СОВЕТСКИЕ СТАНЦИИ НА МАРСЕ

Попытки запуска космических аппаратов к Марсу начались в первые же годы космической эры. Первой в мире станцией, отправленной к Марсу, стала советская АМС «Марс-1» (первая американская станция, направленная к Марсу – «Мариннер-9» - была направлена только 2 года спустя.

"Марс-1" запущен 1 ноября 1962, масса 893,5 кг, длина 3,3 м, диаметр корпуса 1,1 м. "М.-1" имел 2 герметичных отсека: орбитальный с основной бортовой аппаратурой, обеспечивающей полёт к Марсу; планетный с научными приборами, предназначенными для исследования Марса при близком пролёте. Задачи полёта: исследование космического пространства, проверка радиолинии на межпланетных расстояниях, фотографирование Марса. Последняя ступень ракеты-носителя с АМС была выведена на промежуточную орбиту ИСЗ и обеспечила старт и необходимое приращение скорости для полёта к Марсу.

Активная система астроориентации имела датчики земной, звёздной и солнечной ориентации, систему исполнительных органов с управляющими соплами, работающими на сжатом газе, а также гироскопические приборы и логические блоки. Большую часть времени в полёте поддерживалась ориентация на Солнце для освещения солнечных батарей. Для предусмотренной коррекции траектории полёта станция была снабжена жидкостно-реактивным двигателем и системой управления. Для связи имелась бортовая радиоаппаратура (частоты 186, 936, 3750 и 6000 Мгц), которая обеспечивала измерение параметров полёта, приём команд с Земли, передачу телеметрической информации в сеансах связи. Система терморегулирования поддерживала стабильную температуру 15-30 °С. За время полёта с "М.-1" проведён 61 сеанс радиосвязи, на борт передано более 3000 радиокоманд. Для траекторных измерений, кроме радиотехнических средств, был использован телескоп диаметром 2,6 м Крымской астрофизической обсерватории. Полёт "М.-1" дал новые данные о физических свойствах космического пространства между орбитами Земли и Марса (на расстоянии от Солнца 1-1,24 а. е.), об интенсивности космического излучения, напряженности магнитных полей Земли и межпланетной среды, о потоках ионизированного газа, идущего от Солнца, и о распределении метеорного вещества (станция пересекла 2 метеорных потока). Последний сеанс состоялся 21 марта 1963 при удалении станции от Земли на 106 млн. км. Неисправность системы ориентации нарушила направленность антенн на Землю и не позволила далее осуществлять радиосвязь. Сближение с Марсом наступило 19 июня 1963 (от Марса около 197 тысяч км), после чего "М.-1" вышел на гелиоцентрическую орбиту с перигелием около 148 млн. км и афелием около 250 млн. км.

"Марс-2" и "Марс-3" запущены 19 и 28 мая 1971, совершили совместный полёт и одновременные исследования Марса. Вывод на траекторию полёта к Марсу осуществлен с промежуточной орбиты ИСЗ последними ступенями ракет-носителей. Их конструкция и состав аппаратуры существенно отличаются от "М.-1". Масса "М.-2" ("М.-3") 4650 кг. Конструктивно "М.-2" и "М.-3" аналогичны, имеют орбитальный отсек и спускаемый аппарат. Основные устройства орбитального отсека: приборный отсек, блок баков двигательной установки, корректирующий реактивный двигатель с узлами автоматики, солнечная батарея, антенно-фидерные устройства и радиаторы системы терморегулирования. Спускаемый аппарат - автоматическая марсианская станция, оборудованная системами и устройствами, обеспечивающими отделение аппарата от орбитальной станции, переход его на траекторию сближения с планетой, торможение, спуск в атмосфере и мягкую посадку на поверхность Марса. Автоматическая марсианская станция была снабжена приборно-парашютным контейнером, аэродинамическим тормозным конусом и соединительной рамой, на которой размещен ракетный двигатель. Перед полётом спускаемый аппарат был подвергнут стерилизации. Станции для обеспечения полёта имели ряд систем. В состав системы управления, в отличие от "М.-1", дополнительно входили: гиростабилизированная платформа (ГСП); бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) и система космической автономной навигации (СКАН). Кроме ориентации на Солнце, при достаточно большом удалении от Земли (около 30 млн. км) проводилась одновременная ориентация на Солнце, звезду Канопус и Землю.

Работа бортового радиотехнического комплекса для связи с Землёй осуществлялась в дециметровом и сантиметровом диапазонах, а связь спускаемого аппарата с орбитальной частью станции - в метровом.

Источником энергопитания служили 2 солнечные батареи и буферная аккумуляторная батарея. На спускаемом аппарате устанавливалась автономная химическая батарея. Система терморегулирования активная, с циркуляцией газа, заполняющего приборный отсек. Спускаемый аппарат имел экранно-вакуумную теплоизоляцию, радиационный нагреватель с регулируемой поверхностью и электронагреватель. Двигательная установка многоразового действия.

