АННОТАЦИЯ

Простая оценка на коленке говорит, что такое возможно: один перелёт, 6 человек, 16 однонедельных посадок, ничего не выбрасывается, минимальные технологические разработки (но с достаточной уверенностью успеха), без новых ракет, до 8 миллиардов долларов расходов на запуск, с началом через 5 лет.

Это описание миссии представляет собой разработку «карандашом» с чистого листа. Отличия от других исследований: (1) старое оборудование и подрядчики не рассматриваются, (2) число новых разработок минимально, и (3) максимум самодостаточности на каждом этапе.

Рассчитаны только прямые затраты на запуск: менее 8 миллиардов долларов. Величина для всей программы может быть в 3-4 раза больше, если она выполняется простым и эффективным исполнителем. Все активы миссии многоразовые, и остаются на месте вокруг Земли и Марса до следующих миссий для дозаправки и повторного использования.

ПОСЛЕДСТВИЯ НАЧАЛЬНЫХ ПРЕДПОЛОЖЕНИЙ

В инженерии хорошо известно, что выдвинутые на начальном этапе предположения полностью управляют достигаемыми результатами. Измените их, и результаты совершенно изменятся. Сделать правильные предположения — решающе значимо для успеха.

Предположения, сделанные для этого рассмотрения, весьма отличаются от предположений других марсианских исследований, о которых автор читал или слышал. Поэтому неудивительно, что полученные здесь результаты значительно расходятся с ожиданиями большинства людей, сведущих в этой области. Эта разница не делает результаты необъективными!

ОГРАНИЧИВАЮЩИЙ АНАЛИЗ

Это исследование выполнялось с помощью расчёта по электронной таблице. Здесь представлен только ограничивающий анализ или технико-экономическое обоснование. Это означает, что результаты в целом правильные (для предположения), в то время как детали могут быть не вполне точны.

Итоговая разработка модульного транспорта и плана полёта, представленных здесь, фактически уменьшает воздействие частностей и имеет небольшое отличие от изначальных расчётов. Нужно просто перестроить порядок модулей, чтобы справиться с изменениями. Следующие четыре исходных положения полностью расходятся с таковыми у большинства других исследований. Два последних ставят вопрос: «как будет выглядеть разработка с чистого листа, учитывая все технологии, знания, оборудование и опыт, накопленный за последние 50 или 60 лет?».

Какова соответствующая цель миссии для эффективного исследования другого мира?

Средства обеспечения безопасности экипажа и самоподдержки должны иметь первостепенное значение в разработке.

Использование устаревшего оборудования абсолютно не планируется (но допускается при необходимости).

Использование устаревшей инфраструктуры (у подрядчиков) не требуется (но допускается, если необходимо).

ОБЩИЕ РЕЗУЛЬТАТЫ

Из одной миссии, отправленной на Марс с помощью четырёх аппаратов (один с экипажем), мы смогли бы достичь серьёзных научных результатов при 16 посадках, широко разнесённых по поверхности.

Возможность самопомощи или эвакуации разработана для каждого этапа миссии насколько возможно. Только для спуска/подъёма аппарата нет учёта поломки двигателя.

Не требуются ракеты больше или дороже, чем SpaceX Falcon 9 heavy для запуска частей этой миссии на низкую околоземную орбиту (НОО). Она должна начать полеты в 2012 году (материал 2011 года – прим.перев.).

Все активы миссии (включая пустые топливные баки) остаются либо на низкой марсианской орбите (НМО), либо на НОО для использования на будущих миссиях или проектах.

Количество запусков модулей на НОО для сборки таково, что прямые затраты на запуск не превышают 8 миллиардов долларов (2010 года), если основываться на данных, опубликованных на веб-сайте SpaceX в 2010 году, когда были сделаны расчёты (Следует отметить, что SpaceX обновил как полезную нагрузку, так и стоимость на 2011 год. Затраты на Falcon-9-heavy примерно те же, но полезная нагрузка на НОО теперь больше, чем предполагалось изначально).

Существует только одна технология, необходимая для выполнения этой миссии как запланировано: «космический двигатель горячей тяги» подходящий для очень быстрого пилотируемого перелёта в один конец. Стоит отметить, что ни эта технология, ни другие не требуют развития с нуля.

Модульные конструкции и компоненты транспорта для миссии к Марсу также пригодны и для использования (в том или ином сочетании) для полетов к Венере, Меркурию, или околоземным объектам (ОЗО), объектам на орбите Марса, или где время пути у пилотируемого аппарата меньше одного года.

При правильном подходе эта миссия может быть совершена всего лишь через 5 лет.

В следующих разделах описывается, как можно достичь таких результатов.

В ЧЁМ ЗАКЛЮЧАЕТСЯ ЦЕЛЬ?

Это не «миссия со следами, флагами и сбором поверхностных образцов породы в карманы». Так было при посадке лунных «Апполонов». По здешнему плану обеспечивается больше участков посадки с более длительным пребыванием, с реальной наукой на месте и сбором проб с глубины буровой установкой.

Необходимость делать всё таким образом исходит из анализа того, что «настоящее исследование» на самом деле требует. Этот анализ основан на наиболее успешной модели, начавшейся 500 лет назад с исследования и колонизации Нового Света из Европы. На рис. 1 представлен весь процесс от исследования до колонизации. Там перечислены цели, характеристики и набор параметров, различающиеся на каждом этапе.

