2). На КА «Фобос» установлены два модифицированных пере-
датчика ША265М, один из которых находится в холодном резерве. Передатчик может рабо-
тать в режимах излучения «5 Вт» и «50 Вт». В режиме трехосной ориентации (ПСЗО) пере-
датчик подключается к остронаправленной антенне, снабженной двухстепенным приводом
наведения на Землю. В режиме одноосной ориентации (ПСО) или при закрутке передатчик
подключается к малонаправленной антенне.
Остронаправленная антенна имеет Ку > 600 в углах ±2° от электрической оси диаграммы
направленности и Ку > 300 в углах ±3°. Столь широкая диаграмма направленности выбрана
исходя из необходимости обеспечения передачи телеметрической и научной информации на
динамических участках снижения и дрейфа над поверхностью Фобоса.
Командно-измерительный приемник ША236 может работать как в дециметровом, так
и в сантиметровом диапазоне (5007-5010 МГц или Z=6 см), но только последовательно.
Дециметровый вход ША236 всегда подключён к МНА, а сантиметровый - к ОНА или
МНА, в зависимости от ориентации КА. Появление сантиметрового диапазона по линии
Земля-Борт позволило проводить траекторные измерения не только по дециметрам в по-
лосе 30 кГц, но по сантиметрам в полосе 300 кГц или даже 1,2 МГц. Это значительно
повышает точность определения траектории полёта КА и крайне необходимо для экспе-
диции к Фобосу.
Вся командно-программная информация, принимаемая с Земли, как по дециметрам,
так и по сантиметрам, поступает в прибор МА212, в котором происходит выделение команд
и распределение их по назначению. Функциональные команды (ФК) после дешифрации вы-
даются отдельными проводами в бортовые системы. По сравнению с предыдущими КА дли-
на кода ФК увеличилась на 1 разряд: 9 разрядов информационных плюс 1 разряд проверки
на чётность. Общее количество функциональных команд - 512.
Числовые команды передаются с Земли 39-разрядным кодом, из которых три разряда
проверочных. После приёма кода ЧК прибором МА212 и проверки на четность 36 разрядов
передаются последовательным кодом в программно-временную систему.
Для передачи информации на Землю в дециметровом и в сантиметровом диапазонах
установлены два независимых, дублированных кодера-подмодулятора МА217, являющихся
дальнейшим развитием аналогичных приборов МА210, использовавшихся на КА «Астрон»,
«Венера-15, -16» и «Вега-1, -2». При скоростях передачи информации до 128 бит/с весь ин-
формационный поток, поступающий из телеметрической системы, проходит через подмо-
дулятор на передатчик без преобразования. При скоростях передачи от 512 бит/с и выше,
вплоть до 16384 бит/с, информационный поток, поступавший с ТМС и СЗВИ, научной инфор-
мации с магнитофона «МОРИОН» и видеоинформации с видеомагнитофона ВСК «Фрегат»,
подвергается свёрточному кодированию.
Если магистральная радиосистема, несмотря на качественный скачок, является дальней-
шим развитием радиокомплекса КА серии М-71, М73 и 4В, то телеметрическую систему
(ТМС) КА 1Ф роднит с предшественницами только принцип программно-адресного сбора ин-
формации. Первым и самым главным отличием стал переход с 6-разрядного на 8-разрядное
кодирование ТМ-измерений, что повысило точность измерений. Во-вторых, изменилась
структура телеметрического кадра. Теперь он состоит из 1024 бит или 128 восьмиразрядных
слов. При этом информационная часть кадра - 960 бит или 120 слов, а завершает кадр кон-
трольная сумма. Эта структура кадра стала унифицированной для всех источников инфор-
мации. Длина информационной части цифрового массива также равняется 960 битам. В этой
же структуре осуществляется передача телевизионной информации ВСК с видеозапоминаю-
щего устройства и научной информации с «Мориона». Только «Термоскан» использует кадр
учетверенной длины.
365
ГЛАВА 2
Революционные изменения произошли и в аппаратной части ТМС. Если подсистема сбо-
ра сообщений (ПСС) состоит из устройств, характерных и для всех других ТМ-систем, то
в качестве центрального элемента впервые установлен процессор, который кардинальным
образом расширяет возможности этой системы. ТМ-процессор МА215 создан на базе КМОП-
микропроцессора К588. Главное его отличие - способность работать одновременно с тремя
потоками информации.
Первый поток - обычные аналоговые и сигнальные параметры, которые передаются в
режиме непосредственной передачи (НП) на Землю, с возможной одновременной записью
их на магнитофон. Второй поток также представляет собой только аналоговые параметры,
но только на запись, причем скорость и программа опроса второго потока абсолютно неза-
висимы от первого потока. Скорость передачи ТМ-информации в первом и втором потоках
может изменяться от одного до 16384 бит/с с шагом, кратным 2П. Для КА «Фобос» скорость
передачи ТМ-информации на Землю в режиме НП при трехосной ориентации выбрана равной
512 бит/с.
Третий поток - последовательные цифровые массивы длиной по 960 бит. Всего
к ТМ-процессору может быть подключено до 16 источников цифровых массивов. Ско-
рость считывания информации по каждому источнику составляет 16 кбит в секунду. Од-
нако считывание производится только по наличию признака о готовности конкретного
источника к процедуре считывания (поднятию источником флага «Данные готовы»). По-
сле передачи всей информации с источника флаг опускается. Принимаемый цифровой
массив может направляться в радиоканал вместо первого потока либо для записи на
магнитофон. При этом на запись могут идти все три потока.
В первый и во второй потоки могут быть включены параллельные цифровые масси-
вы, но для программы опроса регистры, с которых считываются эти массивы, представ-
ляются как обычные аналоговые параметры. Если же данные на этом регистре должны
меняться синхронно со скоростью передачи телеметрии, то из программы перед началом
вывода цифрового массива выдается синхрокод, который задает смену информации на
регистре.
Память ТМ-процессора позволяет хранить алгоритмы нескольких десятков программ
опроса. Кроме того, возможно проводить коррекцию этих программ уже в полете.
Система записи и воспроизведения информации (СЗВИ) предназначена для приема по-
ступающих из ТМ-процессора МА215 до трех потоков телеметрии, записи их на стартстопный
магнитофон и последующего воспроизведения. Сама система состоит из устройства управле-
ния потоком массивов МА213 и восьми проволочных магнитофонов ЭА080. Каждый магнито-
фон имеет емкость порядка 5 Мбит, то есть суммарная емкость всех восьми ЭА080 состав-
ляет 40 Мбит, однако на конец активного существования гарантированная емкость составляет
30 Мбит.
В приборе МА213 имеется два буфера емкостью по 32 ТМ-кадра. При заполнении одного
из них включается выбранный магнитофон ЭА080, и информация из буфера переписывается
на него. В это время начинает заполняться второй буфер и т.д. Скорость сброса информации
на ЭА080 составляет 32 кбода. Таким образом, суммарная скорость всех потоков, идущих
на запись, не должна превышать этой величины. Аналогично, но в обратном порядке, про-
исходит воспроизведение записи. При этом, хотя кадры идут в обратном порядке, сами сло-
ва в кадре - как при режиме НП. Технически скорость воспроизведения может составлять
32 кбит/с, однако на КА «Фобос» используется не более 16 кбод.
Формально программно-временная система (ПВС) являлась заменой программно-
временного устройства, используемого ранее на автоматических космических аппаратах, од-
нако реально круг выполняемых ею задач оказался значительно шире.
ПВС обеспечивает:
•	приём управляющих кодовых слов (УКС) из прибора МА212, поступающих по радио-
линии в виде числовых команд;
•	отработку жёстких и гибких временных программ, работающих в сеансах связи и в
дежурном режиме;
366
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
•	выдачу УКС в служебные системы и научную аппаратуру в соответствии с временны-
ми интервалами;
•	хранение, обработку и выдачу уставок (УКС) в системы и, в первую очередь, в БЦВМ
бортового управляющего комплекса;
•	счёт бортового времени с тактом 125 мс и выдачу в системы кода бортового времени
(КБВ);
•	выдачу сеток частот в бортовые системы.
Программно-временная система запитывается по срабатыванию контактов отделения
и работает без выключения в течение всего срока активного существования.
В состав ПВС входят два термостабилизированных задающих генератора со стабиль-
ностью частоты 108, устройство ввода-вывода МА214 и микро-ЭВМ МА216. Микро-ЭВМ,
как и ТМ-процессор МА215, построена на базе КМОП-микропроцессора К588, но в отличии
от ТМ-процессора конфигурация ПВС предусматривает три постоянно и параллельно рабо-
тающих процессора, один из которых является ведущим. Все три микропроцессора имеют
идентичное состояние памяти и отрабатывают одни и те же программы. В случае сбоя одно-
го процессора происходит автоматическое переключение на другой. Схема переключения
кольцевая, то есть после сбоя третьего процессора осуществляется переход опять на пер-
вый процессор и т.д.
Чтобы не было «разбега» памяти процессоров в ходе работы, в каждом такте ПВС веду-
щий процессор переписывает в память ведомых информацию одной ячейки ОЗУ. При объеме
ОЗУ в 2048 ячеек полное обновление памяти происходит за время чуть более 4 минут. Объем
памяти, доступный для пользователя, составляет 2048 двухбайтных ячеек ПЗУ и столько же
ОЗУ. В зависимости от расположения программы могут жесткими, то есть размещенными в
ПЗУ, и гибкими - в ОЗУ. Гибкие программы записываются в ОЗУ ПВС по командам с Земли
и в дальнейшем могут корректироваться. В первую очередь гибкие программы предназнача-
ются для управления работой научной аппаратуры.
Все программы ПВС содержатся в памяти ПВС и отрабатываются в прямых и обратных
кодах, а сравнение результатов отработки программ происходит в каждом такте в устрой-
стве ввода-вывода МА214. При совпадении результатов работа продолжается, и информация
выдается абонентам ПВС. При несовпадении результатов осуществляется переход опять на
следующий процессор.
ПВС обеспечивает одновременную отработку до 16 программ. Программы ПВС состо-
ят из макрокоманд, которые должны обеспечивать определенный набор операций по реали-
зации циклограмм управления, включая некоторые логические функции. В первую очередь,
это касается отработки временной последовательности с выдачей функциональных команд
и УКС в бортовые системы.
Вся информация из ПВС выдаётся абонентам в виде управляющих кодовых слов (УКС)
по магистрали УКС. При этом УКС могут быть следствием отработки программ ПВС либо
приходят транзитом из КПС МА212. В зависимости от адреса УКС выдаются либо в слу-
жебную, либо в научную магистрали. Каждая магистраль представляет собой пять проводов
шины адреса абонента и один провод шины данных. По шине адреса абонента передаёт-
ся потенциальный, параллельный адрес. По шине данных передаётся последовательный
30-разрядный код самого УКС, который принимает то устройство, чей адрес «висит» на
шине адреса. Всем абонентам УКС выдаются с максимальной скоростью, то есть один УКС
в 125 миллисекунд.
Использование УКС значительно повышает возможности по управлению различными
приборами и, в особенности, приборами, имеющими в своём составе процессоры.
Абонентами ПВС среди служебных систем являются в основном приборы МРК: подмо-
дуляторы МА217 и МА217-1, ТМ-процессор МА215, система записи и воспроизведения ин-
формации МА213. Управляющее кодовое слово, выданное в адрес прибора МА212, дешиф-
руется и выдаётся в системы как функциональная команда. Кроме того, с помощью УКС в
БЦВК БУК передаётся полетное задание объёмом 256 слов. Общее количество абонентов
УКС - 64.
367
ГЛАВА 2
Запуск программ ПВС осуществляется по внешним релейным сигналам (ВС), приходя-
щим из других систем, в том числе из МА212 после дешифрации функциональных команд.
Запуск программ может также осуществляться по временным меткам СБВ (1час и 1 сутки)
с помощью числовых команд с Земли.
Вся цифровая информация поступает в ПВС только из прибора МА212 в виде 36-
разрядных числовых команд (ЧК), выданных с Земли. С помощью ЧК осуществляются за-
пись и коррекция информации в ОЗУ ПВС, задание контрольного суммирования выбранных
участков памяти и группового считывания информации из выбранных участков памяти в те-
леметрию или другим абонентам, а также передача транзитных УКС в другие системы.
Помимо магистрального радиокомплекса, в состав бортовых систем КА «Фобос» вклю-
чены:
•	автономная радиосистема (АРС-С);
•	радиотелеметрическая система «Фильтр»;
•	радиотехнические средства сближения с Фобосом (РВ-В, РВ-СВ, ПДРЛ).
Автономная радиосистема (АРС), разработанная в НИИ приборостростроения, явля-
ется дальнейшим развитием радиосистемы интерферометрии (РСИ), установленной на КА
«Вега». Она предназначена для отработки методики траекторных и интерферометрических
измерений долгоживущей автономной станции (ДАС), на которой установлена автономная
радиосистема АРС-П. Передатчик АРС-С с мощностью излучения 4,5 Вт также работает в
диапазоне 18 см, но в отличие от РСИ автономная радиосистема (АРС-С) позволяет про-
водить в запросном режиме как дальномерно-скоростные, так и координатно-скоростные
измерения. Дальномерно-скоростные измерения представляют собой обычные траекторные
измерения радиальной скорости и наклонной дальности в когеренте (посланный с Земли
и отраженный от КА сигналы одной частоты). В координатно-скоростных измерениях со-
четаются обычные траекторные измерения и интерферометрия с большой базой. То есть
один пункт излучает запросный сигнал, а несколько других пунктов его принимают. Такой
метод позволяет определить не только скорость и дальность до космического аппарата, но
и его угловые координаты с высокой точностью. Запросный сигнал с Земли излучается в
диапазоне 5 ГГц или А=6см и принимается на борту командно-измерительным приёмником
ША236М, аналогичным штатному, но входящему в состав АРС-С.
Для передатчика АРС-С (л=18 см) на ОБ установлена средненаправленная антенна
(Ку >15), представляющая собой цилиндрическую однозаходную спираль с металлическим
сердечником, под углом, соответствующим углу Солнце - объект - Земля на момент при-
лета к Марсу. Для приёмника АРС-С (Х=6 см) установлена на поворотном узле рупорно-
параболическая антенна (Ку >15) с малым раскрывом.
Радиотелеметрическая система «Фильтр», разработанная в ОКБ МЭИ, предназначена
для приёма информации с самоходного аппарата ПРОП-ФП в сеансе сближения с Фобосом.
Передача информации с ПРОП-ФП ведётся одновременно в диапазонах 280 и 300 МГц.
Скорость передачи информации при максимальной дальности радиосвязи 300 км - 280 бит
в секунду. Эта информация поступает на приёмник «Фильтр», установленный на ОБ, и далее
записывается на СЗВИ. Для вызова ПРОП-ФП при последующих пролётах Фобоса в состав
радиотелеметрической системы «Фильтр» включён передатчик «Фокус». Антенны приёмника
и передатчика, совмещённые в одной конструкции и представляющие собой спираль внутри
другой спирали, установлены на нижней поверхности панели солнечной батареи.
Радиотехнические средства сближения с Фобосом включают в себя доплеровский
радиолокатор, радиовысотомер, высотомер-вертикант малых высот. Принцип действия до-
плеровского радиолокатора (ПДРЛ) основан на приеме отраженного от поверхности сигнала,
измерении доплеровских частот, соответствующих проекциям вектора скорости на оси лу-
чей, и последующем преобразовании их в коды для выдачи сигналов в систему управления.
Радиовысотомер (РВ-В, РВ-СВ) является импульсной радиолокационной системой. Принцип
измерения высоты заключается в измерении интервала времени между излученным и при-
нятым отраженным от поверхности сигналом. Высотомер-вертикант (ВВМ) малых высот
предназначен для получения информации о высоте и углах наклона космического аппарата
368
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
относительно поверхности Фобоса. Для получения информации используется поток фотонно-
го излучения.
Телевизионная система участвует в решении навигационных задач, съемки Марса и па-
норам Фобоса.
Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной и аккумулятор-
ной батарей и химического источника тока. Солнечная батарея является первичным источ-
ником электроэнергии и предназначена для питания потребителей и заряда аккумуляторной
батареи. Аккумуляторная батарея служит источником электроэнергии, когда мощность на-
грузки превышает мощность, генерируемую солнечной батареей, а также при нахождении
космического аппарата в тени. Применены компактные аккумуляторы нового типа - никель-
водородные. Химический источник тока (литиевые батареи) служит источником электроэнер-
гии в сеансе сближения с Фобосом.
Заданные климатические условия в герметичных приборных контейнерах поддерживают-
ся устройствами системы терморегулирования. Сброс избыточного тепла осуществляется
через выносной радиатор-охладитель.
На орбитальном блоке установлена двигательная установка ориентации и стаби-
лизации (ДУОиС), работающая на гидразине. В её составе используются двигатели малой
тяги (ДМТ) С5.216 (тягой 5 кг) и С5.220 (тягой 1 кг) разработки КБ Химмаш, а также газовые
двигатели.
