ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ АППАРАТЫ В РАЗЛИЧНЫХ СХЕМАХ ПИЛОТИРУЕМЫХ ПОЛЁТОВ К МАРСУ Текст научной статьи по специальности «Электротехника, электронная техника, информационные технологии»

Аналитический обзор

УДК 629.785:523.43

электроракетные транспортные аппараты в различных схемах пилотируемых полётов к марсу

© Синявский в.в., 2022

Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,

e-mail: [email protected]

В настоящей обзорной статье рассматриваются различные схемы пилотируемых полётов к Марсу с помощью электроракетных транспортных аппаратов. Обсуждается выбор двигательных установок межорбитального межпланетного полёта, показаны преимущества использования электроракетных двигательных установок (ЭРДУ). Приведён краткий обзор концептуальных проектов РКК «Энергия» однопусковой десантной схемы пилотируемой экспедиции на Марс на основе ЭРДУ с питанием от ядерной и солнечной энергоустановок. Рассмотрена возможность снижения времени полёта при использовании комбинированной двигательной установки на основе ЖРД + ЭРДУ. Рассмотрены многокорабельные схемы десантной экспедиции, в т. ч. с возможностью спасательной операции в полёте. Показана возможность создания единого электроракетного транспортного аппарата для марсианского экспедиционного комплекса и околоземного многоразового буксира. Для разделённой схемы экспедиции с целью предварительного создания инфраструктуры марсианской базы высокой эффективностью обладают одноразовые грузовые электроракетные буксиры для доставки на орбиту Марса неделимых грузов большой массы (20...200 т).

Ключевые слова: пилотируемый полёт к Марсу, электроракетный транспортный аппарат, электроракетная двигательная установка, многокорабельная схема полёта, спасательная операция в полёте, доставка полезного груза большой массы.

EDN: PJAHSW

Analytical review

electrically propelled transportation spacecraft

in various scenarios of manned mission to mars

Sinyavskiy V.V.

S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin st., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

This paper reviews various profiles for manned missions to Mars that make use of electrically propelled transportation spacecraft. It discusses selection of propulsion system for transfer between planetary orbits and demonstrates advantages of using

Electric Propulsion Engines (EPE). It provides an overview of RSC Energia conceptual designs for a single-launch landing profile of manned mission to Mars based on an EPE powered from nuclear and solar power generating systems. It addresses the possibility to reduce flight time through the use of a combined propulsion system based on liquid-propellant engine + electric propulsion engine. It reviews multi-vehicle scenarios for a landing mission, including the option of carrying out an in-flight rescue operation. It demonstrates feasibility of developing a common electrically propelled transportation spacecraft for a Mars exploration vehicle and a near-Earth reusable space tug. For a split mission profile, in order to establish a preliminary Martian outpost infrastructure, expendable electrically-propelled cargo space tugs are highly efficient for delivery to the Martian orbit of heavy (20 to 200 tonnes) nondivisible loads.

Key words: manned mission to Mars, electrically propelled transportation spacecraft, electrical propulsion engine, multi-vehicle mission profile, in-flight rescue operation, delivery of a heavy payload.

СИНЯВСКИЙ Виктор Васильевич — доктор технических наук, профессор, научный консультант РКК «Энергия», e-mail: [email protected]

SINYAVSKIY Viktor Vasilievich - Doctor of Science (Engineering), Professor, Scientific consultant at RSC Energia, e-mail: [email protected]

синявский в.в.

Введение

Поисковые исследования схем полёта человека к Марсу идут уже более 60 лет как в нашей стране [1-7], так и за рубежом [8-10]. За это время концептуальные проекты прошли большую эволюцию, причём многие технические решения отрабатывались при полётах орбитальных станций (ОС), пилотируемых и грузовых кораблей.

Исследования Марса в настоящий момент переживают расцвет, о чём свидетельствует, в частности, обилие и разнообразие докладов на последних международных симпозиумах «Солнечная система» M-S3 [11]. Интерес исследователей направлен на поиск следов существующей или прошлой жизни, изучение геологической истории планеты, сложной истории её атмосферы и гидросферы, а также строения недр и местных ресурсов для будущего освоения. Для пилотируемых экспедиций к Марсу чрезвычайно важным является вопрос

о радиационных условиях на пути к планете и в околопланетном пространстве. В работе [12] приведены измеренные автоматической марсианской станцией (АМС) TGO радиационные условия (потоки заряженных частиц, эквивалентные дозы излучения) на рабочей орбите высотой 400 км и наклонением 74° (период обращения 2 ч), а также в межпланетном пространстве. В работе [13] рассмотрены вопросы выращивания различных сельскохозяйственных культур на марсианских почвах в процессе будущей колонизации. На момент написания обзора на орбите Марса функционируют несколько АМС [11]: Mars Odyssey, MRO и MAVEN (NASA), Mars Express (ESA), TGO (ESA и Роскос-мос), MOM (ISRO, Индия), «Тяньвэнь-1» (Китай), EMM (ОАЭ). На поверхности Марса работают марсоходы Curiosity и Perseverance (NASA), посадочный аппарат InSight (NASA). 15 мая 2021 г. состоялось десантирование первого китайского посадочного модуля с марсо-ходом на борту.

В то же время, применительно к осуществлению пилотируемых полётов к Марсу до сих пор обсуждаются вопросы: зачем лететь? как лететь? на чём лететь? что делать после прилёта к Марсу? - и многое-многое другое.

В течение всех этих лет рассматриваются две принципиально различающиеся стратегии выполнения, по крайней мере, первых полётов к Марсу:

1) так называемая однопусковая схема организации первых пилотируемых экспедиций, в т. ч., возможно, в районы, предварительно разведанные автоматами, но без предварительного создания на его поверхности базы для работы экипажа;

2) так называемая разделённая схема пилотируемой экспедиции, когда до начала пилотируемых полётов на заранее выбранном участке поверхности Марса, интересном с точки зрения исследования человеком, создаётся инфраструктура с обустроенной базой для работы прибывшего экипажа.

В первых проектах и ряде последующих концептуальных проектов пилотируемых полётов к Марсу в РКК «Энергия» [1, 3, 4, 14], а также в Центре Келдыша [2, 6] был выбран первый вариант: организация первых экспедиций человека на Марс без предварительного создания на его поверхности базы для работы экипажа. Основной довод — нецелесообразность привязки места посадки к предварительно развёрнутой базе и необходимость тщательных исследований работы техники и экипажей в первых экспедициях с доставкой вместе с экипажем всех средств (запасов средств обеспечения жизнедеятельности экипажа, топлива и др.) для работы и возвращения на Землю. Выбранная стратегия исходит из целесообразности постепенного развития программы освоения Марса с проведением разведочных экспедиций в различные районы Марса, а затем, если в этом будет необходимость, и будет определено лучшее место для создания базы, формируется инфраструктура с постоянно действующей базой для углублённого изучения и освоения этого конкретного района. Сценарий полёта — однокорабельный.

Межпланетный экспедиционный комплекс (МЭК), состоящий из корабельной части и энергодвигательного блока (ЭДБ), собирается на орбите искусственного спутника Земли (ИСЗ) с использованием ракет-носителей (РН) сверхтяжёлого класса грузоподъёмностью ~ 100 т [1]. Схема полёта — десантная, когда часть экипажа высаживается на поверхность и работает на ней 15...30 сут. В последних проектах РКК «Энергия» межпланетный экспедиционный комплекс — многоразовый, после экспедиции возвращается на орбиту ИСЗ для последующих полётов [14].

Корабельная часть включает в себя пилотируемый марсианский орбитальный корабль (МОК), взлётно-посадочный комплекс (ВПК) и корабль возвращения на Землю (КВЗ). В первых проектах масса МОК составляла ~80 т, ВПК 60 т и КВЗ — 10 т [3, 15]. В дальнейшем, в результате специальных проектных исследований РКК «Энергия», с учётом опыта проектирования ОС, за счёт уменьшения диаметра МОК до 4,1 м, введения специального складского модуля и других мероприятий, была обоснована возможность снижения массы МОК до 60 т, ВПК — до 40 т, но увеличения массы КВЗ до 12.17 т [4, 14]. Выбор концепции первых полётов человека на Марс основан на максимальном использовании созданных технологий и средств, в т. ч. применявшихся в программах создания и эксплуатации ОС и пилотируемых кораблей (ПК).

