마르스 1호
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1. 개요
마르스 1호는 1962년 11월 1일 발사된 소련의 화성 탐사선으로, 베네라 계획의 금성 탐사선 설계를 기반으로 제작되었다. 원통형 모양에 길이 3.3m, 지름 1m 크기였으며, 궤도 모듈과 실험 모듈로 구성되었다. 1.7m 포물선형 안테나와 다양한 무선 시스템을 갖추고 과학 장비를 탑재하여 화성 표면, 자기권, 대기권, 방사선 환경 및 행성간 공간을 관측하도록 설계되었다. 발사 후 자세 제어 장치 고장으로 인해 3축 제어가 아닌 스핀 제어로 비행했으며, 1963년 3월 21일 통신 두절로 화성 탐사는 중단되었지만, 지구 주변 및 행성 간 공간에서 유성진, 태양풍, 자기장 등을 관측하는 성과를 거두었다.
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| 마르스 1호 | |
|---|---|
| 화성 1호 | |
 | |
| 임무 유형 | 화성 플라이바이 |
| 운영 주체 | 소비에트 연방 |
| COSPAR ID | 1962-061C |
| SATCAT | 450 |
| 임무 기간 | 4개월 21일 |
| 우주선 | 2MV-4 No.2 |
| 제조사 | OKB-1 |
| 발사 질량 | 893.5 kg |
| 발사 날짜 | 1962년 11월 1일, 16:14 UTC |
| 발사 로켓 | 몰니야 8K78 |
| 발사 장소 | 바이코누르 1/5 |
| 폐기 방식 | 우주선 손실 |
| 마지막 교신 | 1963년 3월 21일 |
| 궤도 기준 | 태양 중심 |
| 궤도 헬리온 | 헬리온 |
| 휘장 | The Soviet Union 1964 CPA 3013 stamp (Space Exploration. Mars 1 spacecraft).jpg |
| 휘장 설명 | 화성 1호 스탬프 |
| 프로그램 | 화성 프로그램 |
| 이전 임무 | 스푸트니크 22호 |
| 다음 임무 | 스푸트니크 24호 |
| 행성 간 | |
| 유형 | 플라이바이 |
| 대상 | 화성 |
| 도착 날짜 | 1963년 6월 19일 |
| 거리 | 193,000 km |
2. 설계
마르스 1호는 베네라 금성 탐사선 설계를 활용하여 제작된 중량 893.5kg의 화성 탐사선이었다. 지름 1m, 길이 3.3m의 원통형 본체를 가지고 있었으며, 길이 0.6m 부분에는 관측 장비가, 나머지 2.7m에는 추진 장치와 자세 제어 장치 등이 수납되어 있었다. 태양 전지 패널과 방열판을 포함한 가로폭은 4m였으며, 통신에는 1.7m 파라볼라 안테나를 사용했다.[10] 탐사선은 화성 표면, 자기권, 대기권, 방사선 환경뿐만 아니라 지구에서 화성으로 가는 행성간 공간 관측도 수행하도록 설계되었다.
2. 1. 구조
화성 1호는 베네라형 우주선을 개조한 것으로, 원통 모양이며 길이는 3.3m, 지름은 1m였다.[3] 태양 전지판과 라디에이터를 펼쳤을 때 우주선의 전체 크기는 4m였다. 원통은 두 부분으로 나뉘는데, 상부 2.7m는 궤도 모듈로 유도 및 자체 추진 시스템을 포함했고, 하부 0.6m는 과학 장비를 담은 실험 모듈이었다. 통신에는 1.7m 포물선형 고이득 안테나, 무지향성 안테나, 반 지향성 안테나가 사용되었다. 전력은 우주선 양쪽에 부착된 총 면적 2.6sqm의 두 태양 전지판 날개에서 공급되었으며, 42 암페어시 카드뮴-니켈 배터리에 저장되었다.[3]화성 1호는 1.6미터, 32센티미터, 센티미터 범위(5와 8센티미터)의 세 가지 주요 무선 시스템을 갖추고 있었다.[6] 궤도 모듈에 있는 32센티미터 파장 송신기[7]는 고이득 안테나를 통해 주로 922.76 MHz로 송신했다. 183.6 MHz에서 무지향성 안테나와 연결된 1.6미터 파장 송신기는 다운 링크에 사용되었고, 업 링크는 102 MHz 근처에서 작동하여 원격 측정 및 방향 시스템 고장 시 백업 통신 시스템 역할을 했다.[6]