В орбитальном отсеке находилась научная аппаратура, предназначенная для измерений в межпланетном пространстве, а также для изучения окрестностей Марса и самой планеты с орбиты искусственного спутника: феррозондовый магнитометр; инфракрасный радиометр для получения карты распределения температуры по поверхности Марса; инфракрасный фотометр для изучения рельефа поверхности по измерению количества углекислого газа; оптический прибор для определения содержания паров воды спектральным методом; фотометр видимого диапазона для исследования отражательной способности поверхности и атмосферы; прибор для определения радиояркостной температуры поверхности в диапазоне 3,4 см, определения её диэлектрической проницаемости и температуры поверхностного слоя на глубине до 30-50 см; ультрафиолетовый фотометр для определения плотности верхней атмосферы Марса, определения содержания атомарного кислорода, водорода и аргона в атмосфере; счётчик частиц космических лучей; энергоспектрометр заряженных частиц; измеритель энергии потока электронов и протонов от 30 эв до 30 кэв.

На "М.-2" и "М.-3" находились 2 фототелевизионные камеры с различными фокусными расстояниями для фотографирования поверхности Марса, а на "М.-3" также аппаратура "Стерео" для проведения совместного советско-французского эксперимента по изучению радиоизлучения Солнца на частоте 169 Мгц.

В спускаемом аппарате была установлена аппаратура для измерения температуры и давления атмосферы, масс-спектрометрического определения химического состава атмосферы, измерения скорости ветра, определения химического состава и физико-механических свойств поверхностного слоя, а также получения панорамы с помощью телевизионных камер.

Полёт станций к Марсу продолжался более 6 мес, с "М.-2" проведено 153, с "М.-3" - 159 сеансов радиосвязи, получен большой объём научной информации. На расстоянии около 20 млн. км от Земли обнаружен "хвост" её 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. Траектория полёта "М.-2" прошла на расстоянии 1380 км от поверхности Марса. При подлёте к Марсу от "М.-2" была отделена капсула, доставившая на поверхность планеты вымпел с изображением Государственного герба СССР. 27 ноября 1971 двигательная установка "М.-2" была включена и станция перешла на орбиту спутника Марса с периодом обращения 18 ч. 8 июня, 14 ноября и 2 декабря 1971 проведены коррекции "М.-3". Отделение спускаемого аппарата осуществлено 2 декабря в 12 ч 14 мин по московскому времени на расстоянии около 50 тысяч км от Марса. Через 15 мин, когда расстояние между станцией и спускаемым аппаратом было не более 1 км, спускаемый аппарат перешёл на траекторию встречи с планетой. Спускаемый аппарат двигался 4,5 ч к Марсу и в 16 ч 44 мин вошёл в атмосферу планеты. Спуск в атмосфере до поверхности продолжался немногим более 3 мин. Спускаемый аппарат совершил посадку в южном полушарии Марса в районе с координатами 45° ю. ш. и 158° з. д. На борту аппарата установлен вымпел с изображением Государственного герба СССР. Орбитальная станция "М.-3" после отделения спускаемого аппарата двигалась по траектории, проходящей на расстоянии 1500 км от поверхности Марса. Тормозная двигательная установка обеспечила переход её на орбиту спутника Марса с периодом обращения около 11 сут. 2 декабря в 16 ч 50 мин 35 сек началась передача видеосигнала с поверхности планеты. Сигнал был принят приёмными устройствами орбитальной станции и в сеансах связи 2-5 декабря передан на Землю. Подробнее про "Марс-2""

Станции свыше 8 мес осуществляли комплексную программу исследований Марса с орбит его спутников. За это время станция "М.-2" совершила 362 оборота, "М.-3" - 20 оборотов вокруг планеты. Исследования свойств поверхности и атмосферы Марса по характеру излучения в видимом, инфракрасном, ультрафиолетовом диапазонах спектра и в диапазоне радиоволн позволили определить температуру поверхностного слоя, установить её зависимость от широты и времени суток; на поверхности выявлены тепловые аномалии; оценены теплопроводность, тепловая инерция, диэлектрическая постоянная и отражательная способность грунта; измерена температура северной полярной шапки (ниже -110 °С). По данным о поглощении инфракрасной радиации углекислым газом получены высотные профили поверхности по трассам полёта. Определено содержание водяного пара в различных областях планеты (примерно в 5 тысяч раз меньше, чем в земной атмосфере). Измерения рассеянной ультрафиолетовой радиации дали сведения о структуре атмосферы Марса (протяжённость, состав, температура). Методом радиозондирования определены давление и температура у поверхности планеты. По изменению прозрачности атмосферы получены данные о высоте пылевых облаков (до 10 км) и размерах пылевых частиц (отмечено большое содержание мелких частиц - около 1 мкм). Фотографии позволили уточнить оптическое сжатие планеты, построить профили рельефа по изображению края диска и получить цветные изображения Марса, обнаружить свечение атмосферы на 200 км за линией терминатора, изменение цвета вблизи терминатора, проследить слоистую структуру марсианской атмосферы. В 1973 запущены АМС "Марс-4" (21 июля), "Марс-5" (25 июля), "Марс-6" (5 августа), "Марс-7" (9 августа) для комплексного исследования Марса с пролётной траектории, с орбиты его искусственного спутника и непосредственно на планете. Для этого предусматривается создание искусственного спутника Марса и доставка на поверхность планеты спускаемого аппарата. Цель полёта: определение физических характеристик грунта, свойств поверхностной породы, экспериментальная проверка возможности получения телевизионных изображений и др.