В то же время созданные элементы межпланетного экспедиционного комплекса и его системы, предназначенные для полёта к Марсу, смогут найти применение в других космических программах, в т. ч. на околоземной орбите (создание новых орбитальных станций и пилотируемых кораблей), в освоении Луны (жилые модули, луноходы, системы взлётно-посадочного комплекса), создании высокоэффективной межорбитальной и надёжной межпланетной транспортных систем.

Концепция разделённой экспедиции предусматривает заблаговременную доставку на орбиту искусственного спутника Марса (ИСМ) и на его поверхность ряда технических компонент МЭК, предназначенных для

использования в грависфере Марса, на его поверхности и при обратном полёте. На поверхности Марса заранее создаётся база с соответствующей инфраструктурой, затем осуществляется пилотируемая экспедиция с высадкой космонавтов на подготовленную базу. В этом варианте масса пилотируемого МЭК заметно меньше, чем в первом, что допускает более консервативные, а следовательно, более реалистичные параметры, в т. ч. двигательной установки (ДУ) МЭК. Этот вариант предполагает предварительную доставку беспилотными транспортными кораблями больших масс полезного груза (ПГ), в т. ч. неделимого, с тем, чтобы минимизировать робото-технические операции на поверхности Марса при создании инфраструктуры марсианской обитаемой базы [7]. Особо следует отметить, что разделённая схема экспедиции позволяет реализовать менее напряжённый график выполнения программы. Важнейшим преимуществом разделённой схемы экспедиции с нахождением и работой экипажа в течение примерно 1,5 года на поверхности Марса в защищён-ных от галактического и солнечного излучений помещениях базы может стать повышенная, по сравнению с первой схемой, безопасность экипажа, благодаря уменьшению продолжительности орбитального полёта при возвращении на Землю и, соответственно, уменьшению степени галактического и солнечного облучения, отсутствию необходимости опасного манёвра приближения к Солнцу при обратном полёте, более тщательной отработке техники непосредственно в условиях Марса. Важным преимуществом разделённой схемы экспедиции следует считать возможность заблаговременной отработки в реальных условиях взлётно-посадочного комплекса, так как условия у Земли и Луны при отработке ВПК не будут соответствовать реальным.

Рис. 1 демонстрирует варианты траекторий полёта при однокорабельной десантной схеме экспедиции (а, б и в, г) с нахождением на поверхности Марса части экспедиции до 30 сут и при разделённой (д, е) схеме с длительной (1,5 года) работой космонавтов на заранее созданной базе.

Среди принимаемых при создании МЭК технических решений существуют те, которые влияют на все составные части комплекса. К таковым относятся: выбор схемы полёта, выбор РН для доставки на сборочную орбиту элементов МЭК, выбор количества членов экипажа, выбор методов защиты экипажа от неблагоприятных факторов межпланетного полёта и способов выхода из нештатных ситуаций, выбор ДУ для межпланетного полёта.

В настоящей статье рассматривается один из принципиальных вопросов - обоснование выбора, возможность и эффективность использования в качестве ДУ электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) в различных схемах пилотируемых полётов к Марсу. В качестве двигателей ЭРДУ обсуждается возможность использования низковольтных (до 100 В) магнитоплазмодинамических двигателей большой единичной мощности (500...1000 кВт) и высоковольтных плазменных двигателей единичной мощностью до 50 кВт, каждый из которых обладает определёнными достоинствами применительно к обеспечению межорбитального полёта. Оба типа двигателя были созданы и испытаны в РКК «Энергия». В качестве источника электроэнергии для питания электроракетных двигателей обсуждается использование как ядерных, так и солнечных энергоустановок. В качестве ядерного источника электроэнергии проектных работ по пилотируемым полётам к Марсу в РКК «Энергия» была выбрана ядерно-энергетическая установка (ЯЭУ) на базе термоэмиссионного реактора-преобразователя, обладающая уникальным термодинамическим циклом, заключающимся в относительно высоком оптимальном значении нижней температуры цикла (700.900 К). В такой установке поверхность холодильника-излучателя в разы меньше, чем в энергоустановках с динамическими системами преобразования тепловой энергии в электрическую. В результате термоэмиссионная ЯЭУ обладает минимальными среди всех других типов космических энергоустановок габаритами и удельной массой. Конкурирует с ней солнечная энергоустановка на базе тонкоплёночных на металлической подложке фотопреобразователей из аморфного кремния.

у, а. е.

у, а. с.

2

1411.2050 с!. 6,

-2 1 -1 I 0 \oi.oo 1 ] 2 /

-1 -2

а)

в)

у, а. е.

/ 2

,1 ( Г л к \ 2ft.ll.20S0 ] х, а. е.

-2 К V 1 у / .2050 ' Г

. -1 -2

д)

2 '— .2051

- " 1 ([ 1 .3051 |.г, а, е.

-2 1 -1 'Л; / 1 Г

ч -1 -2

б)

г)

у, а. е.

2 13.01.2(

/ Л \ ] х, а. е.

-2 ' -1 0 V 1 У / ' ..■20.07.2052

-1 -2

е)

Рис. 1. Траектории полёта с орбиты Земли на орбиту Марса и обратно в проекции на плоскость эклиптики на рубеже 2040-х и 2050-х гг.: экспедиция с нахождением на поверхности Марса 30 сут с приближением к Солнцу в обратном полёте (а, б) или с выходом за орбиту Марса (в, г); разделённая схема экспедиции с длительным (1,5года) пребыванием на поверхности Марса (д, е) [5]

1. Быбор двигательных установок межорбитального межпланетного полёта

Выбор ДУ межорбитального межпланетного полёта - одно из самых принципиальных решений, от которого зависят как конструкция МЭК, так и сценарий полёта. Обсуждение этого вопроса сопровождает большинство концептуальных проектов осуществления пилотируемой экспедиции к Марсу [3-6, 15, 16] и в принципе остаётся открытым, как и 60 лет назад.

Применительно к проблеме транспортного обеспечения пилотируемого полёта к Марсу сложилось два уровня альтернатив:

1) использование тепловых газодинамических двигателей большой тяги или электроракетных двигателей малой тяги, но с большим удельным импульсом рабочего тела;

2) использование двигателей малой тяги в составе ядерных (ЯЭРДУ) или солнечных (СЭРДУ) электроракетных двигательных установок.

В РКК «Энергия» на самых первых этапах работ по пилотируемой марсианской экспедиции, ещё при С.П. Королёве, рассматривалась возможность и анализировалась эффективность использования ДУ на основе трёх классов ракетных двигателей (РД): кислород-водородных жидкостных ракетных (ЖРД), ядерных ракетных (ЯРД) и электроракетных (ЭРД) двигателей [3, 15]. Уже тогда была показана целесообразность использования для межпланетных полётов ЭРД, обеспечивающих минимальную начальную массу МЭК, а также повышенную надёжность и пониженную стоимость экспедиции относительно использования ДУ большой тяги. В табл. 1 приведены стартовые массы на околоземной орбите сборки и продолжительность экспедиции при использовании различных ДУ [15].

Как видно, наимень-

при рассмотрении межпланетных полётов в Солнечной системе, поскольку здесь имеет место рациональное соотношение между кинематическим временем межпланетного полёта и моторным временем, необходимым для требуемого по условиям полётной задачи изменения траекторного движения космического аппарата (КА). Использование в качестве источника энергии для создания тяги ЭРД электрической энергии энергоустановки КА позволяет получить скорость истечения рабочего тела в десятки раз большую, чем у ЖРД с газодинамическим ускорением, и, соответственно, получить экономию рабочего тела (РТ), в особенности в задачах, связанных с осуществлением сложных манёвров в космическом пространстве.

