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Die "Mars" Raumsonden

Einleitung

Marsoppositionen 1965-1978Das sowjetische Programm zur Erforschung des Weltraums benannte Sonden primär nach ihrem Ziel. So flogen die "Luna" Sonden zum Mond, die "Mars" Sonden zum Mars und die "Venera" Sonden zur Venus.

Da die Sowjets in der Regel mehrere Sonden starteten um Fehlstarts abzufangen, gibt es mehrere Sonden mit identischem Aufbau. Ich habe diese zusammengefasst und gehe nur im Teil über die Mission auf die Unterschiede ein. Es gab damals ein System wie bei der Benennung vorgegangen wurde. Zuerst einmal wurde ein Start erst bekannt gegeben, nachdem dieser erfolgreich war. Bei den Amerikanern waren die Programme öffentlich. Jeder wusste Jahre vorher, wie viele Sonden das Ranger Programm umfasste. Wenn es einen Fehlstart gab, so bekam diesen die von Cape Kennedy filmende Presse mit. Auch die Ursache für einen Fehlstart wurde veröffentlicht. Bei den Sowjets erfuhr man von Fehlstarts nichts. Sobald eine Sonde erfolgreich den Erdorbit verlassen hatte, dies geschah in der Regel innerhalb von 1-2 Stunden nach dem Start, wurde ihr Start bekannt gegeben und die Sonde bekam den offiziellen Namen.

Erreichte eine Sonde nur eine Erdumlaufbahn und strandete dort (meist durch Versagen der Oberstufe), so ließ sich dies nicht verheimlichen. Die Sonde wurde dann einfach als Sputnik (bis 1962) oder Kosmos Satellit (ab 1962) deklariert. Von vielen Fehlstarts, aber auch mehr von den erfolgreichen Flügen hat man im Westen erst nach der Öffnung der Sowjetunion durch Gorbatschow erfahren. Heute gibt es über die früheren Mars Sonden genauere Informationen, jedoch nicht über alle. Mit den Informationen die man von amerikanischen Sonden derselben Zeit hat kann man diese aber nicht vergleichen. Trotzdem war man auch im Westen zumindest über die Starts informiert. Die Raumsonden gelangten zuerst in eine Parkbahn und von dort aus mussten sie dann eine erneute Zündung durchführen. Deise erfolgte meist in Äquatornähe, beim Start von Baikonur aus oft über dem Südatlantik. Um von diesem kritischen Manöver Telemetriedaten zu erhalten, entsandte die Sowjetunion eines oder mehrere ihrer drei Bahnverfolgungsschiffe - Frachter mit parabolischen Empfangsantennen. Es gab anfangs drei die Illchevsk, Krasnodar und Dolinsk. Sie waren an der Krim stationiert und wenn sie ausrückten und das noch zufälligerweise bei einem Startfenster waren, dann konnte dies bei der Passage der Dardanellen nicht verborgen bleiben.

Ich habe die Sonden, welche ohne Namen blieben nach ihrem Startfenster benannt, gefolgt von einem Buchstaben. So ist "Mars 69A" Die erste im Startfenster 1969 gestartete Marssonde. Bei den Wissenschaftlern hatten die Sonden einen Projektnamen. Erst nach dem Start bekamen die Sonden einen offiziellen Namen. Außer den hier angegebenen Sonden startete die Sowjetunion eine Raumsonde ihres "Zond" getauften Programmes zum Mars. Mehr über die Mission von Zond 2 erfahren sie im Aufsatz über die Zond Raumsondenserie.

Mars 60A und 60B (Projekt 1M)

Schon bald nach dem Start des ersten Sputniks plante die SU die ersten Raumsonden. Die Startfenster von 1958 zum Mars und 1959 zur Venus waren noch nicht nutzbar, dies war zeitlich nicht möglich, aber auch das dann anvisierte 1960 zum Mars und 1961 zur Venus bedeuteten einen engen Zeitrahmen. Erschwerend kam hinzu, dass für die Sonden eine neue Trägerraketenversion, die man heute als Molnija kennt benötigt wurde. Die "Luna" oder "Wostok" (zur Verwirrung benannte Russland oft ein und dieselbe Trägerrakete je nach Nutzlast anders) war nur fähig eine Raumsonde direkt zu den Planeten zu senden und ihre Nutzlast war wegen der kleinen Stufe auf 200 kg begrenzt. Die Molnija mit einer weiteren Stufe würde dagegen rund 900 kg auf den Weg bringen können und sie war auch fähig zuerst eine Parkbahn zu erreichen und danach erst die Sonde auf den Weg zu bringen. Das schraubte die Anforderungen an das Startfenster deutlich herunter. aber sie musste erst qualifiziert werden.

Im Jahre 1959 begann das Konstruktionsbüro OKB-1 die ersten Raumsonden der Sowjetunion, das Projekt 1M zu entwerfen. Projekt 1MV hatte 3 Ziele:

Korolojew, als Chef-Designer gab die endgültige Genehmigung erst am 28.2.1960, also nur rund 7 Monate vor dem Start. Ein Bahnverfolgungs- und Kommunikationskomplex in Yevpatoria. Acht Empfangsantennen des "Nordkomplexes" empfingen Daten bei 183,6, 922,763, 962,429 und später auch bei 3,7 GHz. Sie hatten jeweils 15,8 m Durchmesser, was für eine Empfangsantenne über interplanetare Distanzen sehr klein ist und die Technik Antennen zusammenzuschalten um höhere Signalstärken zu erhalten, gab es in den sechziger Jahren noch nicht. Kommandos wurde vom "Südkomplex" mit zwei noch kleineren Antennen mit 8 m Durchmesser gesendet. Sie glichen dass durch eine hohe Sendeleistung von 120 kW aus. Sendefrequenz war 768,6 MHz

Von dem ersten Versuch den Mars zu erreichen weiß man heute wenig. Zumindest was die Sonde selbst anbelangt. Man weiß etwas über die politische Situation, in welcher die Sonden starten sollten. Damals sollte Chruschtschow vor der UN sprechen und er wollte den Start der Raumsonden propagandistisch herausstreichen. Er soll sogar ein Modell der Sonde im Gepäck gehabt haben. Die Raumsonden bekamen keine Bezeichnung, doch manche Quellen sprechen auch von "Marsnik" in Anlehnung an "Sputnik". In analoger Weise bezeichnete man die ersten drei Luna Sonden auch als "Lunik".

Die Sonde wurde zusammen mit der ersten Venussonde (Projekt "1V", welche später Venera 1 hieß) entwickelt. Beide verwandten einen gemeinsamen Bus. Daher stammen die Angaben hier von dem "1V" Projekt. Die Stromversorgung erfolgte durch zwei Solarpanels, die durch einen Sonnensensor auf die Sonne ausgerichtet wurden. Er lieferte auch die Referenzposition für die Lageregelung, die durch Triebwerke, gespeist mit UDMH/Salpetersäure erfolgte. Die Kommunikation erfolgte im S Band bei 3.7 GHz Frequenz zur Erde, wofür eine 2.33 m Parabolantenne genutzt wurde. Zur Sonde wurde im L-Band gesandt. Zwei Solarpanels mit 2 m² belegter Fläche lieferten Strom. Daran angeschlossen war eine Silber-Zink Batterie. Der Bus bestand aus 3 Sektionen: Einem Druckmodul dass mit Stickstoff gefüllt war und alle wichtigen, temperaturempfindlichen Sondensysteme enthielt wie Elektronik, Sender und Batterien. Ein Antriebsmodul enthielt das Haupttriebwerk und Steuertriebwerke und ein Instrumentenmodul dann die Experimente. Die Sonde soll je nach Quelle 480 oder 643 kg gewogen haben.

Das ganze Projekt (das in Russland unter der Bezeichnung "1M" lief wurde in nur einem Jahr durchgezogen. Schon 1959 als die ersten Flüge zum Mond gingen wollte man die nächsten Sonden zur Venus und zum Mars schicken. Sowohl Venussonden wie Marssonden sollten einen  Lander mitführen. Der Marslander sollte 285 kg wiegen und zum Test des Fallschirmsystems wurde er mit R-11A Höhenforschungsraketen auf eine Höhe von 50 km gebracht. Diese Tests wurden im Februar 1960 durchgeführt. Doch es gelang nicht die Lander in der zur Verfügung stehenden Zeit zu bauen und sie wurden nicht gestartet.

Instrumentierung

Mars 1960 war eine etwa 650 kg schwere Sonde. Die Nutzlast bestand aus folgenden Instrumenten:

Wegen Problemen bei der Masse wurde ein Kameraexperiment und ein Experiment welches indirekte Lebensspuren nachweisen sollte (Spektralphotometer empfindlich im Bereich des CH Bandes) eine Woche vor dem Start wieder entfernt. Alle Instrumente mit Ausnahme der Kamera waren außerhalb des druckdichten Zentralteils angebracht, der wie bei den folgenden Sonden mit Stickstoff gefüllt war um erdähnliche Bedingungen zu gewährleisten. Aufgrund der knappen Zeit entschloss man sich die Kamera der Luna 3 Sonde zu übernehmen. Dieses arbeitete mit fotografischem Film welcher an Bord entwickelt und abgetastet wurde. Ein lichtempfindlicher Sensor neben der Kamera schaltete diese ein, wenn die Sonde den Mars passieren sollte.

Angesichts des damaligen technischen Stands kann man von einer sehr einfachen Sonde ausgehen, die nur das Ziel hatte den Mars zu erreichen. Ein Aufschlag, den manche vermuten dürfte jenseits der damaligen Möglichkeiten für eine Kurskorrektur gewesen sein. Das günstige Startfenster lag 1960 im August, konnte aber wahrscheinlich nicht eingehalten werden. Der enorme Zeitdruck unter dem die Raketenbauer und Konstrukteure gestanden haben müssen erklärt auch das völlige Versagen der Sonden.

Missionsverlauf

Es gibt einige Hinweise, dass die Sonden recht spät am Startort ankamen und zeitliche Probleme hatten. Das Startfenster öffnete sich am 20.9. Der ideale Startzeitpunkt soll am 27.9. gewesen sein. Doch die Sonden starteten erst deutlich später. So gibt es auch die Version, dass die Stromversorgung spät fertig wurde und es keine Zeit gab die TV-Kamera an der Raumsonde zu testen, also baute man sie ab, auch um Gewicht zu sparen.

Es war der erste Einsatz einer Molnija. Am 10.10.1960 fand der Start von Mars 60A statt. Vibrationen der Raketen führten zum Ausfall eines Steuerkreisels, der Inertialplattform, die als Referenz für den Kurs diente. Als Folge geriet die Rakete vom Kurs ab und nach 309 Sekunden schaltete sich die Drittstufe vorzeitig ab. Die Drittstufe mit Oberstufe und Sonde verglühten in der Erdatmosphäre, nachdem die Rakete eine Gipfelhöhe von 120 km erreichte hatte. Die Sonde sollte den Mars am 13.5.1961 passieren.

Die Schwestersonde Mars 60B startete 4 Tage später am 14.10.1960. In der Drittstufe war Kerosin in der Rohrleitung zur Turbopumpe eingefroren. Die Drittstufe versagte nach 290 Sekunden und Oberstufe und Nutzlast verglühten in der Atmosphäre. Die Sonde sollte den Mars am 15.5.1961 passieren.

Damit war der erste Aufbruch von der Erde zum Mars gescheitert. Ob die Sonden erfolgreich gewesen wären, kann nur spekuliert werden, doch zwei neue Stufen, die noch unerprobt waren, waren einfach ein zu hohes Risiko. Block L, die Drittstufe setzte ein Triebwerk ein, das den höchsten spezifischen Impuls dieser Treibstoffart erreicht. Kein US-Triebwerk übertraf es. Das alleine war schon eine Herausforderung. Die vierte stufe musste sogar unter Schwerelosigkeit zündbar sein, was eine noch größere Herausforderung ist. Block I, die vierte stufe war qualifiziert im Mai 1960, doch Block L, die dritte Stufe absolvierte die letzten Tests erst im Oktober 1960.

wäre die Mission gelungen so wäre nach einer Kurskorrektur im März 1961 der Vorbeiflug am Mars am 13. und 15.5.1961 erfolgt, fast zeitgleich mit den 1V Sonden die im Februar 1961 gestartet werden sollten an der Venus. Eine Passagedistanz zwischen 5000 und 30.000 km war geplant. Ein Aufschlag sollte auch deswegen verhindert werden, da die Sonden nicht sterilisiert waren.