Рис. 1 Самая успешная модель исследования и колонизации на сегодняшний день

Рис. 1 Самая успешная модель исследования и колонизации на сегодняшний день

Цель исследования требует ответов на два важнейших вопроса, ответов требующихся для принятия какого-либо рационального решения относительно последующей деятельности. Эти два обманчиво простых критических вопроса (на рисунке 1) следующие:

«Что там вообще есть?»

«Где именно?»

Можно считать, что не было двух таких мест на Марсе, куда мы отправляли зонды, и в которых получались одинаковые результаты «типичной» картины на планете. То же самое было бы верно, если бы мы проводили похожие исследования в различных местах на Земле. Ни здесь, ни там, ни где-либо ещё нет двух одинаковых мест.

Это, и огромные расходы на космический полёт, как нам известно, приводят сразу к наиболее важному условию разрабатываемого полёта, то есть к миссии с большим количеством посадок на широко разделённых участках, и всё в одной миссии. Это представлено на рис. 1.

Это требование нескольких посадок и одного перелёта отличается от любой идеи марсианского полёта, которую видел автор, начиная с фильма Диснея 1956 года о полёте на Марс.

ДОСТУПНЫЕ ВАРИАНТЫ

Есть варианты для областей работ. Такие же варианты были доступны разработчикам «Аполлона». Рис. 2.

2

Рис.2 Выбор как организовать миссии программы «Апполон»

Историческая идея заключалась в прямом перелёте одиночного аппарата на Луну. Это была также первоначальная базовая идея конструкции Аполлона. Весь корабль Аполлон сам был ещё и спускаемым аппаратом, и требуемая для запуска ракета была огромной разработкой под названием «Нова», и никогда не была построена.

Из-за принятия на вооружение «стыковки на орбите Земли», и планирования дозаправки одного корабля другим на НОО, размеры необходимой ракеты-носителя резко сократились, и совпали с Сатурном-5, и развывшемся в дальнейшем. Согласно этому плану, потребовалось два Сатурна 5, чтобы отправить трёх людей на поверхность Луны. Это была ведущая концепция «Апоолона» до середины 1960-х годов.

Прорыв произошел с понятием «стыковки на орбите Луны», спланированной за пределами НАСА. В этой версии большая часть Аполлона оставалась на лунной орбите, и просто отправляла спускаемый аппарат. Только один Сатурн-5 требовался, чтобы отправить миссию на Луну в этом варианте. Это стало окончательной концепцией «Апполона», о которой мы так тепло вспоминаем.

Влияние стыковки на лунной орбите заключалось в резком уменьшении веса, отправляемого к Луне, и при этом еще и уменьшался размер ракеты. Эффект стыковки на земной орбите заключался в снижении размера пусковой установки для любого забрасываемого веса. Это сработало бы для дозаправки или сборки на НОО. В «Аполлоне» использовали один вариант, не оба.

Полёт в одну сторону на Марс не очень требователен, особенно для беспилотного зонда. Что мы видим уже несколько десятилетий. Двусторонний перелёт гораздо более требователен: обратите внимание, что этого не было ни разу даже с беспилотными зондами. Полет с людьми и поддержание их жизни существенно более требовательно, чем двусторонний беспилотный перелёт — это большое препятствие.

Так почему бы не объединить оба подхода в одну миссию, так что большую пилотируемую миссию можно будет отправить с возвратом, и всё также потребуются доступные приемлемо-небольшие ракеты? Рис. 3.

Рис.3 Использование сборки на НОО и спускаемых аппаратов, чтобы уменьшить размер ракет

Рис.3 Использование сборки на НОО и спускаемых аппаратов, чтобы уменьшить размер ракет

Вот такое очертание принимает данное исследование: сборка транспорта на НОО, и использование спускаемых аппаратов на низкой орбите Марса (НМО). Ракеты класса «Saturn-5» или «Нова» не потребуются. Все может быть запущено ракетой «Falcon-9-Heavy» (более или менее сопоставимой со старым «Сатурном-1Б», Falcon должен полететь к 2012 году) или «Falcon-9» (уже летает). Некоторые малые части можно даже запустить ракетой «Falcon-1» (тоже уже летает).

ОГРАНИЧЕНИЯ НА КОНСТРУИРОВАНИЕ

К ним относятся вопросы жизнеобеспечения, безопасности экипажа и самообеспечения, доступный выбор ракет-носителей, и нужно ещё уменьшить вес спускаемых аппаратов при максимальном количестве посадочных площадок.

Вопросы жизнеобеспечения

Вопросы жизнеобеспечения приведены на рисунке 4. Они включают в себя достаточное пространство (объем) для уединения и комфорта, и способ обращаться с расходными веществами, такими как кислород, вода, еда и отходы человеческой жизнедеятельности, искусственную гравитацию, радиационную и метеоритную защиту. Всё это в какой-то мере вопросы времени.