Работы по созданию ДУ на основе ЭРД с питанием от ядерно-энергетической установки (ЯЭУ) получили мощный импульс после включения в 1959 г. в состав РКК «Энергия» (тогда ОКБ-1) расположенного рядом артиллерийского ЦНИИ-58 [1, 17]. Обосновывая целесообразность объединения, С.П. Королёв отмечал наличие высокопрофессиональных конструкторов и созданного в ЦНИИ-58 в начале 1950-х гг. по инициативе академика И.В. Курчатова специального КБ (СКБ-7), успешно занимавшегося атомной тематикой [17]. После объединения предприятий С.П. Королёв не только сохранил коллектив специалистов-атомщиков, но и усилил его, назначив руководителем сформированного им комплекса 7 «Высокотемпературной энергетики и электроракетных двигателей» своего заместителя профессора М.В. Мельникова, а также отдав под экспериментально-испытательную базу значительную часть так называемой «третьей территории» на окраине г. Калининграда (сейчас г. Королёв) [18].

Таблица 1

шей стартовой массой обладает МЭК с ДУ на Стартовая масса МЭК и продолжительность однокорабельной экспедиции основе только ЯЭ РД У, при использовании различных типов двигательной установки

однако при наибольшей продолжительности экспедиции. Наибольшей стартовой массой будет обладать МЭК с ДУ на основе ЖРД.

Следует подчеркнуть привлекательность ЭРД У

Параметры Тип двигательной установки

На основе ЖРД На основе ЯРД ЯЭРДУ (две по 7,5 МВт-эл)

Стартовая масса на орбите Земли, т 1350...1700 700...750 430...500

Продолжительность экспедиции (пребывание у Марса 30 сут), сут 660 660 730

Комплексу 7 была поручена разработка ЯЭРДУ для тяжёлых межпланетных кораблей (ТМК). Были разработаны аванпроекты космических ЯЭУ мега-ваттной мощности с паротурбинной (на парах щелочных металлов), газотурбинной (на нейтральных газах) и термоэмиссионной схемами преобразования тепловой энергии в электрическую [17]. В результате анализа были выявлены следующие преимущества космических ЯЭУ на основе термоэмиссионного реактора-преобразователя (ТРП):

• простые тепловая и электрическая схемы;

• отсутствие движущихся частей, а следовательно, повышенный уровень надёжности;

• отсутствие чувствительности к единичным точечным отказам;

• возможность многократного запуска и отсутствие временных ограничений между повторными запусками;

• высокая температура отвода тепла, компактный холодильник-излучатель;

• простой запуск и останов;

• потенциальная возможность повышения КПД, удельных энергетических характеристик и нижней температуры термодинамического цикла и, следовательно, снижения удельной массы и габаритов ЯЭУ.

После обсуждения всех проектов было утверждено решение о прекращении всех работ по турбинным схемам ЯЭУ ввиду невозможности достижения требуемых удельной массы, ресурса и надёжности ЯЭРДУ большой мощности [17]. Отметим, что в начале 2000-х гг. специалистами РКК «Энергия» [19] и Центра Келдыша [20], с учётом существенного прогресса в создании наземных и авиационных газотурбинных установок, был выполнен аналогичный сравнительный анализ космических ЯЭУ с термоэмиссионной и газотурбинной схемами преобразования энергии, результаты которого показали преимущества использования в космосе ЯЭУ с ТРП. В США разработка космической ЯЭУ с газотурбинной схемой преобразования энергии электрической мощностью 100.200 кВт для исследования спутников Марса была прекращена из-за отсутствия материалов для создания турбины с рабочей температурой

1 500 К и, соответственно, невозможности создания ЯЭУ с требуемыми удельными характеристиками [21].

Рассматриваемые ЯЭУ мегаваттного уровня мощности [22], как и ЯЭУ для околоземного межорбитального буксира (МБ) субмегаваттной мощности [23], разрабатываются на базе следующих принципиальных технических и технологических решений:

• применение ТРП на быстрых нейтронах с использованием легированного монокристаллического вольфрама в качестве эмиттерных оболочек;

• применение высокотемпературной системы охлаждения с расплавленным литием в качестве теплоносителя;

• отбросная теплота термодинамического цикла отводится через поверхность излучателя, которая формируется из ниобиевых (сплав ниобий-цирконий-углерод) тепловых труб, зона испарения которых омывается литием в коллекторах-теплообменниках;

• во всей конструкции ЯЭУ, включая корпуса электрогенерирующих каналов (ЭГК), конструкции ТРП и основной системы охлаждения, используется единый конструкционный материал — ниобиевый сплав НбЦУ, допускающий значительно более высокие температуры, чем жаропрочные стали, что позволяет уменьшить габариты и массу ЯЭУ;

• лучевой принцип компоновки ЯЭУ с использованием теневой радиационной защиты (РЗ). Принципиальная схема ЯЭУ выбрана одноконтурной.

Большое значение в современных условиях имеет модульное построение ЯЭУ [24]. Модульная схема ЯЭУ позволяет достичь значительной экономии средств на предварительной стадии экспериментальной отработки, так как результаты отработки применимы для ЯЭУ различной мощности.

По ЯЭУ с ТРП субмегаваттной и мегаваттной мощности был выполнен большой объём материаловедческих, технологических и экспериментально-испытательных работ [25].

Исследования и разработка ЭРД и ЭРДУ в РКК «Энергия» им. С.П. Королёва имеют более чем полувековую историю [26]. Принцип работы наиболее эффективных ЭРД заключается в ионизации РТ с последующим ускорением образовавшейся плазмы до больших скоростей (десятки километров

в секунду) в электромагнитном или электрическом поле [27]. Основным преимуществом ЭРД является высокий удельный импульс

F = F/G,

уд ' '

где F — тяга, а G — расход РТ. Если ЖРД имеет удельный импульс 3,0.4,5 км/с, то ЭРД для межпланетных задач — 40.60 км/с. Это сокращает количество РТ для выполнения полётной задачи и, следовательно, позволяет значительно увеличить массу ПГ [28].

Выполненные к началу 1960-х гг. в ОКБ-1 проектно-баллистические исследования показали перспективность разработки ЯЭРДУ для межпланетных полётов в связи с их высокой экономичностью. В 1962 г. в составе эскизного проекта комплекса РН Н1 вошли «Материалы по ЯЭРД для тяжёлых межпланетных кораблей» [26]. ЭРД и ЭРД У для ТМК разрабатывались под руководством М.В. Мельникова. Сначала выбор был сделан в пользу единичного модуля магнитоплазмо-динамического двигателя (МПДД) с собственным магнитным полем электрической мощностью 0,5.1,0 МВт [29]. К достоинствам МПДД, помимо высокой плотности тяги, можно отнести большую электрическую мощность единичного модуля в сочетании с высокими достижимыми значениями удельного импульса и КПД при возможности непосредственной стыковки (без преобразователя напряжения) с ЯЭУ на базе ТРП. Предусматривалось, что разрабатываемый двигатель должен иметь удельный импульс 55 км/с при КПД 0,55. В 1965-1970 гг. В.П. Агеевым и В.Г. Островским был проведён комплекс экспериментально-конструкторских работ [29, 30], в результате которых:

• отработаны технологические процессы получения крупногабаритных деталей и узлов из тугоплавких металлов (вольфрама, молибдена, ниобия);

• отработано использование высокотемпературных изоляционных материалов;

• определена оптимальная конструкция и геометрия двигателя;

• обнаружены «предельные режимы» МПДД, ограничивающие достижение высоких удельных характеристик двигателя, и определён способ увеличения последних;

• получены и подтверждены высокие характеристики МПДД в стационарном режиме;

• создана конструкция МПДД большой мощности с низкотемпературным эффективным термокатодом, с прогнозируемым ресурсом работы в несколько тысяч часов;

• впервые в мировой практике проведены ресурсные испытания МПДД на литии мощностью 500 кВт в течение 500 ч (рис. 2), причём время испытаний было ограничено работоспособностью испытательного стенда;

• проведён космический эксперимент с демонстрацией работы МПДД на литии мощностью 17 кВт, установленного снаружи бытового отсека транспортного корабля [29].