실험 모듈의 8센티미터 파장 송신기는 텔레비전 이미지 전용으로, 922.76 MHz 주파수와 일치하는 신호를 사용했지만 3691.04 MHz의 더 높은 주파수를 사용했다.[6] 5센티미터 대역(약 5840-5890 MHz 범위)에서 작동하는 펄스 송신기도 실험 모듈에 탑재되었다.[7] 이 시스템은 펄스 변조를 특징으로 하며, 펄스 위치 변조를 사용하여 약 90 픽셀/초로 이미지 데이터를 전송하도록 설계되었고, 평균 전력 소비량은 50와트, 펄스당 최대 전력은 25킬로와트였다.[6]
화성 1호는 처음에는 2일마다, 12월 13일 이후에는 5일마다 자동으로 데이터를 전송하도록 프로그래밍되었다. 지상 명령으로 필요에 따라 스테이션에서 전송을 트리거할 수도 있었다.[7]
온도 조절은 이진 기체-액체 시스템과 태양 전지판 끝에 장착된 반구형 라디에이터를 사용하여 이루어졌다. 자력계 프로브, 텔레비전 사진 장비, 분광 반사계, 방사선 센서(가스 방전 및 신틸레이션 카운터), 오존 흡수 대역 연구용 분광기, 미세 유성체 장치 등 다양한 과학 장비가 탑재되었다.[3]
화성 1호는 베네라 금성 탐사선 설계를 활용하여 제작된 중량 893.5kg의 화성 탐사선이었다. 지름 1m, 길이 3.3m의 원통형 본체에 길이 0.6m 부분에는 관측 장비, 나머지 2.7m에는 추진 장치와 자세 제어 장치 등이 있었다. 태양 전지 패널과 방열판을 포함한 가로폭은 4m였으며, 통신에는 1.7m 파라볼라 안테나를 사용했다.[10]
탐사선은 화성 표면, 자기권, 대기권, 방사선 환경뿐만 아니라 지구에서 화성으로 가는 행성간 공간 관측도 수행하도록 설계되었다. 화성 접근 거리는 11,000 km를 목표로 했다.
2. 2. 통신 시스템
화성 1호는 1.6미터, 32센티미터, 센티미터 범위(5와 8센티미터)의 세 가지 주요 무선 시스템을 갖추고 있었다.[6] 궤도 모듈에 위치한 32센티미터 파장 송신기는[7] 고이득 안테나를 사용했으며, 주로 922.76 MHz로 송신했다. 이는 183.6 MHz에서 무지향성 안테나와 연결된 1.6m 파장 송신기로 보완되었으며, 다운 링크 및 업 링크의 경우 102 MHz 근처에서 작동하여 원격 측정과 방향 시스템 고장 시 백업 통신 시스템의 역할을 했다.[6]실험 모듈의 8센티미터 파장 송신기는 텔레비전 이미지 전용으로 사용되었으며, 922.76 MHz 주파수와 일치하는 신호를 사용했지만 3691.04 MHz의 더 높은 주파수를 사용했다.[6] 또한, 5센티미터 대역(약 5840-5890 MHz 범위)에서 작동하는 펄스 송신기도 실험 모듈에 탑재되었다.[7] 이 시스템은 펄스 변조를 특징으로 하며, 펄스 위치 변조를 사용하여 약 90 픽셀/초로 이미지 데이터를 전송하도록 설계되었으며, 평균 전력 소비량은 50와트이고 펄스당 최대 전력은 25킬로와트였다.[6]
화성 1호는 처음에는 2일마다 자동으로 데이터를 전송하도록 프로그래밍되었으며, 12월 13일 이후에는 5일마다 전송하도록 조정되었다. 지상 명령으로도 필요에 따라 스테이션에서 전송을 트리거할 수 있었다.[7]
2. 3. 전력 시스템
전력은 우주선의 반대쪽에 부착된 총 면적 2.6sqm의 두 개의 태양 전지판 날개에서 공급되었다. 전력은 42 암페어시 카드뮴-니켈 배터리에 저장되었다.[3]화성 1호는 1.6미터, 32센티미터, 센티미터 범위(5와 8센티미터)의 세 가지 주요 무선 시스템을 갖추고 있었다.[6] 궤도 모듈에 위치한 32센티미터 파장 송신기[7]는 고이득 안테나를 사용했으며, 주로 922.76 MHz로 송신했다. 이는 183.6 MHz에서 무지향성 안테나와 연결된 1.6미터 파장 송신기로 보완되었으며, 다운 링크를 위해 사용되었고, 업 링크의 경우 102 MHz 근처에서 작동하여 원격 측정과 방향 시스템 고장 시 백업 통신 시스템의 역할을 했다.[6]