Однокомпонентные двигатели малой тяги предназначены для стабилизации аппарата во
время работы маршевой двигательной установки, для проведения коррекций орбиты после
сброса АДУ, а также для схода с орбиты, сближения с Фобосом и дрейфа над его поверх-
ностью. Гидразин подается непосредственно в камеру ДМТ, где происходит его разложение
с помощью катализатора. В составе ДУОиС 28 двигателей малой тяги: 24 ДМТ тягой по 5 кг
и 4 ДМТ тягой по 1 кг.
Все двигатели установлены на периферийных топливных баках. Килограммовые двига-
тели (по одному на каждом баке) лежат в плоскости YOZ и предназначены для создания
момента относительно оси X (плечо - 1 метр) на всех активных участках. Также в плоскости
YOZ лежат 12 ДМТ (по три на каждом баке) тягой по 5 кг, предназначенные для координатно-
го перемещения над поверхностью Фобоса и проведения координатных коррекций на ДМТ.
Ось каждого из этих двигателей проходит через ось X космического аппарата. Тяга ещё че-
тырех ДМТ направлена по оси - X, а восьми других ДМТ - по оси +Х. Эти двигатели предна-
значены как для стабилизации, так и для создания импульса.
Газовые двигатели (ГД), предназначенные для построения и поддержания ориентации,
также работают на продуктах разложения гидразина. Однако сам процесс газификации ги-
дразина происходит в газогенераторе. Включение газогенератора производится сразу после
отделения КА от разгонного блока, и после 25 минут разогрева начинается термостабилиза-
ция и газификация гидразина, что позволяет использовать в работе газовые двигатели. Все-
го на КА «Фобос» 24 газовых двигателя тягой по 50 грамм: 12 на основной и 12 на резервной
ветви пневмосистемы. ГД стабилизации относительно осей X и Z размещены на концах пане-
лей СБ, а ГД стабилизации относительно оси У - на вынесенных и закрепленных на топлив-
ных баках ДУОиС кронштейнах.
Топливо (гидразин) для ДУОиС содержится в четырех периферийных и одном централь-
ном сферических баках с вытеснительными пакетами.
Для выполнения намеченной научной программы на борту «Фобос» размещается науч-
ная аппаратура (рис. 2.157), наименование, назначение и страна-изготовитель (или коопе-
рация) которой приведены в табл. 2.17.
369
ГЛАВА 2
Таблица 2.17
Наименование	Назначение	Кооперация
ЛИМА-Д дистанционный лазерный масс-анализатор	Анализ элементного и изотопного со- става грунта	СССР, ГДР, НРБ, Финлян- дия, ФРГ, ЧССР
ДИОН дистанционный масс-ана- лизатор вторичных ионов	Анализ элементного состава грунта Фобоса	СССР, Австрия, Финляндия, Франция
РЛК радар	Определение структуры пород и ре- льефа поверхности Фобоса	СССР
век видеоспектрометрический комплекс	Получение телевизионного изображе- ния поверхности Фобоса и Марса	СССР, ГДР, НРБ
КРФМ-ИСМ радиометр-спектрометр	Изучение теплофизичесних и отража- тельных свойств поверхности Фобоса и Марса	СССР, Франция
ТЕРМОСКАН радиометр-спектрометр	Картирование Марса и Фобоса	СССР
ГС-14 спектрометр гамма-излуче- ния	Исследование химического состава и радиоактивности поверхности Фобоса и Марса	СССР
ипнм-з детекторы нейтронов	Определение содержания связанной воды в грунте Фобоса	СССР
ОГЮСТ оптический спектрометр	Исследование атмосферы Марса ме- тодом просвечивания солнечным из- лучением	СССР
АСПЕРА сканирующий анализатор	Изучение трехмерной функции рас- пределения плазмы	СССР, Финляндия, Швеция
мпк спектрометр плазмы	Измерение характеристик плазмы солнечного ветра	СССР, Австрия, ВНР, ФРГ
ЭСТЕР спектрометры электронов	Изучение потоков электронов низких энергий и солнечных космических лучей	СССР, ВНР, ФРГ, ЕКА
АПВ-Ф анализатор плазменных волн	Изучение излучений межпланетной и марсианской плазмы	СССР, ПНР, ЧССР, ЕКА
ФГММ, МАГМА магнитометры	Изучение магнитных полей в окрест- ностях Марса и в межпланетном про- странстве	СССР, Австрия, ГДР
ТЕРЕК солнечный телескоп	Получение изображения Солнца и короны в рентгеновском и видимом диапазонах	СССР, ЧССР
РФ-15 рентгеновский фотометр	Измерение рентгеновского излучения Солнца	СССР, ЧССР
СУФР солнечный УФ-радиометр	Регистрация ультрафиолетового из- лучения Солнца	СССР
ВГС, ЛИЛАС спектрометры гамма-излучения	Регистрация галактических и солнеч- ных гамма-всплесков	СССР, Франция
ИФИР фотометр	Изучение солнечных осцилляций	СССР, Франция, Швейцария, ЕКА
МОРИОН	Центральный интерфейс	СССР
370
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
КРФМ-ИСМ
ЛИМА-Д
Рис. 2.157. Размещение научной аппаратуры на борту КА «Фобос»
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ЗОНДЫ, ДЕСАНТИРУЕМЫЕ НА ПОВЕРХНОСТЬ ФОБОСА
Как уже ранее было сказано, для экспедиции в рамках международного проекта «Фо-
бос» в состав полезной нагрузки для КА серии 1Ф введены отделяемые исследовательские
зонды двух типов - стационарный (ДАС) и передвижной (ПРОП-ФП).
ПРОП-ФП - передвижной (самоходный) аппарат, разработанный во ВНИИ Трансмаше -
организации, которая известна созданием шасси для «Лунохода». Предназначен для прове-
дения научных исследований на поверхности Фобоса в различных ее точках по трассе пере-
движения зонда.
Для перемещений аппарата в условиях сверхмалой гравитации выбран принцип пере-
движения прыжками.
Корпус аппарата состоит из полусферы радиусом 238 мм вместе с амортизирующим по-
крытием и усеченного конуса диаметром в верхней части 476 мм и в нижней части 410 мм.
Общая высота самоходного аппарата (СА) от опорной пяты до вершины - 446 мм. В качестве
амортизирующего слоя используется напыленный 50-миллиметровый слой пенопласта. Вну-
три корпуса размещены приборы и механизмы (рис. 2.158, 2.159).
К нижней части корпуса со стороны пяты крепится успокоитель в виде металлической фермы
из титановых трубок, который предназначен для сокращения времени с момента падения СА на
поверхность до полного прекращения его движения, вызванного этим соударением. Далее успо-
коитель отделяется, чтобы не препятствовать вертикализации аппарата на поверхности Фобоса.
Общее время успокоения после сброса и отделения успокоителя не превышает 43 минут.
Вертикализация СА является необходимыми условием для проведения научных измере-
ний и его перемещения по поверхности Фобоса. Для этих целей на самоходном аппарате
имеется система ориентирования, использующая две подвижных и две неподвижных опоры
из титановой проволоки диаметром 3 мм. После очередного прыжка и успокоения две из
четырех опор, вращаясь, разворачивают СА в вертикальное положение. На Земле разворот
50-килограммого аппарата с помощью проволочных опор был бы затруднителен, однако на
Фобосе малая сила тяжести позволяет это сделать.
371
ГЛАВА 2
Рис. 2.158. Передвижной (самоходный) аппарат
ПРОП-ФП. Размещение основных узлов и механизмов
Рис. 2.159. ПРОП-ФП (нижняя часть)
Для перемещения аппарата по по-
верхности Фобоса с помощью прыжков
служит опорная пята. Под действием
пружины аппарат отталкивается пятой
от поверхности под углом 15 градусов
к местной вертикали и совершает пры-
жок. Благодаря малой силе тяжести
этого толчка достаточно для полёта
над поверхностью Фобоса в течение
как минимум трех минут, за которые
аппарат может подскочить на высоту
до 20 метров и преодолеть расстояние
также до 20 метров. В ходе полета ры-
чаги опор и опорная пята приводятся в
исходное положение.
После совершения прыжка ап-
парат еще в течение 5 минут может
катиться по поверхности, и далее
весь цикл повторяется снова. Про-
должительность одного цикла работы
СА ПРОП-ФП составляет 25-30 ми-
нут, всего же за 3 часа работы на
поверхности аппарат может совер-
шить 5-6 прыжков.
Для проведения научных измере-
ний на аппарате установлен комплекс
научных приборов (в скобках указан
разработчик прибора):
•	пенетрометр СА ПРОП-ФП - для
определения физико-механических
свойств грунта Фобоса (ВНИИ
Трансмаш);
•	устройство измерения ускорений -
для определения параметров дина-
мики и соударения СА ПРОП-ФП с
поверхностью (ВНИИ Трансмаш);
•	автоматический рентгенофлюорес-
центный спектрометр (АРС) для
определения элементного состава
грунта (ГЕОХИ);
•	магнитометр МФП для определения
параметров магнитного поля Фобо-
са (ИЗМИРАН).
В целом ответственность за весь
научный эксперимент с применением зонда ПРОП-ФП возложена на ГЕОХИ АН СССР
им. В.И. Вернадского.
Для передачи информации с самоходного аппарата на ОБ в ОКБ МЭИ разработана ра-
диотелеметрическая система «Фильтр», работающая на частотах 280 и 300 МГц. Передача
ведется сразу по обеим частотам. Скорость передачи информации при максимальной даль-
ности радиосвязи 300 км - 280 бит в секунду.
Эта информация поступает на приемник, установленный на ОБ, и далее записывается на
СЗВИ. Приемник включается при отделении СА ПРОП-ФП от ОБ и работает больше осталь-
ных научных приборов - 3 часа.
372
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Самоходный аппарат ПРОП-ФП вместе с приемной частью радиотелеметрической систе-
мы «Фильтр» на ОБ составляют комплекс «Шар».
Для обеспечения работы всей аппаратуры и механизмов СА ПРОП-ФП служит ртутно-
цинковый химический источник тока РЦ-93. Достаточно высокие характеристики выбранного
ХИТ позволяют рассчитывать на повторную работу с СА ПрОП-ФП при последующих проле-
тах ОБ на минимальном расстоянии от Фобоса. Для этого в состав ОБ и СА ПРОП-ФП вклю-
чена радиосистема «Фокус», также работающая в метровом диапазоне. Передатчик уста-
новлен на ОБ, приемник - на СА ПРОП-ФП. В заданный момент времени модулированный
сигнал с ОБ активизирует самоходный аппарат, и тот в течение 1,5 часов проводит до трех
циклов работы на поверхности Фобоса, включая перемещение.
Общая масса самоходного аппарата ПРОП-ФП комплекса «Шар» вместе с системой от-
деления от ОБ и успокоителем составляет 50 кг.
ДАС - долгоживущая автономная станция, предназначенная для проведения комплекса
научных исследований в месте посадки на поверхности Фобоса со сроком работы не менее
3-х месяцев.
ДАС отделяется от ОБ в конце участка его зависания над поверхностью Фобоса. От-
носительная скорость сближения ДАС и Фобоса составляет несколько метров в секунду.
Чтобы посадка была ориентированной, станция после отделения от космического аппара-
та закручивается вокруг своей продольной оси. После посадки она активно закрепляется
на поверхности Фобоса при помощи щупа, заглубляемого пиромеханическим устройством.
После закрепления на поверхности станция приводится в рабочее состояние. Над платфор-
мой, прижатой к поверхности, поднимается рама с научной и служебной аппаратурой, над
которой размещена поворотная платформа с солнечными батареями, антеннами, оптиче-
скими датчиками и телекамерами.
В научную программу, реализуе-
мую с помощью ДАС, входит:
•	исследование внутреннего рас-
пределения масс по измерени-
ям вынужденной и свободной
либрации (блок «Либрация» -
оптический датчик углового по-
ложения Солнца);
•	исследование механических и
тепловых характеристик грунта
(виброизмерительный комплекс
ВИК и температурные датчики);
•	исследование элементного со-
става поверхностного слоя
грунта (блок „Альфа» X - ком-
плекс спектрометров частиц,
протонов и рентгеновского из-
лучения);
•	получение панорамных изобра-
жений поверхности Фобоса (две
телекамеры);
•	уточнение ряда параметров
Солнечной системы на основе
измерений дальности, скорости
и углов Фобоса относительно
квазаров при траекторных из-
мерениях методами большеба-
зовой радиоинтерферометрии
(автономная радиосистема).
ПРОП-ФП на поверхности Фобоса
373
ГЛАВА 2
Долгоживущая автономная станция (ДАС)
на поверхности Фобоса
На каждом витке Фобоса вокруг
Марса осуществляется передача инфор-
мации с ДАС на Землю в дециметровом
диапазоне длин волн.
Станция автономна, управление ею
осуществляется как по бортовым про-
граммам, так и по командам с Земли.
Для приема информации используется
международная сеть радиотелескопов.
Основные характеристики ДАС:
общая масса	67 кг
масса научной аппаратуры	18,1кг
время активного
функционирования	3 месяца
количество научных приборов	6.
УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ
Отличительная особенность управ-
ления КА серии 1Ф - функционирова-
ние всех основных бортовых систем КА
(программно-временной системы, теле-
метрической системы, бортового управ-
ляющего комплекса, а также целого
ряда научных приборов) с использова-
нием процессоров. Процедура в боль-
шинстве случаев сводится к закладке
командно-программной информации
в те или иные бортовые процессоры.
Таким образом, изменился, по срав-
нению с межпланетными аппаратами,
предшествующими серии 1Ф, сам прин-
цип управления космическим аппара-
том: из чисто командного он превратился в командно-программный. Это, в свою очередь,
повлекло за собой и коренное изменение технологии управления КА. На «Фобосе» ПВС
и БУК становятся уже рабочими инструментами управленцев, а командно-программную
информацию (КПП) для них нужно формировать практически ежедневно, используя при
этом предварительно разработанные и отлаженные математические модели соответству-
ющей аппаратуры.
К управлению полетом КА «Фобос» привлечены те же наземные радиотехнические ком-
плексы, что и для КА семейства 4В, КА «Вега». С этой целью модернизированы командно-
измерительные станции (КИС) «Квант-Д» в Евпатории и Уссурийске. В дополнение к коге-
рентному дециметровому каналу введён когерентный сантиметровый с мощным передатчи-
ком (200 кВт непрерывной мощности), и на его базе в Евпатории создан высокоэффективный
планетный радиолокатор.
Скорость приёма научной информации в КИС «Квант-Д» составила 64 кбит/с, точность
траекторных измерений по дальности ±20 м, по радиальной скорости ± 2 мм/с.
На этапе выведения в контроле полетной ситуации участвуют специально оборудован-
ные суда АН СССР.
Для работы с ARC привлечены средства американской сети дальней космической связи
НАСА - DSN (Голдстоун и Канберра). За счет этого удалось существенно повысить точность
баллистического прогноза траектории полета космических аппаратов «Фобос».
Подготовлены сразу два Центра управления полетом (основной и дублирующий): один -
в ЦНИИмаш (г. Калиниград, Моск, обл.), другой - в Евпатории (ЦУП ЦДКС).
374
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Несмотря на жесткий дефицит времени, всё матобеспечение в ЦУП ЦДКС было установ-
лено и отлажено к моменту запуска первой машины.
РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ФОБОС-1» (1Ф №101)
Общая масса собранной и заправленной космической головной части с КА 1Ф №101 со-
ставила 25480 кг, из них собранный и заправленный разгонный блок №2Л - 17794,3 кг, пере-
ходная ферма - 158,3 кг, головной обтекатель - 1307,4 кг и собственно сам космический
аппарат - 6220,0 кг. Масса ДАС - 68 кг, а общая масса полезной нагрузки, включая ДАС -
540 кг. Результаты взвешивания показали, что сухая масса аппарата составила 2647,2 кг,
заправка орбитального блока - 414,825 кг, заправка АДУ - 3158,65 кг.
Из-за превышения суммарной массы научных приборов из состава полезной нагрузки
КА «Фобос-1» исключен подвижной аппарат ПРОП-ФП и прибор «Термоскан».
Старт ракеты-носителя «Протон-К» с КА «Фобос-1» (1Ф №101) произведен с левой пу-
сковой установки площадки №200 7 июля 1988 года в 20 часов 38 минут 04,325 секунды де-
кретного московского времени (ДМВ).
Второе включение блока ДФ прошло над Гвинейским заливом, при этом фактический
импульс скорости, сообщенный головному блоку при втором включении, составил 3426,6 м/с
при расчетной величине 3347,83 м/с. Такой «перебор» скорости стал возможен благодаря
отсечке двигателя по окончанию выработки одного из компонентов топлива. В 22 часа 1 ми-
нуту 12,7 секунду ДМВ произошло отделение космического аппарата от разгонного блока.