На рис. 3 приведена экспериментальная зависимость тяги F от силы тока I МПДД мощностью 500 кВт.

Рис. 2. Испытания МПДД электрической мощностью 500 кВт на литии (удельный импульс 55 км/с, КПД 55%) [29]

К II

14

10

Л,

»*

8

I, кЛ

Рис. 3. Экспериментальные зависимости тяги от силы тока МПДД мощностью до 500 кВт при расходе

лития: X - 0,08 г/с; Ж - 0,13 г/с; А - 0,33-0,36 г/с; О -0,1 г/с; Л - 0,24-0,26 г/с; ♦ - 0,28-0,30 г/с

Результаты исследований МПДД на газообразном РТ (аргоне) приведены в работе [31].

До настоящего времени по мощности, ресурсу и другим характеристикам МПДД, полученным при длительной работе на стационарном режиме, достижения РКК «Энергия» того времени ещё никто не превзошёл [30].

Прекращение работ по РН Н1 в середине 1970-х гг., а затем и разрушение в 1976 г. из-за ошибки обслуживающего персонала стенда для испытаний ЭРД большой мощности, привели к снижению интереса к разработке МПДД большой мощности.

В это время применительно к разработке околоземного МБ субмега-ваттной мощности [23] ктн В.Г. Островским были предложены и затем под руководством ктн А.В. Семёнкина отработаны высоковольтные холловские ЭРД типа ДАС (двигатели с анодным слоем) единичной мощностью 25.35 кВт с прогнозом возможности создания ДАС мощностью 50 кВт и более [32-34]. На рис. 4 приведена сборка из трёх ДАС для испытаний, а на рис. 5 — её испытания в вакуумной камере.

Модульное построение марсианского ЭДБ с целью обеспечения наземной отработки [35], а также возможность работы ДАС в широком диапазоне удельного импульса (30.80 км/с) с высоким КПД способствовало переходу на использование в многомодульных ЭРДУ холловских или, возможно, даже ионных ЭРД.

Рис. 4. Кластер из трёх ДАС, смонтированный на тягоизмерительном устройстве для испытаний в вакуумной камере [34]

I

С

Рис. 5. Испытания кластера из трёх ДАС с ксеноном в качестве рабочего тела в вакуумной камере [34]

В 1980-х гг. в концептуальных проектах МЭК был изменён и источник электроэнергии для питания ЭРДУ — вместо ЯЭУ стали рассматривать солнечные энергетические установки (СЭУ) [14]. Этому способствовали авария на Чернобыльской АЭС в 1986 г., а также успехи в создании лёгких (~1 кг/кВт-эл) тонкоплёночных солнечных батарей (СБ) на тонких металлических подложках с аморфным кремнием, практически не чувствительным, в отличие от кристаллического кремния, к излучениям радиационных поясов Земли и галактическому излучению. Переходу на СЭУ для МЭК способствовали также концептуальные проработки солнечных околоземных и лунных МБ разной мощности [36].

Применительно к МЭК рассматривается модульное построение энергодвигательного комплекса (ЭДК) с СЭРДУ. В соответствии с работами [3, 14] ДУ состоит из 144 независимых модулей, в состав каждого из которых входит часть поверхности СБ, группа преобразователей напряжения, часть баков с РТ, группа ЭРД со своими блоками системы управления. СЭУ выполняется на основе тонкоплёночных СБ из аморфного кремния большой площади с максимальным размером 480*480 м (рис. 6).

Модуль СБ представляет собой часть тонкоплёночной СБ, которая выводится на орбиту в транспортном положении. Элементом СБ являются нанесённые на металлическую подложку фотоэлектрические преобразователи размером 0,32*0,64 м. В транспортном положении модуль укладывается путём зигзагообразного сложения. Сложенный пакет укладывается на одну из панелей балки СБ, а для его защиты при выведении последнее звено пакета имеет защитную панель, изготовленную из углепластика.

Рис. 6. Элементы конструкции СБ: 1 — основная ферма; 2 — продольный стержень; 3 — поперечный элемент (диафрагма); 4 — плёночные СБ; 5 — рамка модуля СБ; 6 — панель рамки СБ

Основные характеристики модуля солнечной батареи [3, 14]: электрическая мощность 108 кВт

количество секций 60 шт

количество фотоэлементов 3 720 шт

генерируемое напряжение 120 В

габариты:

- ширина 20,2 м;

- длина 40,1 м; масса:

- при подложке из титана

толщиной 20 мкм 153 кг;

- при подложке из нержавеющей

стали толщиной 20 мкм 220 кг.

Выбранная мощность модуля СБ позволяет проводить наземную отработку элементов модуля, собирать из них СБ меньшей мощности, использовать при сборке и ремонте монтажно-строительное и робототехническое оборудование ОС.

Конструкция СБ должна обеспечить необходимую жёсткость всей СЭУ при удельной массе не более 5 кг/кВт, простоту сборки на орбите искусственного спутника Земли, а также возможность отработки монтажных операций в наземных условиях.

Основные характеристики СЭУ ЭДК МЭК: мощность СЭУ (у Земли) 15 МВт;

площадь СБ 120 000 м2;

КПД СБ 10%.

В основу силовых ферм, на которые устанавливаются модули с плёночными СБ, взяты трансформируемые фермы, отработанные на ОС «Мир» (ферма «Софора» [37]). Для построения СЭУ используются строительные элементы в виде сдвоенного модуля СБ, у которого имеется общий несущий корпус в виде балок. Блоки преобразования напряжения до 2,6 кВ с частотой 20 кГц и мощностью ~52 кВт устанавливаются на теневых панелях балок СБ. При этом теневая сторона панелей является радиатором с температурой не более 100 °С. Суммарная масса СЭУ ~60 т: масса основных ферм и балок СБ 30 т, тонкоплёночных СБ (1 кг/кВт) 15 т, системы преобразования и коммутации (1 кг/кВт) 15 т.

В качестве ЭРД СЭРДУ по комплексу параметров рассматриваются два типа: ДАС [34] и ионные двигатели (ИД) [33]. Единичная мощность ЭРД до 50 кВт; КПД 0,7; переменный удельный импульс 30.90 км/с. Поскольку при полёте к Марсу мощность СБ уменьшается почти в два раза, а ЭРД должны работать в оптимальном режиме, возникает необходимость в дросселировании тяги ЭРД. Отметим, что и ДАС, и ИД могут дросселироваться по тяге. В работе [33] описан ИД-500, спроектированный с возможностью дросселирования тяги в диапазоне 375.750 мН при сохранении удельного импульса свыше 70 км/с. Поэтому в части дросселирования тяги ДАС на ксеноне (или йоде) не будет иметь преимущества перед ИД. Дросселировать тягу ЭРДУ предпочтительней за счёт выключения нужного числа двигателей, так как дросселирование каждого единичного двигателя является проблематичным как с точки зрения сохранения высоких удельных характеристик двигателя, так и системы электропитания (которая усложняется).

К недостаткам ИД по сравнению с ДАС можно отнести большие габариты и массу. Также ИД сложнее технологически и имеют более сложную систему питания и управления. Однако при работе на лёгких и дешёвых РТ, таких как аргон и азот, ИД являются более предпочтительными, так как при использовании всех РТ имеют примерно одинаковый КПД (75.80%). ДАС обладает подобной эффективностью при работе на тяжёлых РТ (ксенон, йод), а при работе на лёгком РТ — аргоне — имеет КПД всего 40.45%.

Суммарная масса ЭРДУ ~55 т, а её

составляющие следующие: ЭРД (378 шт.) 15 т;

элементы пневмогидросхемы 2 т;

приводы ориентации

двигательных блоков (18 шт.) 3 т;

модуль системы управления 6 т;

конструкция крепления

двигательных блоков 2 т;

баки рабочего тела ЭРДУ 19 т;

двигательные установки

ориентации и стабилизации (8 шт.) 8 т.

