Kosmonautika (úvodní strana)
Kosmonautika@kosmo.cz
  Nepřihlášen (přihlásit)
  Hledat:   
Aktuality Základy Rakety Kosmodromy Tělesa Sondy Pilotované lety V Česku Zájmy Diskuse Odkazy

Obsah > Sondy > Program Mars M-69 (SSSR)
tisk 

Program Mars M-69

SSSR


K výzkumu Marsu se vrátil Sovětský svaz po nevyužité příležitosti v roce 1967, kdy byl zrušen program M-67 v dalším vhodném termínu, k němuž došlo na jaře 1969. Byly připraveny ke startu dvě identické sondy, které se měly stát umělými družicemi Rudé planety. Automatické meziplanetární stanice byly první originální kontrukcí kanceláře NPO im. Lavočkina. Oba starty skončily předčasně vinou havárie nosné rakety Proton.

Práce na marsovských sondách série M-69 (interní konstrukční označení 2M) se rozběhly v NPO im. Lavočkina na podzim 1967. Konstrukční kancelář získala jistý časový prostor zrušením programu M-67. Dva roky přerušení se ukázaly jako velice dobré. Nyní byla k dispozici silnější raketa Proton (8K82K) a sonda mohla dosáhnout hmotnosti až 5 tun. Raketa Proton právě procházela konstrukčními a letovými prověrkami. V Koroljovově kanceláři OKB-1, kde se stavěly předchozí stanice k Marsu, se použití tohoto nosného prostředku, vyvinutého v ústavu vedeném Čelomějevem, neplánovalo, protože se zde orientovali výhradně na vlastní nosiče na bázi klasické R-7. Babakin z NPO ale takové zábrany neměl a vybíral z toho, co se mu zdálo výhodnější. A vypustit pětkrát těžší automat k Marsu bylo rozhodně výhodnější než úspornou jednotunovou sondu. Ostatně posléze všechny aparáty NPO vynášely rakety 8K82K s urychlovacím blokem D, který zkonstruovali v OKB-1.

V projektu M-69 se uvažovaly tři varianty průzkumu Marsu - přímý dopad, průletové a přistávací schéma a navedení na oběžnou dráhu se shozem přistávacího pouzdra. První varianta předpokládala přímý přelet, kdy stanice dohání planetu Mars, vstupuje do atmosféry a uskutečňuje přistání na povrchu. V tomto případě musí vysílání vědeckých údajů o planetě probíhat okamžitě během sestupu k povrchu a po přistání. Na přistávacím aparátu musí být proto instalován silný rádiový vysílač, jehož signály by bylo možno zachytit přímo na Zemi. Takto byly řešeny minulé sondy 2MV-3 a 3MV-3.

Druhá varianta - průletová a přistávací - předpokládala, že se v okamžiku průletu kolem Marsu oddělí od mateřské části přistávací pouzdro, které měkce dosedne na planetu a vyšle vědecké informace na prolétající část a ta je předá na Zemi. Tato varianta byla později uskutečněna v programu M-73.

Třetí možnost vycházela z toho, že těsně před příletem k planetě se od orbitálního modulu oddělí přistávací aparát, který bude nasměrován k měkkému přistání na Marsu, a orbitální úsek v určitém okamžiku uskuteční motorický manévr, který ho navede na oběžnou dráhu kolem planety. Z oběžné dráhy by orbitální část jednak prováděla vlastní vědecký výzkum a jednak by sloužila k retranslaci signálů z přistávacího pouzdra. Samozřejmě poslední scénář byl nejlákavější a také byl pro start v roce 1969 vybrán.

Konstrukce stanice M-69 se původně skládala z orbitálního úseku OO [=orbital'nyj otsek] a přistávacího aparátu SA [=spuskaemyj apparat]. Přistávací aparát se silně podobal přistávacímu pouzdru sond série E-6, které uskutečnily první měkké přistání na Měsíci. Jednalo se o kouli s rozevíratelnými lopatkami, která se nacházela mezi dvěma nafukovacími amortizačními vaky. SA měl vlastní brzdící padákový systém a vpředu připevněný aerodynamický kuželový štít, který ho měl chránit v prvních fázích po vstupu do atmosféry Marsu.

Schéma přistání bylo následující. Několik hodin před příletem k Rudé planetě se měla stanice zorientovat v prostoru a měl se oddělit přistávací aparát. Po vstupu do atmosféry se měla kosmická rychlost nejprve snížit aerodynamickým bržděním a poté pomocí padáků. Nafukovací vaky měly ztlumit hlavní náraz při dotyku SA s povrchem Marsu. Po oddělení tlumících vaků a rozevření lopatek mohl být zahájen vědecký výzkum.

