Потеря CONTOUR

voenny — 15.03.2024

АМС CONTOUR у ядра кометы
Полтора года назад был опубликован пост об американской автоматической межпланетной станции (АМС) NEAR (Near-Earth Asteroid Rendezvous) , которая 12.02.2001 впервые в мире совершила посадку на околоземный астероид Эрос. Миссия NEAR была первой в программе Discovery, и она оказалось крайне успешной: АМС полностью выполнила обязательную программу (один год исследовала астероид с орбиты) и красиво отработала произвольную (совершила посадку на астероид, обеспечив США приоритет). Кроме того, аппарат был создан в Лаборатории прикладной физики (Applied Physics Laboratory, APL) Университета Джона Хопкинса (Мэриленд) в заданный срок (27 месяцев) и за фиксированную стоимость в 112 млн. долл., что для отрасли является скорее исключением, чем правилом.
Вторая АМС, созданная APL в рамках программы Discovery - CONTOUR (Comet Nucleus Tour – Тур по ядрам комет) была потеряна 15.08.2002 на этапе выполнения маневра перехода с околоземной орбиты выведения на траекторию к комете Энке при помощи твердотопливного маршевого двигателя. CONTOUR оказалась единственным (из 14) потерянным аппаратом, созданным в рамках программы Discovery. Поскольку в отечественной практике твердотопливные двигатели на космических аппаратах практически не применяются, история вызвала интерес, который удалось удовлетворить благодаря публикации NASA отчета о расследовании данного случая.

История проекта

АМС CONTOUR
Изучение комет при помощи автоматических межпланетных станций началось с международной миссии ICE (International Comet Explorer), космический аппарат которой 11 сентября 1985 года пролетел через хвост кометы Джакобини-Циннера на расстоянии 7800 км от ядра (в 1986 году аппарат посетил комету Галлея, но расстояние составило 28 млн. км.).
Любители отечественной космонавтики обязательно вспомнят проект «Вега», в ходе которого две советских автоматических межпланетных станции изучали комету Галлея с пролетной траектории 6 и 9 марта 1986 года. Тогда расстояние до ядра кометы составило 8890 и 8030 км. Советские космические аппараты помогли точно навести на комету европейскую АМС Giotto, пролетевшую на расстоянии 596 км от ядра.
Таким образом, задача изучения ядер комет с близкого расстояния в конце ХХ века оставалась открытой.
20 октября 1997 года NASA объявила о принятии к разработке двух проектов АМС в рамках программы Discovery – это были Genesis и COUNTOUR. Обязательная программа миссии COUNTOUR заключалась в исследовании с проектной траектории ядер комет Энке и Швассманна-Вахманна-3, произвольная - исследование кометы д'Аррэ. При пролете расстояние между АМС и ядрами комет должно было составить около 100 км, что обеспечивало выполнение съёмки ядра с разрешением 4 м на пиксель и спектральное картирование с разрешением 100-200 м.
Стоимость проекта составила 159 млн. долл., из них 50 млн. стоило выведение АМС на околоземную орбиту при помощи ракете-носителя Delta 2 (вариант 7425). Лаборатория прикладной физики второй раз подряд (первым был NEAR) смогла выдержать и сроки, и бюджет проекта, что при создании автоматических межпланетных станций является практически маленьким чудом.
Для того чтобы уложиться в бюджет, была использована ракета Delta 2 в конфигурации 7425, с четырьмя боковыми ускорителями на первой ступени - обычно применялась конфигурация 7925 (9 боковых ускорителей), но она стоила на 10 млн. долл. дороже. Для того, чтобы обеспечить необходимую энергетику в состав АМС был введен маршевый твердотопливный двигатель STAR 30BР - фактически, четвертая ступень ракеты-носителя была интегрирована в состав полезного груза.
План полета был следующим. 3 июля 2002 года ракета выводит АМС на эллиптическую околоземную орбиту. Через полтора месяца, после необходимых коррекций орбиты и проверок систем АМС, в перигее включается маршевый двигатель, и выполняется маневр по переводу космического аппарата на гелиоцентрическую орбиту. Через год, 15 августа 2003 выполнялся первый гравитационный маневр у Земли, а 12 ноября 2003 года - пролет кометы Энке. Через два года после ухода с околоземной орбиты, 14.08.2004, АМС выполняет второй гравитационный маневр у Земли с изменением наклонения орбиты. В феврале 2005 и 2006 были запланированы 3 и 4 гравитационные маневры у Земли, а 19.06.2006 - пролет второй кометы программы. В рамках дополнительной программы планировались 5 и 6 пролеты Земли в 2007 и 2008 годах, а также пролет и исследования кометы д'Аррэ 15.08.2008.