Суммарная масса ЭДК (без топлива) составляет ~115 т.

Модульный принцип построения ДУ МЭК из тяговых модулей с потребляемой мощностью 50 кВт предоставляет возможность последовательной отработки блоков в наземных и космических условиях.

2. краткий обзор концептуальных проектов ркк «энергия» однопусковой десантной схемы пилотируемой экспедиции на Марс на основе эрду

Прежде чем рассмотреть результаты концептуальных исследований использования ЭРДУ в различных схемах пилотируемых полётов к Марсу, кратко рассмотрим историю развития таких проектов в РКК «Энергия» как ведущей организации страны в области пилотируемой космонавтики. История развития концептуальных проектов РКК «Энергия» пилотируемых экспедиций к Марсу достаточно подробно описана в ряде публикаций [14, 38, 39], в т. ч. в популярном издании [40].

Первый отечественный концептуальный проект полёта человека на Марс был разработан в ОКБ-1 в 1960 г. под руководством К.П. Феоктистова [14, 39].

Концепция экспедиции предполагала полёт с использованием ЭРДУ на основе МПДД с литием в качестве РТ [29, 30], питаемых от термоэмиссионной ЯЭУ электрической мощностью 7 МВт [41]. МЭК предполагалось собирать на орбите ИСЗ из блоков, которые доставлялись бы с помощью разрабатываемой тогда РН Н1 с последующей автоматической стыковкой. Экипаж корабля состоял из шести человек. Было предусмотрено создание искусственной силы тяжести с помощью вращения всего корабля вокруг его центра масс. Долетев до Марса, корабль выходил на полярную орбиту вокруг планеты. Два космонавта на пилотируемом аппарате выполняли посадку в разных точках поверхности спутников Фобос и Деймос, брали пробы грунта и проводили исследования. После завершения исследований спутников Марса от корабля отделялись посадочные комплексы, в одном из которых часть экипажа в составе трёх человек выполняла посадку на поверхность Марса. Доставленные отдельные платформы на колесных шасси соединялись в «поезд». Он проходил по маршруту от одного полюса к другому, останавливаясь в наиболее интересных для проведения исследований районах. Головная платформа «поезда-гусеницы» — кабина для экипажа с манипулятором, буровой установкой и шлюзовой камерой. На следующей платформе размещался пилотируемый конвертоплан для проведения разведки окружающей местности по маршруту следования. На третьей и четвёртой платформах размещались основная и резервная взлётные ракеты, на которых экипаж после окончания работ на Марсе возвращался на корабль, находящийся на полярной орбите. Замыкала поезд ЯЭУ с биологической защитой экипажа, снабжавшая электроэнергией весь «поезд». Это был фантастический, но изумительно красивый проект.

Первым детально прорабатываемым концептуальным проектом МЭК с экипажем из трёх человек стал ТМК, разрабатывающийся с 1960 г. в ОКБ-1 в отделе М.К. Тихонравова. Рассматривались различные варианты компоновки как самих кораблей, так и их разгонных блоков (РБ) — с жидкостной

запуск

ракетной двигательной установкой (ЖРДУ) и ЭРДУ. По предварительным оценкам было определено, что масса корабля для облётного варианта должна составлять 15 т плюс РБ массой 60 т. В таком варианте требовался одной РН Н1.

В 1962-1964 гг. под руководством Максимова Г.Ю. разрабатывалась концепция полёта на Марс с использованием ЖРДУ и аэродинамического торможения в атмосфере Марса. В работе [42] опубликован вариант МЭК с маршевыми ЖРДУ и аэродинамическим щитом. Однако в ОКБ-1 эта концепция развития не получила, и в дальнейшем остановились на концепции марсианской экспедиции 1960 г. с ЭРДУ, питаемой от термоэмиссионной ЯЭУ.

В 1969 г. РКК «Энергия» выпустила проект по ракетно-космическому комплексу Н1М с кораблем для полёта человека на Марс [43]. Этот подробный проект явился развитием концепции 1960 г. с сохранением её основных особенностей. Было принято решение об увеличении энерговооружённости и живучести корабля, для чего вместо одной ЯЭУ мощностью 7,5 МВт было установлено три суммарной мощностью 15 МВт. Был изменён радиатор сброса тепловой энергии ЯЭУ вместо плоского треугольника он стал конусом, находящимся в зоне теневой биологической защиты. Экипаж корабля состоял из четырёх человек с пребыванием двух членов экипажа на поверхности Марса в течение месяца. В жилом отсеке размещалось мощное радиационное убежище для укрытия экипажа при солнечных вспышках. Особо следует отметить, что все технические решения были проработаны в тематических подразделениях, в результате чего проект полёта человека на Марс стал приобретать вполне реальные контуры [39]. Однако в 1974 г. было принято решение о прекращении работ по РН Н1, и тогда, соответственно, все разработки по пилотируемой экспедиции с использованием Н1 были прекращены.

Следующий проект экспедиции на Марс, разработанный в 1987 г. при поддержке руководителя предприятия академика В.П. Глушко, во многом использовал технические решения проекта 1969 г. В качестве средства доставки элементов корабля на сборочную околоземную орбиту использовалась ракета-носитель «Энергия» [1]. Для повышения надёжности и безопасности межпланетного полёта использовались две независимые ЯЭРДУ мощностью по 7,5 МВт (рис. 7).

Существенное изменение концептуального проекта МЭК РКК «Энергия» произошло в 1988 г., когда в качестве энергоустановки (ЭУ) было предложено вместо ЯЭУ применить энергоустановку с использованием плёночных СБ на линейных разворачиваемых фермах. Большое влияние на это решение оказал намечающийся прогресс в создании плёночных фотопреобразователей энергии. В разработанном под руководством профессора Л.А. Горшкова проекте МЭК [44] в составе СБ электрической мощностью 15 МВт (у Земли) предлагалось использовать тонкие фотоэлектрические преобразователи (ФЭП) толщиной 50 мкм с удельной массой 0,2 кг/м2 на подложке из металлической фольги толщиной 20 мкм. Доставка блоков на монтажную орбиту ИСЗ высотой 500 км выполнялась РН класса «Энергия». В составе ЭРДУ использовались ЭРД типа ДАС, позволяющие в широком диапазоне изменять удельный импульс и тягу [45, 34].

Проект марсианской экспедиции РКК «Энергия» 1999 г. являлся дальнейшим развитием проекта 1988 г.

-

" • >Г" .. 7*"

Рис. 7. МЭК с двумя ЯЭРДУ электрической мощностью по 7,5 МВт

Двигательная установка корабля была выполнена из большого числа независимых модулей. В каждый модуль входили участок СБ, преобразователь напряжения и блок высоковольтных ЭРД типа ДАС. Такое построение ДУ существенно увеличило надёжность межпланетного полёта, так как отказ одного или нескольких модулей не влиял на выполнение задачи. Один посадочный аппарат был заменён двумя — пилотируемым и грузовым. Снова вернулись к численности экипажа экспедиции в шесть человек.

Разработанные в 2000-х гг. под руководством Л.А. Горшкова и С.Ф. Стойко и описанные в работах [4, 14, 46] концептуальные проекты представляют собой практически современную концепцию РКК «Энергия» варианта пилотируемых однокорабельных полётов к Марсу на основе ЭРДУ, питаемой от СБ с различными типами ФЭП. Предлагаемая концепция первых полётов человека на Марс (условно, концепция 2017 г.) основана на максимальном использовании созданных технологий и средств, в т. ч. применявшихся в программах создания и эксплуатации ОС и пилотируемых кораблей. При этом определяющими были вопросы безопасности экипажа, стоимости программы, сроков разработки, степени риска нереализации проекта, объёма получаемых результатов, степени использования новых технических решений в других (не только космических) программах.