Спустя еще 70 секунд включился двигатель космического аппарата, который, проработав
115,9 секунды и добавив 370,2 м/с, перевёл его на траекторию полета к Марсу. Тяга двигате-
ля составила 1916,5 кг, расход топлива - 703,1 кг, а масса КА «Фобос-1» после выключения
двигателя - 5393,74 кг.
По окончании доразгона в 22 часа 6 минут 20 секунд наземными радиотехническими
средствами воспринят сигнал с КА, пошла телеметрия со скоростью 512 бит/с. По данным те-
леметрии, все системы работали штатно. Прошли операции по развороту аппарата осью +Х
на Солнце, раскрытие панелей солнечных батарей, включение солнечного прибора и переход
в режим постоянной солнечной ориентации. Переход произошел без поиска Солнца, в связи
с наличием предшествующего ему программного разворота.
В ту же ночь прошли еще два сеанса связи, в основном для проведения траекторных из-
мерений. Помимо РКО включены некоторые научные приборы, в том числе «Морион», и раз-
решена программа «Трасса».
Последующие сеансы посвящены контролю состояния принципиально новых бортовых
систем, с которыми ещё предстояло научиться работать, а также траекторным измерениям.
Штатно вся работа с КА, включая траекторные измерения, должна была проводиться в санти-
метровом диапазоне, но это еще предстояло отработать. Поэтому первые несколько недель
полёта радиосвязь с КА поддерживалась в дециметровом диапазоне. Использование этого
диапазона позволяло также привлекать к работе не только новые комплексы «Квант-Д» на
НИП-16 в Евпатории и на НИП-15 в Уссурийске, но и давно отлаженные средства НРТК «Плу-
тон» на НИП-16, «Сатурн-МСД» на НИП-15, «Сатурн-МС» на НИП-14 в Щелково (до даль-
ности 10 млн км) и на площадке 23 космодрома Байконур (до дальности 1 млн км). Данные
траекторных измерений, полученные «старыми» средствами, позволяли отрабатывать новые
средства комплексов «Квант-Д», сначала в дециметровом, а затем и в сантиметровом диа-
пазоне.
14	июля в рамках подготовки к коррекции построен режим постоянной трехосной
солнечно-звездной ориентации по Солнцу и Канопусу.
16	июля проведена коррекция траектории КА «Фобос-1». Двигатель включился в режиме
малой тяги (1377 кг) и, проработав 5 секунд, сообщил аппарату импульс скорости 8,7 м/с,
при этом расход топлива составил 25 кг.
На время проведения коррекции выключены приборы СОВИКОМС комплекса МПК, ВГС-3
и блок ПВС прибора АПВ-Ф.
375
ГЛАВА 2
Через сутки после коррекции восстановлена трехосная ориентация, в которой КА нахо-
дился всю оставшуюся часть межпланетного перелета.
Приём ТМ-информации по сантиметровому каналу средствами «Квант-Д» опробова-
ли еще до первой коррекции. Первый эксперимент выдачи команд проведён 4 августа
1988 года.
Параллельно с отработкой бортовых служебных систем и средств наземных комплек-
сов проводилась работа по изучению межпланетного пространства и галактических гамма-
всплесков с записью научной информации на СЗВИ в режиме «Трасса» и на «Морион» с по-
следующим воспроизведением записей в сеансах связи.
Наибольший интерес на этом этапе полета представлял эксперимент «Терек». С помо-
щью рентгеновского телескопа планировалось получить изображения Солнца и его короны
в рентгеновском диапазоне.
23 июля 1988 года состоялось первое включение телескопа, в режиме «Диск» (дважды).
4 и 15 августа - еще по два двойных включения в том же режиме. По результатам этих
включений выявлено значительное (почти на 1 градус) расхождение между осями солнечного
прибора (оптико-электронного прибора системы ориентации) и самого «Терека». Из-за этого
коронограф снимал не только корону, но и часть самого Солнца.
В сеансе, проведенном 26 августа, введены соответствующие поправки в ДОЗУ2. Эти
поправки позволили получить качественную информацию при включении «Терека» в ре-
жимах «Диск» и «Вспышка» 26 и 27-28 августа 1988 года. Всего было проведено 14 из 50
запланированных сеансов наблюдений. Получено 140 высококачественных изображений
Солнца и солнечной короны.
С 6 августа согласно решению Госкомиссии начался перевод управления и связанный
с этим переезд Главной оперативной группы управления из евпаторийского ЦУП ЦДКС в под-
московный Центр управления полётами (г. Калининград). При этом сам переезд происходил
поэтапно: до 5 августа управление шло только из ЦУП ЦДКС, с 6 по 15 августа ЦУП ЦДКС
выступал как основной Центр управления, полетами, а подмосковный ЦУП - как дублирую-
щий, но уже с 16 августа они менялись ролями.
После сеанса связи, состоявшегося в ночь с 25 на 26 августа, с целью возобновления
работ по проведению научных экспериментов выработаны рекомендации по тестовому вклю-
чению прибора ГС-14СЦФ вне сеанса. Программа ПВС, названная «Наука 2808», заложена
на борт в сеансе связи 28 августа 1988 года.
Во время сеанса связи, проведённого в ночь с 1 на 2 сентября, несмотря на неоднократ-
ные попытки войти в связь, сигнала с КА «Фобос-1» получить не удалось. Попытки были про-
должены, но положительного результата достигнуто не было.
Принято решение о прекращении с 1 октября 1988 года работ с КА «Фобос-1».
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «ФОБОС-2» (1Ф №102)
Общая масса собранной и заправленной космической головной части с КА составила
25480 кг, из них собранный и заправленный разгонный блок ДФ №1Л - 17801,1 кг; пере-
ходная ферма - 158,3 кг; головной обтекатель - 1301,1 кг и собственно сам космический
аппарат - 6219,3 кг, включая 540 кг научной аппаратуры (КНА). По результатам взвешивания
сухая масса аппарата составила 2641,8 кг, заправка орбитального блока - 419,4 кг, заправка
АДУ - 3160 кг. В состав аппарата вошли также ПрОП-ФП (43,16 кг) и ДАС (66,85 кг), масса
которых учтена в общей массе КНА.
Из-за превышения суммарной массы научных приборов из состава полезной нагрузки
КА «Фобос-2» исключены приборы «Терек» и ИПНМ-3, а РЛК был установлен без блока М5 и
соответствующих 20-метровых усов-антенн.
Старт ракеты-носителя «Протон-К» с КА «Фобос-2» (1Ф №102) произведен с правой пу-
сковой установки площадки №200 12 июля 1988 года в 20 часов 01 минуту 43,266 секунды
ДМВ.
В результате работы трех ступеней ракеты-носителя и первого включения разгонного
блока ДФ головной блок выведен на опорную орбиту с максимальной высотой в апоцентре
376
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
197 км (расчетная высота - 185,38 км), в перицентре - 146 км (расчетная 145,73 км) и перио-
дом 87,7 минуты, то есть параметры орбиты оказались близки к расчетным. Как и при пуске
первого аппарата, на этом участке для контроля траектории привлекались РТС «Кама» по-
лигонных измерительных пунктов 2, 3, 7, 8, 9, 10, а также НИП-4, -12, -13 и -15.
Второе включение двигателя блока ДФ произошло над Атлантикой вне зоны видимости
наземных измерительных пунктов. Поэтому для слежения за полетом головного блока на
втором активном участке привлечены плавучие радиотехнические комплексы, размещенные
на специальных судах: «Чажма», «Кегостров», «Добровольский» и «Академик Сергей Коро-
лев».
Выключение двигателя прошло по сигналу ОКТ (окончание компонентов топлива) в 21 час
25 минут 10 секунд ДМВ. При расчетном значении импульса 3348,8 м/с реально достигнуто
3440,4 м/с. Такая разница объясняется наличием гарантийных запасов топлива, а также тем,
что в баки разгонного блока дополнительно его было заправлено 56,6 кг.
Через 16 секунд после отсечки двигателя в 21 час 25 минут 25,7 секунды ДМВ по ко-
манде ЦБК БУК (КОД) произведено отделение космического аппарата от разгонного блока.
В связи с более длительной работой двигателя при втором включении момент КОД состоял-
ся на 8 секунд позже расчетного.
Через 70 секунд после отделения КА от разгонного блока включен двигатель КА для до-
разгона, который, проработав 112,56 секунды и добавив 369,15 м/с (расчетная величина им-
пульса доразгона составляла 464,6 м/с), перевел его на траекторию полёта к Марсу. Масса
КА после довыведения составила 5516,6 кг.
После окончания доразгона появился сигнал в дециметровом диапазоне, однако он не
содержал телеметрической информации - при включении ТМС не запустился ТМ-процессор
МА215. В результате информация об участке доразгона была потеряна. Установка телеме-
трических режимов проведена по командам с Земли. Остальные операции, связанные с рас-
крытием элементов конструкции, поиском Солнца и переходом в режим постоянной солнеч-
ной ориентации прошли штатно.
Во втором сеансе связи включена часть научной аппаратуры, и разрешена запись науч-
ной информации по программе «Трасса».
17	июля 1988 года проведено первое воспроизведение научной информации с «Морио-
на» и СЗВИ.
19	июля построена трехосная ориентация - ПСЗО.
21 июля в 3.00 проведена первая коррекция траектории. Тяга двигателя составила 1393
кг, время работы - 5,2 секунды, расход топлива - 27,6 кг, импульс скорости по отсечке двига-
теля - 8,6 м/с, а с учетом импульса последействия - 9,2 м/с.
Из-за опасений за судьбу плазменных приборов при работающем двигателе, на время
проведения коррекции приборы СОВИКОМС комплекса МПК, ВГС-3 и блок ПВС прибора
АПВ-Ф были выключены, а через сутки вновь включены.
Продолжалась запись научной информации на СЗВИ в режиме «Трасса» и на «Морион»
с последующим ее воспроизведением в сеансах связи.
Наряду с весьма результативной работой задействованной научной аппаратуры зафик-
сировано неоднократное зависание процессоров приборов МПК, ЭСТЕР, ЛИЛАС и ВГС-3.
Выключением и последующим включением удавалось оживить приборы, однако через неко-
торое время ситуация повторялась. По-видимому, дело в низкой радиационной стойкости их
микропроцессоров.
После гибели «Фобоса-1» в течение всего сентября работы с научной аппаратурой про-
водились в минимальном объеме в связи с запретом закладки на борт гибких программ ПВС
до ввода в эксплуатацию математической модели КА.
Также в связи с гибелью «Фобоса-1» вся тяжесть работы по отладке радиолинии санти-
метрового диапазона и траекторных измерений с использованием НРТК «Квант-Д» легла на
«Фобос-2».
Сначала отработка проведения траекторных измерений комплексом «Квант-Д» прово-
дилась на НИП-22 в дециметровом диапазоне, а с 18 августа после ввода в строй всех си-
377
ГЛАВА 2
стем комплекса - и в сантиметровом диапазоне. После завершения отработки системы тра-
екторных измерений С90М в Евпатории с 4 октября 1988 года началась отработка системы
траекторных измерений С90М на НИП-15 в Уссурийске. Именно после завершения отладки
С90М комплекса «Квант-Д» были исключены из контура управления комплексы «Плутон» на
НИП-16 (12 сентября 1988 года) и «Сатурн-МСД» на НИП-15 (13 ноября 1988 года). В даль-
нейшем они привлекались только в качестве резерва.
В режимах траекторных измерений учеными из Института радиоэлектроники АН СССР
проводились эксперименты по радиопросвечиванию околопланетной, межпланетной и око-
лосолнечной плазмы. Для этих целей использовались передатчики, работающие в двух ча-
стотных диапазонах - сантиметровом и дециметровом, причем в когерентном режиме. Такой
эксперимент получил название абсолютные дисперсионные измерения. В одной из модифи-
каций этого режима (АДИ-1) частоты для передатчиков формировал управляемый генератор
командно-измерительного приемника ША-236. В остальном это были обычные траекторные
измерения в режиме «РКО 300 кГц», но вместо запросных частот системы С90 выдавались
запросные частоты ИРЭ.
В другой модификации (АДИ), чтобы исключить влияние канала «Земля - борт», управ-
ляемый генератор переводился в так называемый заторможенный режим с включением ре-
жима модуляции 1,2 МГц.
Штатными траекторными измерениями в сантиметровом диапазоне были измерения
в полосе 300 кГц. Измерения в полосе 1,2 МГц - факультативные. В этом режиме было
проведено несколько сеансов РКО, однако измерения оказались недостоверными. Режим
«РКО 1,2 МГц» - только в сантиметровом диапазоне - использовался ИРЭ АН СССР. Этот
эксперимент получил название экспериментальная дальномерная система (ЭДС).
В начале октября Земля по своему пространственному положению стала доступной для
захвата диаграммой направленности антенны автономной радиосистемы АРС-С. Это позво-
лило с 3 октября 1988 года начать интерферометрические измерения на длине волны 18 см.
Сначала привлекался только НИП-22 (Евпатория), затем был подключен НИП-15 (Уссурийск),
а с 14 октября - американские станции DSN, в основном Голдстоун с его 64-метровой антен-
ной. Поначалу АРС-С включался в одном сеансе связи, а через 2-3 часа выключался в дру-
гом сеансе. После ввода в эксплуатацию математической модели для включения и выключе-
ния сеансов АРС-С стали использоваться гибкие программы ПВС.
В основном АРС-С включался в режиме излучения несущей, а также в режи-
ме координатно-скоростных измерений (КСИ), но было проведено и несколько сеансов
дальномерно-скоростных измерений (ДСИ). При этом в режиме ДСИ работал только Голдсто-
ун, так как только там был смонтирован передатчик диапазона 6 см.
Из-за неготовности аппаратуры не получено ни одного измерения на НИП-22 и НИП-15,
а также в Медвежьих Озерах. В то же время все сеансы с зарубежными пунктами прошли
успешно. Их измерения внесли весомый вклад в уточнение баллистического прогноза полета
КА «Фобос-2».
В октябре проведено калибровочное включение ВСК по Канопусу с записью информа-
ции на «Морион». Снимок показал, что ВСК вполне способен решать задачи навигационной
съемки Фобоса.
В начале ноября произошло резкое падение мощности сантиметрового передатчика ША-
265М. После перехода на второй комплект ситуация с радиосвязью нормализовалась, но ре-
зерва по прибору уже не было.
Более серьёзная ситуация сложилась 4 ноября 1988 года. При очередном включении
ЦВК БУК произошла потеря напряжения на выходе вторичного источника питания устрой-
ства обмена канала В ЦВК. Это было связано с ростом кристаллов серебра в конденсаторах
К52-1, применявшихся в этой системе. С этого момента отказы канала В стали происходить
достаточно регулярно. Учитывая тенденцию к дальнейшему росту кристаллов, можно было
ожидать отказов и двух других каналов ЦВК в самый ответственный момент.
Также в ноябре во время очередной калибровки ВСК по Канопусу зафиксированы отказы
широкоугольного и узкоугольного каналов ВСК. Оставшийся третий широкоугольный канал
378
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
позволял выполнять служебные задачи по навигационным измерениям Фобоса, но телеви-
зионные съемки производить с меньшей разрешающей способностью. Усилиями специали-
стов ИКИ АН СССР с привлечением болгарских специалистов все-таки получилось восстано-
вить работу ВСК. Это удалось сделать путем подбора оптимальных режимов функциониро-
вания с переходом на вторую плату подчиненного микропроцессора.
К концу декабря 1988 года завершены контрольно-юстировочные работы по вводу новых
режимов на средствах «Кванта-Д» на НИП-15 и НИП-22.
С начала января 1989 года продолжилась подготовка научной аппаратуры к работе на ор-
бите ИСМ.
5 января 1989 года проведено переключение секций солнечной батареи с последователь-
ного на параллельное соединение с целью увеличения мощности СБ.
В описании схемы экспедиции сказано, что на подлете КА к Марсу предусматривалось
проведение двух коррекций траектории. Исходя из реальной ситуации, решено всё свести к
одной коррекции, проводимой за 7 суток до подлета. Это снижало риск, связанный с лишни-
ми включениями ЦВК БУК, но при этом не удавалось обеспечить выход на орбиту ИСМ с вы-
сотой перицентра 500±200 км. Лучшее, чем при полетах первых КА, направляемых к Марсу,
знание эфемерид планеты, а также использование результатов интерферометрических из-
мерений, проведенных американскими станциями сети DSN, позволяли обеспечить выход на
орбиту с высотой перицентра 800±400 км. Более высокий перицентр требовал больше топли-
ва для последующих маневров по формированию рабочей орбиты, но на аппарате был до-
полнительный запас топлива 136 кг, образовавшийся вследствие полной выработки компо-
нентов топлива на блоке ДФ при выведении. Так что решение об изменении схемы подлета к
Марсу было оправданным и вполне допустимым.
По мере приближения дня коррекции стали ежедневно проводиться траекторные измере-
ния. Помимо штатных траекторных измерений, продолжалось включение автономной радио-
системы для проведения интерферометрических измерений в режимах КСИ и ДСИ. Это было
необходимо для уточнения баллистического прогноза и расчета уставок на коррекцию.