Впервые полет по межпланетной трассе одновременно совершили четыре КА.  " Марс-4" и "Марс-5" предназначались для изучения Марса с орбиты ИСМ.; "Марс-6" и "Марс-7" имели в своем составе спускаемые аппараты. Вывод на траекторию полета к Марсу осуществлялся с промежуточной орбиты ИСЗ. Запуск этих КА осуществлялся ракетой носителем "Протон" с дополнительной 4-ой ступенью. 

"Марс-4", вследствие того, что не включилась ТДУ,  прошел на расстоянии  2200 км от ее поверхности. При этом при помощи фототелевизионного устройства  были получены фотографии Марса. "Марс-5" благополучно вышел на орбиту Марса 12.02.1974 г. Спускаемый аппарат КА "Марс-7" не удалось перевести на траекторию встречи с Марсом. Спускаемый аппарат КА "Марс-6"  достиг поверхности Марса. Информация с него во время снижения передавалась КА "Марс-6", который продолжал движение по гелиоцентрической орбите и  ретранслировал информацию на Землю.

Схема полета АМС «Марс-4», «Марс-5», «Марс-6» и «Марс-7» отличалась от схемы полета предыдущих станций серии «Марс» — «Марс-2» и «Марс-3». Скорость, которую необходимо сообщить космическому аппарату, чтобы он достиг Марса, и, соответственно, выводимый на межпланетную траекторию полезный вес меняются в зависимости от момента старта. Взаимное расположение Земли и Марса в 1973 г. требовало, чтобы скорость полета станции была более высокой, чем в 1971 г., когда к Марсу стартовали советские станции «Марс-2» и «Марс-3», а также американский аппарат «Маринер-9». Вес полезной нагрузки при использовании той же ракеты-носителя получался меньше. Поэтому для АМС, стартовавших в 1973 г., была принята иная схема полета. Задачи доставки СА и создания ИСМ возлагались на станции разного типа. Станции одного типа предназначались для перевода на орбиту ИСМ и не имели в своем составе СА, вместо которого на борту размещались научные приборы для исследования планеты и космического пространства с орбиты искусственного спутника, а также запас топлива, требующийся для перевода станций на эту орбиту и коррекции последней в случае необходимости. Задача станций другого типа состояла в доставке к Марсу СА (экономия веса достигалась за счет отказа от торможения орбитального аппарата (ОА), что обусловило уменьшение запасов топлива на борту станции). Вместе с тем на этих станциях размещался комплекс научных приборов в основном для разносторонних исследований межпланетного пространства.

Приблизительно за двое суток до прилета каждая станция входила в сферу действия Марса. За определенное до момента наибольшего сближения с планетой время положение АМС относительно Марса измерялось с помощью специального оптико-электронного прибора, установленного на борту каждой станции. Результаты измерений отрабатывались бортовой цифровой вычислительной машиной (БЦВМ), которая рассчитывала параметры последней коррекции и управляла ее исполнением. Дальнейшие этапы полета станций были различны. АМС «Марс-4» и «Марс-5» двигались по гиперболической траектории сближения с планетой. В районе перицентра двигательная установка сообщила АМС «Марс-5» необходимый тормозной импульс и станция вышла на орбиту вокруг Марса, став ИСМ. «Марс-4», проведя исследование и фотографирование с пролетной траектории, продолжала полет но гелиоцентрической орбите, не переходя на ареоцентрическую вследствие нарушения в работе одной из бортовых систем. От «Марса-6» и «Марса-7» после выполнения последней коррекции были отделены спускаемые аппараты, а сами станции совершили пролет мимо Марса. Отделенный на расстоянии ~46 000 км от планеты СА станции «Марс-6» получил от своей двигательной установки импульс для выхода на «попадающую» траекторию, которая обеспечивала посадку в заданном районе. Приблизительно через 3,5 часа после разделения спускаемый аппарат вошел в атмосферу Марса со скоростью 5600 м/сек (Н _вх ~100 км, Q _ВХ = — 11,7 ± 1,5°). После аэродинамического торможения по достижении скорости ~ 600 м/сек была введена в действие парашютная система (расчетная высота введения ПС — Н = 5—10 км). СА достиг поверхности Марса в районе с номинальными координатами. 23,9° ю. ш. и 19,5° з. д. По номенклатуре Международного Астрономического Союза эта область носит название Pyrrhae Region. Информация с СА во время его аэродинамического торможения и спуска на парашюте ретранслировалась через ОА на Землю. В непосредственной близости от поверхности радиосвязь с СА прекратилась. Весь участок спуска — от входа в атмосферу и аэродинамического торможения до снижения на парашюте включительно — проходил в соответствии с программой и продолжался 5,2 мин. СА станции «Марс-7» не был переведен на траекторию попадания.