В рассматриваемой концепции принят однокорабельный сценарий, когда в составе единого МЭК на орбиту ИСМ направляется и МОК с экипажем, и ВПК, а также используются траектории без участка длительного ожидания, с максимально возможным сокращением общей продолжительности полёта. Первый пилотируемый полёт предлагается выполнить без посадки части экипажа на поверхность, но с нахождением на орбите Марса ~30 сут. МЭК — многоразовый, после экспедиции возвращается на орбиту ИСЗ для последующих полётов. Для первых экспедиций без посадки на поверхность количество членов экипажа должно быть не менее трёх, для последующих экспедиций с посадкой на поверхность — не менее четырёх. В последующих экспедициях для более

эффективной работы количество членов экипажа может быть доведено до шести.

В качестве защиты космонавтов от галактического излучения и солнечных вспышек планируется использовать служебное оборудование комплекса, запасы воды и пищи, конструкцию и запасы рабочего тела двигательной установки в баках. Для компенсации неблагоприятного воздействия на экипаж невесомости и подготовки к посадке предлагается использовать комплекс мероприятий, аналогичный тем, которые применяются на ОС (беговая дорожка, велоэргометр, нагрузочные и вакуумные костюмы, медицинские препараты).

Характеристики концепции МЭК-2017 [4, 14, 46]:

стартовая масса до 480 т;

мощность СЭУ (у Земли) 16.24 МВт;

тяга ЭРДУ 400 Н;

удельный импульс ЭРДУ 60.80 км/с;

количество членов экипажа 4...6 чел.;

общая продолжительность

полёта к Марсу и обратно ~2,5 года;

продолжительность работы

экипажа на поверхности 15.30 сут.

По мнению авторов работ [4, 14] концепция МЭК-2017 позволит:

• отработать технику и технологию дальних и длительных межпланетных полётов;

• реально проверить длительное воздействие неблагоприятных факторов космического полёта на экипаж (радиационное воздействие, гипомагнитная среда, длительная невесомость, условия на поверхности Марса, психологическая нагрузка и др.) и отработать меры по их предотвращению или компенсации;

• подготовить условия и инфраструктуру (в т. ч. с использованием местных ресурсов) для длительного (более года) пребывания экипажа на поверхности Марса.

3. однокорабельная схема экспедиции при использовании комбинированной двигательной установки жрд + яэрду

Важнейшими параметрами одно-корабельной пилотируемой экспедиции являются стартовая масса МЭК на околоземной сборочно-монтажной орбите и суммарная продолжительность всей экспедиции. Наибольшей стартовой массой будет обладать МЭК с ДУ на основе ЖРД, наименьшей — с ДУ на основе только ЭРДУ (ЯЭРДУ или

СЭРДУ), однако, при условии наибольшей продолжительности экспедиции (см. табл. 1). Разумные значения стартовой массы и продолжительности полёта зависят во многом от уровня возможных в будущем технологий создания двигателей и ДУ на их основе, которые могли бы обеспечить высадку человека на Марс в середине XXI века.

Стремление проектантов МЭК сократить время экспедиции привело к предложению использовать в качестве ДУ комбинацию на основе ЖРД и ЯЭРДУ. Такая схема была предложена в НИИТП И.Г. Пульхровой [47]. ЖРД используется на околопланетных участках в сферах притяжения планет, а ЭРДУ — при движении частично в околоземном пространстве и полностью — в межпланетном пространстве. В этой же работе приведены рассчитанные значения характеристической скорости Vх для каждого участка полёта. Так, для прошедшего синодического периода 2018 г. применительно к МЭК массой 150 т и ЯЭРДУ мощностью 5 МВт для ухода с орбиты Земли с помощью ЖРД Vх = 3,5 км/с; для ухода с орбиты Марса V = 1 км/с; для межпланетного полёта с ЯЭРДУ Ух = 18,1 км/с, а при использовании только ЯЭРДУ на всех участках полёта Vх = 41 км/с.

Результаты детальных проработок этой схемы экспедиции изложены также в работе [15]. Важнейшей задачей этих исследований было обоснование возможности существенного снижения электрической мощности ЯЭРДУ. Было показано, что при одной и МЭК на орбите ИСЗ при использовании комбинации ЖРД + ЯЭРДУ требуемая мощность ЭУ составит ~5 МВт вместо 15 МВт при использовании только ЯЭРДУ. Привлекательным является предложение использовать ЖРД на основе кислород-водородного топлива лишь на околоземном участке разгона, а при торможении и разгоне в сфере притяжения Марса и торможении в сфере притяжения Земли — использовать ЖРД на долгохранимых

той же массе

топливах (АТ + НДМГ). Особо следует отметить, что при сравнительно равных массах МЭК на околоземной орбите при использовании для всего полёта ДУ на основе ЯРД и на основе комбинации ЖРД + ЯЭРДУ в последней схеме отсутствуют проблема длительного хранения водорода и необходимость иметь на борту для обеспечения этого процесса ЭУ мощностью 100.300 кВт.

Одной из основных задач выполненных в работе [15] исследований являлось получение количественных зависимостей массы ЯЭРДУ от абсолютных значений мощности, показателей энергонапряжённости и требований по ресурсу, на основе преемственного развития технологии ТРП на быстрых нейтронах и литий-ниобиевой технологии в ряду разработок ЯЭУ субмегаваттной мощности [23] и до мультимегаватт-ного уровня [22]. В проектной разработке МЭК на основе комбинированной ДУ [15] для ЯЭУ мощностью 5 МВт были приняты теоретически обоснованные и близкие к экспериментально достигнутым удельные энергетические характеристики ЯЭУ ближайшей перспективы (плотность электрической мощности ЭГК 12 Вт/см2, КПД 15%, рабочее напряжение 100 В, ресурс до 1,5 лет, объём активной зоны ТРП 320 л) [22, 25]. Основные характеристики ЯЭРДУ при использовании ЯЭУ электрической мощностью 5 МВт и двух типов ЭРД — высоковольтных ДАС и низковольтных МПДД, называемых также торцевыми сильноточными двигателями (ТСД), представлены в табл. 2.

Таблица 2

Характеристики ЯЭРДУ электрической мощностью 5 МВт

Параметр Торможение с помощью ЯЭРДУ Торможение с помощью ЖРД

Тип ЭРД в ЯЭРДУ ДАС МПДД ДАС МПДД

Напряжение электропитания ЭРДУ, кВ 1,3 / 2* до 0,1 1,3 / 2* до 0,1

Удельный импульс, км/с 40 / 70* 40 / 50* 40 / 70* 40 / 50*

Рабочее тело Хе П Хе и

Мощность тягового модуля, кВт 50 400 50 400

Ресурс, годы 1,58 1,58 1,45 1,45

Масса ЯЭРДУ, т 39,4 31,5 38,4 30,0

Удельная масса ЯЭРДУ (отнесённая к мощности ЯЭУ), кг/кВт 7,9 6,3 7,7 6,0

*полёт к Марсу / полёт от Марса.

Следует обратить внимание на важный результат проектно-баллистических исследований работы [15] — сравнение характеристик ЯЭРДУ на основе двух типов разработанных и испытанных ЭРД: низковольтного модуля магнитоплазмодинамического двигателя [29] и высоковольтного ДАС [32]. Существенная разница в массе (и удельной массе) связана с необходимостью иметь в ЯЭРДУ на основе ДАС достаточно тяжёлую, хоть и выполненную в высокотемпературном исполнении, систему преобразования напряжения (ключ - трансформатор - выпрямитель [48, 49]) для питания высоковольтных ЭРД типа ДАС. Кроме того, один магнито-плазмодинамический двигатель большой мощности имеет меньшую массу, чем сборка ДАС при той же подводимой электрической мощности.

Таким образом, в соответствии с проектно-баллистическими исследованиями работ [15, 47], при использовании в однокорабельной схеме экспедиции МЭК с комбинированной ДУ (ЖРД + ЯЭРДУ), по сравнению с МЭК только на основе ЯЭРДУ, достигаются:

• сокращение продолжительности экспедиции (согласно работе [47], с 730 до 530 сут);

• компромиссное значение стартовой массы;

• решение проблемы прохода радиационных поясов Земли (уменьшение длительности прохождения околоземных радиационных поясов с 95 до 1,5 сут);

• существенное снижение электрической мощности ЯЭРДУ (с 15 до 5 МВт);

• сокращение требуемого ресурса работы ЯЭРДУ в маршевом режиме (с 520 до 330 сут);

• меньшее значение требуемого удельного импульса ЭРД.