4

Рис. 4 Вопросы жизнеобеспечения в зависимости от времени

Жилое пространство

Надлежащее жилое пространство часто не принимается во внимание в передовых космических разработках. Примером может служить двухлетняя миссия на околоземной орбите из четырёх человек в двух состыкованных капсулах «Орион». Пространство на человека будет только немного больше, чем в капсуле Аполлона, отправленной на Луну — такого было достаточно для двухнедельного путешествия, но не для заметно дольшего. Спросите любого заключенного, который когда-либо отбывал срок в одиночной камере, и он скажет вам, насколько этот вопрос важен. Принятый в этом исследовании объём задаётся примерно в половину того объёма на человека, который был доступен на старой космической станции «Скайлэб», «супер вместительной» для 3 людей, пребывающих там до 180 дней.

Расходные материалы

Что касается расходных материалов, то мы не понимаем, как построить замкнутую экосистему, но у нас есть ограниченное понимание рециркуляции воздуха и воды. С увеличением времени полёта, появляется некая компромиссная точка, за которой замкнутая экосистема приводит к снижению забрасываемого веса. Ниже этой точки легче поставлять еду извне. Есть и то, что мы еще не знаем: как достаточно долго хранить еду, именно дольше чем полтора года. Кроме того, существует опасность столкновения с мусором: его нужно выкидывать только при изменении скорости, когда траектория мусора разойдётся с траекторией космического корабля.

Искусственная сила тяжести

Наши критерии искусственного притяжения ужасно не точны (после 40 лет полётов человека на НОО, можно думать, что мы провели эксперименты, но это не так). До сих пор нет прямого и достоверного ответа на вопрос «Сколько g хватит?». Мы только понимаем, что скорость вращения в районе 4 оборотов в минуту — это примерно тот максимум, что человек может протерпеть долгий срок.

При полном отсутствии лучших данных, мы должны использовать 1g при 4 оборотах в минуту, что приводит к радиусу около 56 метров. Неважно, рассматриваем ли мы связанные кабелями модули, или связанные вставками, или просто огромный корабль нужного диаметра, все, что мы делаем с радиусом 56м будет большим, тяжёлым, громоздким, ограничивающим полётные манёвры, и трудноустанавливаемым на НОО.

Этика требует, чтобы мы использовали критерий с 1g, потому что мы просто не знаем, какой уровень g подходит. Мы не знаем, подходит ли 0,38g на Марсе.

Но у нас есть данные от различных космических станций на НОО, говорящие, что выдержка с 0g до около года — это терпимо, с учётом упражнений. Только это говорит о сокращении времени миссий во избежание потребности в искусственной силе тяжести.

Радиация

Радиация бывает двух видов: разреженный поток высокоэнергетических частиц космического излучения, от которого практически невозможно защититься ни при каких известных обстоятельствах, и большие краткие вспышки солнечного излучения, с гораздо меньшими энергиями, таким образом легче экранируемые. Оба потока смертельно опасны за пределами поясов Ван Аллена.

Короткая длительность полёта ограничит дозу космического излучения. Соответствующая защита различной толщины из разных материалов может обеспечить прикрытие от солнечных излучений. В Аполлоне угроза космических лучей учитывалась очень коротким временем полёта. Угроза солнечных вспышек была проигнорирована. Случись вспышка во время миссии «Аполлон», экипаж умер бы страшной смертью в течение нескольких часов.

Для гораздо более длительного путешествия на Марс подход теперь ясен: сократить время миссии насколько возможно из-за воздействия космических лучей, и обеспечить эффективную защиту при солнечных вспышках.

Метеоритная защита

Метеоритная защита необходима против угрозы, которая всё более возрастает с течением времени. Недавние эксперименты показали, что чередующиеся слои металлической фольги и малоплотной пены действительно останавливают небольшие объекты, как можно заключить из недавних выпусков «Nova ScienceNow» на PBS.

Жизнеобеспечение

Каждый из этих вопросов, а также то, что в настоящее время мы знаем, как сделать, указывают на сокращение общего времени перелёта до менее одного года для пилотируемых аппаратов. Это время несовместимо с минимальной энергией на перелёт, которую могут обеспечить обычные химические двигатели. Таким образом, некое «усиление (двигатели горячей тяги)» действительно является жестким требованием жизнеобеспечения для пилотируемых полетов на Марс в настоящее время.

Возможности обеспечения безопасности и самоподдержки экипажа

Безопасность и самоподдержка экипажа – это то, что многие другие исследования не рассматривали, в отличие от представляемого. При прочих равных условиях, безопасность в данном исследовании всегда определяет конечное решение. Это главное требование к разработке. Мы этически обязаны рассматривать наилучший из видимых рисков. Это означает, что нужно закладывать возможности самоподдержки или отмены на каждом этапе миссии. Помните, при нынешнем состоянии техники, как только этот экипаж покинет НОО, не будет никакой практической возможности помогать из дома.

Следующий список критериев безопасности также в значительной степени является списком правил полёта.

3 человека на НМО контролируют трёх человек на поверхности (при этом делают науку на орбите).

Должен быть хотя бы один посадочный пункт в резерве для помощи (отправка троих даёт возможность потерять одного, но завершить всю миссию).

Использование конструкции с несколькими двигателями там, где это возможно, чтобы справляться в непредвиденных ситуациях.

Палуба космического корабля является ещё и укрытием от солнечной радиации (обеспечивает выполнение важных манёвров независимо от солнечной погоды).

Использование резервных возвращаемых «шлюпок» (в случае поломки), которые также способны на максимально быстрый свободный «спасательный» возврат, в случае если окончательный запуск двигателя и выход на НОО провалится.