АМС «Марс-4» и «Марс-5» конструктивно аналогичны и представляют собой орбитальные аппараты, в которых находятся системы и агрегаты, обеспечивающие работу станций на всех этапах полета. Здесь размещены приборная часть, двигательная установка, панели солнечных батарей, параболическая остронаправленная и малонаправленные антенны, радиаторы холодного и горячего контуров системы обеспечения теплового режима. Основным конструктивным элементом, к которому крепятся агрегаты, является блок топливных баков двигательной установки. Научная аппаратура устанавливается в верхней части блока баков. На станциях «Марс-6» и «Марс-7» (рис. 5, 6), в отличие от «Mapса-4» и «Марса-5», научная аппаратура расположена на коническом переходном элементе, соединяющем приборный отсек и блок баков; на верхней части блока размещается СА. В спускаемый аппарат входят автоматическая марсианская станция, приборно-парашютный контейнер и аэродинамический тормозной конус. В верхней части аппарата расположена соединительная рама, стыкующая СА с ОА. На раме размещены двигательная установка для увода СА и агрегаты ряда систем.

Приборно-парашютный контейнер установлен непосредственно на верхнюю часть марсианской станции. В нем размещены вытяжной и основной парашюты, двигатель ввода вытяжного парашюта и тормозная двигательная установка мягкой посадки, антенны радиовысотомера, антенны связи с ОА и часть научной аппаратуры.

Автоматическая марсианская станция представляет собой герметичный приборный отсек, в котором находятся блоки бортовых систем (радиотелеметрического комплекса, систем управления, систем терморегулирования, энергопитания) и блоки научных приборов. Для поглощения энергии, возникающей при соприкосновении с поверхностью планеты, марсианская станция оборудована специальной амортизационной системой. Снаружи установлены научные приборы с механизмами их выноса, антенны радиокомплекса, система приведения станции в рабочее положение после посадки. К нижней части станции крепится аэродинамический тормозной конус, служащий для гашения скорости при входе в атмосферу и защиты аппарата от аэродинамических и тепловых нагрузок при торможении. На кольцевом штангоуте основания конуса установлены двигатели закрутки аппарата для его стабилизации до входа в атмосферу и двигатели останова закрутки при входе в атмосферу. Необходимая последовательность работы систем СА обеспечивается программно-временным устройством.

Тепловой режим автоматических станций обеспечивается комбинированной системой терморегулирования, состоящей из активных и пассивных средств. Активная часть представляет собой двухконтурную газовую циркуляционную систему, включающую контур нагревания с вынесенным наружу радиационным радиатором-нагревателем и контур охлаждения с радиационным радиатором-охладителем. Теплоносителем служит газ орбитального отсека, циркулирующий под действием вентиляторов.

В пассивные средства входят экрановакуумная теплоизоляция, специальные покрытия, конструкционные материалы. Характеристики системы терморегулирования СА были выбраны таким образом, чтобы в районе Марса, с учетом уменьшения к концу полета теплового потока Солнца, внутри аппарата сохранялась бы требуемая температура.

В аппаратуру бортового радиотелеметрического комплекса орбитального аппарата входят антенно-фидерная система, приемные и передающие устройства, приборы автоматики, программно-временное устройство, приборы фототелевизионной и телеметрической систем и аппаратура для приема информации с СА. С помощью радиокомплекса на всех этапах полета производятся измерения с целью уточнения местоположения станции и расчета параметров, необходимых для коррекции ее траектории.

Управление станциями «Марс» осуществляется как с помощью радиокоманд, принятых с земли, так и посредством команд, выработанных программно-временным устройством. В течение полета ведется периодическая запись научной и служебной телеметрической информации на запоминающее устройство, с последующей передачей данных на Землю в сеансах связи. После входа СА в плотные слои атмосферы и начала работы его основной радиолинии на ОА велись прием и запись на видеомагнитофоны всей информации, получаемой на участке парашютирования.

Антенно-фидерная система каждого орбитального отсека АМС «Марс-4», «Марс-5», «Марс-6», «Марс-7» состоит из остронаправленной параболической антенны, трех малонаправленных антенн и двух антенн для приема информации с СА.