Bohužel během prací na stanici, tak jak to bývá skoro pravidelně, její hmotnost neustále rostla oproti předpokladům, až překročila možnosti rakety 8K82K. Muselo se něco obětovat a postiženým byl přistávací aparát. Byl ale později dokončen a umístěn na následujících stanicích série M-71. Sondy M-69 byly předefinovány na výlučné pozorování Marsu z oběžné dráhy. Na ušetřené místo po přistávacím pouzdru byl dodatečně připojen třetí hermetizovaný přístrojový úsek.

Plánovaný průběh letu

Po zrušení přistávacího aparátu se muselo upravit i schema letu. Od všech předchozích sovětských letů k Marsu se lišilo především tím, že stanice M-69 v konečné fázi prováděla motorický manévr pomocí vlastní pohonné jednotky. Také řízení prvotního urychlení u Země pomocí bloku D (11S824) zajišťovaly systémy sondy.

Start stanice M-69 se měl uskutečnit pomocí nosné rakety 8K82K (UR-500) s urychlovacím blokem D. Automatická meziplanetární stanice měla být navedena na přechodnou oběžnou dráhu kolem Země, na které by setrvala necelý jeden oběh. Poté by se měl podruhé zažehnout blok D. Po vyčerpání paliva v nádržích se měl stupeň oddělit a vlastní motor sondy měl uskutečnit konečné urychlení na únikovou dráhu.

Jelikož se nedaly vyloučit různé chyby v prvních fázích navádění na meziplanetární dráhu, které mohly způsobit značné odchylky v době příletu a ve vzdálenosti, ve které mine stanice Mars, počítalo se během šestiměsíčního letu se dvěma korekcemi dráhy. První měla proběhnout 40 dní po startu a měla upravit vzdálenost od Marsu v okamžiku příletu na max. 10000 km a časovou odchylku na méně než 2 h. 10 až 15 dní před příletem se uvažovalo s druhou korekcí. Ta měla doladit odchylku výšky nad planetou na max. 1000 km a dobu příletu do 10 min.

Poblíž pericentra průletové trajektorie byl naplánován třetí zážeh motoru sondy, který ji měl zbrzdit a navést na eliptickou dráhu kolem Marsu. Předpokládané parametry dráhy byly: výška 1700 až 34000 km, sklon 40°, oběžná doba 24 h. Gravitační poměry u Marsu byly koncem šedesátých let známé s nedostatečnou přesností, proto mohlo dojít k odchylce výsledné dráhy v širokém rozmezí mezi výškou od 15000 do 75000 km v nejvzdálenějším bodě a mezi 700 do 2700 km v pericentru. Další korekce okamžitě po navedení na orbitu kolem Marsu se ale neplánovala. Po přesném stanovení skutečných parametrů oběžné dráhy se mělo přistoupit k hlavnímu úkolu - fotografování povrchu. Souběžně se měly zjišťovat charakteristiky atmosféry a pomocí rádiové sondáže se měl stanovit průměr planety. K tomu mělo sloužit vysílání z úzce směrované antény a sledování signálů v okamžiku zákrytu sondy planetou. Poté, co by sonda pořídila první sérii snímků, se mělo snížit pericentrum na 500 až 700 km. Na této oběžné dráze se měla uskutečnit druhá série snímkování a měl pokračovat vědecký výzkum po dobu asi 3 měsíců.

Popis

Základním konstrukčním prvkem automatické meziplanetární stanice M-69 byl blok nádrží motorové jednotky mající tvar koule. Na něm byly upevněny ostatní agregáty a části sondy.

Hlavní část palubní aparatury byla umístěna ve třech hermetických oddílech. V horním úseku se nacházely elektronické bloky vědeckých přístrojů. Na krytu astronomického úseku byly namontovány optické přístroje orientačního systému. Uvnitř oddílu se nacházela aparatura systému řízení a rádiového spojení. V druhém úseku byla zabudována fototelevizní aparatura se třemi fotoaparáty, chemická akumulátorová baterie a bloky telemetrie a komutace.

Z vnější strany byly ke stanici připojeny panely slunečních baterií, parabolická anténa, dvě kuželové antény a senzory vědeckých přístrojů. Startovní hmotnost automatické meziplanetární stanice M-69 obnášela 4850 kg.

