«Фобос-Грунт» создавался на базе нового унифицированного многоцелевого модуля «Флагман», предназначенного для решения ряда фундаментальных и прикладных задач планетарных исследований.
    АМС выполнена по сложной многоступенчатой схеме с последовательным отделением отработавших блоков и состоит из следующих компонентов:

    >> маршевая двигательная установка выведения со сбрасываемым блоком баков (СББ), предназначенная для формирования отлетной траектории, ее коррекций и выхода на начальную орбиту искусственного спутника Марса (ИСМ);
    >> переходная ферма (ПФ), внутри которой закреплен адаптер с китайским спутником «Инхо-1»;
    >> перелетный модуль (ПМ), который является основным структурным и рабочим элементом АМС до момента старта с Фобоса;
    >> возвращаемый аппарат (ВА) для взлета с поверхности Фобоса, старта и перелета к Земле и формирования траектории входа спускаемого аппарата в атмосферу Земли; спускаемый аппарат (СА) для торможения в атмосфере и доставки на Землю герметичного контейнера с образцами грунта Фобоса.

Основные характеристики АМС «Фобос-Грунт»
Масса АМС при старте	13505 кг
Масса комплекса научной аппаратуры	50 кг
Масса доставляемых на Землю образцов грунта Фобоса	-200 г
Срок активного существования	3 года
Гарантийный ресурс	4.75 года
Вероятность безотказной работы КА	более 0.93
Электрическая мощность:
- перелетный модуль	1000 Вт
- возвращаемый аппарат	300 Вт
Тип и площадь солнечной батареи:
- перелетный модуль	Арсенид-галлиевая, 8.9 м2
- возвращаемый аппарат	Арсенид-галлиевая, 1.64 м2
Тип и емкость аккумуляторной батареи:
- перелетный модуль	Никель-водородная, 50 А-ч
- возвращаемый аппарат	Никель-металлогидридная, 10 А-ч
Частотный диапазон бортового радиокомплекса	Х-диапазон
Скорость передачи служебного канала	До 16 кбит/с
Основные характеристики АМС «Фобос-Грунт»

Массовая сводка АМС
Компоненты КА	Масса, кг
Спускаемый аппарат	7
Возвращаемый аппарат, в т.ч.:	287
- заправка	139
- сухая масса	148
Приборный отсек перелетного модуля	550
ДУ перелетного модуля, в т.ч.:	1270
- заправка	1058
- сухая масса	212
Переходная ферма с системами отделения	150
Субспутник «Инхо-1»	115
Маршевая ДУ без СББ, в т.ч.:	7750
- рабочая заправка	7015
- конечная масса	735
СББ, в т.ч.:	3376
- рабочая заправка	3001
- конечная масса	375
Всего	13505
Массовая сводка АМС

    Массовая сводка КА в последнем варианте не опубликована и восстановлена нами в максимально корректном виде по совокупности плохо стыкующихся между собой источников (табл.).

    Маршевая двигательная установка
    МДУ, выполненная на основе блока баков и двигателя разгонного блока «Фрегат-СБ», состоит из главной двигательной установки и сбрасываемого бака. Все основные конструктивные элементы МДУ преемственны с разгонным блоком, прошедшим летные испытания при запусках КА «Электро-Л» и «Спектр-Р» (НК №3 и №8, 2011). Адаптация МДУ состояла в исключении собственной ги-дразиновой двигательной установки ориентации, стабилизации и обеспечения запуска, а также систем управления и энергопитания «Фрегата-СБ».

Блок двигателей малой тяги

ФОБОС-ГРУНТ

    Главная ДУ имеет в своем составе по два бака горючего (НДМГ) и окислителя (АТ) с двумя дополнительными емкостями на каждом и два сферических приборных отсека. Сбрасываемый бак состоит из восьми торовых секторов, соединенных между собой цилиндрическими проставками. В нем имеется четыре бака компонентов, разделенные перегородками. ЖРД С5.92 имеет тягу 2016 кгс при удельном импульсе 331 сек в режиме большой тяги и 1411 кгс в режиме малой тяги.