В систему управления ориентацией станции входят оптико-электронные приборы ориентации на Солнце, на Землю и звезду, датчики угловых скоростей и др. После выведения АМС на перелетную траекторию и отделения ее от последней ступени ракеты-носителя система ориентации приводит АМС в режим «постоянной солнечной ориентации». При этом панели солнечной батареи оказываются ориентированными на Солнце, а диаграммы излучения малонаправленных антенн — на Землю. Для выполнения коррекций траектории станция переводится в режим точной трехосной ориентации: в дополнение к ориентации на Солнце проводится поиск и захват звезды. На значительных от Земли расстояниях информация со станции передается через остронаправлениую параболическую антенну. Для этого станция переводится в режим постоянной солнечно-звездной ориентации, при котором панели солнечной батареи ориентированы на Солнце, а диаграмма излучения параболической антенны направлена на Землю.

Система автономного управления обеспечивает стабилизацию и программные пространственные развороты станции, определяет моменты включения и выключения двигательной установки для заданного изменения скорости движения станции и ориентацию направления тяги двигателя в пространстве. Ответственные задачи система управления и навигации решает на заключительном этапе полета. Для обеспечения определенного диапазона углов входа СА и точного выхода АМС на расчетные орбиты ИСМ необходимо с высокой точностью знать положение планеты в пространстве относительно станции. Это требует автономных измерений положения Марса в пространстве непосредственно со станции, находящейся вблизи от планеты. Для выполнения измерений станцию ориентируют относительно Солнца и звезды так, чтобы ось угломерного оптико-электронного прибора автономной навигации была направлена в район расчетного положения Марса. В заданный момент времени по величине отклонения фактического положения планеты от расчетного с помощью БЦВМ определяются величина и направление корректирующего импульса и производится коррекция траектории станции.

Система энергопитания станций построена по схеме «генератор—буферная батарея». В качестве генератора используется солнечная батарея на полупроводниковых фотопреобразователях. В качестве буферной батареи орбитального отсека использовалась аккумуляторная батарея с высокими энергетическими характеристиками. Это позволило увеличить продолжительность сеансов связи со станциями. Для питания бортовой аппаратуры СА на участке его посадки и работы на поверхности Марса предусмотрена аккумуляторная батарея, которая во время полета хранится в разряженном состоянии и заряжается за месяц до подлета к Марсу.

Управление бортовыми системами станции при выполнении всей программы полета осуществляет система общей автоматики. Данная система анализирует сигналы, необходимые для согласования работы систем станции, выполняет логическую обработку и преобразование их в исполнительные команды управления по заданной программе.

Двигательные установки станций состоят из жидкостного ракетного двигателя, гидравлической системы подачи компонентов топлива в двигатель, пневматической системы наддува топливных баков и системы управления двигательной установкой. Многорежимный жидкостной ракетный двигатель допускает многократное включение в условиях глубокого вакуума и невесомости.

Схема спуска СА в атмосфере Марса показана на рис. 7. Вход СА в атмосферу планеты — ориентированный, с углом атаки, близким к нулю. Расчетные условия входа были: Н _вх = ~ 100 км, V _вх = 5600 м/сек, Q _вх = —14±4°. Войдя в атмосферу, СА совершает баллистический спуск, осуществляя торможение при помощи лобового экрана (конуса). Устойчивость СА обеспечивается его внешней формой и центровкой. При достижении продольной перегрузки n _х = —2 выдается команда на запуск пороховых двигателей останова закрутки около продольной оси; при достижении числа М =3,5 подается команда на вход вытяжного парашюта и вслед за ним основного зарифованного до 0,4 парашюта (S_полн =90 м ² ); через 12 сек осуществляется разрифовка парашюта, еще через 2 сек отделение конуса и через 5 сек включение радиовысотомера; спустя некоторое время происходит перецепка и выход двигателя мягкой посадки. Общий вес системы при спуске на разрифованном парашюте G_ca= 635 кг. Скорость снижения на парашюте к моменту включения двигательной установки мягкой посадки лежит в диапазоне V = 55—70 м/сек. Включение двигателя мягкой посадки происходит по команде радиодатчика малых высот непосредственно у поверхности. Расцепка двигателя с автоматической марсианской станцией происходит при скорости снижения V_pacц, = —6,5 + 1,7 м/сек.

Станция после расцепки совершает свободное падение с высоты Н _расц = 1,5—7 м на поверхность планеты. Скорость соударения аппарата с поверхностью (по нормали к поверхности) не превышает 12 м/сек. Эта скорость гасится амортизационными устройствами.

