1. Objetivos de la Misión

Los objetivos primarios de la misión Mars 1M No.1 eran fundamentalmente de carácter ingenieril y científico, diseñados para una trayectoria de sobrevuelo (flyby) de Marte[cite: 20]:

Ingeniería:

• Validar la plataforma de nave espacial interplanetaria de primera generación (Serie 1M).
• Probar sistemas de control de actitud de tres ejes en el espacio profundo.
• Evaluar la viabilidad de la comunicación a larga distancia (interplanetaria).
• Probar el rendimiento del nuevo vehículo de lanzamiento Molniya y la etapa de escape Blok-L.

Científicos:

• Obtener imágenes de la superficie de Marte durante el sobrevuelo[cite: 20].
• Medir el campo magnético interplanetario y buscar un campo magnético marciano.
• Estudiar el espectro del viento solar y los rayos cósmicos fuera de la magnetosfera terrestre.
• Detectar la tasa de flujo de micrometeoritos.
• Buscar indicios de materia orgánica mediante espectrorreflectometría.

2. Especificaciones de la Sonda (Plataforma Mars 1M)

La sonda Mars 1M fue el primer diseño de sonda para el espacio profundo desarrollado por la oficina OKB-1.

• Masa Total: 640 kg
• Masa del Paquete Científico: 10 kg
• Arquitectura: Un módulo cilíndrico presurizado y sellado herméticamente (0.9 m de diámetro, ~2 m de altura) que albergaba la aviónica principal y las baterías. Este diseño se utilizó para simplificar el control térmico.
• Control de Actitud: Sistema de estabilización en tres ejes. La orientación se determinaba mediante un sensor solar principal y sensores estelares secundarios. La actuación se lograba mediante propulsores de gas nitrógeno frío y ruedas de reacción.
• Energía: Dos paneles solares (área total de 2 m²) que cargaban un conjunto de baterías de plata-zinc.
• Comunicaciones: Antena principal de alta ganancia (HGA) en forma de rejilla parabólica para telemetría y transmisión de imágenes, complementada por antenas de baja ganancia (LGA) omnidireccionales.
• Propulsión: Un sistema de corrección de trayectoria (KDU) basado en un motor de bipropelente (UDMH/Ácido Nítrico) diseñado para una única corrección a mitad de camino (TCM).

3. Instrumentación Científica

El paquete de instrumentos de 10 kg incluía:

• Magnetómetro de Puerta de Flujo (Fluxgate): Montado en un brazo para minimizar la interferencia magnética de la sonda.
• Contador de Centelleo y Contador Gaseoso: Para medir la radiación de rayos cósmicos.
• Detector de Micrometeoritos Piezoeléctrico: Para registrar partículas.
• Trampa de Iones: Para medir las características del viento solar.
• Espectrorreflectómetro: Para analizar la luz reflejada en busca de bandas de absorción asociadas con hidrocarburos (un intento temprano de buscar biofirmas).
• Sistema de Imágenes (Cámara de TV): Diseñado para activarse durante el sobrevuelo.

4. Vehículo de Lanzamiento y Etapa de Escape

La misión requirió el desarrollo de una nueva variante del lanzador R-7, el Molniya 8K78. Este vehículo de 4 etapas constaba de:

• Etapas 1 y 2 (Blok B, V, G, D y Blok A): La configuración estándar del R-7.
• Etapa 3 (Blok-I): Una nueva tercera etapa más potente, derivada de la etapa Blok-E del cohete Vostok, pero usando un motor RD-0107 más eficiente.
• Etapa 4 (Blok-L): Una etapa de escape fundamental. Fue diseñada para encenderse en una órbita de estacionamiento terrestre (LEO) para inyectar la sonda en una trayectoria de escape hiperbólica hacia Marte.

5. Análisis del Fallo de Lanzamiento

1. Secuencia Inicial (T=0 a T=300 s): El lanzamiento se produjo el 10 de octubre de 1960. Las etapas 1 y 2 del vehículo Molniya funcionaron nominalmente, separándose correctamente. La tercera etapa (Blok-I) inició su encendido según lo previsto.
2. Evento de Falla (T+309 s): Durante el funcionamiento de la tercera etapa, se produjo un fallo catastrófico en el sistema de control de vuelo.
3. Causa Raíz: El análisis post-vuelo determinó que la causa principal fueron vibraciones longitudinales resonantes (oscilaciones Pogo) que no habían sido anticipadas durante las pruebas en tierra. Estas vibraciones excedieron los límites de tolerancia del sistema de guiado giroscópico (STN-1) de la etapa.
4. Resultado de la Falla: Los giróscopos desestabilizados transmitieron comandos erróneos, llevando a una pérdida total del control de actitud. El vehículo se desvió de su trayectoria programada. El motor de la tercera etapa se apagó prematuramente[cite: 23].
5. Impacto: El cohete no logró alcanzar la órbita de estacionamiento terrestre. La cuarta etapa (Blok-L) y la sonda Mars 1M No.1 nunca tuvieron la oportunidad de activarse. La carga útil y las etapas superiores se destruyeron durante la reentrada atmosférica sobre el este de Siberia.

6. Conclusión Técnica

La misión Mars 1M No.1 fue un fracaso de lanzamiento. El fallo se atribuye directamente a un fenómeno de aeroelasticidad (vibraciones Pogo) en la tercera etapa del lanzador, que indujo un fallo en el sistema de guiado. La nave espacial y sus sistemas nunca fueron probados en el entorno interplanetario. La URSS no reconoció públicamente el lanzamiento ni su objetivo; la inteligencia estadounidense rastreó el lanzamiento fallido y lo designó como Korabl 4.