Вторая попытка полета на Венеру

    Краткий полет «Венеры-1» прояснил многое в отношении требований к планетным космическим аппаратам, и в оставшееся до следующего запуска время инженеры Сергея Королева разработали новую автоматическую космическую станцию 2МВ, которая была максимально унифицирована по своей конструкции и бортовым системам и в последующие годы легла в основу многочисленных космических станций для исследований Венеры и Марса.
    Тем временем американцы работали над своей первой настоящей лунной станцией, которая была гораздо тяжелее, чем предыдущие, благодаря применению новой ракеты-носителя «Атлас-Аджена». Эта космическая станция «Рейнджер» послужила также основой для успешной серии планетных станций «Маринер», которые, как и «Рейнджер», создавались Лабораторией реактивного движения. США также оттачивали свой опыт конструирования путем проб и ошибок, и серия «Рейнджер» шесть раз терпела аварии, пока, наконец, станция и ракета не достигли необходимой надежности. Серия «Маринер» изначально оказалась успешной, и можно усмотреть иронию в том, что США осуществили успешный полет на Венеру раньше, чем на Луну. Советский Союз был весьма огорчен тем, что США превзошли его в исследованиях Венеры, несмотря на первоначальное несомненное лидерство СССР в области ракет и космических станций.

НОВАЯ ПОПЫТКА: 2МВ

    В 1962 году Советский Союз запустил шесть космических станций серии 2МВ: три на Венеру и три на Марс. Лишь одна из них, «Марс-1», избежала потери из-за аварии ракеты-носителя. На протяжении 1960-х годов главными причинами потерь в лунных и планетных программах были неудачи с запуском ракет-носителей, а доминирующим фактором являлись проблемы четвертой ступени (блока Л) 8К78 «Молния». В ходе почти пятимесячного полета «Марса-1» выявилось множество проблем новой конструкции космической станции, пока он окончательно не прекратил существование на участке межпланетного перелета.



    Цели кампании
    После ошибок программ 1М «Марс» в октябре 1960 и 1ВА «Венера» в феврале 1961 года Королев принял решение разработать следующее, более совершенное поколение планетных космических аппаратов. Весной 1961 года он распорядился начать проектирование новых многоцелевых космических станций, которые можно было бы применять как для исследований с пролетных траекторий, так и для посадки на Марс или Венеру. Тем самым была запущена первая серия межпланетных космических станций модульной конструкции, оснащенных стандартизированным многоцелевым орбитальным модулем для вывода космической станции к заданной планете (в США за ним закрепилось разговорное выражение carrier vehicle) и отдельным модулем, несущим научное оборудование, предназначенное для конкретной планеты и заданного типа исследований. Были созданы два типа стандартных научных модулей: первый - герметичный аппарат с приборами для пролетных исследований планет, второй - спускаемый аппарат для зондирования атмосферы или посадки на поверхность. В последнем случае посадочный модуль отделялся по прибытии к планете и осуществлял спуск, а орбитальный модуль отбрасывался и сгорал в атмосфере. Это было важным усовершенствованием конструкции по сравнению с 1ВА, в которой атмосферный или посадочный модуль был конструктивно объединен со всей космической станцией и пассивно ожидал разрушения при входе ее в атмосферу.
    Системы связи, контроля положения в пространстве и терморегулирования, а также система обеспечения посадки и корректирующая двигательная установка были существенно улучшены по сравнению с 1М и 1ВА. Новое поколение задало конструкторский стандарт для всех планетных программ с использованием ракеты-носителя «Молния», вплоть до начала применения ракеты-носителя «Протон». Исходная конструкция, 2МВ, предназначалась только для запуска на Марс и Венеру в 1962 году. Было изготовлено и запущено шесть космических станций: три - на Венеру и три - на Марс. Для запуска этих более тяжелых станций Королев усовершенствовал ракету-носитель 8К78 путем модернизации стартовых двигателей боковых блоков первой ступени и удлинения фермы между третьей и четвертой ступенями и головного обтекателя.
    К окну запуска 1962 года на Венеру Советский Союз подготовил две космические станции со спускаемыми аппаратами 2МВ-1 и одну космическую станцию 2МВ-2 для пролета вблизи Венеры (табл.). Задача спускаемых аппаратов заключалась в том, чтобы проникнуть под облачный покров планеты, передать данные измерений температуры, давления, плотности и состава атмосферы, а затем совершить посадку и определить состав поверхности. Пролетная космическая станция должна была сфотографировать планету с помощью усовершенствованной версии фотокамеры, которая первоначально должна была лететь на космической станции 1М. К великому разочарованию, все эти космические станции были потеряны из-за неполадок в работе четвертой ступени ракет-носителей. Всего же, как уже говорилось, из шести станций 2МВ только одной - «Марсу-1» - удалось избежать гибели из-за аварии ракеты-носителя. После кампании 1962 года конструкцию 2МВ модифицировали и она получила обозначение ЗМВ.