    Разделяемая переходная ферма
    ПФ выполнена в виде двухъярусной конструкции, смонтированной на МДУ. Стыковка двух ярусов осуществляется с помощью системы разделения в виде восьми пироболтов и пружинных толкателей. Верхний ярус с помощью аналогичной системы разделения в верхнем сечении крепится к перелетному модулю. В верхнем сечении в восьми точках к ферме крепится адаптер китайского микроспутника. После завершения тормозного маневра при подлете к Марсу сначала отделяетя МДУ вместе с нижним ярусом, затем «Инхо-1» и последним - верхний ярус фермы с адаптером.

    Перелетный модуль
    В состав перелетного модуля входят следующие основные системы:

    >- бортовой комплекс управления;
    >- бортовой радиокомплекс;
    >- антенно-фидерная система;
    >- система электроснабжения;
    >- система терморегулирования.

    В силовом отношении ПМ состоит из двух последовательно соединенных основных блоков - приборного отсека и двигательной установки.
    Приборный отсек выполнен по негерметичной схеме и геометрически представляет собой восьмигранную призму. Силовую основу отсека составляет каркас из восьми вертикальных силовых балок, объединенных профилями уголкового сечения в единую сварную конструкцию. На восьми гранях установлены трехслойные панели с тепловыми трубами для обеспечения теплового режима служебной и научной аппаратуры, которая размещается на этих панелях.
    Каркас приборного отсека также служит для размещения внешнего оборудования КА, в том числе панелей солнечных батарей, параболической антенны с двухстепенным приводом, манипулятора для забора грунта с поверхности Фобоса и грунтоперегрузочного устройства, а также посадочного устройства. Последнее представляет собой механическую систему из трех опор, которые через специальные кронштейны установлены на каркасе приборного отсека. Каждая опора состоит из амортизатора, подкоса и опорной пяты.

Перелетный модуль и ВА на сборке в НПО им. С. А. Лавочкина

ФОБОС-ГРУНТ

    Четыре сферических бака (два бака окислителя и два бака горючего) блока баков ПМ связаны между собой цилиндрическими проставками. Весь блок баков с помощью восьми конических кронштейнов, приваренных к поверхности сферических баков, крепится к верхнему торцу балок каркаса ПМ болтовыми соединениями.
    В межбаковом колодце установлены четыре двигателя коррекции 11Д458Ф тягой по 39 кгс. На выносных пилонах трубчатой конструкции смонтированы четыре блока двигателей малой тяги, каждый из которых состоит из пяти двигателей: четырех 11Д457Ф тягой по 5.5 кгс и одного 17Д58ЭФ тягой 1.27 кгс. Указанные двигатели обеспечивают решение ряда целевых задач, включая осаждение топлива перед включением маршевой ДУ, прижим КА к поверхности Фобоса при посадке и в процессе работы грунтозаборного устройства.
    Бортовой комплекс управления перелетного модуля задействует для своей работы бортовой вычислительный комплекс (БВК; две ЦВМ22 с устройствами сопряжения - адаптерами связи), два комплекта бесплатформенных инерциальных блоков БИБ, два звездных датчика БОКЗ-МФ, два оптических солнечных датчика ОСД, телевизионную систему навигации и наблюдения и четыре управляющих двигателя-маховика «Агат-15М». Перелетный модуль обеспечивает точность наведения 0.5° при угловой скорости стабилизации 0.005°Дек. Он оснащен передатчиком Х-диапазона (8412.268-8417 МГц) мощностью 40 Вт, приемником и антеннами: приемопередающей остронаправленной ФА01, тремя приемными малонаправленными ФАМ1...ФАМЗ и тремя передающими малонаправленными ФАМ4...ФАМ6.