Расчетная траектория полета АМС

Конструкция АМС

Вид на АМС со стороны задней панели

Вид со стороны передней панели
Конструкция автоматической межпланетной станции отличается крайней простотой. Панели солнечных батарей и антенны закреплены на корпусе космического аппарата. В качестве силовой конструкции служат алюминиевые рамы. Станция имеет форму восьмигранной призмы с диаметром описанной окружности 2,1 м и высотой 1,8 м. Одно из оснований призмы корпуса (переднее по полету) оборудовано пылезащитным щитом из пяти слоев некстела общей толщиной 25 см и одного слоя кевлара. Остальные поверхности корпуса покрыты фотоэлектрическими преобразователями солнечных батарей.
Стартовая масса АМС составила 970 кг, из них масса маршевого двигателя - 503 кг, масса запаса топлива двигательной установки - 80 км, сухая масса космического аппарата — 387 кг.

Полезная нагрузка
Полезная нагрузка АМС состояла из четырех приборов:
Передняя камера CONTOUR (CONTOUR Forward Imager, CFI) была предназначена для цветной съемки кометы, в том числе для навигации АМС. Камера создана в APL, масса прибора 9,7 кг, потребление - 10 Вт.
Камера-спектрограф CONTOUR (CONTOUR Remote Imager/Spectrograph, CRISP) должна была обеспечить съемку ядра кометы с высоким разрешением, а также картирование льда и минералов на поверхности. Прибор также создан в APL, он имеет массу 26,7 кг, потребление - 45 Вт.
Пылеударный анализатор (Comet Impact Dust Analyzer, CIDA) был создан Институтом Макса Планка для определения состава кометной пыли. Масса - 10,5 кг, потребление - 13 Вт.
Масс-спектрометр нейтрального газа и ионов (Neutral Gas and Ion Mass Spectrometer, NGIMS) обеспечивал регистрацию и оценку изотопного состава атомов, молекул и ионов. Прибор поставил Центр космических полетов им. Годдарта. Масса изделия - 13,5 кг, потребление - 47 Вт.
Все приборы полезной нагрузки за исключением CRISP были установлены напротив отверстий в пылезащитном щите.

Космическая платформа обеспечивает функционирование полезной нагрузки в сложных условиях космического пространства.

Расположение бортовой аппаратуры АМС
Система связи работает в Х-диапазоне. На хвостовой панели установлена остронаправленная зеркальная антенна диаметром 0,45 м. Также на борту АМС установлены три антенны низкого усиления, обеспечивающие близкую к сферической суммарную диаграмму направленности. Остронаправленная антенна используется для связи в режиме трехосной ориентации на Землю, остальные антенны также обеспечивают связь в режиме закрутки.