상세 관찰을 위해, 실험 모듈의 8센티미터 파장 송신기는 텔레비전 이미지 전용으로 사용되었으며, 922.76 MHz 주파수와 일치하는 신호를 사용했지만 3691.04 MHz의 더 높은 주파수를 사용했다.[6] 또한, 5센티미터 대역(약 5840-5890 MHz 범위)에서 작동하는 펄스 송신기도 실험 모듈에 탑재되었다.[7] 이 시스템은 펄스 변조를 특징으로 하며, 펄스 위치 변조를 사용하여 약 90 픽셀/초로 이미지 데이터를 전송하도록 설계되었으며, 평균 전력 소비량은 50와트이고 펄스당 최대 전력은 25킬로와트였다.[6]
화성 1호는 처음에는 2일마다 자동으로 데이터를 전송하도록 프로그래밍되었으며, 12월 13일 이후에는 5일마다 전송하도록 조정되었다. 지상 명령으로도 필요에 따라 스테이션에서 전송을 트리거할 수 있었다.[7]
온도 조절은 이진 기체-액체 시스템과 태양 전지판 끝에 장착된 반구형 라디에이터를 사용하여 이루어졌다.[3]
2. 4. 과학 장비
마르스 1호는 자력계 프로브, 텔레비전 사진 장비, 분광 반사계, 방사선 센서(가스 방전 및 신틸레이션 카운터), 오존 흡수 대역을 연구하기 위한 분광기, 미세 유성체 장치 등 다양한 과학 장비를 탑재했다.[3]실험 모듈에 탑재된 8센티미터 파장 송신기는 텔레비전 이미지 전용이었으며, 922.76 MHz 주파수와 일치하는 신호를 사용했지만 3691.04 MHz의 더 높은 주파수를 사용했다.[6] 5센티미터 대역(약 5840-5890 MHz 범위)에서 작동하는 펄스 송신기는 펄스 변조 및 펄스 위치 변조를 사용하여 약 90 픽셀/초로 이미지 데이터를 전송하도록 설계되었으며, 평균 전력 소비량은 50와트, 펄스당 최대 전력은 25킬로와트였다.[6][7]
이 탐사선은 화성 표면, 자기권, 대기권, 방사선 환경뿐만 아니라 지구에서 화성으로 향하는 행성간 공간 관측도 수행하도록 설계되었다.
3. 비행
1962년 11월 1일, 바이코누르 우주 기지에서 발사된 마르스 1호는 지구 궤도를 벗어나 화성으로 향했다. 비행 초기 자세 제어 장치 가스 밸브 고장으로 탐사선은 3축 제어 대신 스핀 제어로 비행했다.
마르스 1호는 화성 비행 중 2~5일 간격으로 행성간 공간 데이터를 지구로 전송했다. 그러나 1963년 3월 21일 탐사선과 지구의 거리가 106760000km에 달했을 때 통신이 두절되어 탐사는 중단되었다. 통신 두절 원인은 자세 제어 이상으로 추정된다. 1963년 6월 19일, 마르스 1호는 화성에서 193000km 떨어진 곳을 지나 인공 행성이 되었다.
마르스 1호는 화성 탐사라는 목표를 달성하지는 못했지만, 지구 주변 및 행성 간 공간에서의 유성진, 태양풍, 자기장 관측에서 일정한 성과를 거두었다.
3. 1. 발사 및 궤도 진입
1962년 11월 1일, 카자흐스탄 바이코누르 우주 기지에서 발사되어 지구 궤도를 벗어나 화성으로 향하는 궤도에 진입했다. 비행 초기 단계에서 자세 제어 장치 가스 밸브의 고장이 발견되어 탐사선은 예정되었던 3축 제어가 아닌 스핀 제어로 비행하게 되었다.마르스 1호의 관측 장비는 화성 비행 중에도 작동하여 2~5일 간격으로 행성간 공간 데이터를 지구로 전송했다. 그러나 1963년 3월 21일에 탐사선과 지구의 거리가 106760000km에 달했을 때 통신이 불가능해져 화성 탐사는 중단되었다. 통신 두절의 원인은 자세 제어 이상으로 추정된다. 1963년 6월 19일, 마르스 1호는 화성에서 193000km를 통과하여 인공 행성이 되었다.