Как правило, расчет уставок делается сразу на две даты: основную и резервную. Основ-
ной датой было назначено 22 января 1989 года, а резервной - 23 января. Импульс коррекции
для основной даты составлял 17,9 м/с, а для резервной даты - 20,8 м/с.
22 января был включен сеанс коррекции. Первые минуты сеанса прошли штатно, но при
включении ЦВК БУК зафиксировано отсутствие цифровой телеметрии со всех трех каналов
ЦВК. Перед началом программных разворотов по метке ПВС был выключен сантиметровый
передатчик, подключённый к остронаправленной антенне.
В расчетное время сигнал с КА не появился. С Земли выдана команда на включение
передатчика, и спустя почти 20 минут начался приём телеметрии. По характеру сигнала и со-
ставу телеметрии определено, что два канала ЦВК БУК «зависли» при включении, в ре-
зультате чего не произошло перехода с дежурного на сеансный контур ориентации БУК. По-
следующий анализ показал, что питание ВИП канала В отсутствовало с момента включения
ЦВК, а питание на выходе ВИП устройства обмена канала А при включении гироплатформы
снялось лишь на 0,2 секунды. Этого оказалось достаточно для останова вычислительного
процесса.
Командами с Земли произведено перевключение ЦВК с целью восстановления нормаль-
ного режима ориентации, и заложены уставки для коррекции в резервные сутки.
Коррекция, проведённая 23 января 1989 года, прошла штатно. Двигатель, отработав
10 секунд, сообщил аппарату импульс скорости 20,75 м/с (с учетом импульса последейст-
вия). На следующие сутки вновь построена трехосная солнечно-звездная ориентация.
С целью подготовки к сеансу торможения и повышения надёжности его проведения раз-
работана новая программа ПВС, которая была заложена на борт 25 января. Тогда же в ОЗУ
ПВС были заложены программы, определяющие работу научных приборов при первом про-
хождении перицентра, прибора ИСО при прохождении солнечной тени, а также программа,
позволяющая пройти солнечную тень в режиме стабилизации на ТГС.
379
ГЛАВА 2
Баллистические схемы, иллюстрирующие
сущность маневров КА на орбитах ИСМ
29 января 1989 года в заданное по времен-
ной уставке время включен сеанс торможения.
В этот момент расстояние от Земли до Мар-
са составляло 186,5 млн км. В соответствии
с циклограммой сеанса в 15 часов 55 минут
включён маршевый двигатель АДУ, который,
отработав 202,2 секунды, обеспечил выход КА
«Фобос-2» на орбиту искусственного спутника
Марса. Импульс скорости, сообщенный двига-
телем аппарату, составил 813,7 м/с, а с учетом
импульса последействия - 815,05 м/с.
В результате торможения КА «Фобос-2»
вышел на эллиптическую орбиту с высотой
в перицентре 876 км, в апоцентре - 80170 км,
наклонением 52 угловых минуты (практически
в плоскости экватора) и периодом 77 часов
54,6 минуты или - 3 суток 6 часов.
После выхода на орбиту масса КА соста-
вила 4180 кг (до торможения его масса со-
ставляла 5435,9 кг).
Поскольку только на первой переходной
орбите аппарат пролетал в перицентре на рас-
стоянии ~ 800 км, каждое прохождение пери-
центра было по максимуму использовано для
проведения научных исследований. Правда,
сразу после выхода на орбиту отказал блок
БАС в приборе АПВ-Ф. Больше он так и не
заработал. В то же время из-за неточного зна-
ния орбиты первую солнечную тень вблизи пе-
рицентра пришлось проходить в режиме ГС,
а прибор ИСО не включался.
Прохождение перицентра в режиме ГС не
позволяло эффективно исследовать Марс с по-
мощью планетных приборов, а также прибора
ИСО, работавшего на просвет атмосферы Мар-
са солнечными лучами. Кроме того, в режиме
ГС скорость передачи телеметрии и выдачи ко-
манд была очень низкой. Поэтому после каж-
дого перицентра приходилось снова строить
режим трехосной ориентации ПСЗО. Учитывая
общую заинтересованность, а также то, что на
круговых орбитах придется проходить тени в
режиме постоянной звездной ориентации, когда
опорным астроориентиром служит только звез-
да, было принято решение пройти третий пери-
центр 8 февраля 1989 года в режиме ПЗО.
За время тени продолжительностью
~2 часа уход Солнца из центра поля зрения
солнечного прибора составил 36 градусов. По-
сле выхода из тени и включения ЦБК БУК ре-
жим ПСЗО был восстановлен. Такое прохож-
дение тени позволило включить прибор ИСО,
по крайней мере, на входе в тень.
380
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Во время прохождения четвертого перицентра 11 февраля 1989 года впервые включен
прибор «Термоскан», с помощью которого были получены изображения поверхности Марса
в ИК-диапазоне.
Уточнение параметров орбиты по результатам траекторных и интерферометрических
измерений позволило провести 12 февраля коррекцию, при этом двигатель, проработав
26 секунд, обеспечил приращение скорости 114,7 м/с. В результате коррекции КА «Фобос-2»
перешёл на вторую переходную орбиту, высота перицентра которой на -300 км превышает
высоту орбиты Фобоса. Фактическая высота перицентра составила 6422 км (расчетная высо-
та-6380 км), а период - 86 часов 32 минуты (расчетный период - 86 часов 26 минут).
Пребывание КА на второй переходной орбите сокращено по максимуму, поэтому для на-
учных исследований использован только один перицентр. При прохождении второго перицен-
тра 18 февраля проведено третье и последнее торможение с помощью маршевой ДУ. В ходе
коррекции двигатель АДУ включен в режиме большой тяги и, проработав 136,2 секунды, он
сообщил аппарату скорость 722 м/с (с учетом импульса последействия). Через 40 секунд по-
сле выключения двигателя сработала система отделения, и АДУ отделилась от космического
аппарата со скоростью -1 м/с, сообщенной ей толкателями.
Масса КА перед этим сеансом коррекции составляла 4021 кг, после же отделения АДУ -
2575,5 кг. За все включения из АДУ израсходовано 3015 кг топлива, но в баках еще остава-
лось 141,8 кг. Этого топлива вполне могло хватить еще на одну коррекцию, но АДУ закры-
вала поле зрения ВСК при съемке. Проведение съемки через зеркало-крышку было возмож-
ным, но при этом возникали проблемы с ориентацией панелей СБ по отношению к Солнцу.
Работы продолжены по штатному варианту - АДУ была отделена.
Получившаяся в результате коррекции орбита наблюдения обладала следующими пара-
метрами: высота в апоцентре 6397 км, в перицентре - 6145 км, период - 8 часов 42 секунды.
Это довольно близко совпадало с расчетными значениями - 6369 км, 6134 км и 8 часов 1 ми-
нута 18 секунд соответственно. На орбите наблюдения аппарат каждые 7 суток приближает-
ся к Фобосу на минимальное расстояние до 300 км.
В связи с регулярным попаданием в тень на этой орбите КА переведен в режим стабили-
зации закруткой - режим ГС.
Для орбиты наблюдения также характерны заходы в солнечную тень на каждом витке
продолжительностью -55 минут. Её предполагалось проходить в режиме постоянной звезд-
ной ориентации, а это означало, что нужно дважды на витке включать ЦВК БУК. Поэтому еще
до коррекции в ОЗУ ПВС заложена циклическая программа под наименованием «Тень».
21 февраля 1989 года проведен первый сеанс навигационных съёмок Фобоса, в кото-
ром трижды с интервалом в 25 минут выполнено три цикла съемки по три кадра в каждом
с записью изображений на «Морион». Первая съемка прошла с расстояния 850 км, вторая -
с 1000 км, а третья - с 1130 км. Интервал времени между изображениями одной серии соста-
вил 75 секунд. По окончании съёмки информация с «Мориона» сброшена на Землю, и после
обработки получены первые изображения Фобоса. Результаты обработки показали также,
что априорное знание положения Фобоса достаточно для дальнейшего проведения навигаци-
онной съёмки.
До момента следующего сближения с Фобосом, ожидаемого 28 февраля, КА переведён
в режим стабилизации закруткой - режим ГС. Это позволило избежать лишних включений
ЦВК БУК при отсутствии уверенности в стабильной работе - «мерцании» - каналов, но ухуд-
шило условия для проведения научных измерений.
26	февраля построен режим ПСЗО, и работа возобновилась: воспроизведены записи
бортовых магнитофонов СЗВИ и «Морион», в которых содержалась информация с научных
приборов по программе «Трасса»; запущены программы прохождения тени в режиме ПЗО и
периодического включения приборов ИСО и КРФМ-ИСМ.
27	февраля прошёл сеанс юстировки осей телевизионной системы ВСК «Фрегат» по
Юпитеру, для чего использован обычный сеанс навигационной съёмки.
28	февраля выполнена навигационная съёмка Фобоса. По сравнению с первой съёмкой
изменилось количество циклов съемки (5 вместо 3) и расстояние до Фобоса. Количество ци-
381
ГЛАВА 2
клов увеличено за счет малых углов отклонения оси X от направления на Солнце в ходе
съемки (не более 30 градусов), что позволило работать, практически не расходуя запасы ак-
кумуляторной батареи. Расстояние от КА до Фобоса в ходе сеанса изменялось от 320 до
440 км. В третьем и четвертом циклах съемка Фобоса проведена на фоне Марса. Всего по-
лучено 15 снимков, на которых четко виден Фобос.
Послесеансная обработка навигационных изображений включала:
-	обработку ТМ-информации об ориентации КА с целью определения точного положе-
ния связанной системы координат в инерциальном пространстве;
-	собственно обработку телевизионных изображений с целью получения инерциальных
углов направления на центр Фобоса в связанной системе координат;
-	сопоставление результатов съемки 21 и 28 февраля.
Обработка телевизионных изображений проводилась тремя независимыми груп-
пами специалистов из Центра управления полетом, Института прикладной математики
и объединенной группы НИЦ имени Г.Н. Бабакина и Института космических исследований
с использованием двух методик:
•	определение положения центра масс Фобоса по лимбу телевизионного изображения;
•	определение положения центра масс Фобоса в телевизионной системе координат по
характерным деталям (кратерам).
В результате были уточнены параметры орбиты Фобоса, что привело к решению о пере-
ходе на орбиту КСО-1 с помощью не трех, а двух маневров.
Цель первого маневра - совмещение плоскостей орбиты КА и Фобоса, обеспечение про-
хождения аппаратом линии Солнце-Фобос-Марс на момент проведения второго маневра
на расстоянии КА от Фобоса -200 км со стороны Солнца.
Цель второго маневра - перевод КА на КСО-1 с размерами прецессирующего эллипса
-200x400 км.
В результате баллистических расчетов проведение маневров для перехода на КСО-1 на-
значено на 7 и 14 марта 1989 года.
1 марта 1989 года с целью подготовки научных приборов к работе при сближении с Фо-
босом проведено несколько сеансов связи с КА в режиме ПСЗО. В одном из них плазменные
приборы МПК, ЭСТЕР, МАГМА и ФГММ функционировали в так называемом ускоренном ре-
жиме.
Следующий сеанс длился без малого 6 часов. Начался он с контроля выхода КА из сол-
нечной тени. После перехода в дежурный режим ПСЗО продолжились работы с плазменным
комплексом, затем проводились тестовые включения прибора ЛИМА-Д и блока ФОРТРОН
прибора ДИОН, блоков М500 и М60 РЛК. Дважды включался «Термоскан» - впервые на кру-
говой орбите. Завершился сеанс связи переходом КА в режим ГС.
5 марта 1989 года КА вновь переведен в режим трехосной ориентации (ПСЗО). В том
же сеансе воспроизведена информация с магнитофонов СЗВИ и «Мориона», запущены но-
вые программы управления научной аппаратурой. В последующих сеансах прошли провер-
ки прибор ЛИМА-Д и блок ФОРТРОН прибора ДИОН, а также впервые на орбите включены
режимы АДИ и АДИ-1 для радиопросвечивания атмосферы Марса и околопланетного про-
странства.
7 марта 1989 года начат переход на орбиту КСО-1 - для маневра впервые включен сеанс
коррекции на двигателях малой тяги. По процедуре сеанс коррекции на ДМТ прошел штатно.
Однако реальное изменение радиальной скорости составило -33,763 м/с вместо расчетных-
33,425 м/с.
Результаты обработки телеметрии показали, что двигатели малой тяги, отработав 211 се-
кунд и развив тягу 5,85 кг каждый, сообщили аппарату приращение скорости 37,7 м/с с уче-
том импульса последействия вместо расчетных 37,603 м/с.
Фактически коррекция выполнена с ошибкой, которая превысила допустимую: получен-
ное наклонение орбиты (1 °3'31») на -17' отличалось от расчетного, период орбиты (8 часов
01 минута 45,7 секунды) - на -8,16 секунды, аргумент широты перицентра (118°11') - на 1 °30',
долгота восходящего узла (268°31‘) - на 30'.
382
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
При различных вариантах перехода на КСО-1 получались или значительные затраты то-
плива, или ухудшение условий съемки Фобоса космическим аппаратом. С учетом ограни-
чения на допустимую величину характеристической скорости маневра 45 м/с было принято
решение об отмене проведения маневра 14 марта 1989 года и о проведении коррекции фа-
зирования 15 марта 1989 года. Целью коррекции фазирования являлось обеспечение задан-
ных условий перехода на КСО-1 21 марта 1989 года.
15 марта 1989 года коррекция фазирования прошла почти идеально. При заданном
импульсе коррекции 1,053 м/с получено приращение скорости 1,05 м/с. ДМТ отработали
9,896 секунды.
19 марта снова построен режим трехосной ориентации КА для подготовки маневра его
перехода на КСО-1, а 20 марта 1989 года одну из солнечных теней аппарат прошел в режи-
ме стабилизации на гироплатформе в оперативном режиме СТТГС. Плюс такого прохожде-
ния тени - удержание неизменным положения осей аппарата в инерциальном пространстве,
не считая влияния ухода гироплатформы, что позволяло после завершения этой полетной
ситуации быстро перейти в режим ПСЗО. Режим стабилизации на гироплатформе позволил
провести радиопросвечивание при выходе из радиотени, а прибору ИСО поработать при вы-
ходе из солнечной тени.
21 марта 1989 года состоялся завершающий манёвр перехода КА на орбиту КСО-1. Импульс
коррекции составил 39,65 м/с с учетом импульса последействия. Время работы ДМТ составило
219,6 секунды. В результате манёвра КА перешёл на квазиспутниковую орбиту с следующими
параметрами: высота орбиты в перицентре 5692 км (расчетная 5688 км), в апоцентре 6276 км
(6270 км), период орбиты 7 часов 39,6 минуты, наклонение 1° 4' 34» (1° 4' 04»). Получилась ор-
бита, перицентр которой был ближе к Марсу на -300 км, а апоцентр на столько же дальше.
При этом сам аппарат «летал» вблизи от Фобоса на расстоянии от 200 до 600 км и был всег-
да ближе к Солнцу, то есть находился над его освещенной частью, что позволяло проводить
съемку почти в любое время.
Работа с КА по выполнению основной задачи экспедиции - сближению с Фобосом - всту-
пала в заключительную стадию. Надо было еще раз уточнить его положение относительно
аппарата и подготовиться к сближению с ним. 2 апреля планировалось провести коррекцию
орбиты КСО-1 с целью формирования наилучших условий для перехода на КСО-2. Сам ма-
невр с выходом на КСО-2 предварительно запланирован на 6 апреля, а типовой сеанс № 9
для сближения с Фобосом - на 7 апреля 1989 года.
25 марта 1989 года для уточнения взаимного положения КА и Фобоса проведен сеанс
навигационной съемки - 5 циклов по 3 кадра в каждом. При этом дальность до Фобоса из-
менялась от 191 до 279 км, а отклонение солнечных батарей от направления на Солнце - от
7 до 29 градусов. Фактически буферную батарею даже не разрядили. Полученные снимки
еще раз подтвердили точность баллистических расчётов. Кроме того, по снимкам намеча-
лись благоприятные места посадки сбрасываемых аппаратов (ДАС и ПРОП-ФП).
27 марта планировалось проведение еще одного навигационного сеанса. Для съемки вы-
браны пять других ракурсов Фобоса, нежели в сеансе 25 марта. Результат должен был стать
основой окончательных выводов по баллистическому обеспечению сеанса сближения и де-
сантирования в намеченные сроки.
В промежутке между двумя навигационными сеансами - 26 марта - проведена съемка поверх-
ности Марса «Термосканом», причем одновременно в видимом и инфракрасном диапазонах.
27 марта 1989 года по временной уставке был включён сеанс № 316. В этот момент рас-
стояние от Земли до космического аппарата составило 266 млн км. Первая часть сеанса до
начала прямых программных разворотов прошла штатно. До выключения передатчика за-
фиксировано уменьшение уровня принимаемого сигнала вследствие этих разворотов.