Chruschtschow wollte den Start propagandistisch ausnutzen, er war auf einer US-Reise und hatte ein Modell der Raumsonde bei sich. Am 12.10.1960 erfolgte z.B. sein berühmter Auftritt in der UNO, als er mit dem Schuh auf den Tisch hämmerte. Doch die erste Raumsonde scheiterte, und als die zweite startete war er schon an Bord auf der Rückreise in die Sowjetunion.

Mars 1, Sputnik 22 und 24 (Projekt 2MV)

Mars 1

Im Frühjahr 1961 plante man nach den Fehlschlägen von Projekt 1M und 1V nun eine allgemeine Sonde. Sie lief unter "2MV". Ziel war es eine Vorbeiflugsonde für Venus und Mars zu konstruieren, so dass man Synergien nutzen konnte. Die Sonde sollte auch fähig sein einen kleinen Lander huckepack mitzuführen. Dazu wurde ein gemeinsamer Bus gebaut, der dann entweder einen Lander tragen sollte oder ein Experimentmodul (Bild links, oben). Das Programm 2MV mit sechs Sonden, je drei zur Venus und zum Mars hat einen Umfang von damals 36 Millionen Rubel, 108 Millionen Dollar nach dem damaligen Umrechnungskurs.

Das nächste Startfenster wurde von der UdSSR genutzt um drei Sonden zu starten. Davon startete jedoch nur eine erfolgreich. Die Sonde wog 893.5 kg. Zentrales Element war ein hermetisch abgeschlossener Zylinder. Dieser hatte eine Länge von 3.3 m und einen Durchmesser von 1.0 m. Diese Konstruktion enthält alle wesentlichen Subsysteme und ist mit Luft gefüllt. Diese Konstruktion wurde von den Sowjets sehr oft eingesetzt. Dies ist zwar eine schwere Konstruktion, doch sie vereinfacht die Temperaturregelung enorm. Im Prinzip stellt sie fast erdähnliche Bedingungen her. Die Wärmeübertragung geht dadurch durch Konvektion, anstatt durch Strahlung. Dadurch ist der Temperaturausgleich erheblich vereinfacht.

Der Zylinder zerfiel in zwei Teile. Das untere 0.6 m lange Experimentmodul enthielt das Bildsystem und die Spektrometer. Der 2.7 m lange obere Teil enthielt die Elektronik zur Steuerung der Sonde, die Temperaturregelung, das Subsystem zur Lagekontrolle und zur Änderung der Bahn. Er war der mit Luft gefüllte Teil.

Nach dem Ausfall des einzigen Senders bei Venera 1 legte man nun die Sender redundant aus. Neben der parabolischen Hochgewinnantenne gab es auch eine omnidirektionale Antenne. (Rundstrahalantenne) Telemetrie und Kommandos wurden im L-Band gesandt. Die Experimente hatten eigene Transmitter im 8 cm Band (kontinuierlich) und im 5 cm Band (Impulstransmitter) Ein Erdsensor auf der Parabolantenne sollte die Antenne auf die Erde ausrichten, dazu kamen Sonnensensoren.

Die Temperatur wurde durch verflüssigte Gase gewährleistet. Das System ähnelt dem eines Kühlschranks: Im Inneren wurde Wärme von komprimierten Gase aufgenommen. Dieses verdampfte und wurde durch Kühlschlangen auf einen halbkugelförmigen Kühlkörper neben den Solarpanels geleitet und dort in den Weltraum abgestrahlt.

Strom lieferten zwei Solarpanels die der Sonde eine Spannweite von 4 m verliehen und eine Fläche von 2.6 m² hatten. Zum Abfangen von Zeiten hohen Stromverbrauches oder dem Abwenden der Solarzellen von der Sonne diente eine 42 Ah Nickel-Cadmium Batterie. Sie hatte eine höhere Kapazität als die vorherige Silber-Zinkbatterie und sollte mehr Reserven bieten.

Kommunikation erfolgte über eine entfaltbare 1.7 m durchmessende Parabolantenne. Es gab zwei Sender mit Wellenlängen von 8 cm (3.75 GHz) und 5 cm (6 GHz). Es gab daneben noch eine Sende und eine Sende/Empfangsantenne mit geringerem Gewinn.

Zentrales Triebwerk für Bahnkorrekturen war bei den ersten Raumsonden der UdSSR (Mars 1,Venera 1, Zond 2+3) und später im Molniya 1 Satelliten das Triebwerk KDU-414. Es hatte einen Schub von 1.961 kN und verbrannte die Treibstoffe UDMH (Verbrennungsträger) und AK20F, eine russische Bezeichnung für ein Gemisch aus 80 % Salpetersäure und 20% NTO mit Spuren von Fluor. Das Verhältnis Oxidator zu Verbrennungsträger betrug 2.6 zu 1. Der Verbrennungsdruck des druckgeförderten Triebwerks betrug 11.8 Bar. Die nominelle Brenndauer 40 Sekunden. Bei einem spezifischen Impuls von 2688 m/s errechnet sich ein Treibstoffvorrat von 28-29 kg. Das Triebwerk wog 61.2 kg bei einer Länge von 1.02 m und einem Durchmesser von 0.74 m. Für eine Vorbeiflugsonde war dieses Triebwerk um einiges überdimensioniert. (Zum Vergleich: Die Raumsonde Mars Express kommt bei der doppelten Startmasse mit einem Triebwerk von nur 0.4 kN Schub aus). Wahrscheinlich hatte es aber auch die Aufgabe die Bahn nach dem Start fein zu korrigieren.

zentraler Zylinder von Mars 1Instrumentierung

Die wissenschaftliche Ausrüstung der Sonde bestand aus folgenden Experimenten :

Es gab zwei Detektoren für geladene Teilchen. Zum einen der schon bei Luna 1-3 und Venera eingesetzte hemisphärische Detektor. Dieser Detektor für geladene Teilchen bestand aus einem halbkugelförmigen Schild, der vor Treffern mit Mikrometeoriten schützen sollte und einem Detektor der aus einem Gitter aus Wolfram und einer Kollektorplatte aus Nickel bestand. Zwischen den beiden gab es eine Spannung Ein auftreffendes Teilchen veränderte diese Spannung und dies konnte detektiert werden. Um Informationen über das Energiespektrum zu gewinnen konnte man die Nickelplatte wie einen Kondensator aufladen, so dass sie nur Teilchen über einer bestimmten Spannung detektierte.

Die zweiten Detektoren für energiereiche Teilchen bestanden aus flachen Ionenfallen bei denen die Spannung systematisch zwischen 0 und 3600 eV variiert wurde und man so ein Energiespektrum der Teilchen erstellen konnte.

Der Mikrometeoritendetektor arbeitete wie alle frühen sowjetischen Mikrometeoritendetektoren nach dem akustischen Prinzip: Mikrometeoriten schlugen auf eine Metallplatte ein und übten einen Druck auf einen darunter liegenden piezoelektrischen Kristall aus, der dadurch eine Spannung abgab, die man messen konnte.

Mars 1 KameraDas Bildübertragungssystem wird wahrscheinlich mit Film gearbeitet haben, der an Bord entwickelt wurde (wie bei Luna 3,11,12). Die 32 kg schwere Kamera hatte zwei Objektive mit 35 und 750 mm Brennweite. Diese machten abwechselnd Bilder von quadratischer und rechteckiger Größe (ähnlich wie die Lunar Orbiter 4 Jahre später). Der 70 mm Rollfilm reichte für 112 Aufnahmen. Jedes Bild konnte in 1440 und 720 Zeilen abgetastet werden. Ein Vorschaumodus von 68 Scanzeilen war ebenfalls vorhanden. Durch ein Kommando konnte man individuelle Bilder für die Übertragung auswählen.

Angeschlossen an die Kamera war das UV Spektrometer, das Spektrum wurde an den Rand des Filmes projiziert und mit übertragen. Parallel zur Kamera war das IR Spektrometer angeordnet, das zwischen 2.4 und 4.1 Mikrometer Wellenlänge die Intensität der Strahlung maß. Es verwandte ein Cassegrain Teleskop und ein mechanisch bewegtes Refraktionsgitter, welches das Spektrum über den passiv gekühlten Bleisulfid Detektor leitete. Dieser wurde beschattet und kühlte so im Weltraum auf -78 Grad Celsius aus.

Die Kamera verfügte über einen eigenen Sender mit 50 Watt Dauerleistung und 6 GHz Sendefrequenz. Die Übertragung geschah mittels kurzer Impulse von jeweils 25000 W Spitzenleistung. Die Grauwerte wurden als zeitliche Abfolge der Pulse kodiert. Pro Sekunde konnten 90 Pixels übertragen werden. Das Übertragen eines 1440 x 1440 Pixel großen Bildes dauerte so 6 Stunden (Trotzdem war die Datenrate erheblich höher, als 3 Jahre später bei Mariner 4). Dieselbe Kamera wurde im Jahr 1962 bei einer Venusmission eingesetzt.

Missionsverlauf

Mars 1Am 24.10.1962 fand der erste Start von Mars 62A statt. Die Raumsonde erreichte einen 218 x 405 km hohen Parkorbit, dann sollte Block L sie auf die Bahn zum Mars befördern. 17 Sekunden nach Zündung von Block L, der vierten Stufe der Molnija Rakete explodierte diese. Ursache war eine leckende Dichtung aus der Treibstoff austrat. Je nach Quelle war es der Treibstoff der Stufe oder der Verlust an Schmierflüssigkeit für die turbopumpe, die dann überhitzte und auseinanderflog.

So erreichte die Sonde nur einen 180 x 485 km hohen Orbit. Sie wurde von den Sowjets Sputnik 22 benannt um ihre wahre Mission zu verschleiern. Mit Oberstufe wog die Sonde 6500 kg. Später führte das Leck zur Explosion der Oberstufe. 24 Trümmerstücke konnten mit Radar ausgemacht werden, das größte von Ihnen verglühte am 28.10.1960 in der Atmosphäre. Der Wiedereintritt der Sonde und Oberstufe verursachte damals, als die Kuba Krise auf ihrem Höhepunkt war, einige Aufregung. Sie wurde als ein Angriff von ICBM interpretiert. Die wahre Herkunft konnte allerdings noch rechtzeitig erkannt werden. Die Sonde sollte den Mars am 17.6.1963 passieren.

Das gleiche Schicksal teilte die letzte der drei Sonden, Mars 62B. Sie wurde am 4.11.1962 gestartet. Erschütterungen der zweiten Stufe beschädigten den Zeitgeber der Block L Oberstufe. Diese schaltete die Oberstufe daher nach 33 Sekunden vorzeitig ab. Die Sonde erreichte nur einen 197 × 597 km hohen Orbit. Die Sonde wurde in Sputnik 24 umbenannt und ihre Startmasse mit 6500 kg angegeben. Die Sonde zerbrach in 5 Bruchstücke. Bei dem größten sank der Orbit am dem 23.12.1962 ab und es verglühte am 19.1.1963. Die Sonde sollte den Mars am 21.6.1963 passieren.

Es zeigte sich erst später dass die Oberstufe "Block-L" ein grundlegendes Designproblem hatte. Da die Stufe erst gezündet werden musste, wenn sie den Äquator überquerte gab es ein Hilfssystem, dass die Lageregelung während der Freiflugphase stabilisierte. Dieses System wurde vor er Zündung abgeworfen. Vorher sollte die Stromversorgung das eigene Kontrollsystem aktivieren, damit die räumliche Lage stabil blieb. Dies unterblieb. Veränderte nun die Stufe während dieser Zeit ihre räumliche Lage, so kam es zur Blockierung der Gyroskope als Inertialsystem und die Zündung fand gar nicht erst statt. Alle bis März 1964 produzierten Exemplare von Block-L waren so fehlerhaft und bis April 1965 gelangen nur 8 von 25 Starts, also nur jeder Dritte. Erschwert wurde dies dadurch dass es keine Realzeitdaten der Stufe gab sondern nur einen Datenblock der nach dem Betrieb übertragen wurde.