Остронаправленная аннтена
Скорость передачи информации по радиолинии "Земля - борт" - 7,8; 125 и 500 бит/с, по радиолинии "борт - Земля" - от 11 бит/с до 85 кбит/с.
Связь с АМС обеспечивают наземные станции сети Дальней космической связи (DSN) NASA диаметром 34 и 70 м, расположенные в Голдстоуне, Мадриде и Канберре.
Особенностью системы связи стало измерение параметров траектории полета космического аппарата путем записи доплеровского сдвига частоты запросного сигнала и передачи его в телеметрии с борта КА. Это упрощает бортовую аппаратуру по сравнению с обычным подходом, когда частота ответного канала подстраивается под частоту запросного. Впоследствии новый способ измерения траектории был применен на АМС New Horizons, выполнившей исследования Плутона.
Система управления. Основой системы управления космического аппарата был дублированный интегрированный модуль электроники IEM. Модуль создан APL на базе 32-битного радстойкого процессора Mangoose V. Модуль реализует функции сбора, обработки, записи и хранения информации (для хранения используются два запоминающих устройства ёмкостью по 5 Тбит), управления ориентацией и стабилизацией, а также навигации. В состав модуля входят десять плат.
Система электропитания.
Солнечные батареи на орбите Земли (1 а.е.) вырабатывают мощность до 670 Вт. В ходе полета АМС не должна была удаляться от Солнца больше, чем на 1,3 а.е. На панелях установлены фотоэлементы из арсенида галлия.
Для накопления электрической энергии применяется никель-кадмиевая буферная аккумуляторная батарея емкостью 9 А·ч, созданная Huges Aircraft Co и Eagle-Picher Industries.

Блок коммутации питания бортовой аппаратуры АМС
Система ориентации и стабилизации.
Система обеспечивает точность измерения положения АМС не хуже 100 мкрад, точность ориентации в 1745 мкрад и точность стабилизации 200 мкрад/с. Система работает как в режиме трехосной ориентации, так и в режиме стабилизации закруткой, который применяется в фазах перелета.
Датчиками системы служат: датчик Земли и Солнца ESS (создан фирмой Officine Galileo, Италия), два звездных датчика ASC и трёхосный гироскоп IRU (Inertial Reference Unit).
Два звездных датчика ASC (Advanced Stellar Compass) созданы департаментом автоматики университета Дании. Бортовой каталог датчиков насчитывает 13 тысяч звёзд, датчики обеспечивают точность измерения положения АМС не хуже 5 угловых секунд. Каждый из датчиков выдает кватернион ориентации с частотой 2 Гц.
При приближении к комете в качестве датчика ориентации используется камера CRISP, которая взаимодействует непосредственно с бортовым компьютером, при этом система управления обеспечивает удержание кометы в центре поля зрения камеры.

Гироскопический датчик IRU
Гироскопический датчик IRU поставлен фирмой Honeywell. Датчик работает с частотой 100 Гц, его стабильность за год равна 349 мкрад/ч, случайная погрешность - 2,9 мкрад/с^1/2, а шум считывания - 5 мкрад.
Датчик Земли и Солнца ESS (Earth-Sun Sensor) имеет поле зрения 160х120 градусов при измерении положения Солнца. Датчик горизонта Земли применяется только при полете на околоземной орбите до включения маршевого двигателя. Датчик ESS применялся более чем в 70 миссиях.
Навигационные данные (эфемериды Земли, Солнца и комет) передаются на АМС с Земли.
Исполнительные органы - реактивные двигатели на гидразине, поставленные General Dynamics.
Частота работы в контуре управления - 25 Гц. Большая часть программного обеспечения системы ориентации и стабилизации создана в программном пакете MATLAB/Simulink с последующей автоматической генерацией кода. Исключением является обработка показаний гироскопических датчиков с частотой 100 Гц - этот код был написан вручную на языке С.
Двигательная установка ориентации и коррекции состоит из системы хранения и подачи гидразина и 16 двигателей малой тяги, скомпонованных в четыре блока (A - D). Четыре двигателя с тягой 22,24 Н (5 фунтов) предназначены для коррекции орбиты, а 12 с тягой по 0,89 Н (0,2 фунта) - для управления ориентацией. Двигатели ориентации работают в импульсном режиме. Минимальный единичный импульс тяги двигателя равен 0,05 Н·с (время импульса - 20 мс). Тяга двигателей снижается по мере выработки топлива.