Корабли должны иметь достаточно топлива, чтобы быстро пролететь в обе стороны, на всякий случай, если стыковка на НМО не удастся.

Можно отправить беспилотные средства впереди «отсатющего корабля» и стыковаться с ними по пути.

Доступные размеры и цены ракеты-носителя

Ограничениями при проектировании миссии являются также размеры конструкций и расходы. Эти ограничения применимы для используемых сейчас ракет, либо для тех, что будут использоваться в ближайшие два-три года. Список на рис. 5 довольно представительный на текущий момент. Для данного плана миссии, размер модуля для стыковки и сборки (и, таким образом, количество носителей) устанавливается величиной полезной нагрузки ракеты. Наибольший (и дешёвый) в списке — Falcon-9 Heavy от SpaceX. Данные 2010 года с сайта SpaceX, используемые в данном исследовании показали, что Falcon-9 Heavy может отправить 32 метрических тонны полезной нагрузки на НОО с мыса Канаверал (В 2011 году SpaceX повысил этот показатель до 53 метрических тонн, примерно с той же стоимостью, что в 2010 году).

Рис.5 Данные ракет

Рис.5 Данные ракет

Затраты на килограмм полезной нагрузки гораздо ниже у носителей SpaceX, чем у любых других, что летают сейчас или полетят в ближайшее время. Соответственно, Falcon-9 Heavy (данные 2010 года) установил в этом исследовании вес модуля в 32 тонны. Модифицированные капсулы возврата экипажа Dragon и другие 10-тонные предметы запускаются на Falcon-9, а любые 1-тонные предметы летят на Falcon-1. Всё может быть немного дешевле, если разработку доведут до 53-тонных модулей, в соответствии с данными SpaceX 2011 года, но автор не учитывал этого. Поэтому данное исследование более консервативное, чем должно быть.

Просто для сравнения, данные по старому семейству «Сатурнов» (не показаны на рисунке, так как они больше не существуют) показывают 119 метрических тонн, доставляемых на НОО у Сатурна-5, и 20,8 метрических тонн у Сатурна-1Б (примерно промежуточное между Falcon-9 и Falcon-9 Heavy).

Минимизация посадочного веса

Подход играет очень большую роль в минимизации забрасываемого на Марс веса. Требования увеличить число посадок при минимизации посадочного веса кажутся противоречивыми, если только не думать нестандартно: требуется многоразовые спускаемые аппараты, так что несколько смогут посетить много мест. Эти машины должны быть прочной конструкции, и содержать оборудование, которое обычно не ассоциируются с летательными аппаратами, например, ноги жёсткой посадки, какое-то устройство дозаправки и большой погрузочный кран.

Атмосфера Марса слишком тонкая, чтобы обеспечить большое аэродинамическое торможение для большого объекта, но слишком толстая, чтобы игнорировать её. Это исследование предполагает спуск и подъем ракеты, как если бы планета была безатмосферной. Тем не менее транспортные средства потребуют некоторой теплозащиты во время спуска. Это еще одна причина почему было принято 20% упрочняющей нагрузки.

Требование скорости в обе стороны составляет около 8 км/с без изменения плоскости и почти 12 км/с при 30-градусном изменении плоскости. С износостойкостью и химическим движением одиночная ступень невыполнима. С химическим движением, многоразовая вторая ступень применима, если отправлять множество одиночных первых ступеней. По мере увеличения количества требуемых посадок всё быстро утяжеляется.

Другим вариантом является более высокий удельный импульс, с «предполагаемыми» двигателями, как у ракет на ядерных двигателях (РЯД). Старые РЯД типа «NERVA» с твёрдым заполнителем так или иначе широко испытывались в полевых условиях с 1959 по 1973, и при одном или двух годах полетов планировались в качестве замены для ступени Сатурна S-IVB. В итоге были продемонстрированы производительность и тяга, дающие одноступенчатый многоразовый спускаемый аппарат, применимый в данном проекте, который является самым лёгким вариантом при большом количестве посадок. Рис. 6.

Рис.6 Почему есть смысл использовать многоразовую ядерную ступень

Рис.6 Почему есть смысл использовать многоразовую ядерную ступень

Как только принято решение по двигателям посадочного аппарата, можно делать точные выводы как лучше использовать его для достижения поставленных ранее целей миссии. Это исследование предполагает экипаж из троих, расходные материалы на неделю, автомобиль-марсоход и несколько небольших роботов-марсоходов, раскладную базу, и какое-нибудь научное лабораторное оборудование, всё весом в районе 6 тонн. Доля полезной нагрузки 10%, тогда можно оценить спускаемый аппарат в 60 тонн, полностью загруженный и заправленный топливом, с наибольшим диапазоном изменения плоскости спуска. Постройки «упрочнённо-надувные», как уже полетевшие надувные модули «Bigelow Aerospace».

Причина надувных построек — это радиация, присущая ядерным двигателям. В то же время она достаточно низкая, чтобы проводить полёты, но есть воздействие, которое нужно избежать во время недельного пребывания на поверхности. В итоге, при данном рассмотрении идея в том, чтобы упаковать всё снаряжение в автомобиль-марсоход и разбить лагерь на безопасном расстоянии от спускаемого аппарата, скажем, в километре-двух. Развёртываемая постройка была бы значительно легче, чем спуск аппарата на химических двигателях. Полевой наукой можно заниматься на месте в среде для нахождения без скафандра с помощью оборудования внутри надувных построек.