Der Start von Mars 1 glückte dagegen am 1.11.1962. Doch schon beim ersten Check der Sonde zeigte sich, das der Druck in einem der Druckgastanks für den Stickstoff für die Lageregelung auf 0 gefallen war, wahrscheinlich weil ein Ventil nicht geschlossen wurde. Nun begann man ein die Sonde alleine mit ihren Kreiseln zu stabilisieren. Am 6-7 November wurde die Sonde mittels Gyroskopen in ihrer Lage geregelt und ausgerichtet. Doch dieses System konnte mit steigender Entfernung die Kontrolle alleine nicht sicherstellen. So verlor man am 21.3.1963 in einer Distanz von 106.7 Millionen km zur Erde den Kontakt zur Sonde. Der Kurs hätte die Sonde am 19.6.1963 bis auf eine Distanz von 197000 km an den Mars herangeführt.

Es gab anfangs alle 2 Tage, dann alle 5 Tage Kontakt mit der Sonde. In insgesamt 61 Sitzungen konnten Daten über den Interplanetaren Raum bis in 1.24 AE Entfernung erhalten werden. Ergebnisse waren die Einschläge von Mikrometeoriten nahe der Erde in 6.000-40.000 km Entfernung durch den Tauriden Meteorstrom und die Detektion eines zweiten Meteorschauers in 20-40 Millionen km Entfernung. Die Strahlungsgürtel der Erde wurden besser bestimmt und man entdeckte ein interplanetares Magnetfeld mit Werten von 3-4 Gamma und plötzlichen Sprüngen auf 6-9 Gamma. Weiterhin hatte sich der Strom geladener Teilchen seit den Messungen von Luna im Jahre 1959 fast verdoppelt.

Mars 69A und Mars 69B

Mars 1969Erstaunlicherweise startete die Sowjetunion keine Sonden zum Mars im Startfenster von 1965 und 1967. Geplant war das Programm 3MV, das wiederum einen gemeinesamen Typ für Venus- und Marsmissionen vorsah. Während die drei Sonden zur Venus 1964 zu ihr aufbrachen, ging irgend etwas bei den Marssonden schief. Nur eine der beiden Sonden wurde gestartet und nicht "Zond 2" getauft, also nicht "Mars 2" wie dies die naheliegend wäre. Ihre Schwestersonde starte erst als das Startfenster schon geschlossen war und zog als "Zond 3" am Mond vorbei.  Zond 2 konnte seine Solarzellen nicht vollständig entfalten und fiel auf dem Weg zum Mars aus, als der Strom nicht mehr für den Betrieb ausreichte. So erreichte die amerikanische Mariner 4 als erste Raumsonde den Mars.

Für das Startfenster von 1967 wurde vo OKB-1, dem Kombinat das Koroljow unterstand an Raumsonden gearbeitet, die auf dem Design von Venera 2+3 (3MV) aufbauten. Da man diese erst in Angriff nehmen konnte als Venera 2+3 fertig gestellt waren hatte man nur 1.5 Jahre Zeit für die Sonden. Mitten in die Vorbereitungen platzte das Meßergebnis von Mariner 4, welche einer Obergrenze von 0.09 Bar für die Marsatmosphäre ergab. Der Landeapparat der mit 1 Bit/sec Daten über den Bus zur Erde senden sollte, war aber für eine Atmosphäre von 0.1 bis 0.3 Bar Druck ausgelegt. Man kam zu dem Schluss, dass man das Startfenster nicht mehr halten konnte wenn man den Lander umbaute und stellte das Projekt ein.

Zusammen mit den Raumsonden Mariner 6+7 startete die Sowjetunion aber wieder eine Doppelmission. Zum ersten Mal baute nun das Kombinat Lavochkin die Sonden, anstatt dem Kombinat OKB-1. Im Luna Projekt hatte dieser Wechsel den Erfolg gebracht. Planungsstart war der 22.3.1966. Doch starten konnte man mit dem Projekt erst nach dem Start von Venera 4 im juni 1967, da vorher die Kräfte bei dieser Raumsonde gebunden waren.

Diesmal wurde die erheblich stärkere Proton Trägerrakete eingesetzt. Sowjets bezeichnen die 1969 er Raumsonden auch als die ersten der "zweiten Generation". Die erste Generation sind die kleineren Sonden, die mit der Molnja gestartet wurden. Auch hier gibt es Unterschiede was die Sonde angeht. Je nach Quelle hatten die Sonde 3824 kg oder 4850 kg Startmasse. Der erstere Wert ist wahrscheinlicher, da das 1969 er Startfenster kein sehr günstiges war, so dass die Startmasse kleiner als beim 1971 er Startfenster sein musste. Intern lief das Programm unter der Bezeichnung Mars-69 oder M-69, Raumfahrtkenner werden sofort eine Analoge zum Mariner Programm erkennen, das auch intern "Mariner Mars-69" hieß.

Die 1969 Missionen waren reine Orbitermissionen. Sie sollten genauere Daten über die Marsatmosphäre liefern um spätere Landermissionen vorzubereiten. Weiterhin sollten sie den Mars fotografisch erkunden um potentielle Landeplätze zu finden. Um Zeit und Kosten zu sparen verwandten die Sonden schon Teile der größeren Mondsonden der Luna 15-24 Serie die damals entwickelt wurden.

Entgegen des ersten Designs sollte jedoch ein kleiner Lander mitgeführt werden, der ein Lunochod der Mondsonden ersetzte. Durch einen Fallschirm abgebremst sollte dieser beim Abstieg Daten funken. Da man die Dichte der Atmosphäre nicht kannte entwickelte man ein System welches in einem weiten Druckbereich eingesetzt werden konnte. Je nach Dichte der Atmosphäre sollte die Abstiegsphase zwischen 30 und 900 Sekunden dauern und eine Strecke von 2.2 bis 31.7 km sollte durchquert.

Zentraler Teil der Sonde war ein abgeschlossener, unter Druckluft stehender Zylinder der in 3 Abteile unterteilt war. Der oberste enthielt die Elektronik, der zweite die Kommunikation und Lageregelungssysteme und der untere die Kamera und Batterien. Der Teil war wie bei Mars-1 unter Druckluft gesetzt und wurde durch ein aktives Kühlsystem mit Kühlschlangen an Radiatoren im Schatten gekühlt (Einer ist auf der Abbildung direkt über einem Arbeiter zu sehen). Daneben war die Sonde gut isoliert gegen die Kälte bei bis zu 250 Millionen km Entfernung von der Sonne.

Zwei Solarpanels mit einer Fläche von 7 m² waren neben dem Bus angebracht. Sie lieferten einen Strom von 12 Ah. Eine hermetisch versiegelte 110 Ah Nickel-Cadmium Batterie pufferte Zeiten ab in denen die Panels nicht von der Sonne beschienen waren.

Eine 2.8 m große Parabolantenne war am oberen Teil des Busses angebracht. Drei weitere konische Antennen waren an der Sonde angebracht. Sie arbeiteten nur im L-Band bei einer Frequenz von 790-940 MHz. Hier wurden Daten mit mit 100 W Sendeleistung 128 Bit/sec gesendet. Gesendet wurden wissenschaftliche Daten über die Parabolantenne mit 25 Watt mit 6 KBit/sec bei 6 GHz. Wie bei den früheren Marssonden setzte man hier eine Impulsmodulation ein. Kurze Impulse erreichten 25 kW Sendeleistung.

Über die Parabolantennen und die drei anderen Antennen mit der hohen Sendeleistung von 100 Watt im L-Band (740-950 MHz) mit 128 Bit/sec wurden Telemetrie in 500 Kanälen übertragen. Insgesamt gab es 3 Sender und zwei Empfänger an Bord. Alleine das gesamte Kommunikationssystem mit Antennen wog alleine 212 kg. Ein Datenverarbeitungssystem nutzte dagegen vorwiegend Halbleiterelemente und wog nur 11 kg.

Das Antriebs- und Lagekontrollsystem bestand aus einem Haupttriebwerk, welches UDMH/NTO als Treibstoffe verwandte. Ungewöhnlich für ein Triebwerk dieser Größe ist, dass die Treibstoffe nicht durch Druckgas sondern durch eine Turbopumpe gefördert wurden. Die Lageregelung hatte eigene Treibstofftanks. Es gab je zwei Düsen für die beiden Hauptachsen und 4 für die Rollbewegung. Diese wurden durch Druck gefördert. Dazu waren 9 Heliumtanks an Bord. Das Antriebssystem war dafür ausgelegt die Geschwindigkeit um 1750 m/s zu ändern. Die Sollbahn hatte einen marsnächsten Punkt von 2000 km und einen marsfernsten Punkt von 13.000-120.000 km bei einer Inklination von 35-55 Grad.

Die Ausrichtung geschah durch Sonnen- und Kanopussensoren. Sie richteten die Sonne mit einer Genauigkeit von 5 Grad auf die Sonne aus. Änderungen der Lage führten Gyroskope (schnell rotierende Kreisel) durch.

Instrumentierung

Kamera von M;ars 69Die Experimente an Bord von Mars 69 waren folgende:

Das Gesamtgewicht der Experimente betrug 99.5 kg, dazu kamen noch weitere 15 kg Experimente auf einem Lander der ebenfalls abgesetzt werden sollte,

Die Kameras verwandten Film. Dieser wurde an Bord entwickelt und dann digitalisiert. Dieses Verfahren hatten die Sowjets auch bei den Mondorbitern Luna 11+12 angewandt. Die Kassette fasste 160 Bilder. Eingesetzt wurden 3 Kameras mit Brennweiten von 35, 52 und 250 mm. Ein Glasfilter mit Filtern in Rot, Grün, Blau und ein Klarfilter konnten für Farbaufnahmen vorgeschaltet werden. Die Auflösung aus typischer Aufnahmedistanz wäre bei max. 200-500 m gelegen. Jedes Bild sollte in 1024 × 1024 Punkte zerlegt werden. Der Film wurde erst vor der Aufnahme chemisch aktiviert um eine Schwärzung durch die kosmische Strahlung bei der mehrmonatigen Reise zu vermeiden.

Missionsverlauf

Mars 69Das Projekt Mars 69 wurde zwar schon am 22.3.1966 vom Chefdesigner Babakin vorgeschlagen, doch wegen der begrenzten Personalkapazitäten konnte man erst am 4.6.1967, nachdem die Raumsonde Venera 4 gestartet wurde an die Umsetzung gehen. Man war daher in Zeitnot. Trotzdem sollte Mars 69 neben der eigentlichen Raumsonde einen 260 kg schweren Lander mitführen. Dabei gab es Probleme. Die Membranen die den Druck in den Treibstofftanks übermittelten eigneten sich für kurze Mondmissionen, man hatte jedoch Zweifel an der Eignung für Marsmissionen, da die Missionsdauer etwa 30 mal länger war. Änderungen an den Membranen bedeuteten Änderungen am Treibstoffsystem, dadurch verschob sich der Schwerpunkt und auch andere Systeme machten Probleme. So reduzierte man die Anzahl der Tanks von 4 auf 2.

Im dritten Quartal 1968 war man soweit hinter dem Zeitplan hinterher, dass man zu 24 Stunden Arbeit an 6 Tagen in der Woche überging. Eine neue Planung sah nun das Absetzen des Landers aus dem Orbit aus vor. Das erlaubte es vor dem Absetzen eine Landestelle zu finden. Dadurch mussten die Orbitparameter geändert werden. Nun plante man einen marsnächsten Punkt von 1000 km, eine maximale Entfernung von 70000 km und eine Umlaufdauer von maximal 65 Minuten. Das Startgewicht betrug nun 3824 kg inklusive des Landers.

So kam man im Januar 1969 zu den Tests der ersten Sonde und der Fertigstellung der zweiten Sonde. Der Lander wurde von der Sonde entfernt.

Der geplante Flugplan sah so aus: Nach zwei Kurskorrekturen wären die Sonden am 11.9.1969 bzw. 15.9.1969 in einen ersten Orbit von 1740 × 34000 km Entfernung zur Oberfläche bei 40 ° Inklination eingeschwenkt. Dies ist ein 24 h Orbit. Für die Kameramission wäre dieser dann abgesenkt worden bis zu einem marsnächsten Punkt von 500-700 km. Im Orbit hätten die Sonden 3 Monate lang gearbeitet. Der Treibstoff ermöglichte es die Inklination zwischen 35 und 55 Grad zu variieren, den marsnächsten Punkt bis auf 2000 km anzuheben und den marsfernsten Punkt zwischen 13.000 und 120.000 km zu variieren. Ein typischer Orbit hätte eine Umlaufszeit von 8.5 oder 12 Stunden gehabt.

