Фев 04

Космический аппарат «ВИКИНГ-75»

«ВИКИНГ-75»

США

Тип. Автоматический космический аппарат для исследования Марса (орбитально-посадочный вариант).

Назначение. Съемка и зондирование Марса с ареоцентрической орбиты, исследование параметров атмосферы на участке спуска и на поверхности, изучение грунта, поиски жизни.

Заказчик. NASA.

Головная фирма. По орбитальному блоку нет (роль головной фирмы выполняет Лаборатория реактивного движения), по посадочному блоку – Martin.

Ход работ. Начало работ в 1968 г.; запуск весового макета аппарата (неудачный) 11 февраля 1974 г.; запуск первого аппарата запланирован в августе–сентябре 1975 г.; с интервалом менее месяца должен быть запущен второй и последний аппарат.

Стоимость программы ~900 млн. долл., не считая стоимости ракет-носителей и обеспечения запуска (66 млн. долл.)

Характеристики аппарата. Вес 3420 кг. Высота 4,9 м. Аппарат состоит из орбитального блока и посадочного блока.

ОРБИТАЛЬНЫЙ БЛОК

Характеристики. Вес 2300 кг, в том числе топливо для КТДУ 1405 кг, научные приборы 57 кг.

Энергетическая установка. Солнечные элементы (обеспечиваемая мощность к моменту сближения с Марсом 300–500 вт); две аккумуляторные никель-кадмиевые батареи (емкость по 30 а-час).

Двигательная установка КТДУ: один ЖРД, работающий на гидразине и четырехокиси азота, тяга 136 кг, ресурс 3000 сек, максимальная продолжительность импульса 2700 сек. Общее приращение скорости, обеспечиваемые КТДУ, составляет 1500 м/сек.

Радиотехническое оборудование. Передатчик (20вт; 1,6×104 бит/сек), остронаправленная антенна (диаметр отражателя 1,52 м), записывающее устройство (2×106 бит/сек).

Система ориентации и стабилизации. Трехосная ориентация, использующая инерциальный измерительный блок, солнечные датчики, датчик Канопуса. Исполнительные органы – микродвигатели, работающие на сжатом азоте.

Система терморегулирования. Жалюзи, теплоизоляция, специальные покрытия, окраска.

Полезная нагрузка. Телевизионная камера с телеобъективом (разрешение на поверхности Марса при съемке с высоты 1500 км до 100 м), телевизионная камера с широкоугольным объективом, прибор для регистрации водяных паров в марсианской атмосфере, инфракрасный радиометр.

Расчетная продолжительность активного существования на ареоцентрической орбите 90 суток.

ПОСАДОЧНЫЙ БЛОК

Характеристики. Вес 1120 кг. Распределение веса: конструкция и механизмы 128,3 кг; научные приборы 86,3 кг; система терморегулирования 28,5 кг; радиоизотопные энергетические установки SNAP-19 29,0 кг; прочее оборудование энергетической системы 74,7 кг; бортовая кабельная сеть 26,2 кг; пиротехнические устройства 13,5 кг; радиотехническая система 56,9 кг; ЦВМ системы обеспечения посадки 19,5 кг; прочее электронное оборудование системы обеспечения посадки 54,5 кг; верньерные двигатели и ЖРД на корпусе посадочного блока 49,2 кг; топливо для верньерных двигателей и для ЖРД на корпусе 60 кг; лобовой экран с установленными на нем ЖРД 177 кг; топливо для ЖРД на лобовом экране 80 кг; парашютная система с аэродинамическим обтекателем 116 кг; кожух для биологической изоляции 110 кг; прочее 10,4 кг. Форма корпуса – шестигранная призма высотой 0,46 м с поперечным сечением 1,5 м. Блок снабжен шасси с тремя опорами. Длина стоек шасси 1,3 м, размах по опорам 3,55 м. Высота верхней грани корпуса при развернутом шасси 1,8 м.

Энергетическая установка. Две радиоизотопные энергетические установки SNAP-19 (обеспечиваемая мощность 100 вт); две аккумуляторные никель-кадмиевые батареи (используются в периоды потребления пиковой мощности).