Съемка Фобоса производилась с 17 часов 20 минут до 18 часов 40 минут московского
времени с 20-минутным интервалом между циклами. Баллистические условия съемки были
более чем благоприятные, то есть отвороты панелей от направления на Солнце не превыша-
ли 10 градусов, поэтому затраты аккумуляторной батареи на конец сеанса не должны были
превысить -7 ампер-часов.
383
ГЛАВА 2
Однако в расчетное время сигнал, ожидаемый после завершения обратных программных
разворотов, не появился. Были предприняты попытки включить передатчик с Земли и по-
лучить телеметрию. Включение СМ-передатчика ША-265М и режима НПТМ проводилось
несколькими сериями команд.
В интервале времени 20.51.00 - 21.03.00 получен плавно изменяющийся по уровню соот-
ветствующий МНА сантиметровый сигнал (от 8 до 25 дБ) с наличием изменяющейся допле-
ровской частоты и ТМ-поднесущими, похожими на режим СК512, который при данном уровне
сигнала расшифровке не подлежал. Появление сигнала соотносилось с выданной командой
ФК353 на включение типового сеанса №2, по началу которого включается СМ-передатчик
с режимом НПТМ СК512.
Этот сигнал стал единственным оперативным фактом для продолжения работ с КА, ука-
зывающим об исправности СМ-передатчика и о вращении КА со скоростью ~ 0,1 град/с. Исхо-
дя из этого, можно было сделать предположение об интервале времени, когда вращающийся
КА проходит своей передней полусферой через направление на Землю, но о направлении
вращения никаких предположений сделать было нельзя. Кроме того, это говорило и о том,
что солнечные батареи периодически отворачиваются от Солнца.
Больше сигнал не появлялся.
Не принесла успеха и автономная отработка на борту программы ПВС «Аварийный пере-
ход в дежурный режим», которая запускалась при включении ЦВК БУК и предусматривала
перезапуск ЦВК с последующим поиском Солнца и переходом в режим ГС. Эта схема требо-
вала двух включений ЦВК, и каждое из них могло закончиться «зависанием».
Переход в режим ГС был чрезвычайно важен - для экономии запасов аккумуляторной
батареи, исчерпание которых делало бессмысленным продолжение попыток войти в связь
и восстановить дежурную ориентацию. Поэтому было принято решение выдать команды на
отключение научной аппаратуры и на штатную работу с батарей ТХЛ, предназначенную для
работы в сеансе сближения с Фобосом. Чтобы снизить риск непрохождения, каждая команда
выдавалась по несколько раз. Впрочем, в условиях вращения КА и это не являлось гаранти-
ей достижения требуемого результата.
В результате проведенных попыток войти в связь с КА до конца 7-градусной зоны Евпа-
тории сигнал с борта получен не был.
Все последующие попытки войти в связь с объектом, которые продолжались до 13 апре-
ля 1989 года, результатов также не дали.
С 15 апреля 1989 года все работы с КА «Фобос-2» прекращены.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ
Экспедиция КА «Фобос-1» и «Фобос-2» стала первым этапом внедрения межпланетно-
го аппарата нового типа в практику отечественной исследовательской космонавтики. В про-
цессе этой экспедиции, в том числе, отрабатывались новые технологии управления высо-
кокомпьютеризированным КА, вводились в строй новые средства наземных радиотехниче-
ских комплексов, впервые решались сложнейшие задачи программного маневрирования КА
в многоэтапном процессе его сближения с изучаемым объектом.
Большое значение при этом, до конца осознанное лишь с приобретением практического
опыта, имела предполетная - в полном объеме - подготовка математического обеспечения
для соответствующего оборудования Центров управления полетом.*
Аппаратно-программный комплекс ЦУП ЦДКС (Евпатория) создан на базе ЭВМ серии
ЕС. На этих машинах реализован весь комплекс задач в обеспечение управления КА «Фо-
бос». Всё матобеспечение ЦУП ЦДКС разработано специалистами НПО им. С.А. Лавочкина,
установлено и отлажено к моменту запуска первой машины.
Матобеспечение в ЦУП ЦНИИмаш разрабатывалось специалистами ЦУПа по исходным
данным НПО им. С.А. Лавочкина. Из-за нехватки времени и переориентации руководства на
* Ранее уже говорилось, что подготовлено было два Центра (основной и резервный) и в ходе экспеди-
ции пришлось произвести смену их ролей.
384
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
управление (первоначально) из Евпатории не всё матобеспечение было подготовлено и сда-
но к моменту запуска КА, в частности не были завершены работы по созданию математиче-
ской модели ПВС, что имело самые пагубные последствия.
Немаловажное значение имела новизна систем наземного радиотехнического комплекса
«Квант-Д», отладка режимов работы которого продолжалась все 7 месяцев полёта КА к Марсу.
В процессе управления полетом отмечена неустойчивая работа вычислительных машин
ЦУП ЦДКС в условиях крымского лета. Последнее обстоятельство и послужило одной из
причин (но далеко не единственной) перевода ГОГУ из Евпатории в подмосковный ЦУП
ЦНИИмаш.
Хотя не всё математическое обеспечение ЦУП ЦНИИмаш было готово к управлению, по-
сле переезда без проведения предварительных тренировок личного состава ГОГУ было про-
должено выполнение заранее запланированной программы работы с КА в отношении науч-
ных исследований, частично прерванное на время переезда.
Возвратом к выполнению научной программы на трассе перелета КА «Фобос-1» должно
было стать внесеансное, по программе ПВС «Наука 2028», включение прибора ГС-14СЦФ
для проведения его тестирования. Именно здесь сказалось отсутствие математической мо-
дели ПВС - вновь составленную программу «Наука 2028» перед закладкой на борт возмож-
но было проверить исключительно визуально.
В результате визуального контроля в целом правильной программы специалисты не за-
метили пропуска буквы «В» после восьмеричного числа в одном месте программы. В про-
цессе автоматического перевода программы в коды командно-программной информации
восьмеричное число без буквы «В» воспроизведено как десятичное, и с этим искажением
программа ПВС была передана на борт КА в сеансе связи 28 августа 1988 года.
Последующий анализ ситуации показал, что это искажение сформировало команду на
закрытие магистрального клапана пневмосистемы ДУОиС. Команда прошла 31 августа
в 10 часов 1 минуту 19 секунд, то есть спустя 53 часа после запуска программы.
После перекрытия магистрали пневмосистемы КА стал неуправляем, началась потеря
астроориентиров сначала звездным, а затем и солнечным датчиком. При потере первого же
астроориентира по сигналу из БОС был включён ЦВК БУК с попыткой восстановить ориен-
тацию, но в его арсенале не оказалось команды на открытие магистрального клапана пнев-
мосистемы. В итоге КА отвернулся от Солнца, следствием чего стал разряд батареи и после-
дующая гибель объекта.
В течение сентября предпринято 260 попыток вхождения в связь с КА «Фобос-1». Осно-
вой им служило предположение, что аппарат, медленно вращаясь, в какой-то момент развер-
нется панелями к Солнцу. Кроме того, предпринимались попытки отключить дополнительную
нагрузку и подключить одноразовую литиевую батарею, предназначенную для энергопитания
бортовой аппаратуры в сеансе сближения с Фобосом.
После того, как, по тепловым расчетам, температура в приборном отсеке опустилась
ниже 0°С, было принято решение о прекращении работ с «Фобосом-1» с 1 октября 1988 года.
Программа ЛКИ КА «Фобос-1» не выполнена.
В процессе полета КА «Фобос-2» была отмечена нестабильная работа при включении
каналов ЦВК БУК. Далее возникли неточности при формировании орбиты КСО-1. Ошибки,
вызванные, по-видимому, работой ДМТ при стабилизации и программных разворотах, приво-
дили к тому, что при маневре перехода на КСО-1, совершаемом 14 марта, результирующее
расстояние КА - Фобос составило бы -400 км вместо необходимых -200 км, и не обеспечи-
валось условие прохождения аппаратом линии Солнце-Фобос-Марс при его минимальном
удалении от Фобоса. Это привело к необходимости совершения дополнительного маневра,
и КСО-1 была сформирована 21 марта 1989 года.
Подготовка к завершающему этапу полета к Фобосу (переход КА на орбиту КСО-2 и по-
следующее его приближение к поверхности марсианского спутника), связанная с проведе-
нием дополнительной навигационной съемки Фобоса во время программных разворотов КА,
приводящих к временной утрате возможности поддержания радиосвязи с Землей, привела
к потере «Фобоса-2» 29 марта 1989 года.
385
ГЛАВА 2
Решением Генерального конструктора В.М. Ковтуненко от 14 апреля 1989 года все ра-
боты с КА «Фобос-2», за исключением аварийной комиссии, начиная с 15 апреля, были пре-
кращены. Это решение утверждено Председателем Госкомиссии К.А. Керимовым 23 мая
1989 года.
В ходе последнего приема сигнала с КА «Фобос-2» его не удалось обработать в реаль-
ном времени штатными средствами, но уже в ходе работы аварийной комиссии сигнал, за-
писанный на магнитную ленту в ЦУПе, был подвергнут статистической обработке на ЭВМ.
Для этого применили специальный метод обработки с использованием критерия максималь-
ного правдоподобия и априорных сведений о протекающих процессах. Из выделенных всего
27 телеметрических кадров для слов, составляющих синхропосылку, имели наименьшую ве-
роятность ошибки только 11 кадров. Но даже по ним оценить состояние большинства систем
оказалось невозможным.
Анализ ТМ-информации БУК проводился на предприятии-разработчике БУК - НПО АП.
Так как информация БУК в кадрах повторяющаяся, то она оказалась пригодной для провер-
ки гипотез о состоянии аппаратуры бортового управляющего комплекса. Из анализа телеме-
трии следовало, что в сеансе № 316 произошла потеря стабилизации КА из-за останова вы-
числительного процесса БЦВК. При этом было установлено: наличие застывшего кода (нену-
левого) в канале А и нулевого кода в каналах Б, В БЦВК, наличие питания и секундной метки
с блока тактовых частот в каналах А, Б, В, подключение датчиков моментов по оси рыскания
и значение угловой скорости соу « 0,27с. Останов вычислительного процесса, наиболее веро-
ятно, произошел во время штатных обратных разворотов, то есть после пятого цикла съемки
Фобоса, что привело к неуправляемому вращению аппарата вокруг оси У.
В выводах комиссии, помимо изложения фактической последовательности событий
в сеансе №316 и анализа различных гипотез и факторов, способных привести к нештат-
ной ситуации, констатировалось, что отсутствие телеметрической информации на момент
возникновения аварийной ситуации не позволило сделать однозначного вывода о причине
останова вычислительного процесса. Кроме того, в целях установления более однозначной
причины аварийной ситуации, а также для разработки плана мероприятий при проектиро-
вании последующих аппаратов рекомендовалось предприятиям-разработчикам КА, а также
ИКИ АН СССР и ЦНИИмашу провести дополнительный анализ и специальные исследования
вышеуказанных причин с выпуском отчетов и выработкой рекомендаций по повышению
живучести бортовых систем и КА в целом.
Программа ЛКИ КА «Фобос-2» выполнена не в полном объеме.
ТЕХНИЧЕСКАЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ НОВИЗНА
В 80-х годах прошлого века в НПО им. С.А. Лавочкина был создан новый высокоманев-
ренный космический аппарат, классифицируемый как автоматический космический ком-
плекс, предназначенный стать базовым для осуществления планетных исследований.
Бортовые служебные системы для КА серии 1Ф разработаны заново с применением со-
временных технологий и новой элементной базы.
На базе ЭВМ смоделирована вся совокупность задач в обеспечение управления КА «Фо-
бос». По вопросам автоматизированной обработки телеметрии также создано матобеспече-
ние для решения целого ряда принципиально новых задач. К ним относятся:
•	кодирование программ сеансов и закладка КПП в память системы выдачи команд С95;
•	формирование гибких программ ПВС;
•	математическое моделирование ПВС;
•	формирование полётного задания для БУК;
•	формирование программ сеансов связи.
Уже из одного только этого перечня видно, насколько обновился и усложнился процесс
управления.
Много новшеств в конструировании и использованных производственных технологиях.
Часть из них связана с созданием АДУ. Блок баков в составе АДУ космических аппаратов
«Фобос-1, -2» конструктивно выполнен в виде многоблочного модуля, представляющего со-
386
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
бой связку из восьми сферически баков. Подобная компоновка дает возможность применять
различные варианты АДУ и конструктивно наращивать в верхней полусфере блока баков
служебные и научные комплексы различного назначения. К технологическому процессу для
получения полусфер для таких баков предъявляются высокие требования по точности, раз-
нотолщинности и чистоте поверхности. В связи с этим их изготовление представляет слож-
ную технологическую задачу, решаемую, в том числе, формованием полусферы внутренним
давлением газа из листовой заготовки, находящейся в состоянии сверхпластичности.
Для аппаратов серии 1Ф разработано эластичное вытеснительное устройство (ЭВУ),
представляющее собой оболочку, свариваемую из отдельных сегментов, изготовленных из
композиционного пленочного материала. Длительность полета в течение года явилась основ-
ной трудностью при разработке ЭВУ для этих КА. При больших сроках эксплуатации вытес-
няющий топливо газ гелий проникает через стенку ЭВУ в топливо и может там выделиться
в виде газового пузыря, который, попадая в тракт двигателя вместе с топливом, может при-
вести к прогару охлаждаемой стенки ЖРД.
С целью уменьшения газовой проницаемости через стенку ЭВУ был создан фторопла-
стовый армированный фольгированный материал Ф-10/Ф-4МБ АФ, который обладает при-
мерно в 103 раз меньшей проницаемостью, чем нефольгированный.
При создании ЭВУ для топливных баков КА «Фобос» успешно решен целый комплекс
конструкторских и технологических проблем:
•	по чертежам НИАТ были изготовлены и впервые освоены в производстве установки
МСП-17 для сварки нахлесточных швов с двухсторонним контактным нагревом;
•	освоены технологии формова-
ния объемных в виде части по-
лусферы заготовок из фольгиро-
ванного пленочного материала
и сварки замыкающего шва для
соединения полусфер в замкну-
тую оболочку;
•	разработана и внедрена в про-
изводство конструкция малога-
баритного фланцевого уплотне-
ния на полюсах ЭВУ с помощью
прессовой посадки вместо ранее
применявшегося болтового сое-
динения;
•	впервые освоены технологии ис-
пытаний ЭВУ на герметичность
гелием методом щупа и в аку-
умной камере с помощью течеи-
скателей типа ПТИ-7 и ПТИ-10.
Все работы по созданию компози-
ционных материалов на основе фторо-
пластов для ЭВУ проводились в тесном
сотрудничестве со специалистами НПО
«Пластполимер» (г. Ленинград).
Разработанные вытеснители испы-
таны по программе доводочных испыта-
ний на вибродинамические нагружения
и по программе ресурсных испытаний
на компонентах топлива в НИИХИММаш
(г. Загорск) и ГИПХ (г. Ленинград).
В конструкции АДУ применены два
типа ЭВУ.
КА «Фобос» в цехе
387
ГЛАВА 2
Один из результатов съемки
солнечного телескопа «Терек»
В центральной связке баков то-
пливо располагается внутри ЭВУ, и
расход топлива идет через полюсный
штуцер заделки ЭВУ. Подача жидко-
сти обеспечивается за счет умень-
шения зазора между вытеснителем и
штангой при его сжатии по мере рас-
хода топлива.
В периферийных баках топли-
во размещается между ЭВУ и стен-
кой бака. Для подвода топлива к за-
борнику баков на внутренней стенке
бака монтируется система перфори-
рованных желобов, сходящихся у за-
борника. Желоба изготавливаются из
фторопласта. Желоба обеспечивают
потребную подачу топлива из любо-
го участка бака и гарантируют отсут-
ствие застойных зон. Высокие требо-
вания к качеству изготовления и тех-
нологии позволили получить нормы
герметичности ЭВУ, обеспечивающие
надежное разделение газовой и жид-
кой фаз в течение полета КА «Фобос».
НПО им. С.А. Лавочкина совместно с Уральским НИИ композиционных материалов (г.
Пермь) разработали целый ряд остронаправленных антенн трехслойной конструкции диаме-
трами от 800 до 1600 мм, которыми комплектуются практически все разрабатываемые кос-
мические аппараты, начиная с КА «Фобос», в составе которого данный тип антенны впервые
в СССР успешно прошел летные испытания.
Одна из основных особенностей проекта «Фобос» состояла в освоении сложной схемы
полета КА в условиях непрерывно меняющегося взаимного положения Земли, Марса, его
спутника Фобоса и самого КА. Эта баллистическая задача была блестяще решена. Основой
навигационного обеспечения полета КА послужили радиотехнические измерения расстоя-
ний дальности от КА до наземных станций, расположенных в Евпатории и Уссурийске, и ее
радиальной скорости относительно тех же пунктов. Кроме того, было проведено несколько
сеансов измерений дальности и радиальной скорости КА американской станцией слежения в
Голдстоуне и радиоинтерферометрических измерений углового положения КА относительно
квазаров, выполненных на сверхдлинных базах Голдстоун (запад США) - Канберра (Австра-
лия) и Голдстоун - Мадрид (Испания). Для определения параметров движения относительно
Фобоса использовалась вся совокупность наземных астрометрических измерений спутников
Марса с 1877 по 1989 год и имеющиеся в наличии данные космических наблюдений Фо-
боса и Деймоса, в том числе полученные с помощью бортовой телевизионной аппаратуры
«Фобоса-2» снимки спутника Марса.
НАУЧНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
Наиболее значимым в реализации научной программы КА «Фобос-1» стали результаты
экспериментов, выполненных при помощи солнечного телескопа «Терек». Ученые смогли од-
новременно наблюдать наименее изученные до этого времени слои солнечной атмосферы -
хромосферу, корону и переходный слой. Получена уникальная информация о структуре и ди-
намике этих слоев. На изображениях, полученных с помощью регистрирующей системы, от-
четливо видна сложная структура плазменных образований в солнечной атмосфере. Новые
данные позволили понять динамику (от нескольких минут до месяца) различных образований
в атмосфере Солнца при температурах от десятков тысяч до десятков миллионов градусов.
388
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Это необходимо, чтобы выяснить
механизмы освобождения энергии
Солнца при различных процессах
и многое другое. С Земли получить
подобную информацию невозможно.
Было сделано более 140 рентгенов-
ских снимков Солнца.
В полете КА «Фобос-2» успешно
завершилась первая фаза экспери-
мента, получившего название «Не-
бесная механика», по построению
высокоточной теории движения Фо-
боса и уточнению его гравитацион-
ной постоянной. Получены уникаль-
ные снимки Фобоса, сделанные
с различных ракурсов и расстояний.
Съемка поверхности Марса
радиометр-спектрометром «Термо-
скан» дала, в том числе, неожиданный
результат в виде обнаружения на по-
лученных снимках веретенообразной
тени Фобоса на поверхности Марса,
что вызвало массу догадок и гипотез.
Экспедиция закончилась, не вы-
полнив основного этапа- доставки
на поверхность Фобоса спускаемых
аппаратов. Тем не менее, исследо-
вания Марса, Фобоса и околомарси-
анского пространства, выполненные
КА «Фобос-2» в течение 57 дней на
этапе орбитального движения вокруг
Марса, позволили получить уникаль-
ные научные результаты о тепловых
характеристиках Фобоса, плазмен-
ном окружении Марса, взаимодей-
ствии его с солнечным ветром. На-
пример, по величине потока ионов
кислорода, покидающих атмосферу
Марса, обнаруженных при помощи
спектрометра ионов, установленного
на КА «Фобос-2», удалось оценить
скорость эрозии атмосферы Марса
из-за взаимодействия с солнечным
ветром. Эти измерения чрезвычай-
Снимки Фобоса с различных ракурсов и расстояний,
сделанные с борта КА «Фобос-2»
но важны для исследования истории
воды на Марсе и марсианской атмос-
феры. До экспедиции КА «Фобос-2»
об околомарсианском пространстве было известно меньше, чем о свойствах пространства
около значительно более удаленных планет - Меркурия, Юпитера, Сатурна.
Полученные данные являются хорошей основой для создания инженерной модели Фобо-
са, необходимой для последующих экспедиций к этому спутнику Марса.
Изображения Фобоса показывают, что этот космический объект имеет неправильную
форму, которая приблизительно может быть аппроксимирована эллипсоидом, размеры со-
389
ГЛАВА 2
ставляют 13,3x11,1x9,3 км. Большая ось эллипсоида направлена на Марс. Орбита спутника
практически круговая с радиусом-вектором 9.378 км (2,76xRm). Плоскость орбиты близка к
экваториальной плоскости Марса и наклонена под углом -24° к плоскости эклиптики. Период
обращения Фобоса вокруг Марса 7 ч. 39 мин.
Фобос является весьма интересным объектом среди известных синхронно вращающихся
спутников планет Солнечной системы, так как имеет большую амплитуду либрации.
Фобос имеет множество глубоких почти прямых параллельных борозд шириной 100-200 м
и глубиной 10-20 м. Длина некоторых из этих полос ~30 км. Почти все эти протяженные по-
лосы начинаются вблизи самого большого кратера на Фобосе - Стикни, диаметр которого
10 км, что составляет более одной трети диаметра Фобоса.
Измерения спектральных характеристик, выполненные в проекте «Фобос-2», а также ра-
нее выполненные измерения, показали, что спектры отражения Фобоса сильно отличаются
от спектров, полученных по наблюдениям Марса, а также от спектров углистых хондритов
и других астероидных аналогов. Полученные в последнее время научные результаты пока-
зывают, что спутники Марса не принадлежат к астероидам класса С (к которому ранее от-
носили Фобос и Деймос). Спектр Фобоса более напоминает астероид класса Т, хотя и не в
полной аналогии. Минералогическая интерпретация тел класса Т неоднозначна. В одной из
работ, основанной на результатах проекта «Фобос-2», было высказано предположение, что
поверхностные слои Фобоса могут представлять собой смесь материала, богатого углисты-
ми соединениями (D-класс), переработанного космическими излучениями.
Результаты измерений отражательных характеристик показывают, что на поверхности
спутника Марса не содержится связанной воды. Однако существуют оценки, согласно кото-
рым термодинамические условия на этом спутнике таковы, что вода может задерживаться на
некоторой глубине. Выяснение вопроса о присутствии воды (или гидратированных молекул)
на Фобосе является чрезвычайно важным не только с научной, но и с практической точки
зрения.
Измерения, выполненные КА «Викинг» и «Фобос-2», указывают, что повышенная плот-
ность пылевых частиц вблизи орбит Фобоса наиболее вероятно связана с выбросом мате-
риала с поверхности спутников Марса при бомбардировке микрометеоритами. В результате
выполненного недавно численного анализа было показано, что при формировании пылевого
тора важную роль играют орбитальные резонансы, вызванные влиянием Марса и вариация-
ми давления солнечной радиации. Исследование этой проблемы важно не только с точки
зрения понимания эволюции реголита на поверхности марсианских спутников, но и для изу-
чения условий вблизи Марса, для планирования к нему перспективных экспедиций.
Имеющиеся данные о физических и химических характеристиках Фобоса не позволяют
в настоящее время сделать выбор между различными теориями его происхождения. Суще-
ствуют несколько предположений. Многие авторы полагают, что Фобос, так же как и второй
спутник Марса Деймос, - либо захваченный астероид, либо, в соответствии с эволюционной
теорией, - аккумулированные тела на марсианских орбитах.
Полученные данные до сих пор остаются уникальными, открывающими новый этап ис-
следований Марса, который продолжается, хотя и не без потерь, усилиями международного
научного сообщества.
390
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ «МАРС-96» («МАРС-8»)
КА «Марс-96» в полёте
НАЗНАЧЕНИЕ КА
Космический аппарат «Марс-96»
(М1 №520) предназначен для ком-
плексного изучения планеты Марс,
Солнца, межпланетного простран-
ства и астрофизических исследова-
ний.
Автоматический космический
аппарат создан в единственном эк-
земпляре в рамках международного
проекта «Марс-96». Основными за-
дачами марсианской экспедиции, ре-
ализуемой согласно этому проекту,
являются создание искусственного
спутника Марса и доставка на по-
верхность планеты исследователь-
ских зондов (пенетраторов и малых
автономных станций). Научная про-
грамма миссии нацелена главным
образом на раскрытие процессов
эволюции поверхности, атмосферы
и климата планеты, исследования
околопланетной плазмы.
Наличие в одной экспедиции
такого сочетания исследовательских средств (комплекс научной аппаратуры орбитального
аппарата и четыре исследовательских зонда-лаборатории: два пенетратора и две малые
автономные станции) предоставляет уникальную возможность для проведения длительных
исследований планеты, включая изучение сезонных изменений в её атмосфере и на по-
верхности. При этом непосредственные измерения, проводимые на поверхности Марса
зондами-лабораториями, позволяют дополнить и калибровать глобальные дистанционные
исследования, проводимые с орбиты искусственного спутника планеты.
Передача научной информации с малых автономных станций (МАС) и пенетраторов, де-
сантируемых на поверхность в различных районах планеты, предусмотрена с определенной
периодичностью на орбитальный аппарат, где происходит ее накопление в запоминающем
устройстве и последующая ретрансляция на Землю вместе с данными измерений приборов,
установленных на самом орбитальном аппарате.
Расчетное время активного существования искусственного спутника Марса, МАС и пене-
траторов по проекту составляет один год.
Научную программу экспедиции составляют:
•	топографическое, геофизическое и геохимическое картирование планеты с орбиты
ИСМ при помощи ТВ-камер, спектральных приборов, ИК- радиометра, гамма- и ней-
тронного спектрометров, радиолокатора;
•	получение данных о топографии поверхности вокруг мест посадки малых станций
и пенетраторов (панорамная телевизионная съемка);
•	определение состава пород, уровня сейсмической активности, теплового потока из
недр планеты, локальных магнитных полей, метеорологический мониторинг при помо-
щи датчиков, установленных на пенетраторах и частично на малых станциях;
•	картирование температурных полей, содержания водяного пара и аэрозольных частиц
в атмосфере в различные сезоны, измерения вертикального профиля содержания ат-
мосферных газов и аэрозольных частиц при помощи инфракрасных спектрометров с
орбиты ИСМ;
391
ГЛАВА 2
•	измерения состава верхней атмосферы масс-спектрометром и ультрафиолетовым
спектрометром с борта орбитального аппарата;
•	измерения электронной концентрации в ионосфере методом радиозатмений;
•	измерения магнитного поля и характеристик плазмы на трассе перелета и в зоне об-
текания ею планеты;
•	уточнение гравитационного поля Марса по измерениям эволюции орбиты ИСМ;
•	«попутные» астрофизические исследования (наблюдения гамма-всплесков, солнечных
осцилляции, поисковый эксперимент по обнаружению эффекта звездных осцилляции).
СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
Для выведения КА «Марс-96» используется четырехступенчатая ракета-носитель
«Протон-К» стартовой массой 694,87 т, в комплектации, идентичной примененной при запу-
сках КА «Фобос-1, -2».
Стартовая масса полностью заправленного разгонного блока ДФ в полетной конфигура-
ции - 17608,4 кг.
Первые три ступени обеспечивают выведение головного блока, состоящего из четвертой
ступени (блока ДФ) и космического аппарата на незамкнутую орбиту. Для формирования кру-
говой опорной орбиты высотой 160 км и наклонением 51,6° производится первое включение
двигательной установки блока ДФ. Стартовая масса головного блока составляет -24,72 тон-
ны, масса ГБ на опорной орбите ~ 21,44 тонны.
СХЕМА ПОЛЕТА (рис. 2.160)
Схема выведения КА на траекторию перелёта к Марсу и полёт по этой трассе, вплоть
до выхода на орбиту искусственного спутника планеты, аналогичен схеме перелёта КА «Фо-
бос». Баллистические параметры экспедиции приведены в табл. 2.18.
КА «Марс-96» выводится на попадающую траекторию второго полувитка (угловая даль-
ность перелёта меньше 180 градусов). В полете КА находится в режиме постоянной солнечно-
звездной трехосной ориентации (точность 0,5°) или в закрутке на Солнце (1°).
В ходе перелета проводятся три коррекции. Первая, через 7-15 суток после старта, предна-
значена для исправления ошибок выведения. Вторая - на подлете к Марсу, за 20-30 суток до тор-
можения. За 4-5 суток до подлета к Марсу после соответствующей ориентации КА от него пооче-
редно, с помощью пневмомеханизмов, отделяются обе малые станции. Затем проводится третья
коррекция для перевода КА с траектории попадания на траекторию выхода на орбиту ИСМ.
Продолжительность перелёта - 299 суток.
Сеанс торможения проводится при прохождении КА на минимальном расстоянии от пла-
неты. В результате торможения аппарат переводится на эллиптическую орбиту искусствен-
ного спутника Марса с высотой перицентра - 500 км, периодом обращения ~ 43 часа и на-
клонением 106,4°.
Посадка малых автономных станций на поверхность Марса происходит в день торможе-
ния ОА и выхода его на орбиту Марса. Схема посадки МАС - комбинированная. После входа
в атмосферу Марса со скоростью 5,75 км/с под углом 10,5-20,5° МАСы сначала тормозятся
с помощью аэродинамического экрана диаметром 1,4 м. После его отделения вводится па-
рашютная система малой станции (50 м2) и производится наполнение газом надувного амор-
тизационного устройства (НАУ). МАС вывешивается на фале длиной 130 м, чтобы парашют
ее не накрыл. Десантная камера расположена на НАУ, работает на этапе парашютирования
и разбивается при посадке. При касании посадочного модуля о поверхность производится
отделение (отстрел) парашюта, а НАУ обеспечивает мягкую посадку МАС. После этого бал-
лоны НАУ отделяются, раскрываются лепестки посадочного модуля и происходит выдвиже-
ние штанг научной аппаратуры.
Видимость малых станций с орбитального аппарата наступает через 7-22 суток после
посадки. В течение первого месяца после торможения ОА с помощью 1-2 коррекций форми-
руется его рабочая орбита. С этой целью перицентр орбиты понижается до 300 км, а период
орбиты (43,09 час) синхронизируется с периодом суточного вращения Марса в соотношении
7:4, то есть за 7 марсианских суток КА совершает четыре полных витка вокруг планеты.
392
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Рис. 2.160. Схема полета АКК «Марс-96»
Таблица 2.18
БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ ЭКСПЕДИЦИИ	
Основные этапы	-	Старт с Земли; -	Перелет Земля - Марс с проведением двух коррекций траектории -	Десантирование МС с подлета -	Увод ОА на пролетную траекторию; тор- можение и выход на орбиту ИСМ; три коррекции орбиты ИСМ (фазирование, понижение высоты перицентра, синхро- низация) -	Десантирование пенетраторов -	Проведение цикла сеансов связи ОА с МС и пенетраторами
Величина Ухар при первом запуске РБ	363 м/с
Величина Ухар при втором запуске РБ	3150 м/с
Величина Ух набираемая АДУ КА при доразгоне с опорной орбиты	575 м/с
Дата прилета КА к Марсу	12 сентября 1997 г.
Суммарный импульс двух первых коррекций траекто- рии перелета КА к Марсу	35 м/с (1-я - 15 м/с; 2-я - 20 м/с)
V увода, совмещенного с третьей коррекцией и десантированием МС	35 м/с
Момент десантирования МС	За 5 суток до подлета к Марсу
Угол входа МС в атмосферу	-11,6...-21,6°
Дальность полета МС в атмосфере Марса	315 км
Начало первого сеанса связи ОА с МС	7-28 сутки
393
ГЛАВА 2
Окончание табл. 2.18
Перицентр начальной орбиты ИСМ	500 км
Перицентр рабочей орбиты ИСМ	300 км
Апоцентр орбиты ИСМ	52000 км
Период обращения КА	43,09 ч
Наклонение к плоскости экватора Марса	106,4°
Аргумент перицентра	153,1 °
V xaD торможения для формирования начальной орбиты	1020 м/с
Момент десантирования пенетраторов (оба пенетра- тора в одном сеансе либо с интервалом в 2 суток)	7-28 сутки
Время сброса пенетраторов	Из района апоцентра за 20 - 22 часа до посадки
Угол входа пенетраторов в атмосферу	-9 ± 1°
Дальность полета пенетраторов в атмосфере	380...530 км
Через месяц после прилёта в апоцентре орбиты производится отделение пенетраторов.
Пенетраторы отстреливаются за 20-22 часа до посадки, при соответствующей ориентации
ОА в одном или разных сеансах связи. Скорость отделения ПН от ОА - 0,8 м/с. При отстреле
производится закрутка ПН вокруг продольной оси со скоростью 1,25 об/с для поддержания
Десантирование внедряемых зондов
и посадочных аппаратов на Марс
заданной ориентации и стабилиза-
ции его движения. После маневра
ухода орбитального аппарата на пе-
нетраторе последовательно вклю-
чаются тормозные твердотоплив-
ные двигатели тягой по 130 кгс, со-
общающие пенетратору импульс не
менее 30 м/с и переводящие его на
траекторию спуска.
Перед входом в атмосфе-
ру производится отстрел крышки
с твердотопливными двигателями
и наполнение газом надувного тор-
мозного устройства, которое обе-
спечивает торможение зонда в ат-
мосфере. Скорость входа пенетра-
тора в атмосферу - 4,6-4,9 км/с,
угол входа - 12°, скорость соуда-
рения о поверхность - 70-80 м/с,
перегрузка при этом - до 500 еди-
ниц. Торможение в атмосфере про-
изводится с помощью надувной
оболочки. При соударении с по-
верхностью планеты срабатывает
система амортизации, заполняя га-
зом полость в хвостовой части ПН
и, тем самым, обеспечивая умень-
шение перегрузок на аппаратуру
до безопасного уровня. В момент
внедрения зонда в грунт от кон-
цевого датчика на носу ПН про-
394
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Малая автономная
Пенетратор
Рис. 2.161. Автоматический космический комплекс «Марс-96»
исходит разделение двух частей пенетратора с помощью пироболтов: внедряемой, про-
никающий в грунт на 4-6 м, и хвостовой, остающейся в поверхностном слое грунта.