Это исследование предполагает, что каждый экипаж из трех человек будет включать: пилота/инженера, геолога/геохимика, биолога/биохимика. Эти люди будут обучены по разным направлениям, чтобы помогать или замещать друг друга при необходимости. Марсоход-автомобиль или робот будет собирать образцы и данные удалённо от лагеря, с последующим анализом на базе. На марсоходах ставится буровая установка, так что образцы можно доставать на глубине, возможно и на километре вниз, если необходимо. Идея, как упоминалось ранее —  определить, что там вообще есть, и где именно оно находится на посадочной площадке. Каждая посадка формально предусматривает недельные работы. Остались только вопросы отходов и маяков, чтобы будущие миссии могли их использовать для повторных посещений площадки.

Сценарий исследований типа «посадочные аппараты и базы» изображен на рисунке 7. Это лучший способ ответа на два фундаментальных вопроса исследований, с наименьшим спускаемым на Марс весом.

Рис.7 Схема рабочей площадки с одноступенчатым ядерным спускаемым аппаратом

Рис.7 Схема рабочей площадки с одноступенчатым ядерным спускаемым аппаратом

БОЛЬШИЕ ЧАСТИ

Посадочный аппарат

Набросок посадочного аппарата «как-то» представлен на рисунке 8. На этом рисунке показан вес и его распределение, показано, откуда появились некоторые из этих оценочных цифр, а также оценена производительность двигателя у РЯД. Время разгона (приёмистость двигателя) полностью загруженного аппарата позволит преодолеть гравитацию на поверхности Марса вскоре после запуска двигателя. Окончательное ускорение при выгорании топлива у аппарата будет вполне терпимым для людей, даже тех, кто подвергался воздействию микрогравитации.

Рис.8 Структура и данные по многоразовому спускаемому аппарату

Рис.8 Структура и данные по многоразовому спускаемому аппарату

Форма этого корабля должна быть довольно приземистой и тучной, для того чтобы увеличить механическую устойчивость на посадочных ножках. Под действующей кабиной экипажа находится грузовое пространство с оборудованием. Эти части и топливная нагрузка должны создать достаточное экранирование радиации на коротких промежутках спуска и подъёма

Вес топлива достаточен для манёвров изменения плоскости до 30 градусов за пределами стационарной орбиты. Большая часть поверхности Марса находится в пределах досягаемости, даже полюса, в зависимости от наклона стационарной орбиты. Расчетные показатели и требования изображены на рисунке 9.

Рис.9 Оценки и требования для многоразового спускаемого аппарата

Рис.9 Оценки и требования для многоразового спускаемого аппарата

Пилотируемый межпланетный корабль

Пилотируемый корабль включает в себя обитаемую зону, транспортные средства возвращения экипажа, топливные модули, а также двигатели горячей тяги. Все части в этом описании полагаются суммарной массой в 32 тонны, собираются стыковкой на НОО, как собиралась Международная космическая станция (МКС).

Жилые отсеки

Обитаемые отсеки представляют собой три модуля, изображённые на рисунке 10. Один из них-командная палуба, окруженная цистернами воды и сточных вод плюс немного стальной плиты для укрытия от радиации при солнечной активности. Здесь есть место для всех 6 человек, плюс запас питания на день или два для экстренных случаев. Это позволит выполнить важные полётные манёвры, независимо от солнечной «погоды».

Рис.10 Схема трёхмодульной обитаемой части

Рис.10 Схема трёхмодульной обитаемой части

Еще один модуль — основная жилая часть, которая очень просторна, чтобы дать необходимое свободное пространство на одного человека. Камбуз, некоторые расходники и оборудование для физических упражнений находятся в этом модуле. «Очень просторна» подразумевает «на расстоянии друг от друга» в жилом пространстве, что-то пропущенное у обычных критериев жилого объёма.

Третий модуль — спальное общежитие и модуль хранения упакованных расходных материалов. В одном этом модуле хранится чуть больше годового запаса всего необходимого. Здесь нет свободного пространства.

Нет участков искусственной силы тяжести, так как вся конструкция задумана для общего времени полёта в 1 год или меньше. Основная часть миссии на Марс запланирована на 9 месяцев.

Суммарно вся среда имеет массу 96 метрических тонн, вполне сопоставимых со старым пространством станции «Скайлэб», хотя по форме рассматриваемая конструкция меньше, чем этот «Скайлэб».

Средства возврата экипажа

К одному концу обитаемых модулей пристыковываются две несколько изменённые капсулы SpaceX Dragon в качестве кораблей возвращения экипажа. Их основная роль — простое возвращение с НОО после того, как пилотируемый корабль вернётся к Земле . Тем не менее, в случае, если окончательное «дожигание» к НОО не удастся, то эти капсулы должны также служить в качестве экстренных средств спасения повышенной скорости. Это может потребовать немного более мощную тепловую защиту, поскольку скорость возвращения при 75-дневном перелёте составляет не менее 16 км/сек. Одна капсула может нести всех шестерых человек экипажа, два корабля используются для дополнительной безопасности.