Силовая конструкция АМС на основе алюминиевых рам

Твердотопливный двигатель STAR 30 BP

Двигатель STAR 30ВР
Двигатель STAR 30BP (зав. номер 074) создан подразделением Elkton Division (Элктон, Мэриленд, США) фирмы Alliant Techsystems Tactical Systems Company LLC (ATK, ранее Thiokol). STAR является аббревиатурой Spherical Thiokol Apogee Rocket, 30 - диаметр корпуса в дюймах. Изначально двигатель был изготовлен для Hughes Satellite System (ныне Boeing Satellite System), впоследствии передан APL для комплектации CONTOUR.
Двигатели серии SТАR находятся в эксплуатации с 1959 года, модель STAR 30ВР - с 1984. Двигатель имеет массу до 543 кг, из которых 506 кг (93 %) приходятся на заряд смесевого ракетного топлива. За 54 с работы с максимальной тягой 30,89 кН двигатель вырабатывает суммарный импульс тяги до 1461 кН·с, в случае АМС CONTOUR обеспечивая приращение скорости 1920 м/с.
Основной характеристикой ракетного двигателя является удельный импульс тяги, для STAR 37BP он равен 292,3 с. Диаметр критического сечения сопла равен 68 мм, коэффициент расширения - 73,7:1. Среднее давление в камере двигателя при работе - 36,14 кгс/см².
В качестве топлива используется смесь окислителя, горючего-связующего и металлического горючего. Окислитель - вероятнее всего, перхлорат аммония (NH₄ClO₄), твердое вещество, при разложении которого выделяется 46% свободного кислорода. В состав топлива перхлорат аммония вводится в тонкоизмельченном виде. Оптимальное (стехиометрическое) содержание перхлората аммония в топливе должно быть 88%, но для обеспечения механических свойств заряда и приемлемой температуры в камере двигателя содержание окислителя не превышает 80%. Горючим-связующим в двигателе STAR 30BP является полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (hydroxyl-terminated polybutadiene, HTPB). Он обладает высокой теплотворной способностью, хорошей связывающей способностью, эластичностью и механической прочностью. Из-за недостатка свободного кислорода полнота сгорания полимерного горючего-связующего оказывается невысокой. Для повышения удельного импульса в состав топлива введен порошок алюминия (до 20% общей массы). С целью сохранения активности частиц алюминия их покрывают тонкой полимерной пленкой, защищая от окисления кислородом воздуха.
Корпус двигателя изготовлен из титанового сплава 6AI-4V, для крепления заряда используется EPDM каучук. К слову, длина двигателя равна 59,3 дюйма или чуть больше полутора метров.
Двигатель рассчитан на работу при скорости стабилизации до 100 об/мин.
Двигатели STAR 30BP применялись фирмами Lockheed Martin, Boeing и Orbital в составе ряда платформ космических аппаратов. Чаще всего двигатель служил для выполнения апогейного маневра при переводе с геопереходной на геостационарную орбиту. В частности, такой двигатель входил в состав платформы HS-376 (позднее - BSS-376), спутники на базе которой запускались в период с 1982 по 2002 год. Двигатели STAR 30 заслужили отличную репутацию: на момент запуска CONTOUR в космос всего было запущено 90 двигателей, из них 86 успешно выполнили задачу, а 4 не включались из-за аварии ракеты-носителя. Конкретная модификация STAR 30BP совершила 28 полетов. Да, двигатели данного типа запускались в космос на ракетах семейств Ariane и Delta, а также на корабле Space Shuttle.

Семейство твердотопливных двигателей STAR

Разрез двигателя STAR 27

Зависимости давления (Р) и тяги F от времени работы двигателя. Тяга дана в фунт-силах, для перевода в ньютоны значение нужно умножить на 4,45. Давление дано в фунт-силах на квадратный дюйм, для перевода в кгс/см² необходимо умножить на 0,07

Подготовка межпланетной станции на космодроме
Практически случайно нашел большую галерею с фотографиями подготовки автоматической межпланетной станции в Космическом центре им. Кеннеди. Ниже приведены те, что наилучшим образом иллюстрируют конструкцию космического аппарата.