После посадки из хвостовой части пенетратора выдвигается штанга. Затем производит-
ся сбор научной информации, полученной при движении зонда в грунте, и передача ее на
орбитальный аппарат.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ
Автоматический космический аппарат «Марс-96» состоит из орбитального аппарата (ОА),
автономной двигательной установки (АДУ) и полезной нагрузки, устанавливаемой на ОА.
В составе полезной нагрузки на орбитальный аппарат устанавливаются две малые автоном-
ные станции (МАС) и два внедряемых зонда-пенетратора (ПН) (рис. 2.161). Массовые харак-
теристики «Марса-96» даны в табл. 2.19.
При проектировании АМС «Марс-96» использована несколько модифицированная ба-
зовая конструкция КА «Фобос»; учтен опыт, полученный при создании и запуске аппара-
тов этого типа («Фобос-1» и «Фобос-2»). Доработки вызваны анализом результатов рабо-
ты вышеназванных аппаратов и необходимостью размещения нового комплекса научной
Таблица 2.19
МАССОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ АКК «МАРС-96»	
Параметр	Масса, кг
Космический аппарат на старте	6720
Орбитальный аппарат (незаправленный), без пенетраторов и малых станций	1930,7
Автономная двигательная установка (АДУ)	522,33
Топливо АДУ	2850
Топливо орбитального аппарата	188
Газы	3
Малые автономные станции	86x2=172
Пенетраторы	105x2=210
395
ГЛАВА 2
аппаратуры. Разработан также ряд оригинальных технических устройств, в том числе систе-
ма посадки малых станций с использованием баллонов-амортизаторов, надувное аэротор-
мозное устройство и газодемпферная система снижения нагрузок при посадке пенетрато-
ров.
Стартовая масса аппарата - 6795 кг (перед стартом эта величина была уточнена и достиг-
ла 6825 кг), сухая масса - 3780 кг, масса расходных материалов (топливо и газы) - 3015 кг,
масса научной аппаратуры станции - 1168 кг (включая малые станции и пенетраторы).
Габаритные размеры КА: высота 3,5 м; ширина 3,7 м; размах по панелям СБ 11,5 м.
АВТОНОМНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
АДУ состоит из двигателя с турбонасосной подачей топлива, многоблочного топливного
отсека - связки восьми сферических баков (четыре основных и четыре периферийных), си-
стемы наддува ёмкостей и агрегатов автоматики.
В качестве маршевого двигателя используется однокамерный ЖРД С5.92 разработки КБ
Химмаш тягой 2000 кг в режиме большой тяги (удельный импульс 325 секунд) и 1430 кг в ре-
жиме малой тяги (удельный импульс 309 секунд). В качестве горючего используется несим-
метричный диметилгидразин (НДМГ), в качестве окислителя - четырёхокись азота (АТИН).
Для обеспечения многократного (максимальное число включений двигателя семь) запу-
ска двигателя в невесомости в баках применены эластичные вытеснительные устройства,
разделяющие жидкую и газовую среду. Создание избыточного давления в баках обеспечива-
ет система наддува.
В систему наддува входят баллоны высокого давления (два баллона по 23,6 литра и два
баллона по 8 литров), блок наддува, клапаны наддува и опрессовки, а также датчики давле-
ния и температур.
Крышка двигателя для обеспечения теплового режима АДУ открывается и закрывается
электрическим приводом до и после работы двигателя соответственно. Тепловой режим
баков АДУ обеспечивается пассивными (ЭВТИ) и активными (электронагреватели) сред-
ствами.
Стабилизация аппарата при работе АДУ осуществляется по каналам тангажа и рыскания
путем плоскопараллельного перемещения камеры сгорания двигателя с помощью рулевых
машинок (максимальное смещение 30 мм), а по каналу крена - с помощью двигателей ма-
лой тяги.
На боковой поверхности баков АДУ установлены два пенетратора.
В соответствии с программой полёта КА «Марс-96» после формирования рабочей орби-
ты и сброса пенетраторов производится отделение АДУ, после чего осуществляется раскры-
тие платформы «Аргус» и антенн РЛК.
ОРБИТАЛЬНЫЙ АППАРАТ
Орбитальный аппарат (ОА) предназначен для проведения научных исследований на трас-
се перелета «Земля-Марс» и на орбите искусственного спутника Марса (ИСМ). На ОА раз-
мещены основные служебные системы КА. Он является центральной конструктивной частью
КА, к которой крепятся МАСы, пенетраторы и АДУ.
Масса ОА составляет 2589 кг, из которых 645 кг приходится на научную аппаратуру,
а 188 кг - на топливо (гидразин) ДУ системы ориентации и стабилизации.
В ДУ системы ориентации и стабилизации входят 12 двигателей малой тяги (5 и 1 кгс)
и 24 газовых сопла (50 гс).
Габаритные размеры ОА 3,5-5-12 м.
Орбитальный аппарат КА «Марс-96» создан на базе орбитального блока КА «Фобос».
Именно его, прежде всего, коснулись доработки, о которых было упомянуто выше. Дора-
ботана конструкция аппарата, модернизированы или обновлены его бортовые служебные
системы.
Основным конструктивно-силовым элементом орбитального аппарата является герметич-
ный торовый приборный контейнер. В нем расположен бортовой вычислительный комплекс,
блоки системы управления движением станции, системы управления аппаратурой, системы
396
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
связи, системы терморегулирования, системы электропитания, буферные батареи последней
системы, электронные блоки научной аппаратуры и системы сбора научной информации и
некоторые элементы других систем.
К приборному контейнеру крепятся:
•	две раскрываемые панели солнечной батареи, плоскость которых в рабочем положе-
нии перпендикулярна продольной оси (+Х) аппарата;
•	раскрывающаяся балка с остронаправленной антенной диаметром 1,65 метра, снаб-
женная двухстепенным приводом наведения на Землю;
•	выносная штанга со средненаправленной антенной, снабженной двухстепенным
приводом;
•	две поворотные платформы с научной аппаратурой - ПАИС и «Аргус».
На внешней (боковой) поверхности тора крепятся оптико-электронные приборы систе-
мы ориентации КА, агрегаты двигательной установки системы ориентации и стабилизации,
включая два сферических бака с гидразином и установленные на них двигатели малой тяги,
радиаторы системы терморегулирования, а также устройства для развертывания ленточных
антенн РЛК.
На концах панелей СБ установлены малонаправленные антенны сантиметрового и де-
циметрового диапазонов, газовые двигатели системы ориентации и стабилизации и штанги
волнового комплекса ЭЛИСМА.
В верхней части космического аппарата на специальной платформе размещены допол-
нительные панели солнечных батарей, средненаправленные антенны интерферометра и экс-
периментального приемника СМ-диапазона. Там же предусмотрено место для установки двух
отделяемых зондов одного типа - малых автономных станций.
Приборы из комплекса научной аппаратуры ОА размещаются на корпусе приборного кон-
тейнера, на тыльной стороне панелей СБ, на специальной платформе, на подвижных плат-
формах и на выносных штангах.
Так как система ориентации и стабилизации ОА может обеспечить точность только поряд-
ка Г, некоторая часть регистрирующей научной аппаратуры, требующей более точного наведе-
ния на объект исследования и отслеживания его в течение сеанса наблюдения для предотвраще-
ния «смазывания» изображения, установлена на поворотных платформах TSP и ПАИС.
На борту ОА установлены 25 научных приборов для проведения исследований на трассе
перелета «Земля-Марс» и на орбите ИСМ. Информативность передачи от научной аппарату-
ры через остронаправленную антенну - 65-130 кбит/с.
В нижней части торового приборного отсека расположены узлы стыковки ОА с АДУ.
Срок активного существования орбитального аппарата определен более чем в земной
год из расчета ресурсов служебных систем, прежде всего - бортовых запасов топлива для
ориентации ОА.
Служебные системы и агрегаты орбитального аппарата
За основу при создании комплекса бортовых систем КА «Марс-96» взяты бортовые си-
стемы и агрегаты КА «Фобос» с учётом изменения состава решаемых задач и программы по-
лёта, а также с учётом замечаний, выявленных в процессе реализации программы «Фобос»
и зафиксированных в выводах и рекомендациях аварийной комиссии под председательством
Ю.А. Мозжорина. В соответствии с этими рекомендациями внесены изменения в большин-
ство систем и агрегатов КА «Марс-96».
Орбитальный аппарат оснащен следующими служебными системами:
•	бортовой управляющий комплекс с комплексом оптико-электронных приборов и при-
борами электроавтоматики;
•	магистральный радиокомплекс;
•	автономная радиосистема ОА;
•	система энергопитания;
•	двигательная установка ориентации и стабилизации;
•	система терморегулирования;
•	системы разделения.
397
ГЛАВА 2
Одним из замечаний, высказанных в заключении комиссии Ю.А. Мозжорина, было от-
сутствие возможности входить в связь с КА иначе, чем только через его переднюю простран-
ственную полусферу. В случае неориентированного положения КА передача команд с Земли
на борт становится весьма проблематичной. С целью ликвидации этого недостатка в состав
магистрального радиокомплекса введены еще два дублированных командных приёмника
дециметрового диапазона ША237, которые подключены к новым малонаправленным антен-
нам, расположенным на концах панелей СБ и направленным в сторону оси - X.
Доработанные по результатам лётных испытаний КА «Фобос-1,-2» передатчики сантиме-
трового диапазона, сохранив все прежние функции, получили новый индекс - ША624. Полу-
чили новые индексы и кодеры-подмодуляторы: вместо МА217 они стали называться ЭА174.
Их доработка была связана с необходимостью увеличения скорости передачи информации
на Землю до 131 кбит/с, что потребовало замены элементной базы на более быстродейству-
ющую, хотя функционально кодеры остались прежними.
Повышение скорости передачи информации, в первую очередь научной, потребовало
также увеличения диаметра ОНА с 0,9 метра на «Фобосах» до 1,65 метра (Ку>1800 при пере-
даче информации и Ку>1200 при приёме команд и запросных сигналов траекторных изме-
рений, ширина диаграммы ±45'). В связи с исключением приборного контейнера с научными
приборами и установкой на верхней поверхности торового приборного отсека малых станций
и дополнительных солнечных батарей остронаправленная антенна установлена на вынос-
ной балке.
Баллистические условия на трассе перелёта КА «Марс-96» таковы, что первые 10-15 су-
ток связь с КА возможна только в дециметровом диапазоне. Только после двух недель по-
лёта появляется возможность радиосвязи в сантиметровом диапазоне через МНА, а через
77 суток полёта - через ОНА, что связано с ограничениями по углам прокачки антенны.
Положительный опыт повышения точности измерения параметров траектории, получен-
ный в экспедициях КА «Вега-1,-2» и «Фобос-1,-2» с помощью интерферометрических измере-
ний с большой базой, учтён и при создании КА «Марс-96». На борту космического аппарата
установлена радиосистема интерферометрии (РСИ) в составе передатчика Х-диапазона
(8417,58 МГц или Х=3,5 см) ША713 и экспериментального командного приёмника ША683.
Передатчик Х-диапазона может работать как в режиме формирования сигнала от соб-
ственного задающего генератора, так и в режиме формирования сигнала, когерентного при-
нимаемому с наземных станций. Приём сигнала с Земли осуществляет штатный командно-
измерительный приёмник ША236 в диапазоне 5008,775 МГц. В этом смысле РСИ выполняет
те же задачи, что и АРС на КА «Фобос». Дополнительно реализована возможность передачи
телеметрической информации через ША713. Тем самым намечена отработка для перспек-
тивных проектов передачи информации в международном Х-диапазоне. Мощность передат-
чика ША713 - 1 Вт. Передатчик подключен к рупорной средненаправленной антенне (Ку>100,
ширина диаграммы ±10°), имеющей два фиксированных положения. Переброс антенны из
одного положения в другое осуществляется по команде с Земли.
Структурно в состав РСИ входят (без дублирования) экспериментальный приемник
ША683 и прибор выделения команд ЭА177. Приборы предназначены для отработки перспек-
тивных методов кодирования командно-программной информации. На приёмник с Земли пе-
редаются команды в виде 30-разрядной посылки без пауз между символами. Время передачи
одного символа 2 секунды и 0,1 секунды. Из 30 разрядов 9 - информационные, а остальные
- проверочные для кода Голея. При передаче числовой команды необходимо выдать на борт
четыре посылки. Прибор ЭА177 не имеет собственного дешифратора. Сформированные 36-
разрядные последовательности он передает в ПВС, которая обеспечивает выдачу их в систе-
мы КА, в том числе на дешифратор прибора МА212. Приёмник ША683 подключен к рупорной
средненаправленной антенне (Ку>10, ширина диаграммы ±20°). Антенна установлена таким
образом, что выдача команд возможно только после 75 суток полёта.
Автономная радиосистема РФАС предназначена для организации связи орбитального
аппарата с посадочными станциями (МС и ПН) и приема с них информации. В состав РФАС
входят дублированный приёмно-передающий модуль РДМ, разработанный французскими
398
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
специалистами, блок согласования и антенно-фидерная система. Запросный сигнал на вы-
зов одной из посадочных станций передаётся на частоте 401,5 МГц, ответный сигнал и на-
учная информация по линии ПА-ОА принимается на частоте 437,1 МГц со скоростями 8003,
128038 или 129344 бит/с. После декодирования информационный поток передается в запись
на СЗВИ или МОРИОН.
Приёмники и передатчики РФАС подключены к одной регулярной цилиндрической спи-
ральной антенне (Ку>10, ширина диаграммы ±20°), снабженной двухстепенным приводом.
Система записи и воспроизведения информации по сравнению с «Фобосом» оста-
лась без изменений. Телеметрическая система доработана в части повышения надёжности
запуска ТМ-программ. Кроме того, ТМ-процессор МА215 остается включённым постоянно,
что позволяет записывать в ОЗУ процессора и хранить в течение всего полёта новые ТМ-
программы. В связи с увеличением общего числа телеметрируемых параметров установле-
на ещё одна подсистема сбора сообщений (ПСС). Последнее обстоятельство потребовало
увеличения скорости передачи ТМ-информации в режиме НП с 512 до 2048 бит/с.
Аппаратная часть программно-временной системы (ПВС) подверглась незначительной
доработке: вчетверо увеличен объём ОЗУ ПВС - с 2048 до 8192 ячеек. С целью повышения
надежности существенно переработано общее математическое обеспечение. В частности,
разделены служебные и научные программы. Таким образом, исключена возможность выда-
чи команды из научной программы в адрес какой-либо служебной системы, что в свое время
явилось одной из причин гибели АМС «Фобос-1».
В то же время, надежная работа ПВС во время полёта КА «Фобос-1,-2» явилась аргумен-
том в пользу включения её в состав дополнительного контура системы управления, позво-
ляющего строить и поддерживать ориентацию при сбое или отказе БЦВМ СУ.
Функционирование бортового управляющего комплекса (БУК) во время полёта КА
«Фобос-1,-2» стало предметом самого тщательного изучения со стороны аварийной комис-
сии под председательством Ю.А. Мозжорина. В результате выработаны рекомендации, ка-
сающиеся совершенствования всех бортовых систем, и в первую очередь БУКа. В числе ре-
комендаций:
безусловность тщательного отбора элементной базы для таких уникальных космических
программ, какими являются «Фобос» и «Марс-96»;
включение в состав БУКа в дополнение к гиростабилизированной платформе датчиков
угловых скоростей - измерителей вектора угловой скорости (ИВУС), позволяющих упростить
организацию режимов построения ориентации и прохождения тени;
организация дополнительного (резервного) контура системы управления, состоящего из
отдельных приборов БУК (БОС, СП 281 К, ИВУС) и программно-временной системы и обеспе-
чивающего построение и поддержание ориентации без включения БЦВМ или при её отказе.
Значительно доработанный бортовой управляющий комплекс стал именоваться систе-
мой управления (СУМ1).
Характеристики системы управления и магистрального радиокомплекса пролетного ап-
парата приведены в табл. 2.20.
Таблица 2.20
ХАРАКТЕРИСТИКИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И МАГИСТРАЛЬНОГО РАДИОКОМПЛЕКСА	
Стабилизация каждой из осей КА в режиме ПСЗО по углу	-0,5 ° при средней угл. скорости стабилиза- ции в пределах до 0,005 °/с
Уход осей стабилизации КА от начального положения	< 1° за 1,5 час
Точность стабилизации в режиме инерциальной ори- ентации	0,5°
Макс, точность стабилизации КА в режиме СЗО	10 15 угл. мин
Скорость передачи информации с орбиты Марса	131 Кбит/с
Объем сбрасываемой информации	~ 0,5 Гбит/сутки
399
ГЛАВА 2
Для выполнения намеченной научной программы на борту орбитального аппарата раз-
мещается научная аппаратура - 25 приборов, а также системы для их обслуживания,
наименование, назначение и страна-изготовитель (или кооперация) которых приведены
в табл. 2.21.
