Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Математическая модель динамики пространственного движения СА на этапе посадки 30
1.1. Методика расчета сил и моментов при жесткой посадке СА на поверхность планеты 30
1.2. Системы координат, используемые при формировании математической модели посадки СА 31
1.2.1. Переход от инерциальной системы координат к связанной 32
1.2.2. Переход от связанной с корпусом СА системы координат к связанной с контейнером 34
1.3. Динамические и кинематические дифференциальные уравнения поступательного и вращательного движения С А с учетом перемещения полезного груза 35
Глава 2. Физическая модель динамики посадки СА на поверхность планеты 43
2.1 Алгоритм определения силовых факторов 43
2.2. Математическая модель силового воздействия грунта при жесткой посадке СА 48
2.2.1 Математическая модель влияющих силовых факторов 48
2.2.2. Основные характеристики грунта 51
Глава 3. Комплексное исследование посадки спускаемого аппарата на поверхность планеты при различных начальных условиях 52
3.1. Численное моделирование посадки 52
3.1.1. Первый вид СА 52
3.1.2. Второй вид СА 56
3.2. Проведение моделирования динамики движения спускаемого аппарата 58
3.3. Анализ результатов расчетов параметров движения СА при посадке на мягкий грунт 64
3.3.1. Графические зависимости для посадки в условиях Марса 65
3.3.2. Графические зависимости для посадки в условиях Титана 76
3.3.3. Графические зависимости для посадки в условиях Земли 88
Глава 4. Экспериментальные исследования влияния грунта на параметры движения СА при посадке 111
4.1. Особенности проведения экспериментов по определению перегрузок, действующих на СА при посадке 111
4.2. Программа испытаний и состав измерений при проведении бросковых испытаний СА 115
4.2.1. Определение скорости по результатам бросковых испытаний макета СА 118
4.2.2. Оценки погрешностей полученных результатов 121
4.3. Результаты взаимодействия макетов СА с разными видами грунтов 122
Выводы и заключение 139
Список литературы 141
Приложения (пакет программ) 150
- Динамические и кинематические дифференциальные уравнения поступательного и вращательного движения С А с учетом перемещения полезного груза
- Математическая модель влияющих силовых факторов
- Проведение моделирования динамики движения спускаемого аппарата
- Программа испытаний и состав измерений при проведении бросковых испытаний СА
Введение к работе
Актуальность темы
В настоящее время, одним из перспективных направлений решения задач практической космонавтики является использование автоматических межпланетных станций (АМС) с применением малых спускаемых аппаратов (СА) для посадки на поверхность планеты назначения. Во многих случаях, жесткие требования к массовым и геометрическим характеристикам для таких аппаратов делают невозможным использование различных парашютных и других тормозных систем. Это приводит к случаю «жесткой» посадки на поверхность планеты. При встрече СА с поверхностью планеты с атмосферой малой плотности (например, Марса) даже при применении парашютной системы, скорость подхода СА к поверхности достигает десятков метров в секунду. Это также приводит практически к «жёсткой» посадке.
Неоднородность грунтовых пород, неровность рельефа поверхности, наличие возмущающих факторов внешней среды, таких как ветер, являются источниками дополнительных возмущающих сил и моментов, действующих на СА в момент посадки. Перечисленные факторы усложняют процесс посадки, сопровождаемый возникновением больших перегрузок, которые могут превышать допустимые для СА значения.
Проектирование СА, совершающих посадку в таких условиях, невозможно без решения задачи моделирования параметров динамики посадки СА на поверхность планеты с априори малоизвестными параметрами грунта и наличием возмущающих факторов внешней среды.
Изложенное дает основание считать, что исследования, направленные на изучение динамики жесткой посадки на поверхность планеты, являются весьма актуальными и имеют важное теоретическое и прикладное значение, а тема диссертации, в которой разрабатывается методика и исследуется динамика движения СА в момент контакта с поверхностью при жесткой посадке, является актуальной.
Цель и задачи диссертационной работы. Цель работы заключается в повышении надежности посадки СА на поверхность планеты с малоизвестными характеристиками грунта и действии возмущающих факторов внешней среды.