    Возвращаемый аппарат
    В состав ВА входят следующие основные системы:

    >- бортовой комплекс управления;
    >- бортовой радиокомплекс;
    >- антенно-фидерная система;
    >- система электроснабжения;
    >- двигательная установка;
    >- система терморегулирования.

    Масса ВА при старте с Фобоса составляет 287.5 кг, на этапе полета к Земле -146 кг. Для минимизации массы ВА выполнен в виде моноблока, где основным конструктивным элементом является двигательная установка, обеспечивающая старт с поверхности Фобоса и выведение ВА на траекторию перелета к Земле, проведение коррекций и формирование условий входа спускаемого аппарата в атмосферу Земли. ДУ ВА разработана ФГУП НИИмаш (г. Нижняя Салда) и имеет тягу 10 кгс при удельном импульсе 297 сек.

Перелетный модуль и ВА на сборке в НПО им. С. А. Лавочкина

ФОБОС-ГРУНТ

    Блок баков представляет собой жесткую связку четырех сферических баков - два бака окислителя и два бака горючего, вмещающих 135 кг компонентов топлива. На баке закреплены тепловая сотопанель со служебной аппаратурой, стационарная солнечная батарея и спускаемый аппарат.
    Штатным режимом полета В А является закрутка по сигналам двух солнечных датчиков. Для коррекций траектории строится инерциальная ориентация на двух звездных датчиках с использованием ЖРД ориентации и стабилизации. БВК ВА использует две ЦВМ22 с адаптерами связи. Радиокомплекс Х-диапазона (8426.36-8431.1 МГц) с передатчиком мощностью 15 Вт работает через четыре малонаправленные антенны.

    Спускаемый аппарат
    Конструктивно СА состоит из лобового экрана в виде затупленного конуса с углом при вершине 90° и конической крышки. Лобовой экран покрыт стеклосотами и слоем теплозащиты, которая выгорает при спуске СА в атмосфере Земли. Внутри СА к верхней крышке на срезных штифтах прикреплен корпус с агрегатами, который включает контейнер для грунта и три капсулы с биоматериалами.
    Корпус с агрегатами окружен системой амортизации из изолана 7ПМ/4.
    Торможение СА в атмосфере Земли осуществляется только за счет аэродинамического сопротивления без использования парашютной системы.
    Масса спускаемого аппарата при входе в атмосферу Земли составляет 7.3 кг, диаметр -450 мм, масса доставляемой капсулы с грунтом - 0.5 кг. В капсуле находится до 100 см³ образцов массой до 200 г.


    «Светлячок» (имя «Светлячок» созвучно старому китайскому названию Марса, в котором слог «ин» обозначал «красный», а «хо» - непредсказуемый. Современное китайское название Марса - Хосин («Огненная звезда») - малый КА, разработанный 509-м институтом Шанхайской исследовательской академии космической техники SAST под руководством Чэня Чанъя для регистрации параметров магнитосферы Марса и исследования механизма потери ионов и, как следствие, исчезновения поверхностных вод планеты. Работа «Инхо-1» на орбите вокруг Марса была рассчитана на один год.
    Масса КА составляет 115 кг при габаритах 0.75x0.75x0.65 м. Спутник питается от двух раскладных трехсекционных ориентируемых на Солнце панелей солнечных батарей (СБ) размахом 6.85 м. Средняя мощность системы энергоснабжения составляет 90 Вт, пиковая - 180 Вт. На долю полезной нагрузки массой 11 кг выделяется 20 Вт.