Конструкция перед сборкой. Хорошо виден бак для гидразина

Прокладка жгутов бортовой кабельной сети

Верхняя панель

Подготовка к сборке

Сборка

Установлена одна из боковых панелей солнечных батарей

Установка матов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ)

Установка флага США

Установка верхней панели

Установка остронаправленной антенны

Уставновка ЭВТИ на датчик Земли и Солнца

Собранная АМС на кантователе

Засветка датчика Земли и Солнца

Подготовка верхней ступени ракеты-носителя к установке АМС

Установка космического аппарата

Проверка стыковки АМС с третьей ступенью ракеты

Развитие событий

Обломки межпланетной станции на снимке обсерватории Китт-Пик. Север справа
По традиции начнем хронологию с поставки изделия на космодром запуска:
23.04.2002 - АМС поставлена в Космический центр им. Кеннеди.

АМС установлена на ракете-носителе. Ниже АМС - третья ступень с твердотопливным двигателем STAR 48. Обратите внимание, что корпус двигателя ступени не окружают никакие блоки

Пуск ракеты-носителя с АМС
03.07.2002 в 06:47:41.366 UТС (02:47:41 EDT) — со стартового комплекса SLC-17А станции ВВС США "Мыс Канаверал" произведен запуск РН Delta 2 (облегченный вариант 7425-9.5) с АМС CONTOUR. Станция выведена на эллиптическую орбиту с апогеем примерно 115 000 км с периодом обращения 42 часа. Ракета отработала штатно, аппарат был стабилизирован вращением со скоростью 49 об/мин. Через 16 минут после отделения наземной станцией в Голдстоуне с АМС была установлена связь и скорость вращения аппарата уменьшили до 20 об\мин. Впоследствии направление вращения было изменено на противоположное.
10-11.07.2002 - проведен первый маневр подъема апогея. Коррекции орбиты были необходимы для выхода в точку включения маршевого двигателя 15 августа в расчетное время.
11-12.07.2002 - выполнен второй маневр подъема апогея.
24.07.2002 - выполнен маневр поворота оси вращения АМС в положение, при котором будет включаться маршевый двигатель. Маневр выполнялся при помощи двигателей тягой 0,2 фунта (0,091 кгс), работавших в импульсном режиме.
27.07.2002 - выполнено изменение аргумента перигея орбиты путем включения двух двигателей тягой 5 фунтов (2,27 кгс).
29.07.2002 - повторный маневр поворота оси вращения АМС.
30.07.2002 - аппарат находился в закрутке со скоростью 19,5 об/мин.
31.07.2002 - выполнена коррекция наклонения орбиты и уменьшение высоты ее перигея.
02.08.2002 - выполнен последний маневр изменения положения оси вращения АМС.
03.08.2002 - произведена коррекция прямого восхождения восходящего узла орбиты.
05.08.2002 - скорость закрутки увеличена до 60 об/мин с целью повышения стабилизации во время работы маршевого двигателя и уменьшения ошибок, вызванных погрешностями расположения двигателя и центра масс аппарата. При наземных испытаниях АМС испытывалась на скоростях до 65 об/мин, а бортовая электроника - до 120 об/мин.
Всего до включения маршевого двигателя было выполнено 23 маневра.
15.08.2002, 08:49 UТС - включение маршевого твердотопливного двигателя для набора скорости 1920 м/с и перехода на гелиоцентрическую орбиту. Включение происходило на высоте 225 км над Индийским океаном, вне зоны радиовидимости земных станций NASA. Станция Космического командования ВВС США на острове Диего-Гарсия для контроля маневра не привлекалась.
15.08.2002, 09:35 UТС - расчетное время получения сигнала с космического аппарата. Сигнал отсутствовал. Операторы начали выдачу команд на переключение передатчиков и антенн космического аппарата в поисках работоспособного сочетания. Кроме того, ожидалось, что через 24 часа после маневра в соответствии с заложенной программой аппарат повернется на 40 градусов и обратится к Земле другими антеннами.
16.08.2002 - Джим Скотти и Джефф Ларсен при помощи телескопа обсерватории Китт-Пик (Аризона, США) диаметром 1,8 метра обнаружили три объекта, которые удалялись от Земли по траектории, близкой к расчетной для АМС. Позднее было установлено, что объекты - это были фрагменты космического аппарата - удаляются друг от друга со скоростью порядка 6 м/с.
19.08.2002 - с момента получения космическим аппаратом последней команды прошло 96 часов, по истечении этого времени должна была включиться аварийная циклограмма продолжительностью 60 часов, при исполнении которой АМС должна была подбирать работоспособное сочетание одного из двух передатчиков и одной из трех антенн (каждый передатчик работал на каждую из антенн по 10 часов). Сигнал не был получен.
22.08.2002 - группа управления АМС освободила привлеченные средства. С этого времени группе управления полетом выделялась одна антенна на 8 часов в неделю.
В этот же день NASA назначила комиссию по расследованию аварии АМС.
20.12.2002 - в течение нескольких дней в декабре одна из антенн космического аппарата была направлена точно на Земли и были выполнены последние попытки выйти на связь с АМС. Они оказались безуспешными, и аппарат был официально признан потерянным.
31.05.2003 - опубликован отчет [4] о расследовании потери автоматической межпланетной станции.