Am 27.3.1969 startete Mars 1969A. Jedoch fing die Turbopumpe der dritten Stufe Feuer und die Stufe explodierte nach 438.66 Sekunden. Trümmer der Rakete gingen im Altai Gebirge in Sibirien nieder.

Beim Start von Mars 1969B am 2.4.1969 fingen die Probleme schon beim Start an. Nur 0.02 Sekunden nach dem Abheben explodierte eines der 6 Haupttriebwerke. Die Rakete hob mit ihren restlichen 5 Triebwerken trotzdem ab. Der ungleiche Schub führte nach 25 Sekunden zum Kippen der Fluglage in die Horizontale und 41 Sekunden nach dem Start schlug die Rakete 3 km von der Startrampe entfernt auf.

Mars 2+3, Kosmos 419

Mars 2+3Bei dem günstige Startfenster von 1971 näherte sich Mars stärker der Erde. Die USA nützten dies zum Start der Mariner 8+9 Sonden. Die Sowjets konnten nun auch den Lander mitführen den man bei Mars 1969 weglassen musste. Mars 2+3 wogen betankt 4.650 kg, leer 2.265 kg. Davon wog der Orbiter 3.440 kg und der Lander 1.000 kg. Im Marsorbit soll die Sonde noch 2500 kg gewogen haben. Beim Start war die Sonde 4.1 m hoch, hatte einen maximalen Durchmesser von 2.1 m und eine Spannweite mit Solarzellen von 6.9 m.

Intern lief das Projekt unter der Bezeichnung "Mars 71". Wie bisher im Programm bekamen die Sonden erst nach einem erfolgreichen Start echte Namen. Die Programme Mars und Venera benutzten nun wieder eine standardisierte Raumsonde, so wie dies schon bei Mars-1 war. Ein gemeinsamer Bus konnte mit unterschiedlichen Experimenten oder Landekapseln bestückt werden. Diesen Bus verwandten sowohl die Orbiter Mars 2-7 Sonden wie auch die Venera 9-16 Sonden. Er basierte in wesentlichen Subsystemen auf dem Mars 69 Bus.

Man war aber in einer Zwangslage. Eigentlich sollten die Mars 69 Sonden die für eine weiche Landung benötigten Daten über Druck- und Temperaturgradient der Atmosphäre liefern. Weiterhin benötigte man Ephemeriden, genaue Bahndaten des Mars. Man musste vereinfacht gesagt genau wissen wo der Mars sich befindet, da die Landesonden in einem fachen Winkel auf die Atmosphäre treffen um deren Abbremsung maximal auszunutzen. Es gab daher nur einen kleinen Landekorridor. Dafür war es notwendig genau zu wissen wo sich der Mars befindet um diesen zu treffen. Die Orbiter die in 1000 bis 2000 km Minimalentfernung in eine Umlaufbahn einschwenken mussten hatten viel mehr Spielraum. Damit sie dem Mars gefährlich nahe kommen würden, müssten sie mehr als 1000 km vom Kurs abkommen. Die Ephemeriden konnte man bekommen wenn eine Raumsonde schon den Mars nahe passiert hatte und man den Zeitpunkt und die Abweichung kannte, so hatten die USA diese Information, aber nicht die UdSSR.

Ohne diese wäre eine Landung ein Glücksspiel geworden. Man entschloss sich zu einem Kompromiss. Neben zwei Sonden mit den Landern sollte auch ein etwas besser instrumentierter Orbiter starten. Er verfügte über erheblich mehr Treibstoff als die beiden Orbiter/Lander Kombinationen. Er könnte den Mars früher erreichen und so einige Wochen vor der Landung der beiden anderen Sonden die benötigten Daten über die Atmosphäre liefern. Da der Orbiter noch vor den Mariner 8+9 Sonden ankommen würde, bekam man für diese Lösung sofort das OK. des Politbüros. Dafür musste dieser Orbiter modifiziert werden, dass er 800 kg mehr Treibstoff mitführen konnte. Diese Raumsonde intern "Mars 71S" genannt wog 4549 kg, davon waren 2385 kg Treibstoff und Druckgas. Dieser Orbiter und Mars 3 führten ein französisches Experiment mit, das aus Gewichtsgründen auf den beiden anderen Orbitern nicht mitfliegen konnte.

Zentraler Teil des Orbiters war ein Zylinder, der den Treibstofftank enthielt und die notwendige Elektronik. Darunter befand sich das Bremstriebwerk. Ein zylindrischer Treibstofftank war in der Mitte geteilt. Darunter befand sich das schwenkbare Triebwerk. Einige Instrumente waren wie das Triebwerk an der Unterseite angebracht. Die anderen steckten im oberen Teil des Zylinders, der wie bei den bisherigen Mars Sonden hermetisch verschlossen und unter Atmosphäre stand. Gekühlt wurde wieder durch verflüssigte Gase und Kühlschlangen auf zwei Radiatoren (Im Bild neben dem rechten Solarpanel).

Zur Kommunikation diente eine 2.4 m durchmessende Parabolantenne. Telemetrie wurde im Pulsecode gesendet bei 928.4 MHz. Wissenschaftliche Daten sollten durch Impulsmodulation bei 6 GHz übertragen werden. Daneben gab es zwei weitere Antennen an den Enden der Solarpanels, welche die Signale der Lander auffangen sollten. Diese omnidirektionalen Antennen empfingen auch die Kommandos von der Erde bei 770 MHz.

Die Lageregelung erfolgte durch ein neu entwickeltes System, das bis zu den Halley Sonden eingesetzt wurde. Wie früher wurde komprimierter Stickstoff in kugelförmigen Tanks von 350 Bar Druck zur Lageregelung benutzt. Die Lage wurde durch Sensoren an kleinen Teleskopen festgestellt. Die Sonde selbst wurde durch Sonnensensoren und Sternsensoren für den Canopus im Raum ausgerichtet, bei der beweglichen Parabolantenne gab es einen weiteren Sensor, der sie auf die Erde ausrichten sollte. Kurskorrekturen führte ein Triebwerk des Typs KTDU-425 durch. Es hatte einen Schub von 18.95 kN und verbrannte die lagerfähigen Treibstoffe UDMH / Stickstofftetroxid.

Erstmals führten sowjetische Raumsonden einen Computer mit. Dabei hatte man nicht gekleckert. Der Computer S-530 war eigentlich für die bemannte sowjetische Mondlandung entwickelt worden und wog mit 167 kg etwa 10 mal mehr als die amerikanischen Pendants, die damals noch Sequenzer einsetzten. Sein Stromverbrauch erreichte 800 Watt. Der Computer war fähig die Raumsonde autonom zu kontrollieren. Er maß mit Dopplermessungen die Geschwindigkeit, berechnete Position und Ausrichtung und führte nicht nur das Meßprogramm autonom aus, sondern auch das Einschwenken in den Marsorbit. Er steuerte nicht die Raumsonde sondern ersetzte auch das Steuersystem der Oberstufe Block D, steuerte also auch diese Stufe. Zuerst waren die Ingenieure gegen dieses System, weil es sehr schwer war und einen hohen Stromverbrauch hatte. Sie erkennten jedoch dann die Vorteile: Die Raumsonde konnte damit autonom gesteuert werden und dies ergab eine höhere Sicherheit vor allem beim kritischen Landemanöver.

Instrumentierung

No TextDie Kameras hatten Objektive mit 350 beziehungsweise 52 mm Brennweite. Das Gesichtsfeld betrug 4 Grad bei der Telekamera. Jede Kamera hatte mehrere Filter, darunter Rot, Grün, Blau und UV. Wie bei Mars 69 wurde dazu Film an Bord entwickelt und digitalisiert. Jedes Bild hatte 1000 × 1000 Pixels. Die Auflösung betrug zwischen 100 und 1000 m. Die Bilder wurden als Faksimiles übertragen. Es gab die Abtastung mit 64,250 und 1000 Linien. Der Film soll für 480 Aufnahmen gereicht haben.

Das UV Spektrometer arbeitete mit 3 Kanälen mit Wellenlängen von 0.104 - 0.118 µm, 0.105 - 0.134 nm und 0.1225- 0.134 µm. Ein optisch undurchsichtiger Filter konnte vor die Optik platziert werden um die durch den kosmischen Hintergrund induzierte Strahlung zu messen. Die Optik war aus Lithiumfluorid. Das Instrument war mit Stickstoffoxid gefüllt. UV-Strahlen bewirkten eine Leuchterscheinung die von einem Photometer detektiert wurde. Ein zweiter Detektor maß spezifisch in der Lyman Alpha Linie bei 0.1216 µm. Jeder Detektor hatte ein Gesichtsfeld von 10 Grad. Das Instrument konnte in analogen und digitaler Abtastung arbeiten. Die analoge Abtastung detektierte von 20-2000 Lichtblitze/sec mit logarithmischer Skala. Der digitale Modus arbeitet von 0 bis 100 Ereignisse mit linearer Zählung.

Insgesamt 11 Teilchendetektoren waren an Bord, darunter ein Cerenkov Detektor, 4 Geigerzähler und 6 Festkörperdetektoren.

Die gesamte Instrumentierung wog bei Mars 2+3 jeweils 89.6 kg.

Der Lander

Mars 2+3 LanderWie sollte man auf dem Mars landen? Die Wissenschaftler in der UdSSR wussten damals schon, dass man in den USA an einer Landung im flachen Winkel arbeitete. Dies verringerte die Belastung durch die Verzögerung. Doch dies war erst für das Viking Projekt 1975 vorgesehen und bis dahin hatten die USA ausreichende Daten über die Marsatmosphäre gewonnen durch Mariner 9. Derartige Daten gab es für Mars 2+3 nicht. also kam für den Lander nur eine ballistische Landung mit einer sehr hohen Verzögerungsspitze in Frage. Man legte den Lander dafür aus und trennte ihn vor Erreichen des Mars vom Bus ab.  Eine weitere Schwierigkeit war dass es keine genauen Daten über die Marsatmosphäre gab, vor allem was die Dichte anging, da von dieser natürlich sowohl Eintrittsbahn wie auch Auslegung des Fallschirmsystems bzw. des Systems zur weichen Landung nach Abwurf des Fallschirms abhingen. Die neuesten Daten von Mariner 4 hatten die Dichte der Atmosphäre gerade stark reduziert. Man ging nun von einem Bodendruck von maximal 30 mb aus. Vorher waren es noch 60 bis 100 mb gewesen. Dieser Wert war jedoch immer noch viel zu hoch. Der mittlere Bodendruck beträgt nur 6,1 mb, nur wenige Gebiete erreichen mehr als 8 mb.

Der Lander bestand aus einem sphärischen Lander von 1.2 m Durchmesser, der stark dem von Luna 9 und 13 ähnelte. Er befand sich in einer 2.9 m durchmessenden konischen (120 Grad) Schutzhülle mit Hitzeschutzschild. Es gab keinen Bioschild und keinen Rückschild. Der Lander selbst wog nach der Landung nur noch 385 kg von den anfangs 1000 kg Startmasse. Stickstoff Kaltgasdüsen regelten die Lage. Retroraketen bremsten den Lander nach der Ablösung vom Orbiter ab. Ein Bremsfallschirm vom 13 m² Fläche und ein Hauptfallschirm von 140 m² Fläche bremsten die Sonde ab. Sie sollten bei Mach 3.5 ausgelöst werden. Ein Bremstriebwerk brachte die Sonde nach dem Abtrennen vom Orbiter auf den Kurs. Man verzichtete aus Gewichtsgründen auf ein System auf Basis des Dopplereffektes um vertikale und horizontale Geschwindigkeit zu messen. Dies wäre genauer gewesen und hätte auch eine horizontale Drift ausgleichen können. Stattdessen setzte man ein Radar Altimeter ein. Es steuerte ein Feststofftriebwerk, welches erst kurz vor der Landung aktiviert wurde und die Restgeschwindigkeit abbaute. Diese Landemethode setzen die Sowjets seit 40 Jahren auch bei ihren Sojus Kapseln ein. Die Seitenteile und der Boden enthielten einen 200 mm starken Dämmschaum, der ebenfalls die Aufprallenergie absorbieren sollte.