Для достижения поставленной цели необходимо было решить следующую совокупность задач:
разработать математическую модель пространственного движения СА при посадке на поверхность планеты;
разработать математическую модель силового воздействия грунта и других возмущающих факторов при жесткой посадке СА на поверхность планеты;
создать и отладить программное обеспечение для математических моделей, позволяющее проводить исследования динамики жесткой посадки СА;
провести численное моделирование динамики жесткой посадки СА на поверхность планеты и выполнить анализ результатов;
провести экспериментальное моделирование процесса посадки для оценки работоспособности предлагаемой методики расчета параметров динамики жесткой посадки.
Методы исследования
Решение поставленных задач осуществлялось с использованием методов теоретической механики, баллистики, высшей математики, методов математического моделирования и программирования.
Научная новизна
Новизна полученных результатов диссертационной работы заключается:
в разработке комплексной методики исследования динамики посадки СА на поверхность планеты, включающей декомпозицию задачи на подзадачи анализа динамики пространственного движения в процессе посадки и моделирования силового нагружения конструкции при воздействии на неё грунта;
в разработке математической модели пространственного движения СА в процессе посадки на поверхность планеты с учетом влияющих силовых факторов внешней среды и совместного движения контейнера и корпуса аппарата при наличии амортизатора;
в разработке математической модели силового воздействия грунта при жесткой посадке СА на поверхность планеты и силового воздействия со стороны амортизации на подвижный контейнер, реализующей разработанную принципиальную схему решения поставленной задачи и позволяющей определять параметры движения СА в процессе контакта с грунтом;
в получении с помощью разработанной методики результатов исследования динамики жесткой посадки СА на поверхность планеты с учетом характеристик видов грунта и действии различных возмущающих факторов.
Достоверность полученных научных положений, результатов и выводов, приведенных в диссертации, обосновывается и подтверждается:
применением строгих математических методов, базирующихся на фундаментальных, классических законах механики, использованием точных моделей движения;
совпадением отдельных результатов расчетов с данными расчетов других авторов;
соответствием результатов расчетов, приведенных в диссертации, с результатами экспериментальных исследований.
Практическая значимость диссертационной работы
Практическое значение работы состоит в возможности применения разработанной методики при проведении исследовательских работ по обоснованию возможности создания перспективных СА, предназначенных для жесткой посадки на поверхность планет Солнечной системы и их спутников.
Разработанное программное обеспечение универсально. С его помощью возможно проводить расчеты по динамике посадки СА различного конструктивного исполнения: корпус С А и подвижный контейнер могут быть представлены набором различных поверхностей (сфера, конус, тор, цилиндр и т.д.).
Внедрение результатов работы
Частично материалы диссертации использованы при формировании математической модели посадки на поверхность Земли возвращаемого аппарата по программе «Фобос-Грунт» в НПО им. СА. Лавочкина.
Полученные в диссертационной работе методика, результаты исследований и программы, использованы в учебном процессе МГТУ им. Н.Э. Баумана.
Защищаемые положения
На защиту выносятся следующие положения и результаты, полученные в диссертационной работе:
методика исследования динамики посадки СА;
математическая модель пространственного движения СА при посадке на поверхность планеты;
математическая модель силового воздействия грунта при жесткой посадке СА;
компьютерная реализация математических моделей;
- результаты исследований динамики посадки СА на поверхность планеты.
Апробация основных результатов работы
Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на
- XL, XLI, XLII, XLIII, XLIV, XLV Научных чтениях памяти К.Э. Циолковского - научное творчество К.Э. Циолковского и современное развитие его
идей (г. Калуга, 2005 - 2010 г.);
Публикации
Основные положения и результаты диссертации изложены в 9 научных работах, из них в 3 статьях, опубликованных в изданиях, включенных в перечень, рекомендованный ВАК РФ, и 6 тезисах докладов:
Структура и объём диссертации
Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и выводов, списка литературы и приложений, содержащих листинги разработанных программ. Объем диссертации 167 страниц. Работа включает в себя 113 рисунков и 23 таблицы. Список литературы содержит 103 наименования.