Китайский микроспутник на своем штатном месте

ФОБОС-ГРУНТ

    Научная ПН «Инхо-1» состоит из нескольких инструментов, включая блок детекторов плазмы (анализатор электронов, два анализатора ионов, масс-спектро-метр), трехкомпонентный индукционный магнитометр и двухчастотный приемник для радиопросвечивания атмосферы Марса совместно с КА «Фобос-Грунт».
    Кроме того, «Инхо-1» оснащен двумя CMOS-камерами. Узкоугольная камера с полем зрения 20x38° и разрешением порядка 300 м в перицентре орбиты будет вести съемку поверхности Марса и пылевых бурь. Широкоугольная камера предназначена для документирования процесса разделения двух КА и «для связей с общественностью» (проще говоря, для «пиара»).
    Аппарат имеет трехосную систему ориентации с жидкостными микродвигателями. Связной комплекс имеет приемопередатчик диапазона X (передатчик служебной и научной информации мощностью 12 Вт на 8423.7-8425.12 МГц, приемник команднопрограммной информации на 7159.72-7176.28 МГц) и две антенны - с высоким коэффициентом усиления диаметром 0.95 м, обеспечивающую передачу данных со скоростью 8 и 16 кбит/с, и с низким коэффициентом усиления (80 бит/с).
    Связь с «Инхо-1» планировалась через российские станции в Калязине, Медвежьих Озерах и Уссурийске.


    На траектории полета к Марсу предусматривалась возможность проведения трех коррекций. Первая - на 5-10-е сутки полета с приращением скорости до 85 м/с. Вторая -примерно на 65-е сутки полета, после накопления измерительной информации, величиной импульса не более 10 м/с. Третья коррекция с приращением до 35 м/с планировалась за 4-2 недели до подлета к Марсу.
    Измерения после третьей коррекции позволяли определить окончательные параметры подлетной траектории и рассчитать уставки на торможение для выхода на начальную орбиту. Возможные ошибки в координатах КА при подлете к Марсу оценивались в ±500 км, и им соответствовала погрешность в высоте перицентра ±400 км.

    Выход на орбиту спутника Марса, сближение с Фобосом
    В районе перицентра подлетной траектории на 2.2 мин включается МДУ (величина тормозного импульса - 945 м/с) -и «Фобос-Грунт» переходит на начальную орбиту ИСМ с перицентром 800±400 км, апоцентром 79000 км и периодом обращения трое суток. Здесь проводится сброс МДУ и отделение китайского микроспутника.
    На уточнение орбитальных параметров и проведение малых коррекций отводится 10-15 суток. Маневр на переходную орбиту выполняется в апоцентре на ДУ перелетного модуля, при этом плоскость орбиты КА совмещается с плоскостью орбиты Фобоса, а радиус перицентра поднимается до радиуса орбиты наблюдения (9910 км). Характеристическая скорость маневра составляет 220 м/с при длительности работы ДУ 4.8 мин.

Основные параметры траекторий перелета Земля-Марс
Стартовое окно	28 октября - 21 ноября 2011 г.
Длительность полета до Марса	Около 10 месяцев
Прилет к Марсу	25 августа - 26 сентября 2012 г.
Суммарная скорость разгона с опорной орбиты ИСЗ	< 3.73 км/с
Асимптотическая скорость отлета от Земли	< 3.1 км/с
Склонение вектора асимптотической скорости отлета к экватору Земли	<40°
Асимптотическая скорость подлета к Марсу	< 2.8 км/с
Склонение вектора асимптотической скорости подлета к экватору Марса	<30°
Суммарная скорость трехимпульсного перехода на орбиту	1865 м/с
Наблюдения Фобоса (без учета коррекций орбит ИСМ)
На дату прилета к Марсу
- расстояние Земля-Марс	270 млн км
- угол Солнце - КА - Земля	30...35°
Основные параметры траекторий перелета Земля-Марс

ФОБОС-ГРУНТ

Основные околомарсианские этапы полета
Этап полета	Начало и окончание этапа
Выход ПМ на промежуточную орбиту	Октябрь - декабрь 2012 г.
Выход на орбиту наблюдения	Декабрь 2012 г.
Выход на квазиспутниковую орбиту Фобоса	Январь 2013 г.
Посадка на Фобос и работа на нем	Конец января - начало апреля 2013 г.
Выход ВА на базовую орбиту	Апрель 2013 г.
Выход на переходную орбиту	Начало августа 2013 г.
Выход на предстартовую орбиту	Середина августа 2013 г.
Переход на траекторию возврата к Земле	3-23 сентября 2013 г.
Основные околомарсианские этапы полета