Таблица 2.21
НАУЧНАЯ АППАРАТУРА ОРБИТАЛЬНОГО АППАРАТА «МАРС-96»
ПРИБОР/ЭКСПЕРИМЕНТ	КООПЕРАЦИЯ
ПРИБОРЫ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ПОВЕРХНОСТИ И АТМОСФЕРЫ	
HRSC - многофункциональная стереоскопическая теле- визионная камера с разрешением 10 м для детальной съемки Марса	Германия, Россия
WAOSS - широкоугольная стереоскопическая телевизи- онная камера для синоптической съемки Марса	Германия, Россия
OMEGA - картирующий спектрометр видимого и инфра- красного диапазона (0,35-5 мкм ) для спектрометриче- ской съемки поверхности и атмосферы Марса	Франция, Италия, Россия
ПФС - инфракрасный Фурье-спектрометр, диапазон 1,25 - 45 мкм, прибор оптимизирован для исследований атмосферы	Италия, Россия, Польша, Германия, Франция, Испания
СПИКАМ - комплекс приборов для исследования атмос- феры методом спектрометрии затмений и звезд	Бельгия, Россия, Франция
УФС - ультрафиолетовый фотометр на линии Не 584 А, Н 1215 А и др.	Германия, Россия, Франция
СВЕТ - картирующий спектрофотометр высокого разре- шения (0,26 - 2,7) для исследований состава и физиче- ских характеристик поверхности Марса	Россия
ТЕРМОСКАН - картирующий ИК-радиометр для радио- метрических (инфракрасных) и фотометрических иссле- дований	Россия
РЛК - длинноволновый радар для радиолокационных ис- следований Марса (подповерхностной криолитосферы и верхней части ионосферы - эксперименты «Грунт» и «Плазма»)	Россия
ФОТОН - гамма-спектрометр для определения элемент- ного состава пород Марса	Россия
ПГС - полупроводниковый гамма-спектрометр для реги- страции космического гамма-излучения. Прибор работа- ет непрерывно в течение всего полета. На орбите вокруг Марса он измеряет спектр гамма-излучения поверхности планеты в области перицентров орбиты	Россия, США
НЕЙТРОН-С - нейтронный спектрометр для регистрации нейтральных альбедо поверхностных пород	Россия
МАК - квадрупольный масс-спектрометр для измерений нейтральной и тонкой компонент верхней атмосферы	Россия, Финляндия
ПРИБОРЫ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ОКОЛОПЛАНЕТНОЙ ПЛАЗМЫ И СОЛНЕЧНОГО ВЕТРА	
АСПЕРА-С - энерго-масс-анализатор ионов и детектор нейтральных частиц для регистрации энергетических и массовых спектров ионов и нейтральных частиц вблизи планеты	Швеция, Россия, Финляндия, Польша, США, Норвегия, Германия
400
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Окончание табл. 2.21
ФОНЕМА - быстрый всенаправленный несканирующий энерго-масс-анализатор ионов для изучения происхожде- ния и динамики плазмы и мелкомасштабных структур в магнитосфере Марса	Великобритания, Россия, Чехия, Франция, Ирландия
ДИМИО - всенаправленный ионосферный энерго-масс- анализатор для измерений кинетических параметров и массового состава тепловых и подтепловых ионов в ио- носфере Марса	Франция, Россия, Германия, США
МАРИПРОБ - комплекс спектрометров для измерения параметров ионосферы плазмы (методом тормозящих потенциалов) и изучения конвекции холодной плазмы в марсианской магнитосфере	Австрия, Бельгия, Болгария, Чехия, Венгрия, Ирландия, США, Россия
МАРЕМФ - спектрометр электронов и магнитометр для измерений трехмерного распределения потока электро- нов и вектора магнитного поля в плазме, окружающей Марс, и в солнечном ветре	Австрия, Бельгия, Великобритания, Венгрия, Германия, Ирландия, Россия, США, Франция
ЭЛИСМА - волновой комплекс для электромагнитных ис- следований Марса	Франция, Болгария, Великобритания, ЕКА, Польша, Россия, США
СЛЕД-2 - спектрометр энергичных заряженных частиц для измерений потоков ионов и электронов в околомарсиан- ском пространстве, а также мониторинга космических лу- чей низких энергий во время перелета от Земли к Марсу	Ирландия, Чехия, Германия, Венгрия, Россия
ПРИБОРЫ ДЛЯ АСТРОФИЗИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ	
СОЯ - спектрометр солнечных осцилляций. Основная за- дача эксперимента - исследование внутреннего строения Солнца по измерениям солнечных осцилляций яркости	Украина, Россия, Франция, Швейцария
ЭВРИС - фотометр звездных осцилляций для исследо- ваний нестандартных явлений в звездах	Франция, Россия, Австрия
ЛИЛАС-2 - спектрометр гамма-всплесков для исследо- ваний космических и гамма-всплесков	Франция, Россия
РАДИУС-М - радиационно-дозиметрический комплекс для исследований радиационных условий в межпланет- ном пространстве	Россия, Болгария, Греция, США, Фран- ция, Чехия
НАУЧНО-СЛУЖЕБНЫЕ СИСТЕМЫ	
АРГУС - трехосная платформа-манипулятор для наведе- ния и стабилизации приборов HRSC, WAOSS, OMEGA. Совместно с установленными на ней приборами образу- ет комплекс АРГУС, автономность которого обеспечива- ется собственной многопроцессорной системой управле- ния, навигационной телевизионной камерой и системой сбора данных с запоминающим устройством *	Россия
НК - навигационная камера	Россия
ПАИС - платформа для наведения приборов СПИКАМ-Е, ФОТОН, ЭВРИС	Россия
МОРИОН-С - система сбора научной информации, со- стоящая из центрального интерфейса, микропроцессора и два запоминающих устройства емкостью по 1 Гбит	Россия, ЕКА
* В комплекс «Аргус» входит российская навигационная телекамера NC для привязки информации по месту. Работа комплекса обеспечивается собственной многопроцессорной системой управления и системой сбора данных.	
401
ГЛАВА 2
Эксперименты по исследованию гравитационного поля Марса, верхней атмосферы по
торможению в ней КА, зондированию атмосферы Марса и солнечной короны методом радио-
затмений и бистатической радиолокации планеты не требуют установки специальных при-
боров.
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ЗОНДЫ, ДЕСАНТИРУЕМЫЕ НА ПОВЕРХНОСТЬ ФОБОСА
МАЛЫЕ АВТОНОМНЫЕ СТАНЦИИ
На КА «Марс-96»установлены две малые автономные станции (МАС). МАС представ-
ляет собой автономный спускаемый аппарат, оборудованный системами и устройствами,
обеспечивающими его движение после отделения от орбитального аппарата, мягкую по-
садку на поверхность планеты, проведение научных исследований и передачу научной
информации на орбитальный аппарат для ее ретрансляции на Землю. Мягкая посадка
МАС на поверхность обеспечивается использованием парашютных систем и надувного
амортизирующего устройства.
При запуске КА и перелете к Марсу МАСы размещены в специальных контейнерах
(см. рис. 2.161), установленных сверху орбитального аппарата. Внутри контейнера установ-
Рис. 2.162. Основные конструктивные элементы
малой автономной станции
Рис. 2.163. МАС в рабочем положении
лен пружинный толкатель для от-
деления МАС от аппарата.
Малая станция состоит из по-
садочного модуля с научной аппа-
ратурой, аэродинамического экра-
на, надувного амортизирующего
устройства и парашютной системы
(рис. 2.162) МАС имеют сфериче-
ский корпус диаметром в полете
1,4 м и высотой 1,0 м.
Основные технические харак-
теристики малой автономной стан-
ции приведены в табл. 2.22.
Корпус посадочного моду-
ля МАС имеет форму полусферы
диаметром 650-700 мм. На нем
установлены четыре лепестка
(рис. 2.163), раскрывающиеся по-
сле посадки и сброса надувного
амортизирующего устройства. Ле-
пестки при раскрытии обеспечи-
вают горизонтальную ориентацию
МАС. На них закреплены выносные
штанги датчиков некоторых при-
боров. Размер МАС по лепесткам
после посадки - 1,3 м. После по-
садки станции (рис. 2.164) над ней
раскрывается верхняя штанга, на
которой закреплены датчики мете-
окомплекса. Внутри корпуса МАС
расположена научная аппаратура и
служебные системы.
Комплекс бортовых слу-
жебных систем, агрегатов и
устройств МАС составляют: ра-
диокомплекс, антенно-фидерная
система, радиоизотопный термо-
402
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Таблица 2.22
Импульс отделения малой станции от орбитального аппарата	10м/с± 1,5%
Скорость закрутки малой станции при отделении	30%
Скорость входа малой станции в атмосферу	5,75 км/с
Район посадки малой станции	0-45 °С.Ш. ~170°З.Д.
Разность широт посадки между двумя станциями:	5...10°
Отклонение координат точек посадки: -	вдоль траектории спуска -	поперек трассы	±10° ±2°
Диаметр аэродинамического экрана	1,4м
Параметры парашютной системы: - площадь вытяжного парашюта - площадь парашюта увода - площадь основного парашюта -длина фала вывешивания	4.1 м2 4,1 м2 50 м2 130 м
Масса малой станции	86 кг
Масса посадочного модуля	30,62 кг
Масса научной аппаратуры	5 кг
Скорость соударения с поверхностью	18. ..26 м/с
Перегрузки на аппаратуре при соударении с поверхностью	<200 g
Диаметр надувного амортизирующего устройства	1,6 м
Давление наддува в амортизирующем устройстве	0,15 атм
Частота сеансов связи с ОА	1 раз в 7 суток
Продолжительность сеанса связи	5-20 мин
Информативность	2,8 -8 кбит/с
Общее энергопотребление	0,4 Вт
Энергопотребление научной аппаратуры	0,34 Вт
Время активного существования	1 ГОД
Рис. 2.164. Схема спуска малой автономной станции:
4 1 - ВХОД В АТМОСФЕРУ: скорость 5620 м/с; угол входа -16,6
градусов; условн. высота входа 100 км; а < 70°;
2	- ВВОД ПС: число М<1,5; скоростной напор 480 Н/м2; высота 8 км;
а < 30°, со < 2,5 1/с;
3	- РАЗРИФОВКА ПС: скорость 93 м/с; скоростной напор < 504/м2;
высота 7,1 км;
4	- ПЕРЕЦЕПКА ПС НА ФАЛ-СВЯЗЬ: скорость 71м/с; высота 6,9 км;
5	- ОТДЕЛЕНИЕ АЭ: скорость 71 м/с;
6	- НАЧАЛО НАПОЛНЕНИЯ НАУ: скорость 33-43 м/с; высота
5,3...6,4 км
7 _ КАСАНИЕ ПОВЕРХНОСТИ, ОТДЕЛЕНИЕ ПС: время 416 с;
скорость 24,8 м/с; высота 1,5 км (от среднего уровня
поверхности)
403
ГЛАВА 2
«Марс-96»: сборка малой станции
в чистовой камере
электрический генератор, радиоизотоп-
ный источник тепла, блок аккумулятор-
ных батарей, блок автоматики системы
энергопитания, центральный блок элек-
троники, парашютная система, система
терморегулирования, система отделе-
ния крышки парашютного отсека, си-
стема отделения экрана, система резки
БКС, система отделения посадочного
модуля, баллоны-амортизаторы, систе-
ма наполнения, резак фала связки, ме-
ханизм раскрытия створок.
Управление всеми системами стан-
ции и сбор данных от научных прибо-
ров осуществляет центральный элек-
тронный блок SDPU. Для передачи
информации и приема команд с Земли
на станции имеется радиосистема.
Систему электропитания МАС образуют два радиоизотопных термоэлектрических ге-
нератора (РИТЭГ) и буферные аккумуляторы. Для выработки энергии в РИТЭГ использует-
ся радиоактивный распад изотопа плутоний-238. Каждый РИТЭГ при этом выделяет тепло
мощностью 8 Вт, преобразуемое с помощью полупроводниковых термоэлектрогенераторов
в электрический ток. Подобные источники использовались для электростимуляции сердца в
медицине. Поток радиации от них крайне мал и не сказывается на работе научной аппарату-
ры станции. Однако этот поток достаточно велик для гамма-спектрометров, поэтому их нель-
зя было разместить на малых автономных станциях. Время активной работы РИТЭГ состав-
ляет 10 лет. Однако ресурс буферных аккумуляторов, входящих в систему электропитания
станции, значительно меньше. Поэтому время активной работы МАС на поверхности Марса
оценивается в 365 земных суток.
Состав комплекса научной аппаратуры, установленного на борту МАС, определяется
задачами, решаемыми исследовательским зондом (рис. 2.165).
Одна из главных задач, постав-
ленных перед МАС, - изучение ат-
мосферы и климата Марса. Для это-
го на ней установлены два метео-
комплекса: DPI и MIS. Первый из них
предназначен для получения данных
об абсолютном давлении и темпера-
туре марсианской атмосферы во вре-
мя спуска МАС на парашюте. Датчик
давления комплекса DPI использу-
ется и после посадки станции. Для
определения параметров движения
станции при спуске и привязке к вы-
соте над поверхностью в этот ком-
плекс входит также акселерометр.
Метеокомплекс MIS предназначен
:для длительных наблюдений на по-
верхности Марса за температурой,
давлением, относительной влажно-
стью атмосферы планеты, степенью
ее оптической прозрачности (эти на-
блюдения особенно интересны во
Рис. 2.165. Размещение научной аппаратуры:
1 - платформа (отсек) служебной и научной аппаратуры;
2, 3, 4,7, 11 - компоненты (датчик, детектор, CPU, блок питания)
аппаратуры МОКС; 5 - датчик оптической плотности; 6 - датчик
магнитометра; 8 - метеодатчики; 9 - панорамная ТВ-камера;
10 - термоизоляция; 12 - датчик АЛЬФА-Х спектрометра
404
КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
время пылевых бурь) и скоростью ветра. Датчики комплекса MIS расположены внутри и сна-
ружи на корпусе и на верхней штанге.
Для определения элементного состава пород марсианского грунта в районе посадки на
станции установлены альфа-протонный и рентгеновский спектрометры. Блок детекторов
этих приборов расположен на выносной штанге. Первый из спектрометров регистрирует вто-
ричные нейтроны, рассеянные на ядрах элементов поверхности, а второй - оценивает флуо-
ресценцию образца грунта, вызванную рентгеновским излучением небольшого бортового ис-
точника. Забор образца грунта в блок детекторов производится при развертывании штанги,
на которой закреплен блок.
На другой штанге, установленной на противоположном лепестке, закреплен трех-
компонентный магнитометр с инклинометром (прибор для определения пространственной
ориентации магнитометра), входящий в комплект приборов «Оптимизм». Он предназначен
для измерения параметров магнитного поля Марса. Другая задача «Оптимизма» - изучение
сейсмологической обстановки Марса. На вопрос о существовании марсотрясений должен от-
ветить сейсмометр, стоящий внутри МАС.
Большое значение придается получению телевизионных изображений поверхности Мар-
са. В этих целях на каждой из малых станций установлены две телекамеры. Камера DesCam
предназначена для получения изображений во время спуска МАС под парашютом. Планиру-
ется, что она обеспечит разрешение от 20 м в начале передачи и до 1 см - непосредствен-
но перед посадкой. Вторая камера - PanCam - позволит получить панорамы марсианского
ландшафта вокруг места посадки станции. В ее поле зрения попадет поверхность Марса на
расстояние от 1 м до горизонта.
Назначение, массово-энергетические характеристики и изготовитель (кооперация) науч-
ных приборов малой автономной станции приведены в табл 2.23.
Таблица 2.23
СОСТАВ НАУЧНОЙ АППАРАТУРЫ МАЛОЙ АВТОНОМНОЙ СТАНЦИИ				
ПРИБОР/ Эксперимент	Назначение	Масса, кг	Потребляемая мощность	КООПЕРАЦИЯ
MIS метеорологиче- ский комплекс	Изучение вертикальной струк- туры атмосферы, климата Марса	0,415	87,2 мВт	Финляндия, Франция, Россия
DPI метеорологиче- ский комплекс	Получение вертикального раз- реза атмосферы Марса на спуске			Россия
АЛЬФА альфа-протонный и рентгеновский спектрометр	Измерение элементного соста- ва (начиная с углерода) пород марсианской поверхности	0,75		Германия, Россия, США
ОПТИМИЗМ сейсмометр, магнитометр, инклинометр	Измерение магнитного поля, сейсмической активности Марса	1,29		Франция, Россия
PanCam панорамная телевизионная камера	Получение телевизионной панорамы марсианского ланд- шафта вокруг малой станции	0,2	0,1 Вт	Финляндия, Франция, Россия
DesCam телевизионная камера	Получение изображения на спуске под парашютом с раз- решением от 20 м до 1 см	0,47	3,5 мВт	Франция, Россия
405