Динамические и кинематические дифференциальные уравнения поступательного и вращательного движения С А с учетом перемещения полезного груза
«Pioneer 11». Дата запуска 04.06.1973. Первым посланцем Земли, отправившимся в путешествие к Сатурну, стала американская межпланетная станция "Пионер-П". Запущенная в апреле 1973 года, она через шесть с половиной лет пронеслась вблизи Властелина Колец.
Результаты миссии: 1 сентября 1979 года станция передала пять снимков Титана, а также установлено, что температура у поверхности слишком низкая для существования жизни. Зонд прошёл на расстоянии 353950 километров от спутника. Полученные фотографии были слишком размытыми чтобы различить какие-либо детали поверхности.
«Voyager 1» 05.09.1977. Масса станции 721,9 кг. Цель миссии - исследование внешних планет Солнечной системы, газовых гигантов. Уникальное взаимное расположение Земли и планет-гигантов с 1976 по 1978 г. было использовано для последовательного изучения этих планет. Под влиянием полей тяготения космические аппараты (Voyadger 1-2) смогли переходить с трассы полета от Юпитера к Сатурну, затем к Урану и Нептуну. Без использования гравитационных полей промежуточных планет полет к Урану занял бы 16 лет вместо 9, а к Нептуну - 20 лет вместо 12. В 1977 году в длительное путешествие отправились аппараты "Voyager 1" и "Voyager 2" причем V2 был запущен раньше 20 августа по "медленной" траектории, а VI по "быст рои .
Значительные исследования были сделаны аппаратом Вояджер-1, 12 ноября 1980 года станция прошла в 5600 км от Титана однако полученные снимки оказались не намного лучше предыдущих из-за дымки в атмосфере. Вояджер-1 смог изучить только состав атмосферы и определить основные данные такие как размер, масса, также был уточнён орбитальный период.
Вояджер-2 пролетел через систему Сатурна 25 августа 1981 года. Поскольку аппарат был в основном рассчитан на изучение Урана и Нептуна то у Сатурна был совершён гравитационный манёвр и Титан практически не изучался.
15.10.1997. «Cassini» Станция создана для исследования Сатурна, совместный проект НАСА, ЕКА и АСИ. Он был создан для изучения Сатурна и в частности его спутника Титана. «Кассини» является первым искусственным спутником Сатурна, первоначальный срок действия аппарата был рассчитан на 4 года.
Предусмотрено изучение колец Сатурна, водяных вулканов на его спутниках. Запущен 15 октября 1997 года. Стартовая масса аппарата 6250 кг. Станция содержит минимум механических систем, склонных к отказам. Энергоснабжение осуществляется от ядерного генератора с 30 кг плутоня. Для разгона аппарат использует гравитационное поле трех планет. В 1998 и 1999 году он обернулся вокруг Венеры, в августе 1999 прошел около Земли со скоростью 69000 км/час, зимой 2000 г. пролетел мимо Юпитера, увеличив скорость и передав на Землю его фотографии. На этот момент двигательная система ориентации стала давать сбои, однако через некоторое время все наладилось. Специалисты посчитали, что в маховики ненадолго попал космический мусор. Выход на орбиту Сатурна осуществлен в 2004 году. Сделав 75 витков вокруг Сатурна, аппарат отправился к Титану. Осенью 2004 года Кассини сбросил платформу с приборами над спутником Сатурна. Платформа на парашютах опустилась на поверхность спутника.