При движении СА в атмосфере работала следующая аппаратура: 1) измеритель температуры и давления; 2) масс-спектрометр, в задачи которого входило определение химического состава атмосферы; 3) измеритель перегрузок и 4) радиовысотомер. Передача данных масс-спектрометра, за исключением некоторых вспомогательных параметров, согласно программе должна была иметь место только после посадки, и эти данные не были получены. Однако анализ одного из передававшихся вспомогательных параметров, чувствительного к составу атмосферы, показал, что в атмосфере присутствует значительное количество (35 ± 10%) некоторого инертного газа, скорее всего аргона. Такое количество аргона может означать, что средняя скорость газовыделения на Марсе не отличается сильно от земной, и малая плотность марсианской атмосферы объясняется тем, что ее значительная часть сконденсирована в полярных шапках. Это в свою очередь поддерживает гипотезы, предполагающие, что в геологическом недавнем прошлом атмосфера была более плотной, чем сейчас, и на поверхности существовали открытые водоемы. Измерения давления, температуры и высоты на траектории спуска производились в диапазоне высот от 0 до 20 км. Кроме того, для оценки основных параметров атмосферы были привлечены данные, полученные с помощью акселерометров и измерений относительной допплеровской скорости по линии СА — ОА. Совместный анализ всех данных показал, что все они могут быть объяснены при следующих характеристиках атмосферы: давление у поверхности 6 мб; температура атмосферы у поверхности 230 °К; температурный градиент в тропопаузе 2,5 °К/км; высота тропопаузы 25—30 км; температура изотермической стратосферы 150—160 °К. Эта модель находится в близком согласии с представлениями об атмосфере Maрса, полученными ранее посредством анализа радиационных характеристик планеты. Давления в районе Pyrrhae измерялись с орбитального аппарата «Марс-5» по эквивалентным ширинам полос СO ₂ ; результаты хорошо согласуются с прямыми измерениями.

На орбитальных аппаратах «Марс-4» и «Марс-5» работали следующие приборы для исследования планеты: 1) аппаратура для экспериментов по радиопросвечиванию атмосферы на волнах 8 и 32 см; 2) радиотелескоп на длину волны 3,5 см; 3) инфракрасный радиометр на диапазон 8—26 мкм; 4) спектрофотометр с интерференционными фильтрами на диапазон 2— 5 мкм; 5) узкополосный фотометр с интерференционными фильтрами на полосы СO ₂ около 2 мкм; 6) узкополосный интерференционно-поляризационный фотометр на полосу Н ₂ O 1,38 мкм; 7) фототелевизионный комплекс; 8) фотометр с интерференционными фильтрами на диапазон 0,3—0,8 мкм; 9) два поляриметра, позволяющих измерять степень поляризации в девяти узких полосах от 0,35 до 0,8 мкм; 10) фотометр на полосу озона 2600 Ằ; 11) фотометр для измерения интенсивности рассеянного солнечного излучения в линии L _α с длиной волны λ=1216 Ằ; 12) γ-спектрометр для измерения γ-излучения планеты и космического фона на трассе перелета.

Другая группа приборов, установленных па орбитальных аппаратах, исследовала поля и частицы в окрестностях планеты и на трассе перелета: 1) магнитометр («Марс-4», «Марс-7»); 2) плазменные ловушки («Марс-4», «Марс-7»); 3) многоканальный электростатический анализатор («Марс-4», «Марс-5»); 4) датчики микрометеоритов («Марс-6», «Марс-7»); 5) датчики космических лучей («Марс-6», «Марс-7»). На «Марсе-7» проводился совместный советско-французский эксперимент по исследованию радиоизлучения Солнца в метровом диапазоне. Французские ученые принимали участие также в поляриметрическом эксперименте и в измерениях излучения L_α.

Приборы жестко связаны с АМС и их ориентирование в постоянном направлении при измерениях обеспечивалось системой солнечно-звездной ориентации АМС. Трассы измерений 23 февраля — 1 марта проходили через область Araxes и Claritas, южнее Solis Lacus, затем через Thaumasia, Mare Erythraeum и кончаются в Pyrrhae, где произвел посадку СА «Марс-6». Всего было проведено семь полноценных сеансов измерений и получены результаты для семи трасс.

Два эксперимента на АМС «Марс-5» были посвящены исследованию химического состава атмосферы Марса — измерение содержания водяного пара и озона. Данные по измерению содержания Н ₂ O свидетельствуют: содержание Н ₂ O в некоторых областях Марса достигает 80 мкм осажденной воды, т. е. значительно больше, чем наблюдалось в 1971—72 гг. (данные «Марс-3», «Маринер-9»: 10 — 20 мкм); имеются значительные пространственные вариации — в областях, расположенных на расстоянии несколько сот км, содержание Н ₂ О в атмосфере может различаться в два — три раза. Наиболее высокая влажность атмосферы наблюдалась западнее пересеченной местности в области Araxes. Второй эксперимент уверенно обнаружил небольшие количества озона в атмосфере — около 10^-5 % по объему. Высота озонного слоя около 30 км. Этот результат имеет важное значение для понимания фотохимических процессов в атмосфере планеты.

Фотометр для регистрации рассеянного в верхней атмосфере солнечного излучения в линии L_α, установленный на АМС «Марс-5», был снабжен узкополосными фильтрами-кюветами, что позволило оценить не только интенсивность излучения, но и ширину линии. Температура термосферы Марса, определенная по ширине линии L_α, составляет около 300 °К.