Схема начального этапа полета по орбите ИСМ

ФОБОС-ГРУНТ

    Следующим маневром в перицентре переходной орбиты (705 м/с, длительность 12.3 минуты) КА переводится на орбиту наблюдения (почти круговая орбита со средним радиусом 9910 км, т.е. примерно на 535 км выше орбиты Фобоса, и периодом обращения 8.3 час). После двух-трех коррекций погрешностей выведения начинаются автономные навигационные наблюдения Фобоса с помощью бортовой ТВ-камеры на расстоянии не более 1500 км. По ним будут уточнены эфемериды цели.

Схема проведения маневров для выхода на орбиту наблюдения

ФОБОС-ГРУНТ

    При необходимости проводятся две-три коррекции орбиты наблюдения, после чего аппарат переводится на квазиспутниковую орбиту, имеющую равный с орбитой Фобоса период обращения, но отличающуюся по высоте на одной части витка примерно на +50 км, а на противоположной - до -50 км. С этого момента КА будет постоянно находиться вблизи Фобоса, на расстоянии 50-130 км от него. Переход осуществляется двумя импульсами на 45 и 20 м/с в течение двух суток, после каждого из которых проводятся траекторные измерения с Земли и уточняются параметры орбиты.

    Посадка на поверхность Фобоса
    Посадка на Фобос возможна примерно через пять суток после перехода на квазиспутниковую орбиту. Рекомендованные ГЕОХИ РАН точки посадки имеют координаты:

    1) 5° ю.ш., 235° з.д.
    2) 5° с.ш., 230° з.д.

    Указанные точки находятся на тыльной стороне Фобоса, противоположной вектору орбитальной скорости, и на внешнем по отношению к Марсу полушарии.
    В процессе подготовки и проведения сближения и посадки используются оптические, гироинерциальные и вычислительные средства бортового комплекса управления и следующие измерительные средства посадки: высотомер-вертикант больших высот ВВ-БВ, допплеровский измеритель вектора относительной скорости и дальности по четырем лучам, телевизионная система ТСНН - для оценки неровности поверхности и параметров движения КА вблизи Фобоса.
    На посадку отводится два часа и 100 м/с характеристической скорости. Исполнительными органами являются координатные двигатели малой тяги ПМ. Вертикальная скорость в момент посадки составляет 1.0-2.5 м/с, боковые - до 1.0 м/с. На высоте 1-2 м включаются верхние продольные двигатели, сообщающие КА ускорение в сторону поверхности, а после касания - усилие прижатия к поверхности порядка 20 кгс. Через 2-5 сек после касания двигатели отключаются.

    Старт с Фобоса
    Космический комплекс рассчитывается на длительное пребывание на поверхности Фобоса с увязкой времени старта с баллистическими условиями для полета к Земле. В случае неблагоприятной по условиям освещенности посадки или потери связи с Землей без восстановления ее за заданное время предусмотрен быстрый автономный взлет возвращаемого аппарата.
    Как при штатном, так и при срочном взлете ВА отделяется от ПМ при помощи пружинных толкателей со скоростью 1 м/с в направлении продольной оси и начинает пассивный полет, стабилизируясь с помощью двигателей стабилизации. Через 50-60 секунд, после ухода на безопасное для ПМ расстояние, включается ДУ ВА и за 16 сек производится доразгон в том же направлении до скорости 10 м/с. За 1000 сек ВА уходит от поверхности Фобоса на расстояние 10 км.
    Далее выполняется поиск Солнца и наведение на него продольной оси В А, и в течение 32 сек выдается импульс величиной 20 м/с, после которого ВА оказывается на промежуточной орбите со временем безопасного существования порядка 10 суток.