Версии

Схема установки маршевого двигателя на борт космического аппарата CONTOUR
Наиболее вероятной причиной потери автоматической межпланетной станции стал перегрев её передней панели (несущей противопылевой щит) под воздействием струи пламени, истекающей из маршевого двигателя. Как видно на схеме, в отличие от других космических аппаратов двигатель CONTOUR был глубоко утоплен в корпус АМС, что затрудняло теплоотвод. Не смотря на то, что при тепловом расчете специалисты APL предполагали воздействие от двигателя в пятьдесят раз больше, чем от Солнца (т.е. тепловой поток в 65 кВт/м²), эта оценка оказалась заниженной. Кроме того, не было учтено, что при загрязнении поверхности корпуса АМС продуктами сгорания существенно увеличивался коэффициент поглощения тепловой энергии, и нагрев происходил быстрее. Согласно проверочному тепловому расчету, выполненному при расследовании потери АМС, температура некоторых элементов космического аппарата (например, антенны низкого усиления) достигла точки плавления. Понятно, что за этим последовало разрушение конструкции быстро (60 об/мин) вращающейся станции.

Сопряжение АМС с двигателем. Хорошо видна глубина интеграции
Ввиду отсутствия телеметрической информации, комиссия наряду с наиболее вероятной версией привела в отчёте несколько альтернативных:
- отказ маршевого двигателя, сопряжённых с его разрушением;
- столкновение с космическим мусором или метеоритом;
- потеря динамики управления АМС.