В результате исследований атмсоферы планеты методами одночастотного и двухчастотного радиопросвечивания (АМС «Марс-4», «Марс-5», «Марс-6») обнаружена ночная ионосфера Марса с концентрацией электронов ~5-10 ³ см~ ³ в главном максимуме, расположенном на высоте 110—130 км. Определен высотный профиль электронной концентрации. Полученные экспериментальные данные позволяют предположить также, что на высотах —200 км существует дополнительный максимум ионизации и что в интервале высот 0—80 км существует плазма с концентрацией заряженных частиц —10 ^{3 см -3}.

При радиозаходах станций «Марс-4» и «Марс-6» за планету проведено двухчастотное радиопросвечивание вечерней ионосферы Марса. Найденные профили электронной концентрации подтверждают наличие излома на высотах ~210 км, обнаруженного в 1971 г. во время полета спутника «Марс-2». Результаты измерений частот дециметрового и сантиметрового сигналов в четырех сеансах радиопросвечивания позволили с высокой точностью определить высотные профили температуры и давления в тропосфере Марса в точках касания поверхности радиолучом. В интервале высот 0—20 км температурный градиент оказался равным ~3° км ^-1, высота однородной атмосферы 7+10 км. Результаты определения давления и температуры на поверхности Марса в точках касания с координатами λ° долготы и j° широты приведены в таблице 3.

Таблица 3

АМС	λ, град	φ, град	ρ, мбар	Т °К
«Марс-4» заход «Марс-4» выход «Марс-5» выход «Марс-6» заход	17 236 214 14	— 52 -9 38 -35	4,4±0,4 4,1±0,3 4,7±1,9 5,2±1,3	183+10 205+10 174+45 182+35

При заходе станции «Марс-4» температура у поверхности оказалась ниже (183 °К), чем при выходе (205 °К), хотя заход произошел над освещенной Солнцем стороной Марса, а выход — над ночной. По-видимому, это вызвано тем, что при выходе просвечивалась область вблизи экватора, а при заходе — область в более высоких и холодных широтах.

Большая серия экспериментов посвящена исследованиям поверхности Марса. Проводилось фотографирование планеты с помощью фототелевизионных устройств различного типа. Имеется около 60 фотографий (см. рис. 8, 9), полученных на АМС «Марс-4», «Марс-5», многие из них очень высокого качества. Они охватывают район, который фотографировал американский космический аппарат «Маринер-9» в период пылевой бури и не смог обеспечить высокое качество съемки. Использовались две камеры: короткофокусная с разрешением около 1 км вблизи перицентра и длиннофокусная с разрешением около 100 м. Кроме того, были получены изображения с помощью сканирующих фотоэлектрических фотометров. Полученные фотографии изучались геологами, а также производился их фотограмметрический анализ. На некоторых фотографиях имеются следы водной эрозии (см. рис. 9), возраст которых осторожно оценивается величиной меньше одного миллиарда лет. Это является независимым подкреплением гипотезы о колебаниях плотности марсианской атмосферы.

С борта АМС «Марс-5» были проведены радиоастрономические измерения яркостной температуры Марса в двух поляризациях. Обработка этих измерений позволила оценить электрические и тепловые свойства материала подповерхностного слоя планеты. Исследованный в 1974 г. район Марса (от 35 °S, 140 °W до 5 °N, 340 °W) оказался более однородным по своим электрическим и тепловым свойствам, чем области, измеренные с борта АМС «Марс-3» в 1971—72 гг. Средняя диэлектрическая проницаемость e = 3,1 ± 0,3 и плотность ρ ~ 1,5 г/см ³ .

Инфракрасный (ИК) радиометр на АМС «Марс-5» измерял температуру поверхности. Максимальные зарегистрированные температуры составляют 272 °К и относятся к 13 ^h 10 ^m местного времени (район Thaumasia). В зоне терминатора температура падает до 230 °К, а в конце трассы при 21 ^h 00 ^m местного времени до 200 °К. Измерения с ИК-радиометром показывают, что тепловая инерция грунта находится в диапазоне 0,004—0,008 кал-град^-1 см^-2 сек^-1/2. Отсюда можно оценить характерную величину размеров зерен грунта — от 0,1 до 0,5 мм. С другой стороны, фотометрические и поляриметрические измерения показывают, что эти зерна имеют микроструктуру более мелкого масштаба (порядка микрона).

Состав грунта и его структура определяют отражательную способность планеты в диапазоне от 0,3 до 4 мкм. Длинноволновый участок этого интервала исследовался с помощью инфракрасного спектрометра. Получено несколько сотен спектров в интервале от 2 до 5 мкм. Наиболее характерной их деталью является присутствие полосы кристаллизованной воды около 3,2 мкм. Совокупность спектроскопических, фотометрических и поляризационных свойств марсианского грунта согласуется с предположением о силикатном составе (окисленный базальт) с небольшой примесью гетита.