Motorová jednotka:

Na stanici byla použita korekční a brzdící jednotka KTDU [=korrektirušče- tormoznaja dvigatelnaja ustanovka] vyvinutá v OKB-2 A. M. Isajeva. KTDU byla určena k navedení sondy na meziplanetární dráhu, ke dvěma korekcím během přeletu a zabrzdění při přechodu na oběžnou dráhu kolem Marsu. Uvažovala se ještě jedna korekce na marsovské orbitě. Pohonná jednotka sestávala z kapalinového raketového motoru s turbočerpadlovým agregátem, systémem stabilizace stanice ve třech osách, ke kterému patřily 2 trysky klonění a bočení a 4 trysky točení. Dále k sytému patřily nádrže pohonných látek a 9 kulových nádrží se stlačeným héliem. Kapalné pohonné látky se nacházely v kulovém zásobníku, který byl konstrukčně rozdělen na dvě poloviny - pro okysličovadlo (NO4) a palivo (asymetrický dimethylhydrazin). Konstrukce motoru zajišťovala mnohonásobný zážeh a správnou funkci v beztížném stavu.

Termoregulační systém:

Tepelný režim slunečních baterií, parabolické antény, rozvodů stlačeného plynu byl zabezpečen pasivní metodou (tepelná izolace). V přístrojových oddílech a v nádržích se udržovala teplota aktivní cirkulací vzduchu, který procházel dvěma radiátory, které fungovaly jako chladič nebo ohřívač. Topný radiátor zachycoval sluneční záření a chladič, umístěný ve stínu, vyzařoval teplo do prostoru. Ventilátor nepřetržitě proháněl vzduch v uzavřeném okruhu. Na výstupu z jednotlivých úseků se proud vzduchu rozděloval do dvou paralelních větví, které vedly do ohřívací nebo chladící části okruhu. Proudění do příslušného radiátoru se řídilo automaticky nebo v nouzovém případě podle příkazu ze Země.

Orientační systém:

Do soustavy orientace stanice M-69 byly zařazeny optické senzory Slunce, hvězdy Canopus, Země a Marsu, logický blok systému řízení, zesilovač, blok automatiky pneumatických rozvodů a výkonné orgány - plynové miniaturní motorky. Kvůli zvýšení spolehlivosti byla některá optická čidla a všechny výkonné orgány zdvojeny.

Jako hlavní světelné zdroje použité pro zjišťování polohy byly zvoleny Slunce, Canopus a Země. V průběhu šestiměsíčního letu se měla tříosá stabilizace používat jenom během spojení se Zemí. Ve zbývajícím čase měla být sonda zaměřena slunečními bateriemi na Slunce. Po navedení na oběžnou dráhu kolem Marsu se měla trojosá stabilizace udržovat trvale.

Hrubá orientace na Slunce se udržovala pomocí optického senzoru 124k. Při tom se stanice pomalu otáčela kolem osy s panely baterií obrácenými kolmo na Slunce, kdy mohly produkovat maximální množství elektrické energie. Pokud bylo nutno provést korekci dráhy, brzdící manévr nebo navázat spojení prostřednictvím parabolické antény bylo nutno zajistit přesnější orientaci. V tomto případě se použil jiný sluneční senzor 106k, dále čidlo referenční hvězdy Canopus 125k a senzor Země 119k. Přesnost orientace měla potom činit maximálně několik úhlových minut.

Optický senzor 119k byl namontován tak, že jeho optická osa byla rovnoběžná s elektrickou osou parabolické antény. Pokud senzor zachytil Zemi, znamenalo to tedy také, že parabola míří správným směrem a rádiové spojení se Zemí mohlo být vedeno v optimálním režimu. Na palubě sondy byla rovněž dvě čidla Marsu, která byla zafixována ve stejném směru, ve kterém mířily objektivy vědeckých přístrojů. Tyto senzory měly reagovat pouze nad osvětlenou stranou Marsu a při přechodu terminátoru vysílat povel na zapojení fototelevizní aparatury.

K účelům udržování orientace byla stanice vybavena ještě gyroskopickým přístrojem. Výkonnými orgány systému byly miniaturní raketové motorky pracující s plynným dusíkem. Dusík byl skladován v deseti kulových nádržích s počátečním tlakem 35 MPa. Pomocí speciálních redukčních armatur se tento tlak snižoval na hodnotu 0.6 až 0.2 MPa. Vyšší tlak měl být použit v režimu vyhledávání referenčních světelných bodů a nižší tlak při základním režimu udržování orientace na Slunce. Povely na otevření dusíkových ventilů přicházely automaticky na základě signálů optických senzorů nebo povelem od gyroskopu.