Эта экстренная роль также потребует значительной возможности изменить скорость у капсулы с двигателями «Darco», для того, чтобы правильно войти в атмосферу и уйти от опасной траектории. С этой точки зрения, автор «раскопал» довольно точные данные о герметичных и негерметичных помещениях, используя сведения о «Dragon» с сайта «SpaceX». Для описываемого применения, негерметичное пространство может быть заполнено дополнительными топливными баками, соединёнными с двигательной системой. Результат даёт характеристическую скорость орбитального манёвра (с 6 людьми на борту) ближе к 2 км/с, а не «складской запас» чуть меньше 1 км/сек. Рис. 11.

Рис. 11 Модифицированные капсулы Dragon для обычного и экстренного возвращения экипажа

Рис. 11 Модифицированные капсулы Dragon для обычного и экстренного возвращения экипажа

Общий модуль топливного бака

Есть общая конструкция топливных модулей для пилотируемых и беспилотных аппаратов. Как показано на рисунке 12, это 32-тонные закрепляемые и заправляемые модули. Каждый модуль — криогенный сосуд Дьюара с двойными стенками, противометеорной защитой из пены и фольги, которые также являются теплоизоляционным слоем на обшивке. Каждый модуль имеет свой собственный криогенный охладитель на солнечной энергии для поддержания жидкого водородного топлива холодным длительное временя. Каждый модуль также оснащён «ремнабором» с трубами и штуцерами, так, что соединения и перекрестия могут подключаться по мере необходимости во время сборки на НОО, или где угодно ещё. Нужно рассмотреть структурные нагрузки для ускорения конструкции от 20 до 25 модулей. Дополнительная доля веса в 10% задаёт все эти дополнительные элементы.

Рис.12 Черновой макет общего топливного модуля

Рис.12 Черновой макет общего топливного модуля

«Двигатели горячей тяги»

Базовой идеей схемы «двигателя горячей тяги» является концепция газофазного ядерного реактивного двигателя, что работала ещё 40 лет назад в рамках проектировавшегося корабля вместе с ядерной ракетой «NERVA» на твёрдом топливе. Смотри рисунок 13, чтобы увидеть «обрисовку» этого устройства. На уровнях мощности реактора, превышающих удельный импульс 2000 с, регенеративное охлаждение считалось недостаточным, поэтому нужно было подключать радиатор отработанного тепла, что снизило тяговооружённость двигателя до менее единицы.

Это не развитие «с нуля», так как и управляемость газофазного деления, и схема удержания уранового шара внутри камеры были продемонстрированы десятилетия назад. Но, это не «верняк», поскольку они никогда не тестировались в одной конструкции. Разработки длились ещё около двух лет, после того, когда в 1972 году пришёл приказ закрыть проект.

Тогда это устройство считалось «достаточно вероятным», чтобы стать серьезным кандидатом на марсианскую миссию, которая планировалась на 1980-е годы. Данные, предполагавшиеся для этого марсианского двигателя (насколько автор их помнит), приведены на рис.13.

Рис.13 Схема газофазной термоядерной ракеты

Рис.13 Схема газофазной термоядерной ракеты

Газофазная ядерная ракета «без гарантий» требует, чтобы что-то ещё разрабатывалось параллельно. Ракета с электромагнитным ускорителем с изменяемым удельным импульсом (VASIMR) была испытана бывшим астронавтом Франклином Чанг-Диасом, и вскоре может быть испытана на МКС на уровне мощности в 200 кВт. По сравнению с газофазными ядерными ракетами этот прибор имеет более высокие возможности по удельному импульсу, с меньшей тягой на массу конструкции.

Риском здесь является не VASIMR как таковой, а источник электроэнергии для запуска. Может потребоваться увеличенный и много раз повторённый (для достаточной тяги) усиленный двигатель для этой миссии, вполне вероятно, что потребуется несколько МВт. У вас просто не будет солнечных батарей или радиоизотопных генераторов. Нужна настоящая атомная электростанция. Мы их уже строим, только не в пригодном для космических полётов виде. Так что летающая электростанция – то, что даст настоящее развитие, если использовать VASIMR.

Водород — это топливо для передовой усиленной газофазной ядерной ракеты. Для другого варианта – VASIMR’а, топливом является аргон. Приведённый топливный модуль мог бы использоваться с любым криогенным сжиженным газом, и быть важным фактором выбора двигателя.

Другие соображения, влияющие на разработку

Эта миссия спланирована и рассчитана так, что ничего не сбрасывается, даже использованные топливные модули. Эти баки — сосуды под давлением, и могут быть открыты в космосе для очистки. Пустые баки остаются на НМО от беспилотных аппаратов, и на НОО, как часть пилотируемого транспорта. Эти части могут быть заправлены и повторно использованы, или они могут быть преобразованы в обитаемые герметичные отсеки.

Объём с возможностью накачки давления будет полезен в космосе или в других мирах, годы спустя. Герметичные топливные баки никогда, ни при каких условиях, никаким образом не должны быть потрачены в пустую! Они могут, в конечном счёте, быть использованы в качестве строительного и конструкционн0ого материала, который уже не запустят.