Двигательные установки. 8 ЖРД (тяга по 4,5 кг) на лобовом экране, работающих на продуктах разложения гидразина, для торможения посадочного блока с целью схода с ареоцентрической орбиты и для обеспечения ориентации до момента сбрасывания лобового экрана; 3 верньерных двигателя регулируемой тяги (по 40–260 кг) на корпусе, работающих на продуктах разложения гидразина, для торможения блока после отделения парашюта и для обеспечения мягкой посадки; 6 ЖРД (тяга по 4,5 кг) на корпусе, работающих на продуктах разложения гидразина, для ориентации на участке работы верньерных двигателей.

Радиотехническое оборудование. Передатчик (дециметровый диапазон; 1,6×104 бит/сек) для передачи информации на орбитальный блок; передатчик (сантиметровый диапазон; 20 вт; 103 бит/сек) для передачи информации непосредственно на Землю; остронаправленная антенна (диаметр отражателя 0,76 м); всенаправленная антенна.

Система ориентации, стабилизации и обеспечения посадки. Трехосная система ориентации, использующая инерциальный измерительный блок. ЦВМ; радиолокатор (рабочая частота 13 Ггц, точность измерений ±1 м/сек) для определения посадочной скорости; радиовысотомер (рабочая частота 1 Ггц, регистрирует высоты от 60 км до 30 м); парашют. О двигателях системы ориентации, стабилизации и обеспечения посадки см. пункт «Двигательные установки».

Система терморегулирования. Теплозащитные покрытия и экраны. Полезная нагрузка. Газовый хроматограф/масс-спектрометр для молекулярного анализа грунта и атмосферы; установка VBI для поисков жизни на планете; две панорамные телевизионные камеры (телефотометры); блок «метеорологических» приборов для исследования параметров атмосферы на участке спуска и на поверхности Марса; сейсмометр; магниты для изучения магнитных свойств грунта; грунтозаборник; рентгеновский флюоресцентный анализатор для исследования физико-химических свойств грунта, не связанных с органикой.

Расчетная продолжительность активного существования на поверхности Марса не менее 90 суток, а, возможно, до года.

Командно-измерительный комплекс. Станции слежения системы DSIF (см. Приложение 1).

Ракета-носитель. «Титан IIIЕ».

Расчетная траектория. Вывод на траекторию полета к Марсу. На трассе «Земля–Марс» возможно до трех коррекций траектории. Торможение для перевода на ареоцентрическую орбиту (высота перицентра 1500 км, высота апоцентра 32 600 км, период обращения 24,6 час). Возможно до нескольких коррекций этой орбиты. Спустя 10–50 суток после выхода на орбиту отделение посадочного блока, торможение с помощью двигателей на лобовом экране, вход в атмосферу Марса, введение парашюта на высоте 5,5 км, сбрасывание лобового экрана, отделение парашюта, включение верньерных двигателей на высоте 1,2 км для торможения на конечном участке. Вертикальная составляющая скорости в момент контакта с поверхностью Марса 4,5 м/сек (максимально допустимая посадочная скорость 9 м/сек). Расчетные районы посадки на Марсе для первого аппарата 19,5° с. ш., 34° з. д. (основной) и 20,5° с. ш., 108° в. д. (запасной); для второго аппарата, соответственно, 44,3° с. ш., 10° з. д. и 44,2° с. ш., 110° з. д.

Похожие статьи:

  1. Космический корабль «АПОЛЛОН» Программа «Аполлон» «АПОЛЛОН» ПРОГРАММА «АПОЛЛОН» США Тип. Пилотируемый трехместный космический корабль. Назначение....
  2. Многоразовый транспортный космический корабль (МТКК) МНОГОРАЗОВЫЙ ТРАНСПОРТНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ (МТКК) США Тип. Пилотируемый космический транспортный...
  3. Космический аппарат «СЕРВЕЙОР» «СЕРВЕЙОР» США Тип. Автоматический аппарат для исследования Луны (мягкая посадка)....

автор admin \\ теги: ,



Написать ответ

Вы должны войти чтобы комментировать.