Man testete den Lander indem man ihn mit einem Ballon auf 32 km Höhe brachte und löste das System aus. Danach erprobte man die automatische Auslösung indem man das System mit einer meteorologischen Rakete des Typs M-100B auf 130 km Höhe schoss. Die Auslösung erfolgte automatisch sobald der Lander eine bestimmte Geschwindigkeit unterschritt.

Die Kommunikation geschah durch 4 Stabantennen, die nach dem Ausklappen der Flügel entfaltet wurden. Der Lander regelte die Temperatur durch Isolation und Radiatoren. Die Elektronik befand sich in einem zylinderförmigen Teil der unter Druck stand. Die Stromversorgung bestand aus Batterien. Damit war die Arbeitsdauer auf einige Tage beschränkt. Der Lander war vor dem Start sterilisiert worden. Zwar wurde nicht der Lander als ganzes, aber alle seine Teile wurden vor einem sterilen Zusammenbau sterilisiert, wobei je nach Teil dieses radioaktiv bestrahlt, in Methylbromid Atmosphäre gelagert oder hoch erhitzt wurde.

LanderEin Feststofftriebwerk bremste den Lander ab nachdem er vom Orbiter abgetrennt wurde. Bis zum Eintritt stabilisierten Kaltgasdüsen die räumliche Lage des Landers. Die Kommunikation der Lander erfolgte über die Orbiter mit der sehr hohen Datenrate von 72000 Bit/sec. (Zum Vergleich: Viking Lander: 16000 Bit/sec)

Der Lander hatte 4 Flügel, die ihn stabilisierten und die Instrumente frei gaben. Sie sollten sich nach der Landung in den Boden bohren und gegebenenfalls den Lander in die Horizontale bringen, wenn er schräg aufgekommen ist. Diese bestanden aus:

Die Instrumente befanden sich unter dem Fallschirm und wurden aktiviert, nachdem dieser entfaltet wurde. Die doppelt vorhandene Kamera war fähig ein 6000 x 500 Pixel Bild mittels eines Telephotometers, also eines einzigen Bildelements der wie bei Viking zuerst spaltenweise und dann zeilenweise geschwenkt wurde. Ein Panorama war so 360 x 30 Grad groß, bei einer Auflösung von 3,6 Bogenminuten. Insgesamt hatte jeder Lander 16 kg Instrumente an Bord.

Mars 2+3 RoverWeiterhin hatte der Lander einen kleinen Mini-Rover namens PROP-M an Bord. Er hatte eine Masse von 4.5 kg und trug ein Penetrometer, welches die Oberflächeneigenschaften bestimmt, ein Radiometer welches die Bodentemperatur bestimmte und vor allem ein Röntgenstrahlenspektrometer, welches die chemische Zusammensetzung des Marsbodens bestimmen sollte. Dieser Rover fuhr auf Raupen und war mit einem Kabel mit dem Lander verbunden. Er wäre durch einen Manipulatorarm abgesetzt worden und sollte innerhalb der Fernsehkameras alle 1.5 m Messungen machen. Der maximale Einsatzradius, bedingt durch die Kabellänge war 15 m. PROP-M war mehr als ingenieurwissenschaftliches Experiment gedacht und sollte Oberflächendaten liefern, auf deren Basis man dann einen wesentlich größeren Rover konstruieren konnte.

Auf der Erde wurde das Fallschirmsystem in 15 Flügen mit M100B Raketen getestet, wobei sich eine Tendenz zum kollabieren zeigte. Es musste nachgebessert werden. Danach wurden 5 Modelle des Landers ohne Probleme getestet. Ein Lander wurde Seitenwinden von 12 m/s bei 28 m/s Fallgeschwindigkeit getestet und ein anderer mit einem Katapult auf 180 G beschleunigt um die Verzögerung beim Eintritt zu simulieren. Es gab keine Probleme.

Missionsverlauf

Mars 71Am 10.5.1971 startete die erste Sonde eines Trios. Die Sonde gelangte in einen 134 × 187 km hohen Erdorbit doch dann zündete Block-D die Oberstufe nicht erneut. Als Ursache stallte sich heraus, das ein 8 Bit Kontrollwort für den Timer verkehrt herum übermittelt worden war, d.h. das höchstwertige Bit wurde zum niedrigwertigen Bit und umgekehrt. So war die zweite Zündung von Block D für 1.5 Jahre nach dem Start anstatt 1.5 Stunden angesetzt worden. Solange befand sich die Sonde aber nicht in der Bahn und solange konnten die Treibstoffe von Block D auch nicht am Verdampfen gehindert werden. Die Sonde wurde als Kosmos 419 ausgegeben. Zwei Tage später verglühte die Sonde zusammen mit Block D in der Atmosphäre. Da sich auf der Sonde das "Stereo" Experiment von Frankreich befand, war dies etwas peinlich. Russland meldete den Franzosen dass es Kommunikationsprobleme mit ihrem Experiment gab, was auch bis in die achtziger Jahre geglaubt wurde.

Der Start von Mars 2 gelang dagegen am 19.5.1971 und genauso der von Mars 3 am 29.5.1971. Für die Orbiter war vorgesehen, dass diese nach dem Abtrennen der Lander in einen ersten Orbit von 2.350 ± 1.000 km x 70.000 km einschwenken sollten. Dazu musste die Geschwindigkeit um 1190 m/s verringert werden. In einer zweiten Zündung sollte dieser erste Orbit in einen 1.500 ± 200 km x 20000 km Orbit umgewandelt werden. Dazu war Geschwindigkeitsänderung um weitere 100 m/s nötig. Das Einschwenken in den Orbit sowie das Errechnen des Geschwindigkeitsmanövers sollten die Sonden selbstständig mit ihren Bordcomputern durchführen.

Am 25.6.1971 verlor man gleichzeitig Funkkontakt zu Mars 2+3. Nach ein paar Tagen konnte man ihn wiederherstellen, doch war eine Seitenantenne ausgefallen und an dieser Seite auch jeweils der Strahlungssensor. Eine Erklärung für den Ausfall fand man nicht. In der Folge gab es bei beiden Missionen Probleme mit dem Sender, welche die Mission stark beeinträchtigten.

Mars 71 OrbiterNach zwei Kurskorrekturen am 17.6 und 20.11.1971 schwenkte Mars 2 am 27.11.1971 in einen Orbit um den Mars ein. Der Satellit näherte sich auf 1380 km dem Mars und entfernte sich auf seiner 48.9° geneigten Bahn bis auf 24.940 km. Dies war nicht der geplante Orbit, da der Computer die Geschwindigkeit falsch berechnet hatte. Die Umlaufsdauer betrug 18 Stunden. 30 Minuten lang pro Orbit wurden die wissenschaftlichen Experimente nahe der Periapsis betrieben. Vom Januar 1972 bis März 1972 sandten beide Orbiter größere Datenmengen, dann nahm diese ab. Im Juli 1972 verlor man innerhalb weniger Tage den Kontakt zu beiden Orbitern und erklärte die Mission am 22.8.1972 für beendet. Später wurde bekannt, dass bei Mars 2 die Sender sehr früh ausgefallen waren und man sehr wenige Messdaten von diesem Orbiter erhalten hatte.

Mars, aufgenommen von Mars 3Bei Mars 3 war der Orbit, der nach drei Kurskorrekturen am 8.6, 14.11 am 2.12.1971 erreicht wurde unplanmäßig. Die dritte Korrektur war extra angesetzt worden, um den Mars 3 Lander in eine optimale Bahn zu bringen, falls es wieder ein Computerproblem geben würde. Es war ein 1500 × 190.700 km Orbit mit einer Neigung von 48.9 Grad. Dieser hatte eine Umlaufsdauer von 12 Tagen und 19 Stunden anstatt 25 Stunden. Spätere Analysen zeigten, dass der Computer die Geschwindigkeit aufgrund der Daten der Gyroskope falsch berechnet hatte. Warum allerdings der Orbit später bei beiden Satelliten nie angepasst wurde ist unverständlich, denn das Triebwerk war wiederzündbar und wurde schon früher für Kurskorrekturen eingesetzt.

So konnte der Orbiter nur wenige Messungen machen. Bei Mars 2 war wie schon erwähnt der Kanal für die wissenschaftlichen Daten ausgefallen. Die Bilder von Mars 3 wurden gemacht, als auf dem Mars ein Staubsturm herrschte und zeigten wenige Details. Die Temperaturmessungen ergaben eine Wärmeinsel von +15 Grad im Gebiet Zeberus. Eine Wasserstoffkorona konnte zwischen 10.000 und 20.000 km Höhe nachgewiesen werden. Auch Mars 3 war nicht ohne Probleme. Die für die Bilder gedachte Funkverbindung bei 6 GHz im Impulscodierungsverfahren fiel aus. So mussten die Bilder bei niedriger Datenrate im L-Band übertragen werden, wodurch man die Auflösung auf 250 Zeilen beschränken musste. Insgesamt 60 Bilder von Mars 3 wurden übermittelt. Das Bild links ist eines der wenigen von Mars 3 publizierten Bilder. Es gab von Mars 3 während der Primärmission (40 Tage) nur 36 Bilder. Am 28.2.1972 und 12.3.1972 wurden jeweils 12 weitere Aufnahmen gemacht. Warum nicht der gesamte Film mit 480 Aufnahmen belichtet wurde, ist bis heute nicht geklärt.

Missionen der Lander

Beide Lander wurden 4 h 30 bzw. 4 h 35 m vor dem Einschwenken in den Orbit von den Orbitern abgetrennt. Die Orbiter hatten nicht genügend Treibstoff um die Lander mit in einen Orbit mitzunehmen. Nominell sah die Mission so aus: In 46000 km Entfernung vom Mars werden die Lander abgetrennt. 900 Sekunden später zündet das Feststofftriebwerk und beschleunigt diese um 120 m/s gegenüber den Orbitern, so dass diese nicht den Mars nahe passieren sondern in die Atmosphäre eintreten. Nach 150 Sekunden orientiert sich der Lander für den Eintritt und wird in Rotation versetzt. Der Lander tritt mit 5800 m/s in die Atmosphäre ein. Sobald die Beschleunigung auf unter 2 G sinkt sollte das automatische Landesystem aktiviert werden. Dies ist nach 100 Sekunden in der Atmosphäre der Fall. Es stoppt zuerst die Rotation der Sonde und trennt danach das Lageregelungssystem ab, dass nun überflüssig geworden ist.

Der Pilotfallschirm wird entfaltet und ein Timerprogramm gestartet. Der Pilotfallschirm sollte bei Mach 3.5 abgeworfen und 2.1 Sekunden später der Hauptfallschirm gestartet werden. 10 Sekunden später sollte dieser Entfaltet sein und der Hitzeschutzschild und konische Schutz wird abgeworfen. Die Sonde sollte nun mit 65 m/s zum Boden sinken. Gesteuert durch den Radarhöhenmesser wird nun das Triebwerk aktiviert. In 10-30 m Höhe bei einer Geschwindigkeit von 6.5 m/s wird der Fallschirm abgetrennt. Eine Pulverpatrone schießt ihn vom Lander weg.

No TextDer Lander kommt mit 12 m/s recht hart auf der Oberfläche an (entspricht auf der Erde einem Fall aus etwa 7 m Höhe). Nach 15 Sekunden wird die hintere Aeroshell Abdeckung gelöst und diese durch Druckluft zur Seite geblasen. Danach folgt die pyrotechnische Aufrichtung der vier Seitenteile. Die erste Kommunikationssaison sollte 18-23 Minuten dauern, wobei nach jeder Minute Telemetriedaten übermittelt werden sollten. Später wird der Lander durch Funkkommando aktiviert. Die folgenden Kommunikationsperioden sind kürzer und dauern 0.7 bis 7.6 min. Bei Tests auf der Erde konnte der Lander ohne Probleme mit vertikalen Landegeschwindigkeiten von 12 m/s und Seitenwind von bis zu 28.5 m/s (102 km/h) landen.