Космические станции, запущенные на Венеру в 1962 году (СССР/ОКБ-1)
1-я космическая станция	2МВ-1 №3 («Спутник-19»)
Назначение станции     Страна /Производитель     Ракета-носитель     Дата/Космодром     Результат	Посадка на Венеру     СССР/ОКБ-1     «Молния»     25 августа 1962 г./02:18:45 (Байконур)     Отказ двигателя 4й ступени, станция на околоземной орбите
2-я космическая станция	2МВ-1 №4 («Спутник-20»)
Назначение станции     Страна /Производитель     Ракета-носитель     Дата/Космодром     Результат	Посадка на Венеру     СССР/ОКБ-1     «Молния»     1 сентября 1962 г./02:12:30 (Байконур)     Отказ двигателя 4й ступени, станция на околоземной орбите
3-я космическая станция	2МВ-2 №1 («Спутник-21»)
Назначение станции     Страна /Производитель     Ракета-носитель     Дата/Космодром     Результат	Пролетные исследования Венеры     СССР/ОКБ-1     «Молния»     12 сентября 1962 г./00:59:13 (Байконур)     Отказ двигателей 3й и 4й ступени, станция на околоземной орбите
Космические станции, запущенные на Венеру в 1962 году (СССР/ОКБ-1)

    Диаметр космической станции 2МВ составлял 2,2 м, общая длина - 3,3 м, а ширина развернутых панелей солнечных батарей с терморадиаторами составляла 4 м. Станция состояла из двух соединенных между собой частей. Длина основной части, так называемого «орбитального» (carrier) модуля, была равна 2,7 м, считая 60 сантиметровую корректирующую двигательную установку на карданном подвесе КДУ-414. Внутри герметичного отсека орбитального модуля располагались электронная система управления полетом и научные приборы. Для управления положением в пространстве и ориентации двигателя в нужном направлении использовались струи охлажденного газа. Двигатель развивал тягу 2 кН и позволял совершать более одной коррекции траектории на межпланетном участке полета при полном времени горения 40 с. С другой стороны к орбитальному модулю крепился либо герметичный пролетный модуль длиной 60 см, либо отделяемый спускаемый аппарат сферической формы диаметром 90 см.
    Были также внесены существенные изменения в систему связи. Для повышения скорости передачи данных в ходе межпланетного полета и по достижении цели использовалась параболическая антенна диаметром 1,7 метра и радиосистема, передающая сигнал на длинах волн 5, 8 или 32 см. Для поддержания работы дециметровой системы с высоким коэффициентом усиления были добавлены всенаправленная антенна и передатчик, работавший в метровом диапазоне длин волн. Прием команд осуществлялся на 39 см (768,96 МГц) с помощью полунаправленных антенн, прикрепленных к тепловым радиаторам - излучателям, которые также применялись для связи на длине волны 32 см (922,776 МГц) в окрестности Земли и на меньшей скорости в более длинноволновом диапазоне в случае экстренной необходимости. Резервная радиосистема, работавшая в метровом диапазоне на частотах 115 и 183,6 МГц, предназначалась для работы вблизи Земли и оснащалась штыревой антенной, расположенной на верхнем конце солнечных батарей. Размещенная в приборном отсеке фотокамера для фотографирования при пролете планеты также оснащалась собственной импульсной радиопередающей системой, работавшей на длине волны 5 см.