Схема выхода на траекторию полета к Земле

ФОБОС-ГРУНТ

Основные параметры траектории перелета Марс-Земля
Стартовое окно	3-23 сентября 2013 г.
Длительность перелета	Около 11 месяцев
Прилет к Земле	15-18 августа 2014 г.
Асимптотическая скорость отлета от Марса	< 2.5 км/с
Склонение вектора асимптотической скорости отлета к экватору Марса	-3...-6 гр.
Асимптотическая скорость подлета к Земле	< 4.5 км/с
Склонение вектора асимптотической скорости подлета к экватору Земли	< 27 гр.
Абсолютная скорость входа в атмосферу Земли	< 12.0 км/с
Основные параметры траектории перелета Марс-Земля

Конструкция спускаемого аппарата

ФОБОС-ГРУНТ

    В течение трех суток устанавливается (восстанавливается) связь с Землей, производятся траекторные измерения, уточняются параметры орбиты, рассчитываются и закладываются установки на проведение следующего маневра. В расчетное время ВА разворачивается в требуемом направлении и выдает импульс 20 м/с, после которого ВА оказывается на базовой орбите и вновь переходит в солнечную ориентацию. В качестве базовой установлена круговая орбита на 300-350 км ниже орбиты Фобоса с периодом обращения 7.23 часа.

     Переход на возвратную траекторию и перелет к Земле
    Стартовое окно для возврата на Землю приходится на сентябрь 2013 г. Переход ВА с базовой орбиты на траекторию полета к Земле производится по трехимпульсной схеме в последовательности, обратной к выходу на орбиту наблюдения. Он включает элементы:

    >- разгон с помощью ДУ ВА на переходную эллиптическую трехсуточную орбиту;
    >- маневр в апоцентре с помощью ДУ ВА для понижения высоты перицентра до 500-1000 км и формирования требуемого наклонения (предстартовая орбита);
    >- разгон на траекторию отлета к Земле.

    Суммарная характеристическая скорость перехода с базовой орбиты на траекторию возврата к Земле составляет 1655 м/с, в том числе: 1-й импульс - 740 м/с, 2-й импульс -125 м/с, 3-й импульс - 790 м/с. Первый и третий импульсы будут выдаваться в режиме «закрутка» с предельной точностью ±2°, а второй - в трехосной ориентации с точностью ±0.7°.
    Навигация на возвратной траектории должна обеспечить прямой вход в атмосферу Земли в заданном районе. На трассе перелета запланированы пять коррекций (через 2-3 недели после отлета, через 3 месяца после первой, за 2 месяца, за 10-20 суток и за 72... 12 часов до встречи с Землей). Суммарный импульс коррекций не превышает 140 м/с.

     Посадка на Землю
    В качестве расчетной точки посадки принята точка на территории 10-го Государственного испытательного полигона Сары-Шаган с координатами: 46°01'с.ш. и 72° 10'в.д. Радиус пятна возможных точек посадки не превышает 30 км.
    Поскольку траекторные измерения проводятся с помощью аппаратуры на В А, отделение СА осуществляется по временной уставке за два часа до входа в атмосферу. Угол входа на высоте 120 км выбирается в пределах 33...45°.
    В процессе торможения СА подвергается воздействию продольной перегрузки 160-280 д. Вертикальная скорость посадки (без учета ветра) составляет 27.6...33.3 м/с. Максимальная перегрузка в момент удара о поверхность (длительностью 1...3 мс) - 3600 g для контейнера с грунтом, 8100 g для лобового экрана.
    Так как на СА отсутствует радиомаяк, система поисков должна структурно включать следующие составляющие:

    >- измерительные средства полигона (радиолокаторы, фоторегистрирующие станции видимого и инфракрасного диапазона);
    >- авиационные средства поиска (два вертолета Ми-8);
    >- радиолокатор авиационного базирования с синтезированной апертурой;
    >- беспилотные летательные аппараты разработки НПО имени С. А. Лавочкина.