Radiotechnický komplex:

Palubní rádiová aparatura pracovala ve dvou vlnových pásmech - v centimetrovém a decimetrovém. Tím mělo být dosaženo stabilního rádiového spojení ve všech fázích letu. V centimetrovém pásmu pracovaly dva vysílače a v decimetrovém pásmu tři přijímače a dva vysílače. Jeden z přijímačů S175 byl neustále zapojen a v libovolném okamžiku byl schopen přes všesměrovou kuželovou anténu registrovat vysílání ze Země.

Spolehlivá práce rádiového komplexu byla zajištěna zdvojením systémů, přičemž záložní aparát zůstával ve "studené" rezervě. Každých sedm dní se měla přepnout práce na druhý ze dvou přijímačů v decimetrovém pásmu. Toto přepojení řídila palubní programovací a časovací jednotka. Analogicky se přepínaly každých 14 dní i vysílače. Přepínání vysílačů v decimetrovém pásmu se dělo pomocí anténního přepínače jednak na všesměrové, tak i na úzce směrovanou anténu.

Kuželové všesměrové antény byly upevněny tak, že pokud byla sonda orientována fotovoltaickými panely ke Slunci, Země se nacházela v jejich vyzařovacím diagramu. Během prvních 40 dnů letu k Marsu mělo být spojení uskutečňováno pouze přes všesměrové antény. V pozdější době bylo nutno spojení zajišťovat přes směrovanou parabolickou anténu, jejíž vyzařovací diagram měl šířku 8.5°. Pro přenos vědeckých údajů a především snímků Marsu byly určeny vysílače v centimetrovém pásmu připojené k parabolické anténě. V případě tohoto vysílacího pásma měl vyzařovací diagram šířku pouze 1°. Rádiová aparatura měla být schopna spolehlivě pracovat ve vzdálenosti nejméně 250 mil. km.

Systém elektrického napájení:

Sluneční baterie stanice M-69 měly plochu asi 7 m2 a vyráběly proud o intenzitě max. 12 A. Systém elektrického zásobování obsahoval také blok systému napájení a řízení, akumulátorovou baterii a dva statické transformátory.

Během letu měly být panely slunečních baterií udržovány kolmo ke Slunci prostřednictvím orientačního systému stanice. V této fázi by nevelká část vyrobené elektrické energie byla použita k zajištění chodu palubních přístrojů, zbytek by dobíjel akumulátory. Jelikož je značný rozdíl mezi možnostmi fotovoltaických článků ve vzdálenosti Země a Marsu od Slunce, měla být stabilita výroby elektrické energie zajištěna připojováním samostatných sekcí slunečních baterií. Základní část panelů slunečních baterií se skládala ze 6 sekcí - 4 sekce byly zapojeny paralelně a další dvě mohly být připojeny buď sériově nebo také paralelně. Kromě těchto základních sekcí, existovaly rovněž další dva dodatkové oddíly. Pokud klesalo napětí při zatížení, mohly se tyto oddíly připojit k hlavnímu akumulátoru.

Systém elektrického zásobování byl navržen pro všechny režimy funkce palubní aparatury během letu.

Vědecké vybavení

Základním cílem letu stanice M-69 bylo fotografování povrchu Marsu. Mělo se provádět pomocí tří fototelevizních přístrojů. Maximální rozlišení na snímcích se očekávalo 200 až 500 m. Aparatura byla doplněna třemi barevnými filtry, které umožňovaly fotografovat Mars v různých vlnových délkách. Objektivy s ohniskovou délkou 50 a 350 mm měly zachytit oblast na povrchu o ploše 1500x1500 km nebo 100x100 km.

Kromě fotografické aparatury byla stanice M-69 vybavena širokou škálou dalších vědeckých přístrojů určených ke sledování Marsu a meziplanetárního prostoru:

  • radiometr RA69 určený k registraci teploty povrchu Marsu;
  • čidlo vlhkosti IV1 k měření obsahu vodních par v atmosféře planety;
  • ultrafialový spektrometr US3 navržený pro měření spektra záření odráženého od povrchu;
  • infračervený Fourierův spektrometr UTV1 sloužící k měření vyzařování atmosféry a povrchu;
  • přístroj na registraci kosmického záření KM69 určený k měření složení a spektra slunečních paprsků, elektronů a protonů;
  • gamaspektrometr GS3 pro registraci záření gama;
  • hmotový spektrometr vodíku a hélia UMR2M pro měření iontového složení atmosféry planety;
  • spektrometr nabitých částic PL18M sloužící k měření toku slunečního plazmatu;
  • spektrometr iontů o malých energiích RIB803 určený k diferenčnímu měření hustoty toku protonů.