Специальный прибор — СO ₂ альтиметр — измерял эквивалентные ширины полосы СO ₂ ок. 2 мкм. По ним определялись профили давлений и высот на трассах измерений. В западной части трасс находится высокий район с характерной величиной давления 3—4 мбар, на востоке 5—6 мбар. Трассы пересекают два гребня высотой до 8—10 км над референтным уровнем (6,1 мбар).

Гамма-спектрометр на «Марсе-5» позволил получить спектры гамма-излучения марсианских пород, которые дают представление об их характерном составе.

С помощью АМС «Марс-5» были продолжены исследования магнитного поля на вечерней и ночной стороне планеты. Эти исследования позволили установить, что в окрестности планеты Марс образуется ударный фронт. За ударным фронтом наблюдается характерная переходная область, где наблюдается усиленное флуктуирующее поле со стороны планеты. Переходная область ограничена более регулярным и возрастающим при приближении к перицентру магнитным полем. Это поле на высоте 1100 км составляет около 30 гамм. При удалении станции от перицентра наблюдалось последовательное пересечение характерных областей в обратном порядке. Совокупность данных о величине и топологии магнитного поля, положении ударного фронта и интенсивности солнечного ветра может быть объяснена наиболее естественным образом при допущении, что планета Марс обладает собственным магнитным полем с моментом М = 2,47·10 ²² гаусс·см^-3 и напряженностью поля на экваторе Н = 64 гамм. На высотах полета спутника поле деформировано действием солнечного ветра. Северный полюс марсианского диполя находится в северном полушарии, а ось диполя наклонена к оси вращения Марса на угол 15—20°.

Анализ ионных и электронных энергетических спектров, полученных с помощью приборов АМС «Марс-5», показал, что вблизи планеты существуют три пересекаемых спутником зоны с существенно различными свойствами плазмы. В первой зоне регистрируются спектры, соответствующие невозмущенному солнечному ветру, а во второй зоне — переходной области за фронтом ударной волны. Третья плазменная область лежит внутри шлейфа магнитосферы Марса и в некоторых отношениях сходна с так называемым плазменным слоем в шлейфе земной магнитосферы.

Измерения кинетических параметров плазмы с помощью многоканального электростатического анализатора АМС «Марс-5» позволили выявить отклонения от газодинамической модели обтекания солнечным ветром планеты Марс. Эти отклонения наблюдались в профиле скорости и температуры потока, обтекающего препятствие. Данные АМС «Марс-5» подтвердили результаты АМС «Марс-2», «Марс-3» о том, что в большинстве случаев ударная волна наблюдается на расстояниях, соответствующих небольшой (~400 км) эффективной высоте препятствия, хотя в отдельных случаях ударная волна расположена на значительно больших расстояниях.

Общие выводы:

1. Советский Союз первым в мире направил аппарат к Марсу и первым в мире совершил посадку космического аппарата на Марс. Американцы сделали это позже нас на 2 и 5 лет соответственно. Первый успешный вывод своей АМС на марсианскую орбиту («Маринер-9») американцы совершили тогда, когда советская АМС уже доставила свой спускаемый аппарат на поверхность Марса. Понятно, что в силу того, что за эти годы прогресс двинулся вперед, то те же американские АМС оказались более совершенными и собрали больше информации, чем их советские аналоги. Тем не менее советское преимущество в отработке элементов марсианской программы очевидно.

2. Характерной особенностью полетов на Марс – с самых первых запусков до наших дней, как у СССР-России, так и у США, является чрезвычайно высокий процент аварий, которые превосходят количество удачных запусков (в то время как при запусках на Луну и Венеру подавляющее большинство запусков были удачными). В чем причина? Назывались разные версии такой высокой «смертности» марсианских аппаратов - начиная с того, что якобы марсиане препятствуют изучению землянами своей планеты (что скорее из области фантастики – вряд ли на Марсе есть развитая цивилизация, кроме того, часть аварий с АМС произошла тогда, когда они еще не долетали до Марса. Еще одна версия – что катастрофы марсианских аппаратов происходят из-за неправильной трактовки общей теории относительности, вносящей поправки в расчеты траектории. Однако в этом случае логичней было бы ожидать большого количества катастроф при полетах к Венере, где солнечная гравитация и, соответственно, гравитационные поправки значительно сильнее (хотя, с другой стороны, полет на Марс занимает значительно дольше время, и за это время накапливается большая ошибка в траектории).

Однако, вероятнее всего, причиной большого числа неудач стало то, что Марс был первой планетой, на которую были направлены искусственные аппараты, именно на Марсе впервые в истории человечества отрабатывались межпланетные программы. А когда что-то делается впервые – то неудачи неизбежны. Когда после Марса начались отправки космических аппаратов к Венере (СССР) и к дальним планетам (США), то опыт марсианских неудач был учтен – и эти полеты были более успешными.