ПЛАН МИССИИ

Рисунок 14 иллюстрирует базовый план миссии на Марс, разработанный в этом исследовании. Четыре аппарата, собранных на НОО из только что описанных модулей и компонентов, три беспилотных, один пилотируемый. Три беспилотных аппарата – это односторонние «тихоходы» с минимумом энергии в один конец по гомановской траектории, целью которых является доставка спускаемых аппаратов и топлива на НМО. Это устанавливает поставки к Марсу самым эффективным способом, и без введения третьего типа двигателя, что тоже является очень важной особенностью конструкции.

Рис.14 Базовый план миссии

Рис.14 Базовый план миссии

Пилотируемый аппарат проводит очень быстрый перелёт на Марс с помощью «горячей тяги», что ещё не существует, но очень скоро может появится, как уже объяснено. Планируемое время пилотируемого перелёта в одну сторону — 75 дней. 16 недельных миссий на Марс проводятся последовательно, а затем 75-дневное быстрое возвращение на Землю на пилотируемом корабле. Пилотируемый корабль должен нести всё топливо для двусторонней поездки, на всякий случай, если стыковка на НМО провалится.

Спускаемые аппараты и их баки остаются на НМО для будущих миссий по дозаправке и повторному использованию, или в противном случае для утилизации. Пилотируемый аппарат остаётся на НОО для дозаправки и повторного использования в будущих миссиях.

Уровень тяги на всём транспорте должен быть достаточно высоким, чтобы изменения скорости были эффективны по импульсу. По эмпирическому правилу ускорение у транспорта должно быть, по крайней мере, около 0,05g.

ТРАНСПОРТ

Беспилотные аппараты

Беспилотные аппараты включают посадочные аппараты и набор топливных модулей, как показано на рисунке 15. Есть три таких транспорта в этом проекте. Топливо для одной трети посадок, плюс то, что требуется для доставки топлива к Марсу, определяет количество топливных модулей в каждом наборе. Одноступенчатый гомановский перелёт с минимальной энергией в одну сторону находится в пределах возможностей твердофазных ядерных двигателей. Полагается, что перелёт займёт 259 дней. Оценки производительности и требования к конструкции приведены на рисунке 16.

Рис. 15 Беспилотный аппарат  миссии

Рис. 15 Беспилотный аппарат миссии

Рис.16 Характеристическая скорость орбитального манёвра у аппарата

Рис.16 Характеристическая скорость орбитального манёвра у аппарата

Такой модульный подход к проектированию имеет большие преимущества для процесса сборки на НОО. Он также позволяет перелетать с дополнительным топливом, так как каждый модуль запускается полностью загруженным, даже если только часть будет использоваться. Таким образом, весьма вероятно, что после 16 посадок, все равно будет оставаться достаточно топлива, чтобы взять посадочный аппарат и побывать недолго на Фобосе перед отлётом на Землю!

Те же беспилотные машины могли бы служить для миссий на Меркурий, но они не требуются для миссий к Венере или к околоземным объектам, так как посадочные аппараты не нужны для таких направлений.

Пилотируемый корабль

Также как приводилось, модульный пилотируемый корабль (показанная с газофазным ядерным реактивным двигателем «горячая тяга») изображён на рисунке 17, с оценками эффективности и требованиями, показанными на рисунке 18. Весь этот аппарат возвращается на НОО в конце миссии, для дозаправки и повторного использования в будущем.

Рис.17 Схема пилотируемого аппарата

Рис.17 Устройство пилотируемого аппарата

Рис.18 Зависимости для пилотируемого аппарата

Рис.18 Зависимости для пилотируемого аппарата

Такое пилотируемое средство должно летать очень быстро, чтобы время миссии было до года. С 16 последовательными недельными посадками на Марс, планируемое 75-дневное время в пути до и от Марса, и здесь добавляется главная часть миссии в 9 месяцев. Такие требования можно просто, но точно оценить из простого подхода с постоянной скоростью перелёта, так как траектория движения является почти прямым «полётом пули» на высоких скоростях. Номинальная длина пути 100 миллионов км, делится примерно на 75 дней, это почти 16 км/с постоянной скорости на пассивном полёте между включениями двигателей. Поскольку в каждый конец нужно 2 таких изменения скорости, и пилотируемый аппарат должен нести топливо для аварийного возвращения без стыковки, общее требование к изменению скорости составляет почти 62 км/с! Это то, что приводит к требованию двигаться на «горячей тяге».

Тот же базовый пилотируемый корабль может работать для полётов к Венере, Меркурию и к другим объектам в пределах орбиты Марса. Единожды построенное такое оборудование делает прочие миссии гораздо дешевле, и это очень важное преимущество, просто не видное в исследованиях, не требующих многоразового оборудования.

Выход за пределы орбиты Марса (например, к главному поясу астероидов) потребует от миссии преодоления предельного ограничения в один год для пилотируемого транспорта, таким образом требуя добавления какой-то искусственной силы тяжести, и также некоторые заметно лучшие, более долгосрочные методы хранения еды. Мы ещё не знаем, как эффективно этого добиться! Когда мы этого добьёмся, мы сможем добавить это к разработанному пилотируемому кораблю.

ДРУГИЕ ВАЖНЫЕ ДЕТАЛИ, О КОТОРЫХ СТОИТ ПОБЕСПОКОИТЬСЯ

Как уже было описано, твердофазные термоядерные двигатели для посадочных аппаратов — это не совсем технологическое развитие. Тем не менее, необходимо приложить некоторые усилия, чтобы воссоздать старое оборудование и немного обновить его. Значительно больше усилий требуется, чтобы воссоздать компетентность (инженерное искусство), на которой всё основывалось, этот элемент часто забывается. Однако, скорее всего, это не будет самым сложным в данной миссии.