Системы и научные приборы пролетной космической станции 2МВ:     1 - герметичный орбитальный отсек,     2 - герметичный отсек фотокамеры,     3 - двигательная установка,     4 - солнечные батареи,     5 - радиаторы системы терморегулирования,     6 - параболическая остронаправленная антенна,     7 - всенаправленные антенны,     8 - малонаправленная антенна,     9 - антенна передатчика метрового диапазона,     10 - всенаправленная антенна для связи в экстремальной ситуации,     11 - фотокамера и иллюминатор датчика планет,     12 - научное оборудование,     13 - антенна приемника метрового диапазона,     14 - система солнечной и астроориентации,     15 - резервная радиосистема,     16 - датчик непрерывного слежения за Солнцем,     17 - антенна слежения за Землей,     18 - сопла системы ориентации,     19 - баки с азотом системы ориентации,     20 - защитный экран датчика ориентации,     21 - грубый датчик направления на Солнце,     22 - устройство постоянного наведения на Солнце

НОВАЯ ПОПЫТКА: 2МВ

    Параболическая антенна с высоким коэффициентом усиления была жестко закреплена на станции и направлена в сторону, противоположную ориентации солнечных батарей. Поэтому в сеансах связи было необходимо разворачивать станцию в положение, при котором антенна была бы направлена непосредственно на Землю. Бортовое магнитное запоминающее устройство обеспечивало запись данных, когда станция была ориентирована на Солнце, и воспроизводило их в сеансах связи, когда антенна с высоким коэффициентом усиления была ориентирована в направлении Земли. Система электропитания состояла из солнечных батарей площадью 2,6 м2, обеспечивающих мощность 2,6 кВт, которая шла на зарядку никель-кадмиевых (NiCd) аккумуляторных батарей, рассчитанных на 42 А*ч.

Системы и научные приборы посадочной космической станции 2МВ:     1 - орбитальный аппарат,     2 - спускаемый аппарат,     3 - двигательная установка,     4 - солнечные батареи,     5 - радиаторы системы терморегулирования,     6 - параболическая остронаправленная антенна,     7 - средненаправленные антенны,     8 - антенна связи со спускаемым аппаратом,     9 - антенна передатчика метрового диапазона,     10 - антенна приемника метрового диапазона,     11 - штанга магнитометра и всенаправленной антенны,     12 - малонаправленные антенны,     13 - датчик Земли,     14 - научное оборудование,     15 - датчики Солнца и звезд,     16 - резервный радиопередатчик,     17 - датчик Солнца,     18 - газовые сопла системы ориентации,     19 - баки с азотом,     20 - датчик Солнца

НОВАЯ ПОПЫТКА: 2МВ

    Система контроля положения в пространстве была усовершенствована путем добавления датчика Земли для наведения антенны с высоким коэффициентом усиления, который заменил собой наведение по радиомаяку. Кроме того, с учетом опыта «Венеры-1», датчики Солнца, Земли и звезды были перемещены внутрь орбитального модуля и регистрировали свет через кварцевое куполообразное окно. Также было создано новое, более надежное, программно-временное устройство с поэлементным резервированием. Как и в случае «Венеры-1», обеспечивалось несколько режимов ориентации. На межпланетном участке траектории космическая станция должна была находиться в режиме постоянной ориентации на Солнце по трем осям, чтобы обеспечить освещение солнечных батарей. Во избежание потери управления станцией, как это случилось с «Венерой-1», было решено не отключать приемник на межпланетном участке перелета, чтобы избежать потери контроля за космическим аппаратом. Для сеансов связи с использованием антенны с высоким коэффициентом усиления станция должна была переходить из режима ориентации солнечных батарей на Солнце в режим ориентации параболической антенны на Землю, для чего использовались оптические датчики Солнца и Земли, связанные с гироскопом прецизионного управления положением в пространстве. С помощью системы гироскопов осуществлялось управление ориентацией КДУ относительно Солнца и Канопуса при маневрировании на межпланетном участке траектории. Гироскопическая система стабилизации осуществляла также обратную связь, обеспечивающую коррекцию углового направления двигателя во время горения. Двигатель прекращал работу по сигналу акселерометра, регистрировавшего заданное изменение скорости. В приборном отсеке находилась также система изображения в виде оптического датчика, при помощи которого планета должна была захватываться в его поле зрения, тем самым обеспечивалось управление ориентацией космической станции при сближении с планетой.
    Система терморегулирования была модернизирована путем установки вместо механических жалюзи двухконтурной газожидкостной системы, в которую входили два жидкостных полусферических радиатора, смонтированных на концах солнечных батарей. Охлаждающий и нагревающий трубопроводы, заполненные разными жидкостями, были разнесены в пространстве и связаны с теплообменниками циркулирующим внутри сухим азотом *. Космическая станция была обернута также металлической фольгой и содержала изолирующие покрытия из стекловолокна, которые, к сожалению, не видны на имеющихся фотографиях.