Эти преимущества достигаются за счёт увеличения стартовой массы примерно в два раза (по данным работы [27] — с 420 до 820 т). Следует отметить, что МЭК с комбинированной ДУ с использованием ЖРД на околопланетных участках и ЯЭРДУ на межпланетных участках полёта практически равноценен по стартовой массе и суммарной продолжительности экспедиции МЭК с ДУ лишь на основе ЯРД [6].

4. Многокорабельные схемы десантной экспедиции

В обзоре [14] проанализировано около 70 концептуальных проектов (точнее, публикаций) различных схем пилотируемых полётов к Марсу, выполненных в США и СССР/России, и показано, что примерно в половине из них предпочтение отдано рассмотренному выше однокорабельному варианту пилотируемого полёта, а в другой половине — многокорабельному, т. е. эскадренному, построению пилотируемой экспедиции.

Классики космонавтики С.П. Королёв (СССР) и Вернер фон Браун (США), говоря в ранних работах о полёте человека к Марсу, высказывались в пользу эскадренного построения экспедиции [50, 51]. Так, в своей статье, датированной 1966 г., С.П. Королёв писал: «... в будущем космические корабли с людьми пойдут в дальние рейсы к Луне, планетам и их спутникам. Надёжность таких экспедиций повысится, если посылать не один корабль, а два и более...» [50].

Многокорабельная схема рассматривалась и в первой концепции экспедиции к Марсу немецкого ракетного инженера Вернера фон Брауна, работавшего после войны в США. В 1952 г. в Западной Германии он издал книгу Das Marsprojekt (переведённую через год в США под названием The Mars Project [51]) с проектом марсианской экспедиции из 10 космических кораблей и 70 человек экипажа. Семь из десяти кораблей были предназначены для полёта к Марсу и обратно. Оставшиеся три корабля были грузовыми и несли по одному крылатому планеру для посадки на поверхность планеты. Работы по изучению Марса должны были продолжаться в течение 400 сут, общая продолжительность экспедиции составляла около трёх лет [8, с. 1-4]. В дальнейшем марсианская экспедиция фон Брауна претерпевает большие изменения: вместо флотилии из 10 кораблей осталось только два корабля (один пассажирский и один грузовой). Состав экспедиции уменьшен с 70 до 12 человек. Посадка единственного планера уже предполагалась не на ледниковом покрове полярной шапки, а на хорошем гладком песке пустыни.

В работе [47] рассмотрен один из возможных вариантов двухпусковой схемы экспедиции. Пилотируемый корабль в составе МОК и КВЗ доставляется на орбиту Марса с помощью ДУ на основе ЖРД на стабильных компонентах топлива (АТ + НДМГ). На эту же орбиту грузовым кораблём при последовательной работе ЯЭРДУ мощностью 5 МВт и ЖРД доставляются ВПК и энергодвигательные блоки, необходимые для возвращения экипажа на Землю. При этом значения стартовой массы пилотируемого и грузового кораблей составят 370 и 240 т соответственно. На орбите Марса происходит стыковка МОК и ВПК, далее все операции аналогичны однокорабельной схеме экспедиции. Естественно, пуск с орбиты Земли пилотируемого корабля осуществляется после успешного завершения полёта грузового корабля.

В соответствии с работой [47] двух-пусковая схема экспедиции относительно однопусковой позволяет:

• сократить продолжительность полёта экипажа до 450 сут;

• снизить требуемую мощность ЯЭРДУ с 15 до 5 МВт;

• разнести по времени даты старта пилотируемого и грузового кораблей.

Серьёзным недостатком двухкора-бельной схемы является снижение надёжности из-за необходимости стыковки пилотируемого и грузового кораблей на орбите ИСМ.

5. концепция пилотируемой экспедиции на Марс с возможностью спасательной операции в полёте

В первом концептуальном проекте марсианской экспедиции Вернер фон Браун рассматривал полёт эскадрой из 10 космических кораблей (пилотируемых и грузовых) [8, с. 1-4], однако никаких спасательных операций во время полёта этой эскадры не предусматривалось.

По-видимому, первое концептуально-проектное исследование эскадренного построения пилотируемой экспедиции с обоснованием возможности и оценкой надёжности спасательных операций в полёте было выполнено в РКК «Энергия» В.Д. Юдицким с участием автора настоящей статьи [52]. Главная мысль концепции экспедиции к Марсу с использованием эскадры пилотируемых

кораблей (ПК) — обеспечение технической возможности взаимопомощи членов экипажей кораблей с использованием функционирующих средств на любой стадии полёта и наличие дополнительных альтернатив действий при возникновении аварийной ситуации на одном из кораблей эскадры.

В соответствии с работой [52], эскадра состоит из нескольких кораблей (например, от двух до четырёх). Если количество кораблей п = 2, то оба корабля пилотируемые; при п > 2 количество ПК при старте с исходной околоземной орбиты остаётся равным двум. Четыре или шесть членов экспедиции распределяются между ПК. Запасы расходных материалов каждого ПК должны быть рассчитаны на полный состав экспедиции. Эскадра формируется на высокой околоземной орбите, например, 200 000 км. Экипажи доставляются на борт околоземными ПК типа «Союз» [53] или перспективными космическими кораблями [1] с ДУ на основе ЖРД. Дальнейший полёт кораблей эскадры осуществляется с использованием ЯЭРДУ. На стартовой орбите формируется оптимальное расстояние между кораблями (~300 км), которое обеспечивает снижение мощности радиационной дозы от работающих реакторов ЯЭРДУ до допустимого уровня (теневая радиационная защита защищает только «собственный» экипаж). Иными словами, выбор такого расстояния позволяет не изменять принципы устройства теневой защиты от излучения реактора ЯЭРДУ. С другой стороны, это расстояние, малое по космическим масштабам расстояний и скоростей, определяет разумное время, необходимое для того, чтобы корабли (или бортовые средства индивидуального транспорта - транспортные корабли) могли сблизиться и оказать помощь кораблю, на котором возникла аварийная ситуация. Корабли эскадры стартуют с высокой околоземной орбиты практически одновременно. Движение кораблей эскадры (программа тяги) в околопланетном пространстве и при полёте в межпланетном пространстве ничем не отличается от такового в автономном полёте (при сохранении указанного выше расстояния между кораблями).

Однако схема спасательной операции при возникновении аварийной ситуации (рис. 8) предполагает кратковременное выключение ДУ, что нарушает (на малую величину) программное соотношение координат кораблей и планеты назначения. Следовательно, на этот случай должны быть предусмотрены резервы рабочего тела ДУ, позволяющие провести манёвр коррекции траектории.

Рис. 8. Схема спасательной операции: 1 — первый корабль, участвующий в операции; 2 — второй корабль, участвующий в операции (расстояние между кораблями ~300 км); 3 — обитаемые комплексы кораблей; 4 — ядерные реакторы — источники энергии энергодвигательных установок кораблей (при проведении спасательной операции реакторы заглушены, но являются источниками гамма-излучения); 5 — границы конуса защищённого от радиации пространства, создаваемого защитным экраном ЯЭУ; 6 — траектория манёвра корабля-спасателя

При полёте эскадрой (если говорить на языке теории надёжности) реализуется условие независимости отказов для разделённых ПК эскадры. Это очень важный фактор. Сколько бы труда и средств ни вкладывалось в конструкцию отдельного космического корабля, невозможно избежать взаимозависимости отказов, в т. ч., в пилотируемом варианте, и психологической зависимости, и, как следствие, в такой технической системе надёжность не увеличивается по мере её усложнения. Возможно даже уменьшение надёжности по мере усложнения устройства в результате взаимодействия и наложения отказов. Напротив, реализуя принцип независимости отказов, можно повышать надёжность путём вложения дополнительных средств. При этом следует иметь в виду, что асимптотическое приближение надёжности к единице (с ростом её значения на проценты и доли процента) равносильно снижению в разы вероятности неблагоприятного исхода. В применении к пилотируемой марсианской экспедиции этот тезис исключительно важен, так как открывает прямой путь повышения вероятности успеха путём вложения средств. Итак, основная идея эскадренного

построения — возможность оказания помощи при возникновении аварийной ситуации и преодоления её с сохранением возможности успешного завершения экспедиции.