Der Lander von Mars 2 befand sich voll auf Kurs, aber man vergaß die Programmierung eines Timers zu löschen, der eine Abweichung durch einen Triebwerkszündung korrigieren sollte. Dadurch zündete der Lander sein Korrekturtriebwerk im falschen Winkel und kam in eine zu steile Abstiegsbahn. Er trat mit 6.0 km/s in die Marsatmosphäre ein. Der Fallschirm wurde daher nicht entfaltet und der Lander zerschellte auf der Marsoberfläche. Er war der erste Körper der von der Erde auf dem Mars landete. Die Landekoordinaten lagen bei 4° Nord und 47 ° West.

Bei Mars 3 klappte dagegen das Manöver. Zwar versagte hier der primäre Sonnensensor, weil er mit Dreck bedeckt war, doch der sekundäre Sonnensensor konnte die Sonde korrekt ausrichten. Nach Eintreten in die Atmosphäre mit 5.7 km/sec wurde der Fallschirm entfaltet, sobald die Sonde Unterschallgeschwindigkeit hatte. In 20-30 m Höhe wurde dieser abgeworfen und durch Retroraketen fortbewegt. Gleichzeitig zündeten Retroraketen um die Restgeschwindigkeit von 60-100 m/s zu reduzieren. Der Lander setzte mit 20.7 m/s (fast 75 km/h!) auf. Diese Restwucht wurde durch Stoßdämpfer absorbiert. 90 Sekunden nach der Landung begann der Lander ein Panorama zu funken. Doch nach 12 Faksimile Zeilen, 14,5 Sekunden später, verstummten beide Telephotometer.

No TextAls der Lander landete, tobte auf dem Mars ein Staubsturm, der die Ursache für den Ausfall sein konnte. Eine Blitzentladung könnte die Antennen beschädigt haben, der Lander könnte umgeworfen worden oder sein vom Sturm herum gewehter Fallschirm hat ihn bedeckt. Andere Wissenschaftler vermuten, dass der Lander korrekt arbeitete, aber der Staub elektrische Entladungen in der Atmosphäre erzeugt hat, welche den Funkkontakt verhinderten. Die 12 Bildzeilen zeigen nur einen 50 Lux hellen Himmel und durch den Staub fast keine Details. Die Landung erfolgte bei 45 ° Süd und 158 ° West.

Die Orbiter lieferten insgesamt 60 Bilder die wegen des Staubsturmes aber keine Details zeigen. Die Oberflächentemperaturen konnten zwischen -110 am Südpol und + 13° Celsius am Äquator mittags bestimmt werden. Wasserstoff und Sauerstoff konnten in der oberen Atmosphäre festgestellt werden. Der Bodendruck wurde zu 5.5-6 Millibar bestimmt. Staub befand sich in bis zu 7 km Höhe während des Staubsturmes. Wasser ist nach den Messungen nur ein Spurengas. Es gibt weniger als ein 5000.stel des Anteils in der Erdatmosphäre. Die Ionosphäre beginnt beim Mars in 80-110 km Höhe. Die Messungen des Radioteleskops erlaubtes es Reliefmappen zu erstellen.

Zusammenfassung

Mars 2+3 liefern ein sehr zwiespältiges Bild. Die Orbiter waren besser instrumentiert als die gleichzeitig gestarteten Mariner 8+9 Sonden, die Lander vergleichsweise einfach, auch wenn es mit dem Rover eine intelligente Lösung gab. Das ganze Konzept war jedoch sehr unflexibel. Ein Triebwerk, welches bei Mars 3 den Kurs nach Erreichen des Orbits nicht mehr korrigieren kann, erfordert einen höchst genauen Einschuss und erlaubt keine Anpassung der Mission. Ein Lander der schon vor dem Orbit abgetrennt wird, kann nicht warten bis sich ein Staubsturm gelegt hat. Zudem ist es unverständlich warum man einen Lander bis zum Mars befördert und dann ihn nur mit Batterien ein paar Tage lang betreiben kann. Das gleiche gilt für die Technik der Filmentwicklung an Bord. Dadurch gab es nur wenige Bilder während Mariner 9 abwartete bis der Staubsturm sich legte und von 7392 Bildern später über 5000 auswertbar waren. Zuletzt zeigte das Stranden von Kosmos 419 und das falsche Korrekturmanöver bei Mars 2 dass die sowjetische Steuerungstechnik sehr anfällig und unflexibel war.

Mars 4-7

No TextWohl wissend, dass 1975 der Start der Viking Sonden bevorstand, hatte man das 1973 er Startfenster für eine kleine Flotte von Marssonden genutzt. Dadurch, dass Viking um 2 Jahre verschoben wurde konnte der Start nun vor den Amerikanern erfolgen. Es war die letzte Chance vor den Amerikanern auf den Mars zu landen, der erste Orbiter wurde wenige Tage vor der Ankunft von Mars 2 die amerikanische Raumsonde Mariner 9. Mars 4-7 wurden vom Politbüro gefordert um auf jeden Fall vor den Amerikanern zu landen. Auch der Start von vier Sonden, damit es für jeden Lander und Orbiter ein Backup gab wurde vom Politbüro gefordert, obgleich dies enorme Anstrengungen bei der Fertigung und beim Start von 4 Proton Raketen innerhalb von wenigen Wochen gab.

Wissenschaftler waren für einen späteren Starttermin um bei der Instrumentierung und Auslegung der Sonde die Möglichkeit zu haben von den (erwarteten) Ergebnissen von Mars 71 zu profitieren. Intern lief das Projekt wie schon sein Vorgänger unter der Bezeichnung "Mars-73". Die Raumsonden basierten auf den evolutionär weiterentwickelten Exemplaren von Mars 2+3.

Diesmal gab es eine Trennung der Missionsziele. Da die größere Entfernung von Mars im Jahre 1973 keine Orbiter/Lander Kombination zuließ. Sie wäre zu schwer gewesen. Mars 4+5 waren daher als reine Orbiter ausgelegt. (Mars73S S für Sputnik = Orbiter). Mars 6+7 bestanden aus einem Bus der am Mars vorbei flog und einem Lander der vom Bus abgesetzt wurde. (Mars 73P für Pasadka = passierend),Mars 6+7 sollten die Daten der Lander nach der Landung übermitteln. Die Daten die beim Abstieg und in den ersten Minuten nach dem Aufsetzen gewonnen wurden, wurden über den Bus der Lander übertragen.

Die beiden Orbiter hatten je eine Startmasse von 3.440 kg. Die Bus/Lander Kombinationen wogen je 3.250 kg. Über die vier Sonden ist wenig bekannt. Nach offiziellen Quellen wurde die Mars 71 Hardware soweit wie möglich übernommen. Änderungen gab es nur um die Sicherheit zu erhöhen und die Gewichtsbegrenzung einzuhalten. Zentrales Triebwerk für Bahnkorrekturen war das Triebwerk KTDU-425A. Es wurde von Mars 4-7, Venera 9-16, Vega 1+2 und Phobos 1+2 eingesetzt. Es war regelbar in einem Schubbereich von 18,89 - 9,856 kN. Das pumpengeförderte Triebwerk verbrannte die Treibstoffe UDMH (Verbrennungsträger) und Stickstofftetroxid (Oxidator). Das Verhältnis Oxidator zu Verbrennungsträger betrug 1.9 zu 1. Der Verbrennungsdruck des Triebwerks betrug 95 Bar bei 9.8 kN und 149 Bar bei 18.9 kN Schub. Die nominelle Brenndauer wurde mit 560 Sekunden angegeben. Bei einem spezifischen Impuls von 2874-3090 m/s errechnet sich ein Treibstoffvorrat von maximal 1.920 kg (bei 9.856 kN Schub). Das Triebwerk wog 70 kg bei einer Länge von 0.71 m und einem Durchmesser von 0.7 m.

Alle vier Sonden verwandten den Bus von Mars 2+3. Nur verfügten die Orbiter über keinen Lander und die Bus/Lander über keinen Treibstoff. Die Masse von Mars 4+5 entspricht genau der von Mars 2+3 ohne Lander. Die Landekombinationen waren 4,2 m hoch, hatten einen Durchmesser von 2m am zentralen Teil und mit Solarpanels eine Spannweite von 5,9 m

Die Lander wurden weitgehend von Mars 2+3 übernommen. Eine wesentliche Änderung war ein zusätzlicher Radiosender der nach Entfalten des Fallschirms aktiviert werden sollte. Er sandte direkt zur Erde, so dass man mehr Informationen über den Zustand der Sonde bekam und zudem einige Messergebnisse beim Abstieg.

Instrumentierung Mars 4+5

Mars 4+5Die Orbiter Mars 4+5 verfügten über folgende Experimente:

Anhand der Experimente ist sehr deutlich, dass sehr viele schon bei Mars 2 und Mars 3 vor kamen. Es gab jedoch Verbesserungen. Das Kamerasystem arbeitet wie bei Mars 2/3 mit zwei Objektiven von 52 mm (f/2.8) und 350 mm Brennweite (f/5.6). Das Blickfeld betrug 35.7 und 5.67 Grad. Wie bei den vorhergehenden Missionen wurde auf Film belichtet. Daneben gab es eine Optik die mit einer Scanzeile arbeitete, und Panoramastreifen von 30 Grad Breite im sichtbaren und nahen IR anfertigte.

Die Orbiter hatten auch die Aufgabe die Daten der Lander zu übertragen. Sie wurden daher vor den Landern gestartet, damit sie sich im Orbit befanden, bevor die Lander beim Mars ankamen.

Instrumentierung Mars 6+7 Bus

Mars 6+7Die Busse von Mars 6+7 sollten nur am Mars vorbeifliegen, jedoch keine Umlaufbahn einschlagen. Sie verfügten daher über Experimente zur Untersuchung des interplanetaren Raumes: Von Frankreich stammten folgende zwei Experimente:

Die Kameras basierten auf dem erprobten System von Zond-3. Verwendet wurde 25.4 mm Film. 20 m dieses Filmes wurden in einer geschwärzten strahlungssicheren Kassette aufbewahrt. Dies reichte für 480 Aufnahmen. Jedes Bild hatte 23 × 22.5 mm Größe und wurde in 1000 × 1000 oder 2000 × 2000 Pixel abgetastet. Digitalisiert wurde mittels einer FEU-103 Photomultiplier Röhre. Es gab zwei Kamerasysteme : Eines mit einem Cassegrain Teleskop von 350 cm Brennweite und 62.5 mm Öffnung (Öffnungsverhältnis 1:5.6). Vor diesem war ein orangener Filter positioniert worden. Das zweite war ein Linsenobjektiv von 19 mm Durchmesser und 52 mm Brennweite (Öffnungsverhältnis 1:2.8). Diese Kamera verfügte über 4 wählbare Filter. (orange, rot, grün, blau). Das Gewicht der Kameras betrug 9,2 kg für die Telekamera und 8.5 kg für die Weitwinkelkamera - ein enormer Sprung gegenüber den 32 kg bei Mars 1 bei erheblich höherer Auflösung und mehr Bildern.

Die Bilder wurden alternierend mit 1/50 und 1/150 Sekunde Belichtungszeit aufgenommen. Dazwischen befand sich ein kleines Kalibrierungsbild. Nach der Entwicklung wurden die Bilder zuerst im Vorschaumodus bei reduzierter Auflösung übertragen. Dazu wurden Sie mit 235 x 220 Pixels abgetastet. Danach folgte die Übertragung im normalen Modus mit 940 x 880 Pixels. Bei guten Bildern oder besonderem Interesse konnte man diese auch mit 1880 x 1760 Pixeln abtasten.

Zum Senden wurden die Bilder mit einem speziellen Transmitter übertragen der einen Pulscode zeitlich und in der Amplitude variierte. Es gab zwei Datenraten von 512 und 1024 Pixel pro Sekunde. Die anderen wissenschaftlichen Daten wurden über einen kontinuierlichen Transmitter übertragen.