«Кассини» находится на орбите Сатурна с 1 июля 2004 года. Как и было запланировано первый пролёт мимо Титана был совершён 26 октября 2004 года на расстоянии всего 1200 километров от поверхности. С 22 июля 2006 года по 28 мая 2008 года «Кассини» совершил 21 пролёт около Титана на расстоянии всего 950 километров, за это время были получены изображения доказывающие существование на Титане метановых озёр. «Huygens» (Гюйгенс). Цель миссии - посадка на поверхность Титана. Зонд «Гюйгенс» отделился от Кассини 25 декабря 2004 года, а опустился на поверхность 14 января 2005 года. Спуск на парашютах сквозь атмосферу спутника занял у «Гюйгенса» 2 часа 27 минут 50 секунд. Столкновение аппарата с поверхностью Титана происходило на скорости 16 км/ч (или 4,4 м/с), при этом приборы испытали кратковременные перегрузки, в 15 раз превышающие ускорение свободного падения на Земле. Во время спуска «Гюйгенс» отбирал пробы атмосферы. Скорость ветра при этом (на высоте от 9 до 16 км) составила приблизительно 26 км/ч. Бортовые приборы обнаружили плотную метановую дымку (ярусы облаков) на высоте 18—19 км, где атмосферное давление составляло приблизительно 50 ки-лопаскалей (5,1 хЮ3 кгс/м2) или 380 миллиметров ртутного столба. Внешняя температура в начале спуска составляла -202 С, в то время как на поверхности Титана оказалась немного выше: —179 С. Сделанные в ходе спуска снимки, показали сложный рельеф со следами действия жидкости (руслами рек и резким контрастом между светлыми и тёмными участками — «береговой линией»). Однако тёмный участок, на который спустился «Гюйгенс», оказался твёрдым. На снимках, полученных с поверхности, видны камни округлой формы размером до 15 см, несущие следы воздействия жидкости (галька).
Математическая модель влияющих силовых факторов
Если при выстреле модели необходимо задать не только начальный угол атаки, но и угловую скорость, то на гнезде прикрепляют пластинчатую пружину 19, о которую модель ударяется при выходе из гнезда.
Максимально допустимое давление для ПМУ составляет 20 МПа (200 кг/см2). ПМУ позволяет проводить исследования свободнолетящих моделей в невозмущённой атмосфере и в потоке трансзвуковых, сверхзвуковых и гиперзвуковых аэродинамических труб. Аэродинамические характеристики моделей могут быть определены в широком диапазоне чисел Маха и углов атаки а = 0 — 360.
Устройства крепления ПМУ выдерживают кратковременные нагрузки, действующие при выстреле модели (F « 2000 кг, время t « 0,03 с, против движения макета) и при торможении штока ПМУ после выстрела (F « 6000 кг, t » 0,01 с, в направлении движения макета). Устройства обеспечивают поворот ПМУ для получения требуемого угла подхода макета СА к грунту.
Модель для испытаний в свободном полете должна выдерживать перегрузки при выстреле, пропорциональные квадрату скорости выстрела, достигающие величин порядка 100 g при начальной скорости 20 м/сек. Метательное устройство обеспечивает скорость макета у поверхности грунта VK и 27 м/сек, причём перегрузка на модели при выстреле находится в допустимых пределах: N = 239 ед. 300 ед. Теоретическое обоснование методов (методик) расчета Существует целый ряд методов обработки экспериментов со свободно-летящими моделями, который можно разделить на следующие группы: аналитические методы, численные методы с использованием аппроксимации параметров движения по времени и численные методы с аппроксимацией характеристик по кинематическим параметрам. 1. Аналитические методы расчета по формулам, полученным из уравнений движения с использованием упрощающих допущений, просты, но не обеспечивают достаточной точности и применимы только для моделей с линейно изменяющимися по углу атаки аэродинамическими характеристиками. В большинстве же случаев необходимо исследовать обтекание форм с существенно нелинейными характеристиками. Для повышения точности определения характеристик целесообразно применять статистические методы обработки для уравновешивания случай 114 ных погрешностей измерения параметров движения. Все эти причины вызвали необходимость использования численных методов расчета. 2. В численных методах с использованием аппроксимации параметров по времени коэффициенты в аппроксимирующих функциях вычисляют, как пра вило, методом наименьших квадратов. Нелинейные в общем случае аэродина мические силы и моменты рассчитывают по вторым производным параметров движения по времени. В этих методах обработки используют все эксперимен тальные точки, что позволяет уравновешивать случайные погрешности измере ния координат и углов и повышает точность получения характеристик. Такой метод используется для определения первого приближения аэродинамических коэффициентов при расчете более точным методом, а также для обработки экспериментов с разделяющимися моделями. Основным недостатком таких методов является невозможность разделения стационарных и нестационарных составляющих аэродинамических сил и моментов. 3. Третья группа методов - численные методы с использованием ап проксимации аэродинамических характеристик по кинематическим парамет рам. Коэффициенты в аппроксимирующих функциях определяют из условия наилучшего сближения экспериментальных и расчетных значений парамет ров движения. Последние получают интегрированием точных дифференци альных уравнений движения при текущих значениях коэффициентов в ап проксимирующих функциях. Методы третьей группы позволяют определить характеристики при произвольной нелинейной зависимости их от параметров движения и разделить стационарные и нестационарные составляющие аэродинамических сил и моментов. Кроме того, если кинематический параметр, входящий в аппроксимирующую функцию (например, угол атаки), принимает одно и тоже значение несколько раз за время регистрации (что имеет место почти в каждом эксперименте), то автоматически происходит осреднение характеристик, со 115 ответствующих этому значению параметра. Это позволяет повысить точность определения характеристик по сравнению с точностью второй группы методов (поскольку там характеристики являются однозначными функциями времени).