3. 2. 통신 두절
1963년 3월 21일, 마르스 1호와 지구의 거리가 1억 676만 km에 달했을 때 통신이 불가능해져 화성 탐사는 중단되었다. 통신 두절의 원인은 자세 제어 이상으로 추정된다.[1] 1963년 6월 19일, 마르스 1호는 화성에서 19만 3000 km를 통과하여 인공 행성이 되었다.[1]3. 3. 화성 접근
1962년 11월 1일, 카자흐스탄 바이코누르 우주 기지에서 발사된 마르스 1호는 지구 궤도를 벗어나 화성으로 향하는 궤도에 진입했다. 비행 초기 단계에서 자세 제어 장치 가스 밸브에 고장이 발생하여, 탐사선은 예정되었던 3축 제어가 아닌 스핀 제어 방식으로 비행하게 되었다.마르스 1호의 관측 장비는 화성 비행 중에도 작동하여 2~5일 간격으로 행성간 공간 데이터를 지구로 전송했다. 그러나 1963년 3월 21일, 탐사선과 지구의 거리가 1억 676만 km에 달했을 때 통신이 두절되어 화성 탐사는 중단되었다. 통신 두절의 원인은 자세 제어 이상으로 추정된다. 1963년 6월 19일, 마르스 1호는 화성에서 193000km 떨어진 지점을 통과하여 인공 행성이 되었다.
4. 과학적 성과
마르스 1호는 1962년 11월 1일 발사되어 화성 탐사라는 본래의 목표를 달성하지는 못했지만, 지구 주변 및 행성 간 공간에서의 유성체, 태양풍, 자기장 관측에서 일정한 성과를 거두었다. 지구 주변의 방사선대 크기도 확인되었다.[8][9]
4. 1. 유성체 관측
탐사선은 황소자리 유성우로 인해 지구 표면에서 6000km~40000km 고도에서 2분마다 한 번씩 미세 유성 충돌을 기록했으며, 지구에서 약 3219만km~약 6437만km 거리에서도 비슷한 밀도를 기록했다.4. 2. 자기장 측정
행성간 공간에서 3~4 나노테슬라(nT, 감마라고도 함)의 자기장 강도가 측정되었으며, 최고 6~9 nT의 피크를 보였다.4. 3. 태양풍 감지
탐사선은 황소자리 유성우로 인해 지구 표면에서 6000km에서 40000km 고도에서 2분마다 한 번씩 미세 유성 충돌을 기록했으며, 지구에서 20e6km에서 40e6km 거리에서도 유사한 밀도를 기록했다. 행성간 공간에서 3~4 나노테슬라(nT, 감마라고도 함)의 자기장 강도가 측정되었으며, 최고 6~9 nT의 피크를 보였다. 태양풍이 감지되었다.4. 4. 방사선대 확인
탐사선은 황소자리 유성우로 인해 지구 표면에서 6000km에서 40000km 고도에서 2분마다 한 번씩의 미세 유성 충돌을 기록했으며, 지구에서 20e6km 거리에서도 유사한 밀도를 기록했다. 지구 주변의 방사선대가 감지되었으며,[8][9] 그 크기가 확인되었다.5. 명칭
이 우주선은 "스푸트니크 23"과 "마르스 2MV-4"로도 불린다.[1] 원래 미국 해군 우주 사령부 위성 상황 요약에서는 "스푸트니크 30"으로 지정되었다.[1]
마르스 1호라고 불렸지만, 이전에 실패한 마르스 2MV-4 No.1, 마르스 1M No.2, 마르스 1M No.1 세 개의 다른 탐사선이 있었다.[1]
참조
[1]
웹사이트
Mars 1 (2MV-4 #1,2)
https://space.skyroc[...]
2024-05-24
[2]
웹사이트
Mars 1
https://nssdc.gsfc.n[...]
US National Space Science Data Centre
2024-05-24
[3]
웹사이트
"Journey Through the Galaxy" Mars Program: Mars ~ 1960-1974
http://jtgnew.sjrdes[...]
SJR Design
2008
[4]
웹사이트
Mars (1960-1974): Mars 1
http://burro.astr.cw[...]
2006-01-11
[5]
웹사이트
Photo, Launch of Mars-1 from Baikonur
https://www.russians[...]
2023-01-28
[6]
웹사이트
Radio systems of Soviet Mars and Venus probes
http://www.svengrahn[...]
2023-11-14
[7]
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NASA
2023-11-14
[8]
웹사이트
Mars 1 (2MV-4 #1, 2)
http://space.skyrock[...]
2015-10-22
[9]
서적
Russian Space Probes: Scientific Discoveries and Future Missions
https://books.google[...]
Springer Science & Business Media
[10]
웹사이트
Mars 1
https://nssdc.gsfc.n[...]
NASA NSSDC Master Catalog
2010-04-13
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