Do soustavy vědeckého vybavení příslušely také komutátory přístrojů a blok speciální telemetrie.

Přípravy ke startu

Termín startu stanic série M-69 byl jednoznačně určen astronomickými podmínkami. Startovní okno se otevíralo koncem března 1969, přičemž optimální datum vzletu vycházelo na 1969-03-22. Na tento termín se orientovaly balistické výpočty. Kvůli větší šanci na úspěch se ke startu připravovaly dvě identické automatické meziplanetární stanice.

Práce na první samostatné planetární sondě v NPO im. Lavočkina postupovaly s velkými potížemi a s malými prostředky. Většina kolektivu konstrukční kanceláře byla v té době paralelně zaměstnána na přípravě lunárních sond, které se snažily dopravit z Měsíce vzorky hornin dříve než se to podaří americkým astronautům z programu Apollo. Na Měsíc se chystal také první Lunochod. To byly samozřejmě prioritní úkoly sledované vládou SSSR. Ale jestliže k Měsíci je možno startovat prakticky každý měsíc, na Mars lze odletět jen jednou za dva roky. Proto bylo nutno spěchat, aby se příležitost roku 1969 nepropásla. Příprava stanic k Rudé planetě se ocitla v časové tísni.

Protože se příprava a zkoušky v NPOL zpožďovaly, bylo rozhodnuto ještě zcela nehotové sondy dopravit na startovní polygon a tam dílo dokončit. Situace začala silně připomínat historii s Koroljovovými stanicemi 1M v roce 1960. Koncem roku 1968, těsně před Novým rokem odcestovaly sondy letecky na Bajkonur a zaujaly místo v montážní hale MIK hned vedle právě chystaného prvního Lunochodu.

Zima 1968/1969 na kosmodromu byla velice krutá. V Leninsku a na mnohých rampách zamrzalo a praskalo topné potrubí. Pracovat bylo nutno v nevytápěných místnostech. Opět se objevily dětské nemoci jako u prvních marsovských stanic 1M. Zkušební technici si nepřetržitě stěžovali na elektroniku a telemetrii. Tyto systémy byly zhotoveny ze součástek odpovídajících úrovni začátku šedesátých let a během elektrických zkoušek neustále selhávaly. Tehdy se také projevila nevhodná konstrukce válcových hermetických přístrojových úseků stanic. Při poruše elektroniky bylo takřka nemožné dostat se do vadného bloku. Muselo se vybrat celé zařízení z uzavřeného modulu, rozebrat je a pátrat po chybné součástce a nakonec zase všechno namontovat zpátky. Je zřejmé, že za takových podmínek harmonogram prací vykazoval stále větší zpoždění. Program zkoušek se neustále redukoval, protože zkušební technici jednoduše nestačili všechny prověrky provést. A závady se stále množily. Konstruktéři propadali pesimismu a důvěra v úspěch rapidně klesala, sami tvůrci stanic jim nedávali větší šanci než 50%. Později se jeden z autorů vyjádřil, že "M-69 - to byl příklad toho, jak se nemá dělat kosmický aparát."

Nehledě na nepříznivé prognózy, přijala vládní komise rozhodnutí pokus o let k Marsu v roce 1969 podniknout. Tvůrci stanic však naštěstí nemuseli okusit trpkého zklamání z nefunkčních sond. "Zachránily" je havárie raketových nosičů, které celý projekt pohřbily ještě před dosažením kosmického prostoru.

Uskutečněné starty

Název COSPAR Start Hodnocení
M-69 No.521 - 1969-03-27 Závada na turbočerpadle motoru třetího stupně způsobila havárii nosné rakety a sonda se nedostala na oběžnou dráhu.
M-69 No.522 - 1969-04-02 Okamžitě po startu explodoval jeden z motorů prvního stupně a raketa po krátkém letu dopadla asi 3 km od startovní rampy.

Literatura

  1. K. Lantratov: Rossija. Na Mars! - Novosti kosmonavtiky [6] (1996) - číslo 20, strana 63-70

Reakce čtenářů (číst/přidat)

Počet reakcí: 0

Verze pro tisk


(originál je na http://spaceprobes.kosmo.cz/index.php?cid=75)

Stránka byla vygenerována za 0.127738 vteřiny.