Как и для случая численного моделирования на компьютере, для натурного эксперимента составлена программа испытаний, состоящая из экспериментов с различными начальными условиями угла отклонения продольной оси аппарата и различных видов грунта. Рассмотрим проведение экспериментов по расчету динамики посадки СА на поверхность планеты на примере спускаемого аппарата «Фобос-Грунт». В соответствии с программой бросковых испытаний по отработке системы амортизации проведены испытания с использованием методических моделей (ММ), масса которых соответствует массе макетов бросковых испытаний (М), габаритно-массовых макетов (ГММ), а также макетов бросковых испытаний М СА. Виды шести бросковых испытаний макета СА при ударе о грунт представлены в Таблице 17.
Проведение моделирования динамики движения спускаемого аппарата
В разработке математической модели пространственного движения СА в процессе посадки на поверхность планеты, при обеспечении многократного решения дифференциальных уравнений в частных производных за приемлемое время; - в разработке математической модели силового воздействия грунта при жесткой посадке СА на поверхность планеты, реализующей разработанную вычислительную схему решения поставленной задачи и позволяющей определять параметры движения СА в грунте; - в получении с помощью разработанной методики результатов исследования динамики жесткой посадки СА на поверхность планеты с учетом характеристик видов грунта и действии различных возмущающих факторов. Достоверность полученных научных положений, результатов и выводов, приведенных в диссертации, обосновывается и подтверждается: - применением строгих математических методов, базирующихся на фундаментальных, классических законах механики, использованием точных моделей движения; - совпадением отдельных результатов расчетов с данными расчетов других авторов; - соответствием результатов расчетов, приведенных в диссертации, с результатами экспериментальных исследований. Практическая значимость диссертационной работы Практическое значение работы состоит в возможности применения разработанной методики при проведении исследовательских работ по обоснованию возможности создания перспективных С А, предназначенных для жесткой посадки на поверхность планет Солнечной системы и их спутников. Разработанное программное обеспечение универсально. С его помощью возможно проводить расчеты по динамике посадки СА различного конструктивного исполнения: корпус СА и подвижный контейнер могут быть представлены набором различных поверхностей (сфера, конус, тор, цилиндр и т.д.). Внедрение результатов работы Частично материалы диссертации использованы при формировании математической модели посадки на поверхность Земли возвращаемого аппарата по программе «Фобос-Грунт» в НПО им. СА. Лавочкина. Полученные в диссертационной работе методика, результаты исследований и программы, использованы в учебном процессе МГТУ им. Н.Э. Баумана. Защищаемые положения На защиту выносятся следующие положения и результаты, полученные в диссертационной работе: - методика исследования динамики посадки СА; - математическая модель пространственного движения СА при посадке на поверхность Земли; - математическая модель силового воздействия грунта при жесткой посадке СА; - компьютерная реализация математических моделей; - результаты исследований динамики посадки СА на поверхность планеты. Апробация основных результатов работы Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на: - XL, XLI, XLII, XLIIL XLIV, XLV Научных чтениях памяти К.Э. Циолков ского - научное творчество К.Э. Циолковского и современное развитие его идей (г. Калуга, 2005 - 2010 г.); Публикации По теме диссертации опубликовано 9 научных работ: в 3 статьях, опубликованных в изданиях, включенных в список рекомендуемых ВАК РФ, и 6 тезисах докладов. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и выводов, списка литературы и приложений, содержащих листинги разработанных программ. Объем диссертации 167 страниц. Работа включает в себя 113 рисунков и 23 таблицы. Список литературы содержит 103 наименования. В работах Велданова В.