Neben der bisher bei allen Sonden durchgeführten Fotographie auf Film gab es erstmals auch Kameras basierend auf Photometern. Mars 4+5 hatten je zwei Kameras an Bord die einen 30 Grad breiten Streifen im marsnächsten Punkt erfassen konnten. Benutzt wurde eine PMT-112 (AgOCs Kathode) mit einem Roten Breitbandfilter für IR Aufnahmen und eine PMT-114 (Multialkali Kathode) mit einem roten oder orangenen Filter für Aufnahmen im sichtbaren Bereich. Für eine Aufnahme wurden die Photometer spaltenweise bewegt, wobei am Anfang und am Ende jeweils Kalibrierungsmarken außerhalb des optischen Fensters waren, die mit aufgezeichnet wurden. Eine 1000 Hertz Spannung sorgte für die Schrittvorgabe. Pro Sekunde wurden vier Scanzeilen von jeweils 250 Pixeln aufgezeichnet. Die Aufzeichnung erfolgte analog auf einem Magnetband. Dieses wurde mit einer Rate von 1 Zeile pro Sekunde ausgelesen und die Daten in 256 oder 512 Pixels pro Zeile digitalisiert.

Mars 6+7Instrumentierung Mars 6+7 Lander

Das Massenspektrometer machte während des Abstiegs Analysen an der Atmosphäre. Eine Gasprobe wurde durch eine Pumpe evakuiert bis zu ein Vakuum von 1.1 x 10-9 Torr (1.463 x 10-11 Bar). Das Restgas wurde von einem Massenspektrometer in 4 Sekunden analysiert. Der Massenbereich lag zwischen 12 und 48 Atommassen. Die Auflösung lag bei Δu/u von 20-25. Der Lander wog bei der Landung noch 635 kg, war also deutlich schwerer als der von Mars 2+3. bei der Startmasse wird von einer Quelle eine 1.210 kg genannt. Ob der Mini-Rover wieder dabei war ist nicht bekannt.

Mission

Bild von Mars 5, 52 mm LinseDer Grund, warum man heute so wenig von diesen Sonden weiß (im Vergleich zu Mars 2+3) , war eine Feststellung die man schon vier Monate vor dem Start machte. Das Stromversorgungssystem fiel bei Tests aus. Als man es auseinander nahm und nach den Ursachen suchte, stellte man fest dass in den Transistoren 2T-312 die Anschlüsse korrodiert waren und es interkristalline Ablagerungen gab. Ein Besuch in der Fabrik Voronezhskiy, wo sie hergestellt wurden, ergab bald die Ursache: Um Gold für die Kontakte zu sparen, hatte ein "schlauer Mann" das Gold für die Anschlüsse durch Aluminium ersetzt. Tests, ob dieses Material dafür geeignet war, unterblieben und nun hatte die ganze Produktion diesen Mangel. Die Umstellung der Produktion erfolgte vor zwei Jahren und es würde mindestens weitere 6 Monate dauern um zur alten Fertigung zurückzukehren - zu spät für das 1973 er Startfenster, denn man arbeitete jetzt schon in 12 Stunden Schichten an den Sonden, um vier während eines Startfensters auf den Weg zu bringen.

Man untersuchte die Auswirkungen und kam zu der Feststellung, das die Störanfälligkeit von Transistoren des Typs 2T-312 rapide ansteigen würde und die Transistoren in etwa 1.5-2 Jahren ausfallen würden. Das entsprach gerade dem Ankunftstermin beim Mars. Diese Transistoren waren in der Bordelektronik jedes Raumschiffes vorhanden, manche Teile wie die Stromversorgung waren "nahezu gefüllt" mit diesen Bauteilen. Es gab nach Abschätzung der Experten nur eine 50:50 Chance dass ein Raumschiff den Mars funktionsfähig erreichen würde. Die Entwickler machten den Vorschlag den Start um zwei Jahre zu verschieben und die Transistoren durch neue auszutauschen.

Anstatt nun die Mission zu verschieben, entschied die politische Führung das Gegenteil. Man wollte vor den Amerikanern auf dem Mars landen. Bei einem Start 1975 hätten die Sonden zwar erste sein können (da die Lander nicht in einen Orbit eintreten mussten, wäre eine schnellere Bahn möglich gewesen). Doch da man die Instrumentierung der Viking Sonden kannte, war klar, dass diese den Marssonden dann die Schau stehlen würden. Da man mit dem Ausfall der Sonden rechnen musste, veröffentlichte man bewusst wenige Details. Sollte eine Sonde erfolgreich sein, so hätte man diese nachreichen können. Das Grundproblem, der fehlenden Daten über die Marspephirmeriden sollten nun so gelöst werden, dass die Orbiter einige Wochen vor den Vorbeiflugsonden den Mars erreichen würden und so aus dem Orbit diese Daten durch Bahnverfolgung rekonstruiert werden konnten. Zudem hatte man von der NASA im Rahmen der Zusammenarbeit Mars 2/3-Mariner 9 Daten über die Atmosphäre des Mars erhalten.

Kurz vor dem Start gab es dann nochmals Probleme. Beim Test des Bordcomputers zeigten sich sofort Abweichungen vom Programm. Der Computer wurde ausgebaut und man stellte fest dass die Terminierung von hunderten von Leistungen falsch war. Der Computer musste zurück zum Hersteller und kam gerade noch rechtzeitig zum Start zurück.

Der Orbiter Mars 4 startete als erste Sonde am 21.7.1973. Das erste Kurs Manöver am 30.7.1973 gelang noch, doch dann fielen 2 der 3 Kanäle des Computers durch den fehlerhaften Transistor aus. Ein zweites Kurskorrekturmanöver war damit nicht mehr möglich. Dadurch war die Sonde zu weit entfernt als sie Mars am 10.2.1974 in 1844 km Entfernung passierte. Auch das Triebwerk war nicht mehr zündbar durch den weitgehenden Ausfall des Computers. Die Instrumente waren von diesem unabhängig. So gelang es einige Messungen beim Vorbeiflug zu machen. Das Bedeckungsexperiment konnte zum ersten Mal eine Ionosphäre auf der Nachtseite nachweisen. Die Kamera konnte während 6 Minuten einen Bildzyklus durchlaufen und machte 12 Aufnahmen, davon 2 Panoramas. Diese wurden zur Erde übertragen. Obwohl aus der 1.03 × 1.62 AE Bahn weitere Messungen der Teilchenstrahlung und kosmischen Strahlung möglich waren, war damit die Mission im wesentlichen gescheitert.

Bild von Mars 5, 350 mm LinseEinige Experimente lieferten noch Daten über den interplanetaren Raum nach dem Vorbeiflug. Die Sonde erreichte einen Orbit von 1.02 × 1.63 AE mit einer Neigung von 2.2 Grad und einer Umlaufsperiode von 556 Tagen.

Der zweite Orbiter Mars 5 startete am 25.7.1973. Nach zwei Kurskorrekturen am 3.8.1973 und 2.2.1974 gelangte er planmäßig am 12.2.1974 in einen 1760 × 32586 km hohen Orbit. Die Inklination betrug 35.3 Grad. Die Umlaufperiode betrug 24 Stunden 53 Minuten. Zwar gab es keine Probleme mit der Elektronik, doch man entdeckte, dass der Orbiter Druck verlor. Wahrscheinlich hatte ein Teilchen die Wand durchschlagen. Ohne Luft im druckbeaufschlagten Teil würde aber der Sender versagen. Man rechnete aufgrund des Druckverlustes mit einer Lebenszeit von 3 Wochen. Die gesamte Elektronik der Sonden befand sich in einem zentralen Zylinder, der unter Druck wie bei der Erde stand, arbeitete also wie unter Erdbedingungen und war nicht für den Betrieb im Vakuum ausgelegt. Insbesondere arbeiteten Kühler mit Luft als Medium welches Wärme an Kühlschlangen abgab. Mars 4+5 bestimmten mit dem Gammastrahlenspektrometer die Hintergrundstrahlung im Gammabereich. Es gab dazu 3 Messungen auf dem Flug zum Mars in 98.5, 137.4 und 150.9 Millionen km Entfernung von der Erde.

Man beschleunigte daraufhin das wissenschaftliche Programm. Während 22 Orbits gewann Mars 5 Daten. Bei jedem durchlaufen der Periapsis konnten 12 Bilder nacheinander aufgenommen werden. Zuerst wurden die Bilder im 220 Zeilen Verfahren ausgelesen, dann die besseren im 880 und 1760 Zeilenmodus übertragen. Darunter waren Fotos die den Südteil des Valles Marineris zeigten und ein Gebiet von 5° Nord, 330 ° West bis 20° Süd, 120 ° West. Sowie von -30 bis -40° Süd von 60° Ost bis 0°. Über die Menge der Fotos gibt es Widersprüche, es sollen zwischen 34 und 105 gewesen sein. Die Qualität der veröffentlichten Fotos entspricht in etwa der von Mariner 9. Weitere Experimente lieferten Höhenprofile der gleichen Region, Daten über das lokale Vorkommen von Wasserdampf. Höhenprofile der Atmosphäre, Daten über das Vorkommen der Elemente Uran, Thorium und Kalium. Man fand auch Hinweise auf ein sehr schwaches Magnetfeld (maximal ein Dreihundertstel des der Erde). Am 28.2.1974 kam der letzte Kontakt zustande, danach versagte der Sender wegen des Druckverlusts. Er soll etwa 108 Aufnahmen und 12 Panoramen der Scankamera geliefert haben.

Agryre RegionMars 6 startete am 5.8.1973. Wenige Tage nach dem Kurskorrekturmanöver am 13.8.1973 fielen ein Telekommunikationskanal des Senders wegen des defekten Transistors aus. Der Onboard Computer stabilisierte die Raumsonde selbstständig, doch auf der Erde erfuhr man nichts mehr von ihr. Die gesamte Telemetrie von der Sonde war weggefallen, übrig blieben nur der Kanal zur Feststellung der Position über Dopplerverschiebung und die Empfangskanäle für Kommandos.

Leider lieferten diese beiden anderen Kanäle keine Daten über den Status des Busses. Erstaunlicherweise absolvierte Mars 6 das Manöver zur Abtrennung des Landers und die Landung trotzdem autonom. Die Landung erfolgte am 12.3.1974 als letzte der vier Sonden. In 48000 km Entfernung von dem Mars wurde der Lander abgetrennt. Er trat 3 Stunden später in die Atmosphäre ein. In 20 km Höhe öffnete sich bei 600 m/s Geschwindigkeit der Fallschirm und die Instrumente begannen Daten zu sammeln. Die Daten zeigten, das der Lander sehr stark an seinem Fallschirm hin und her schwang.

Unmittelbar vor dem Aufsetzen auf der Oberfläche, verstummte der Lander. Man weiß nicht ob er zu hart aufgeschlagen ist (Die Geschwindigkeit vor Zündung der Raketentriebwerke betrug 61 m/s), das Übertragungssystem ausfiel oder der Lander in rauem Gebiet umkippte oder zerstört wurde. Die Landestelle lag bei 23.19 Grad Süd und 19.25 Grad West in einem Gebiet dass auf Viking Aufnahmen durchsetzt von V förmigen Einschnitten ist.

Die Daten wurden über den in 1600 km Entfernung am Mars vorbei fliegenden Bus übertragen, doch durch dessen defekten Übertragungskanal waren diese weitgehend unlesbar. Mars 6 hatte 224 Sekunden lang Daten über die Atmosphäre geliefert. Sowjetische Forscher versuchten die Daten zu rekonstruieren und veröffentlichten später, dass das Massenspektrometer einen Gehalt von 25-45 % Argon festgestellt hatte. Das brachte das Viking Team in Aufregung, denn das hätte Auswirkungen auf die Viking Landemission gehabt. Es zeigte sich später, dass dies aber keine echten Messungen waren (Die Daten des Massenspektrometers waren auf dem Lander gespeichert worden und damit verloren), sondern eine Schlussfolgerung aus der Tätigkeit der Pumpe, die nicht das Vakuum herstellen konnte, was auf größere Mengen eines inerten Gases schließen ließ. Dieser Schluss war falsch. Es gibt nur 1.6 % Argon in der Marsatmosphäre.