НОВАЯ ПОПЫТКА: 2МВ

* Система терморегулирования (СТР) работала на двух жидких теплоносителях - горячем и холодном, циркуляция которых обеспечивалась гидравлическими насосами через соответствующие секции наружных полусферических радиаторов и теплообменники, через которые, в свою очередь, продувался газ, наполняющий отсеки с аппаратурой. Эта система была практически универсальной для всех аппаратов 2МВ и обеспечивала требуемый температурный режим при полете к Венере или к Марсу лишь путем изменения оптических характеристик наружных радиаторов СТР. В дальнейшем такая конструкция была использована в ОКБ С.П. Королева при разработке других космических аппаратов и пилотируемых станций.

НОВАЯ ПОПЫТКА: 2МВ

    Орбитальный модуль был оснащен приборами для проведения научных исследований на межпланетном участке траектории, измерений в окрестности планеты, а в случае входа в атмосферу - изучения атмосферы и ионосферы вплоть до его разрушения. Программой предусматривался непосредственно перед моментом входа по команде с Земли запуск таймера, обеспечивавшего в автономном режиме последовательность исполнения команд. Отстыковка спускаемого аппарата от орбитального модуля производилась путем подрыва пиротехнических зарядов, освобождавших стяжные скобы, и пружинного механизма, отделявшего аппарат от модуля. Посадочная система представляла собой сферу диаметром 90 см, укрытую защитным кожухом из абляционного материала. Кроме научных инструментов спускаемый аппарат оснащался трехступенчатой парашютной системой, серебряно-цинковыми аккумуляторами и радиосистемой дециметрового диапазона с полуна-правленной антенной для прямой передачи данных на Землю. Исходя из наилучших на то время оценок параметров атмосфер конструкция спускаемого аппарата позволяла ему выдерживать давление до 5,0 бар и температуру до 77 °С. Аппараты для Венеры и Марса были почти идентичны, но первые обладали более толстым защитным кожухом, меньшими парашютами и пассивной охлаждающей системой на основе аммиака, тогда как вторые охлаждались путем системы циркуляции воздуха. В отличие от «Венеры-1», новые аппараты подвергались химической стерилизации, чтобы предотвратить биологическое загрязнение поверхности планеты. Для этого использовалась газовая смесь, состоящая на 60% из оксида этилена и на 40% из бромида метила.

    Стартовая масса: 1097 кг (вариант со спускаемым аппаратом), 890 кг (пролетный вариант).
    Масса спускаемого аппарата: 305 кг.


    Орбитальный модуль:
    1. Магнитометр для измерения напряженности магнитного поля.
    2. Сцинтилляционные счетчики для обнаружения радиационных поясов и измерений космических лучей.
    3. Газоразрядные счетчики Гейгера.
    4. Черенковский счетчик.
    5. Ионные ловушки для электронов, ионов и протонов низкой энергии.
    6. Радиоприемник для регистрации космических волн в диапазоне длин волн от 150 до 1500 м.
    7. Датчик микрометеоритов.

    Приведенный перечень соответствует полезной нагрузке станции «Марс-1», и можно предполагать, что все орбитальные модули серии 2МВ были оснащены одинаковым образом. Магнитометр был смонтирован на штанге длиной 2,4 м, а для регистрации космических радиоволн развертывались ленточные антенны. Начиная с космических станций серии 2МВ на задней части солнечных батарей начали размещать пьезоэлектрические датчики микрометеоритов, охватывавшие площадь 1,5 м².