Еще одним пунктом, не упоминавшимся ранее является необходимость гибкого, прочного, простого, и легкого космического скафандра. Он будет необходим во время монтажных работ на НОО, во время заправочных операций на НМО и в исследованиях на поверхности Марса. Это исследование предполагает его (скафандра) существование, в то время как на самом деле такого не существует. Это не обязательно должно быть основным пунктом, но мы должны мыслить шире, чтобы сделать его своевременно. Автор предлагает механический подход противодавления, с серьезным вниманием к тому, какими могут быть настоящие требования к уровню давления, не к тому, что было общепринятым до сих пор.

В движении «на горячей тяге» на самом деле два элемента разрабатываются параллельно, так что один будет готов вовремя. Это газофазный двигатель и атомная электростанция для увеличенных VASIMR’ов. Это, скорее всего, самые важные пункты в любой программе, где есть такие миссии.

Остальные компоненты – это «рутинное проектирование» в смысле проектирования/создания/проверок. Хотя эти части и являются значительными, они вряд ли будут сверхважными.

ЗАКЛЮЧИТЕЛЬНЫЕ КОММЕНТАРИИ

Это не идеальная разработка, это просто грубое исследование того, что возможно при очень реалистичных предположениях и ограничениях. Размер экипажа, количество посадок за раз, детали стыковки на НМО и множество других деталей — во всём требуется исследование и оптимизация с гораздо более строгими подходами, чем приведены. Однако, все приведённые возможности будут работать в рамках той же базовой концепции, что приведена здесь. То есть: несколько кораблей к Марсу, пилотируемые аппараты летят очень быстро, использование вместе стыковок на НОО и НМО с уменьшением размеров пусковых установок до чего-то разумного, и несколько посадок в рамках одной миссии.

По-настоящему важный фактор успеха — это не технические вещи, а эффективные частные и государственные субъекты для выполнения такой работы, при нынешней ситуации.

Хорошая новость

Эта разработка добавляет к стоимости запуска около 8 млрд (долларов 2010 года), основываясь на стоимости с сайта SpaceX, также добавляет количество пусков на орбиту всех необходимых модулей. Набор «экономных» подрядчиков во главе с «бережливым» государственным учреждением (на рис.1) поможет проделать это достаточно быстро, возможно и за 5 лет. «Экономные» здесь означает целеустремленные, целенаправленные, эффективные организации, не затрагиваемые извне бюрократическим или политическим вмешательством. Если проделывать всё «обычным нагромождением», стоимость будет во много раз выше, и сроки не менее 15-20 лет, если в целом.

Плохая новость

НАСА, которое могло бы возглавить и управлять проектом, что представлен здесь – это определённо не то НАСА, что у нас есть. Мы имеем огромное государственное космическое агентство, пытающееся сделать великое множество вещей, среди которых каждый маленький проект является строчкой бюджета и проходит «политической футбол» в Конгрессе. Это Конгресс, который сейчас нагло «проектирует» тяжелые грузоподъёмные ракеты (в которых даже не известно, будем или не будем мы нуждаться) в рамках популистской политики вместо инженерных реалий!

Это мнение автора о том, что мы неправильно проводили работу государственного космического агентства около 40 лет, что во многом объясняет, почему люди не летали ни на какие новые области всё это время.

Но это уже другая тема.

ССЫЛКИ НА ЛИТЕРАТУРУ

Это «а вдруг» исследование на коленке, здесь нет никаких формальных цитат, на самом деле. Многое здесь было просто оценкой ракетных возможностей. Однако автор использовал две ссылки, чтобы разобраться с требованиями орбитальной механики и требованиям к изменению скорости:

Fundamentals of Celestial Mechanics, J.M.A. Danby, MacMillan, New York, 3rd printing, 1970 (старый учебник, там данные для небесных тел и уравнений механики орбиты).

AIAA Aerospace Design Engineers Guide, 3rd Edition, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Washington, DC, 1993 (раздел 10-18, параметры эллиптической орбиты)

Для характеристик газофазной РЯД (NERVA), автор использовал свои воспоминания из старых технических отчётов, виденных в 1970-х годах, что подтверждались тем, что есть на сайте Atomic Rocket.

Для характеристик газофазных термоядерных двигателей автор использовал свои воспоминания о старых проектных отчётах по технике, виденных в 1970-х. Мало согласия среди нынешних веб-сайтов об этом двигателе. Больше о концепциях газовых термоядерных лампочек. Тем не менее, многое среди информации расплывчато или противоречиво. Данные по воспоминаниям лучше.

Для характеристики устройства VASIMR автор просто просмотрел статью в википедии и на сайте компании.

Для характеристики семейства ракет Falcon и капсулы Dragon, автор использовал данные на сайте компании SpaceX. Данные были с осени/зимы 2010 года. В феврале 2011 года Spacex пересмотрел эти данные, увеличив у «Falcon 9 heavy» полезную нагрузку, примерно на той же стоимости.

Характеристики других ракет-носителей были получены в результате нескольких вылазок в интернет.

Перевод материала Гэри Джонсона