Mars 7 startete am 9.8.1973 als letzter des Quartetts. Am 16.8.1974 gab es das einzige Kurskorrekturmanöver. Durch die defekten Transistoren blieb bald darauf nur noch ein Kommunikationskanal zu der Sonde. Am 9.3.1974 sollte der Lander abgetrennt werden. Er tat dies jedoch 4 Stunden zu früh, wahrscheinlich durch auch beim Lander ausgefallene Elektronik. Dadurch flog er 1300 km am Mars vorbei Er sollte bei 50° Süd, 28° West landen. Damit war das letzte Unternehmen der Sowjetunion für die nächsten 16 Jahre zum Mars gescheitert. Amerikanische Experten schätzten die volkswirtschaftlichen Kosten von Mars 4-7 auf eine halbe Milliarde USD. Zum Vergleich: Die Voyager Sonden kosteten zum gleichen Zeitpunkt 335 Millionen USD bis zum Start, die Mariner 10 Mission 98 Millionen USD und die Mission von Viking 914 Millionen USD.

Projekt 5NM

Projekt 5NMIm Jahre 1968 glaubte man noch in der Sowjetunion an ein Mondprogramm, dem dann wie es in den USA von Wernher von Braun ebenfalls propagiert wurde, ein Marsprogramm folgen würde. Die riesige Trägerrakete N-1 (Herkules) befand sich in der Entwicklung, die Mars-69 Sonden vor dem Start und die Mars-71 Sonden im Bau. Man ging von einer bemannten Mondlandung im Jahre 1970 aus und dachte nun an eine unbemannte Marsexpedition im Jahre 1975, welche die N-1 Rakete nutzen sollte. Im Sommer 1970 stand die Planung für das Projekt 5NM. Es sah vor, dass eine N-1 eine 898 t schwere Nutzlast in einen Erdorbit bringen würde. Nach Ausbrennen der Oberstufe verblieben davon noch 21 t die zum Mars fliegen sollten.

Das 5NM Raumfahrzeug würde aus einem 3600 kg schweren Orbiter bestehen. Er verwandte das Triebwerk von Mars 69 und war ansonsten ein Nachbau der Mars 71 Orbiter. Seine Aufgabe war es die Daten des Landers zur Erde zu übertragen und auf dem Weg zum Mars die Kurskorrekturen durchzuführen.

Der Lander wog alleine 16 t. Er hatte einen konusförmigen Schutzschild von 6.5 m Durchmesser. An dessen Rand gab es 30 ausfahrbare Erweiterungen die zusammen dann einen aerodynamischen Schutzschild von 11 m Durchmesser formten. Der Lander verfügte über einen Computer der die Daten eines Geschwindigkeitsmessers auf Dopplermessungen und eines Radarhöhenmessers auswertete um das Bremstriebwerk zu steuern. 4 Triebwerke, jeweils mit eigenen Tanks sollten den Lander weich aufsetzen lassen.

Auf ihm befand sich eine Rückstartstufe bestehend aus zwei Raketenstufen. Sie transportierte ein 770 kg schwere Mars-Erde Raumschiff zur Erde. Dieses sollte bei der Erde in eine Umlaufbahn einschwenken und dort geborgen werden. Dieses bestand aus dem Venera 4/6 Orbiter, der eine nur 15 kg schwere Kapsel mit 0.2 kg Marsboden zur Erde zurückbringen sollte.

Nach dem Start am 17.9.1975 sollte die Sonde in eine Umlaufbahn von 377 Tagen Flugzeit geschossen werden. Diese Hohmann Typ II Bahn minimiert die Ankunftsgeschwindigkeit. Am 22.9.1976 wäre die Sonde beim Mars angekommen. Der Lander wäre vom Orbiter abgetrennt worden und aerodynamisch abgebremst worden. Zuletzt treten die Landetriebwerke in Aktion und landen den Lander weich.

Am Boden macht der Lander Panorama Aufnahmen und auf diesen sollten dann die Bodenproben ausgesucht werden. Nach Entnahme der Bodenproben kehrt der Lander wieder in einen Orbit zurück. Dies sollte 3 Tage nach dem Aufsetzen erfolgen. Der Orbit schwenkt in einen Orbit von 500 Periapsis ein mit einer Umlaufszeit von 25 Stunden, synchronisiert mit der Rotation des Mars. Nach 10 Monaten wird am 27.7.1977 die Rückreise zur Erde angetreten. Dort kommt das Raumschiff am 7.4.1977 an. Die Kapsel tritt in die Atmosphäre ein und entfaltet bei 200 m/s Geschwindigkeit ein Fallschirmsystem.

Das ganze Programm erinnert sehr an die Probennahme bei den Luna Sonden, nur eben eine Nummer größer. Im Vergleich zu der Startmasse sind 200 g Proben sehr wenig. Die Limitierung entstand wohl dass man eine Bohrung machen konnte wie bei den Luna Sonden. Doch an einen mobilen Probensammler war nicht gedacht, auch wenn man eine Erforschung des Mars mit mobilen Rovern plante.

Im Jahre 1973 gab es ernsthafte Einwände gegen das Projekt. Biologen hielt die gesamte Bergung für riskant und befürchteten eine Kontamination der Erde mit Marsmikroben. Wissenschaftler hielten es für sehr schwierig bis unmöglich dass die ganze Raumsonde 3 Jahre lang funktionieren könnte. Minister Afanasiev mochte jedoch das Projekt, konnte jedoch keinen der führenden Konstrukteure dazu bewegen es umzusetzen.

Projekt 5M

Start zum MarsIm Jahre 1974 war Projekt 5NM gestorben: Die Rakete N-1 wurde nach 4 Fehlstarts nicht mehr gebaut. Man versuchte nun Marsproben mit einem kleineren Raumschiff zu bekommen. Projekt 5M basierte auf der Proton als Trägerrakete, was die Nutzlast für einen Erdorbit auf etwa 21-22 t begrenzte. Nun versuchte man die Marsproben mit einem kleineren Raumschiff zu bekommen. Das Raumschiff sollte 8.5 t wiegen und aus zwei einzelnen Raumschiffen bestehen. Zwei Starts sollten beide Raumschiffe mit ihren Block D Oberstufen in einen Erdorbit befördern. Dort sollten Sie zusammen docken. Die beiden Block D Oberstufen würden nacheinander gezündet und brächten das insgesamt 8500 kg schwere Raumschiff in eine interplanetare Übergangsbahn.

Der Bus hatte nur die Aufgabe den Lander zum Mars zu bringen. Er wäre wie Mars 6+7 in eine interplanetare Bahn eingeschwenkt. Der Lander hatte in etwa die dieselbe Aufgabe wie im Projekt 5NM - Panoramas anfertigen und Bodenproben nehmen. Eine 2000 kg schwere Rückstartstufe hätte dann die Bodenproben in einen Marsorbit gebracht. Dort hätte sie an einen Rückführungs- Raumsonde angedockt, die mit einer dritten Proton in den Marsorbit gebracht worden wäre. Sie sollte die Kapsel zur Erde zurück bringen und dort in einen Orbit einbremsen, wo man die Kapsel durch ein bemanntes Raumschiff bergen wollte.

Experten erschien dieses Projekt als zu gefährlich. Es sah den Start von 3 Proton Raketen und 3 Kopplungsmanöver vor, und dies obwohl man noch nicht einmal Daten vom Mars hatte. Man propagierte den Start eines Vorprojektes "Projekt 4M", dass einen Rover zur Erkundung des Landeplatzes entsenden sollte. Als 1975 die Amerikaner ihre Saturnraketen verschrotteten, Skylab unbemannt im Orbit zurückließen und sich ganz auf den Space Shuttle konzentrierten, eine Viking Nachfolgemission nicht in Sicht war fiel auch den Konkurrenzfaktor weg und das aufwendige Projekt 5M hatte die wichtigste Triebfeder verloren.

LandungMan versuchte zuerst das Projekt zu retten indem man die Startmasse erhöhte und das Design vereinfachte. Die Startmasse konnte man von 8500 auf 9355 kg steigern, indem man beim zweiten Block D das Triebwerk wegließ und am Ende jedes Blocks D Verbindungen für die Treibstoffleitungen anbrachte, so dass der zweite Block D nur ein großer Tank war.

Der Lander wurde im Design vereinfacht und bekam nun einen sehr großen (11.35 m im Durchmesser) aerodynamischen Schild aus Beryllium. Er sollte nun ballistisch mit einer höheren Geschwindigkeit eintreten, was ein Triebwerk unnötig machte. Im überprüften Projekt wog der Orbiter 1680 kg, der Lander 7455 kg inklusive einer 3390 kg schweren Rückstartstufe, die nun die dritte Stufe überflüssig machte. Die gesamte Startmasse betrug nun 9135 kg und kam mit 2 Proton Starts aus. Die Rückkehrkapsel würde im Marsorbit durch Hitze die Marsproben sterilisieren und konnte so direkt landen ohne dass man eine Kontamination der Erde mit Marsmikroben befürchten konnte. Die Rückkehrkapsel wöge 7.8 kg und würde etwa 2 % ihres Gewichts (150-160 g) an Bodenproben zur Erde zurückführen.

Im Jahre 1976 wurde dieses modifizierte Projekt 4M genehmigt und man begann mit der Umsetzung. Im Jahre 1978, als erste Teile der Sonde und alle Ingenieursmodelle für die Untersuchung von elektrischem und thermischen Verhalten gefertigt worden waren, wurde es eingestellt. Minister Afanasiev hatte das Interesse an dem Projekt verloren.

Zusammenfassung

Es ist heute erstaunlich, wie doch noch im Jahre 1973 es darum ging unbedingt erster zu sein - zumindest was die Sowjetunion angeht. Während zur gleichen Zeit die Sowjetunion bei den Venera Sonden evolutionär diese verbesserte (da die Amerikaner hier kein Interesse an der Erforschung hatten) und mit den Luna Sonden Bodenproben gewannen oder Lunochods absetzten, gab es beim Mars immer noch das Bestreben der Erste zu sein.

Anders kann man das Entsenden von 4 Sonden von denen man weiß, dass sie defekte Bauteile haben nicht erklären. So musste aber dieses ambitionierte Programm scheitern. Mars 5 ist die einzige Sonde von insgesamt 14 die wenigstens teilweise erfolgreich war. Die nächsten Schritte zum Mars machte die Sowjetunion erst Ende der achtziger Jahre, mit anspruchsvolleren Sonden und internationaler Beteiligung: Phobos und Mars-96.

Sonden Name Start geplante Ankunft Mission Startgewicht Kommentar
Mars 1960A 10.10.1960 ? Vorbeiflug 650 kg Fehlstart
Mars 1960B 14.10.1960 ? Vorbeiflug 650 kg Fehlstart
Sputnik 22 24.10.1962 ? Vorbeiflug 893 kg Kein Verlassen der Parkbahn
Mars 1 1.11.1962 19.6.1963 Vorbeiflug 893 kg Unzureichende Stromversorgung, Ausfall am 21.3.1963
Sputnik 24 4.11.1962 ? Vorbeiflug 893 kg Kein Verlassen der Parkbahn
Mars 1969A 27.3.1969 zirka 10/1969 Orbiter+Lander 3.824 kg Fehlstart
Mars 1969B 2.4.1969 zirka 10/1969 Orbiter+Lander 3.824 kg Fehlstart
Kosmos 419 10.5.1971 Ende 11/1971 Orbiter 4.549 kg Kein Verlassen der Parkbahn
Mars 2 19.5.1971 27.11.1971 Orbiter+Lander 4.650 kg Orbiter erreicht Umlaufbahn, Lander schlägt hart auf
Mars 3 28.5.1871 2.12.1971 Orbiter+Lander 4.650 kg Lander verstummt nach wenigen Sekunden, Orbiter erreicht unplanmäßige Bahn
Mars 4 21.7.1973 10.2.1974 Orbiter 3.440 kg Orbiter verpasst Mars um 1.844-2.200 km
Mars 5 25.7.1973 12.2.1974 Orbiter 3.440 kg Orbiter arbeitet 16 Tage bis zum 28.2.1974
Mars 6 5.8.1973 12.3.1974 Vorbeiflug + Lander 3.250 kg Lander verstummt kurz vor der Landung
Mars 7 9.8.1974 9.3.1974 Vorbeiflug + Lander 3.250 kg Lander verpasst Mars um 1.300 km

Zusammenfassung der Starts

Marsonden Starts

Links

NSSDC Query: NASA's Katalog der Raumsonden und Satelliten

Übersicht über die Marssonden

Difficult Road to Mars (PDF File) : Wichtiges Buch mit zahlreichen Details zu den Raumsonden !

Don P. Mitchell: Sowjet Exploration of Venus

Brian Harvey Russian Planetary Exploration


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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