    Спускаемый аппарат:
    1. Датчики температуры, давления и плотности.
    2. Химический газоанализатор.
    3. Детектор гамма-излучения для измерения уровня радиации на поверхности.
    4. Ртутный датчик для измерения волновых движений.
    Химический газоанализатор состоял из простых тестовых ячеек, предшественников приборов для анализа химических проб, которые использовались в более поздних полетах. Использовались платиновые проволочные термометры сопротивления, а прибором для измерений плотности служила ионизационная камера, рассчитанная на работу при давлениях не выше 10 миллибар.

    Пролетный аппарат:
    Научная аппаратура пролетных аппаратов 2МВ для Марса и Венеры была в целом аналогичной, за исключением инфракрасного спектрометра, который вместо поверхности Марса должен был исследовать атмосферу Венеры. Она включала в себя следующие приборы:
    1. Факсимильная фотосистема (фототелевизионное устройство) для получения изображений поверхности.
    2. Ультрафиолетовый спектрометр, встроенный в фотокамеру, для обнаружения озона.
    3. Инфракрасный спектрометр для исследования теплового баланса атмосферы.
    Фотосистема была сложной и тяжелой. По существу это было фототелевизионное устройство (ФТУ), положившее начало космическому телевидению. В разработку большой вклад внесло СКБ-567 как часть РНИИ КП. По сравнению с ФТУ для «Луны-3», для аппаратов 2МВ были значительно усовершенствованы прецизионные оптикомеханические развертывающие устройства, процесс бортовой химико-фотографической обработки фотопленки в условиях невесомости, метод ее защиты от космической радиации. Результаты были использованы при создании более компактного ФТУ нового поколения. Фотосистема 2МВ весила 32 кг, монтировалась внутри герметичного приборного отсека и получала изображения через бортовые иллюминаторы. Изображение фокусировалось с помощью короткофокусного (35-миллиметрового) или длиннофокусного (750-миллиметрового) объективов на 70-миллиметрового пленку рассчитанную на 112 кадров. Поочередно делались снимки в форме квадрата и прямоугольника 3x1. Отснятые кадры можно было сканировать, в том числе повторно, с разрешением 1440, 720 или 68 строк и сохранять на магнитном носителе для последующей передачи на Землю. Спектры, получаемые ультрафиолетовым спектрометром, записывались на пленку вдоль отснятых изображений. Система для передачи изображений была оснащена специальным импульсным передатчиком, расположенным внутри приборного отсека и работавшим на длине волны 5 см (6 ГГц). Передатчик периодически испускал короткие импульсы мощностью 25 кВт так, что его средняя мощность составляла 50 Вт. Скорость передачи была равна 90 пикселей в секунду, и на передачу изображения с высоким разрешением 1440x1440 пикселей требовалось около 6 часов. Инфракрасный спектрометр располагался на внешней стороне приборного отсека и был направлен в ту же сторону, что и фотокамера.


    Все три запуска на Венеру потерпели неудачу из-за неполадок в работе четвертой ступени после успешного выхода космической станции на промежуточную орбиту. Во время запуска станции 2МВ-1 №3 25 августа запустились только три из четырех управляющих твердотопливных ракетных двигателя этой ступени, что вызвало кувыркание станции спустя три секунды. Маршевый двигатель запустился, но из-за кувырканий ступени проработал лишь 45 секунд из 240 запланированных. Несколько фрагментов станции остались на орбите. Во время запуска космической станции 2МВ-1 №4 1 сентября заклинивший клапан блокировал линию подачи топлива, в связи с чем четвертая ступень повторно не сработала. Автоматическая космическая станция 2МВ-1 №1, запущенная 12 сентября и предназначавшаяся для пролета у Венеры, была потеряна из-за внезапного отключения двигателя третьей ступени: он неожиданно взорвался - как выяснилось, из-за того, что после его выключения не закрылся клапан подачи жидкого кислорода и окислитель продолжал поступать в камеру сгорания. Третья ступень разлетелась на семь частей. Четвертая ступень ракеты-носителя продолжала кувыркание на промежуточной орбите, но разрушение третьей ступени привело к кавитации в насосе подачи окислителя, что привело к отключению двигателя менее чем через секунду после его повторного зажигания, необходимого для придания станции второй космической скорости.


    Научных результатов получено не было.