1. Objetivos de la Misión

Al ser la misión hermana de Mars 1M No.1, sus objetivos primarios eran idénticos, diseñados para una trayectoria de sobrevuelo (flyby) de Marte:

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.
• 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. Las especificaciones de Mars 1M No.2 eran idénticas a las de su predecesora.

• 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 utilizó el mismo modelo de lanzador que su predecesora, el Molniya 8K78.

• Etapas 1 y 2 (Blok B, V, G, D y Blok A): La configuración estándar del R-7.
• Etapa 3 (Blok-I): Una 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 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: El lanzamiento se produjo el 14 de octubre de 1960, solo cuatro días después del fracaso de Mars 1M No.1.
2. Evento de Falla: Durante el ascenso, se produjo un fallo en la segunda etapa (Bloque A) del cohete Molniya.
3. Causa Raíz: El análisis determinó que una fuga de oxidante (oxígeno líquido criogénico) en la segunda etapa fue la causa principal.
4. Resultado de la Falla: El oxígeno líquido derramado se filtró y entró en contacto con las líneas de combustible de la etapa superior. Esto provocó que la línea de combustible de queroseno destinada al motor de la tercera etapa (Blok-I) se congelara sólidamente.
5. Impacto: Aunque las etapas 1 y 2 se separaron, la tercera etapa no pudo encenderse debido a la línea de combustible congelada. El vehículo no logró alcanzar la velocidad orbital.
6. Destino: La carga útil (Mars 1M No.2) y las etapas superiores del cohete no alcanzaron la órbita terrestre y fueron destruidas en la reentrada atmosférica.

6. Conclusión Técnica

La misión Mars 1M No.2 fue un fracaso de lanzamiento[cite: 271]. A diferencia de su misión hermana, que falló debido a vibraciones en la tercera etapa [cite: 22], este fracaso se originó por un problema de fontanería (fuga de oxidante) en la segunda etapa, que tuvo un efecto en cadena impidiendo la ignición de la tercera etapa. La sonda nunca tuvo la oportunidad de ser probada. La URSS no reconoció públicamente este intento, que fue rastreado por la inteligencia occidental como Korabl 5.