Выводы и рекомендации
Самая главная рекомендация - ввести телеметрический контроль критических событий миссии. Из-за отсутствия телеметрии не удалось выяснить причину гибели АМС Mars Observer на этапе подготовки к маневру выхода на орбиту Марса. Также "пропали без вести" межпланетные станции Mars Climate Orbiter и Mars Polar Lander. Причем в отличие от марсианских станций, выполнявших маневр вдали от Земли, CONTOUR находилась совсем рядом, и для приема телеметрии вполне можно было привлечь земную станцию ВВС США на острове Диего-Гарсия или даже авиационные средства.
Во-вторых, комиссия обратила внимание разработчиков космических аппаратов на роль головного исполнителя в проекте. У APL оказалось недостаточно компетенций для применения на борту АМС мощного твердотопливного двигателя. Для анализа динамики космического аппарата во время работы двигателя APL привлекла консультанта, который в свою очередь просто экспертно оценил стабилизацию, не выполняя расчетов. Более того, APL не запрашивала у ATK сведений об изменении массы и положения центра масс двигателя во время работы. Впрочем, симулятор системы ориентации и стабилизации АМС в любом случае не позволял проверить такие режимы. В целом комиссия не рекомендовала отдавать на аутсорс ключевые компетенции.
Третий вывод - основные соисполнители должны быть вовлечены в процесс проектирования космического аппарата, они должны хорошо понимать условия эксплуатации своего оборудования и при необходимости корректировать действия проектанта. К слову, я по-человечески понимаю APL: они крепко обожглись с жидкостной маршевой двигательной установкой на NEAR, поведение компонентов топлива в баках которой до конца не было понято и после расследования нештатной ситуации. Твердотопливный двигатель казался решением всех проблем, многолетний опыт эксплуатации STAR 30 BP компаниями Hughes и Boeing не позволял зародиться сомнениям.
Действия по аналогии без достаточных на то оснований - вот от чего предостерегает комиссия NASA читателей отчёта. Нельзя обходиться стандартными моделями и требованиями для уникальных миссий.
Кроме того, в отчете комиссия упомянула, что подход, применяемый Лабораторией прикладной физики при создании космических аппаратов, основанный на многочисленных испытаниях и практической проверке принятых решений (Design-Test-Design), имеет очевидные ограничения в случае применения твердотопливных ракетных двигателей. Наземная проверка работы таких устройств в составе космического аппарата просто исключена, необходимы качественные расчеты и математическое моделирование.
Также комиссия рекомендовала NASA разработать методику тепловых расчетов космических аппаратов с маршевыми твердотопливными двигателями на борту с указанием всех "подводных камней", доступных способов расчета и обобщением опыта применения таких двигателей.
В целом для миссий программы Discovery комиссия рекомендовала NASA курировать проекты на постоянной, чуть ли не ежедневной основе. Замена такого подхода на относительно редкие рассмотрения группами экспертов оказалась нецелесообразной – зачастую эксперты рассматривают красивые презентации, а проблемы кроются глубже, в деталях документов и расчетов, куда реально заглянуть только при постоянной вовлеченности в проект.

Последствия
Миссию CONTOUR было решено не повторять, изучение комет выполняли последующие космические аппараты программы Discovery: в 2004 году АМС Stardust выполнила пролет кометы Вильда 2 на расстоянии 275 км и собрала образцы вещества кометы, а в 2005 году АМС Deep Impact исследовала комету Темпеля 1 и даже сбросила на ядро импактор, выполнивший съемку с разрешением 0,2 м. И конечно нельзя не упомянуть европейскую АМС Rosetta, вышедшую на орбиту вокруг кометы Чурюмова-Герасименко и выполнившую посадку зонда Philae на поверхность ядра кометы.
Разработчики космических аппаратов при проектировании миссий в обязательном порядке стали обеспечивать передачу телеметрической информации с борта изделия на критических фазах полета. Например, посадка аппаратов миссии Mars Exploration Rover осуществлялась после полудня для обеспечения радиовидимости с Земли, не смотря на то, что скорость ветра в это время суток максимальна. К счастью, посадка обоих роверов прошла благополучно, Spirit и Opportunity стали крайне успешными исследователями Красной планеты.
Лаборатория прикладной физики усвоила уроки и продолжила творческий труд по созданию автоматических межпланетных станций. Наиболее ярким успехом можно назвать АМС New Horizons
, исследовавшую Плутон. Из последних - миссию DART
к двойному астероиду Дидим.
Как водится, в конце отмечу, что единственная цель написания данного поста – это осмысление технических решений коллег, попытка учиться на чужих ошибках.

Уточнения, дополнения и исправления всячески приветствуются.

Литература
1. И. Лисов «Интеграл по контуру» / «Новости космонавтики», № 9, 2002, с. 14 — 17. pdf
2. И. Лисов «Американская станция Contour вышла из-под контроля» / «Новости космонавтики», № 10, 2002, с. 32 — 34. pdf
3. D.M. Harland, R.D. Lorenz "Space System Failures. Disasters and Rescuers of Satellites, Rockets and Space Probes", Springer and Praxis Publishing, Chichester, UK, 2006.
4. Comet Nucleus Tour / Mishap Investigation Board Report, May 31, 2003. pdf
5. J.C. Bunn, G. Rogers "Influence of Hardware Selection on the Design of the CONTOUR Estimation and Control Software" pdf

Рисунки взяты из публикаций и сети Интернет.

Сохранено