А. и Исаева А.Л. [10] - [12] рассматривается процесс взаимодействия проникающего тела с грунтом. Тело имеет специальную заостренную форму - пенетратора. Его конструкция предусматривает значительное погружение в грунт. Задача рассматривается с точки зрения разрушения конструкции. В [5] авторами рассматривается посадка космических аппаратов на планеты с точки зрения динамики подхода к поверхности. Рассматривается баллистико-навигационные вопросы подхода к планетам. В серии работ автора [33] - [35] рассмотрены вопросы динамики посадки СА на поверхность планеты при наличии жесткого подхода. В [33] рассмотрены аспекты составления математической модели движения спускаемого аппарата и модель физического взаимодействия с грунтом. В [34] рассмотрен комплекс компьютерных экспериментов для различных параметров жесткости грунта и амортизатора. Моделирование проводилось на основе математической модели, выведенной в [33]. В [35] отдельно рассмотрена серия компьютерных экспериментов при различном ветровом воздействии на СА в момент подхода к поверхности. В работах, посвященных [27], [69], [77] имитационному моделированию рассмотрены теоретические основы составления программы виртуальных экспериментов. Вопросы, связанные с теоретическими аспектами процесса движения С А рассмотрены в [8], [42]. Теоретические аспекты аэродинамической компоновки аппаратов рассмотрены в книгах Краснова [37], [38]. Аналитическое описание различных поверхностей, в том числе и поверхностей, использующихся в настоящей работе, описаны в [39]. История развития проектов, посвященных Марсианским экспедициям в нашей стране рассмотрены авторами в [7] и [65].
Программа испытаний и состав измерений при проведении бросковых испытаний СА
Рассмотрим СА, миссии которых считаются успешными и которые имели «жесткую» или «полужесткую» посадку на поверхность планеты. Большинство из этих миссий описаны в книге Первушина А.И. [7], [65].
«Марс-1». Запущен 01.11.1962. Масса 893,5 кг, длина 3,3 м, диаметр 1,1 м. «Марс-1» имел 2 герметичных отсека: орбитальный с основной бортовой аппаратурой, обеспечивающей полёт к Марсу; планетный с научными приборами, предназначенный для исследования Марса при близком пролёте. Задачи полёта: исследование космического пространства, проверка радиолинии на межпланетных расстояниях, фотографирование Марса.
Результаты миссии: за время полёта с «Марс-1» проведён 61 сеанс радиосвязи, на борт передано более 3000 радиокоманд. Полёт «Марса-1» дал новые данные о физических свойствах космического пространства между орбитами Земли и Марса (на расстоянии от Солнца 1-1,24 а.е.), об интенсивности космического излучения, напряжённости магнитных полей Земли и межпланетной среды, о потоках ионизированного газа, идущего от Солнца, и о распределении метеорного вещества (КА пересёк 2 метеорных потока). Последний сеанс состоялся 21.03.1963 при удалении КА от Земли на 106 млн. км. Сближение с Марсом наступило 19.06.1963 (от Марса около 197 тыс. км, по баллистическим расчетам), после чего «Марс-1» вышел на гелиоцентрическую орбиту с перигелием 148 млн. км и афелием 250 млн. км. Связь потеряна в процессе полета из-за неполного закрытия одного клапана, произошла утечка азота из баллонов системы ориентации аппарата, что сделало невозможной коррекцию орбиты, а соответственно и использование остронаправленной антенны.
«Марс 2». Запущен 19.05.1971. Станция массой - 4650 кг. Аппарат долетел до Марса, но отказала система ориентации. Спускаемый аппарат слишком круто «зарылся» в марсианскую атмосферу, из-за чего не успел затормозить на этапе аэродинамического спуска. Парашютная система уже ничего не смогла сделать. Мягкая посадка не получилась. 27 ноября 1971 г. аппарат разбился о поверхность Марса. Результаты миссии: на Марс впервые доставлен «вымпел с изображением Герба СССР».
«Марс 3». 28.05.1971. СКА «Марс 3» совершил первую в истории мягкую посадку на поверхность Марса 2 декабря 1971 г, в точке с координатами 45 ю.ш. и 158 з.д. в 16 часов 47 минут по Московскому Времени. В 16:50:35 началась передача видеосигнала с телекамеры СА. Передача продолжалась 20 секунд и резко прекратились. Расшифровке полученная информация не поддавалась. Орбитальный КА передавал данные на Землю до августа 1972 года.
«Марс-4». Масса станции 4650 кг. Старт с Земли 21 июля 1973. «Марс-4» прибыл на Марс в феврале 1974. В связи с этим вторую коррекцию при подлете к «Красной планете» провести уже не удалось. 10 февраля 1974 г. станция подошла к Марсу, однако корректирующая двигательная установка не включилась. Поэтому аппарат пролетел на высоте 1844 км над средним радиусом Красной планеты (5238 км от центра). Единственное, что он успел сделать, это по команде с Земли в 18:32:41 включить свою фототелевизионную установку с короткофокусным объективом «Вега-ЗМСА». Был проведен один 12-кадровый цикл съемки Марса на дальностях 1900-2100 км в масштабе 1:5000000, последний кадр был снят в 18:38:49.5 ДМВ. Однострочные оптико-механические сканеры ОМС передали также две панорамы планеты (в оранжевом и красно-инфракрасном диапазонах).
«Марс-5». Дата запуска 25 июля 1973 г. Был более удачлив и вышел на околомарсианскую орбиту. Со станции были переданы фототелевизионные изображения Марса с разрешением до 100 м, проведены серии исследований поверхности и атмосферы планеты. Всего было израсходовано 108 кадров при общем запасе 960 кадров (по 480 в каждой из ФТУ). Всего со станции «Марс-5» было получено 15 нормальных снимков с помощью ФТУ с короткофокусным объективом «Вега-ЗМСА» и 28 снимков с помощью ФТУ с длиннофокусным объективом «Зуфар-2СА»
«Фобос-1». Дата запуска 07.07.1988 г. Станция массой - 5000 кг. Фобос 1 был послан для исследования спутника Марса Фобоса. Он был утерян на пути к Марсу в результате ошибочной команды 2 сентября 1988 года .
«Фобос-2». Дата запуска 12.07.1988 г. Масса аппарата 5000 кг. КА вышел на орбиту искусственного спутника Марса в январе 1989г. и совершил ряд орбитальных маневров при сближении с Фобосом. Получено 38 изображений Фобоса с разрешением до 40 м, измерена температура поверхности Фобоса, составляющая в наиболее горячих точках 30С. К сожалению осуществить основную программу по исследованию Фобоса не удалось. Связь с аппаратом была потеряна 27 марта 1989г.
«Марс-96». Дата запуска 16.11.1996. Марс 96 состоял из ОКА, двух СКА и двух КА для исследований грунта, которые должны были достичь Марса в сентябре 1997 года. Ракета-носитель успешно взлетела, но как только добралась до орбиты Земли, четвертая ступень преждевременно загорелась и отбросила зонд в неизвестное направление. Отличительной особенностью проекта было применение пенетраторов. Это была совершенно новая технология, хотя идея использования пенетраторов («проникателей») в космической технике обсуждалась давно.
Суть состоит в том, что небольшой аппарат, заключенный в прочный цилиндрический корпус, на огромной скорости входит в грунт, пронзая его на некоторую глубину. Перед входом в атмосферу наполнялось газом надувное тормозное устройство, а в момент удара о поверхность планеты происходило разделение двух частей пенетратора: внедряемой, проникающей на глубину до 4-6 м, и хвостовой, остающейся в поверхностном слое грунта, после посадки из хвостовой части зонда выдвигалась передающая антенна с телекамерой и датчиками научной аппаратуры.