В качестве критерия эффективности эскадренного построения в работе [52] предложено рассматривать величину Еп (п > 1) — отношение вероятности неудачи экспедиции, состоящей из одного корабля, к вероятности неудачи полёта эскадрой из п кораблей:

Еп = q/[1 - Я(г, 5)п],

где q — вероятность аварии на одном из кораблей эскадры; Я(т, з)п — вероятность успешного завершения полёта в составе эскадры из п кораблей, при надёжности систем МЭК г и значении вероятности успеха спасательной операции 5.

Вероятность успешного выполнения транспортной операции эскадрой из двух ПК рассчитывается по формуле:

Я2 = 2qгs + г2,

а эскадрой из трёх кораблей (два пилотируемых и один непилотируемый) по формуле:

Я3 = 2q2г

+ 5

+ 2qr2s + qr2 + г3.

В работе [52] приведён вывод этих формул, а также формула для расчёта Я4 эскадры из четырёх кораблей (два пилотируемых и два непилотируемых).

В табл. 3 представлены результаты исследований эффективности эскадры для относительно невысокой надёжности систем ПК (0,9) и трёх значений вероятности успешной спасательной операции (5 = 1,00; 0,98; 0,95).

Таблица 3

Эффективность построения эскадры кораблей марсианской экспедиции при надёжности систем ПК г = 0,9 и вероятности отказа q = 0,1

Количество кораблей п Вероятность успешной спасательной операции 5

1,00 0,98 0,95

Отношение вероятности неудачи экспедиции, состоящей из одного корабля, к вероятности неудачи полёта эскадрой из п кораблей

2 10 7,35 5,3

3 100 20,2 9,2

4 1 000 24,4 9,9

Выполненные исследования показали, что уже при двухкорабельной схеме эффективность экспедиции существенно возрастает. Следует особо отметить, что увеличение в два, три, четыре раза числа кораблей эскадры (2... 4 вместо 1) отнюдь не означает увеличения в столько же раз стоимости экспедиции. Это следует из известных факторов [54]: стоимость изготовления космического комплекса, реализующего определённую космическую программу, составляет 1:10...1:20 от стоимости программы технологической и экспериментальной отработки головного образца на стадии опытно-конструкторской работы и ещё меньшую долю от стоимости инфраструктуры, обслуживающей программу. Следовательно, увеличение количества кораблей пилотируемой эскадры приведёт к увеличению стоимости пилотируемой части экспедиции на 10...20%, а с учётом непилотируемой составляющей - и ещё меньше. Из этих же соображений следует принять, что все корабли эскадры, пилотируемые и непилотируемые, должны быть полностью укомплектованы системами и расходуемыми материалами, исходя из численности экипажа, равной полному составу экспедиции. Таким путём минимизируется количество операций (а следовательно, и продолжительность их выполнения, и вероятность неудачи при выполнении спасательной операции), которые должны быть выполнены для переброски экипажа аварийного корабля на один из резервных. Можно рассматривать и более сложные построения, предусматривающие неполное резервирование расходных материалов и размещение их в перемещаемых стыкуемых блоках. Представляется, что выигрыш в массе (и в стоимости миссии) при этом невелик, а снижение вероятности успеха может быть ощутимым.

6. Единый электроракетный транспортный аппарат для марсианского экспедиционного комплекса и околоземного многоразового буксира

Учитывая уникальность и дороговизну создания как МЭК, так и его ЭДК, а также опыт создания и обеспечения длительной эксплуатации многомодульных обитаемых ОС [55, 56], в последних проектах однокорабельной

схемы экспедиции [4, 14] рассматривается вопрос о возможности создания долго-ресурсного (10 лет и даже более) МЭК и его ЭДК и, соответственно, о его многократном использовании для пилотируемых полётов к Марсу.

Однако применительно к ЭДБ ресурс даже в 10 лет является назначенным, а не обоснованным. В работе [45] на основе опыта разработки и испытаний МПДД мощностью 500 кВт и ДАС мощностью 25.35 кВт приведены характеристики, включая обоснованный ресурс, ЯЭРДУ на основе МПДД и СЭРДУ на основе ДАС для МЭК с ЭДБ мощностью 15 МВт. В табл. 4 приведены основные характеристики ЭРДУ для этих двух вариантов.

Таблица 4

Характеристики ЭРДУ мощностью 15 МВт

Параметр Вариант ЭРДУ

ЯЭРДУ СЭРДУ

Тяга, Н 320 320

Удельный импульс, км/с 70 70

Мощность тягового модуля, кВт 1 250 50

Тяговый КПД 0,7 0,7

Рабочее тело Li Xe

Ресурс тягового модуля (ТМ), ч 3 000 11 000

Количество ТМ для ЭУ мощностью 15 МВт, шт. 48 300

Масса ЭРДУ, включая систему хранения и подачи РТ (СХП), т 9 10

Учитывая ограниченный ресурс ЭРДУ, после каждого рейса потребуется её замена.

В работе [57] предлагается другой подход к использованию задела по долгоресурсному МЭК и его ЭДБ. Естественно, МОК создаётся как уникальное изделие и должен быть долго-ресурсным. Однако ЭДБ при замене ЭРДУ используется как многоразовый околоземной или лунный МБ.

Предложение по многократному использованию уникального задела по ЭДК МЭК заключается в следующем [57]. Во-первых, ЯЭРДУ электрической мощностью 21 МВт компонуется из трёх блоков, каждый с ТРП электрической мощностью 7 МВт со своими обслуживающими системами (рис. 9). При осуществлении полёта орбита ИСЗ -орбита ИСМ - орбита ИСЗ все три

блока работают одновременно, что обеспечивает необходимую энерговооружённость МЭК (21 МВт) и кинематическое согласование траектории комплекса с движением планет.

При использовании двигателей в околоземном пространстве жёсткого кинематического ограничения, как правило, нет. Это позволяет использовать запас энергии, сосредоточенный в ТРП марсианского ЭДБ, иным способом, более адекватным околоземным задачам. Блоки ЯЭРДУ используются последовательно во времени, каждый на уровне мощности 5 250 кВт (0,75 мощности номинального режима марсианского двигателя), что позволяет увеличить ресурс моторного времени в шесть раз (суммарно — до 10 лет) при разумных значениях продолжительности выполнения заданных полётных задач. Необходима замена ЭРДУ после полёта к Марсу. ЭРДУ проектируется в двух вариантах. Энергетически и по массовым показателям наиболее привлекательным и совместимым по электрическим параметрам с ТРП считается МПДД большой мощности, использующий в качестве рабочего тела литий [30]. Такой двигатель электрической мощностью 500 кВт был разработан и испытан в РКК «Энергия» применительно к ЭДБ ранних проектов МЭК [29]. Блок МПДД размещается непосредственно за радиационной защитой блока ТРП, чтобы минимизировать длину низковольтных шин. Логика построения такого двигателя в случае его использования в качестве многоразового околоземного или лунного МБ принципиально другая. Целесообразно использовать плазменные высоковольтные ЭРД типа ДАС, обладающие более высоким ресурсом при работе на РТ с высокими значениями атомного веса. Такие двигатели электрической

мощностью до 35 кВт, использующие различное РТ (висмут, ксенон) с удельным импульсом до 70 км/с и КПД до 0,7, были разработаны и прошли успешные испытания [32, 34].

Повышенный срок службы околоземного транспортного средства достигается путём последовательного во времени, раздельного использования каждого из трёх блоков ЯЭУ, на пониженном уровне мощности, что обеспечивает увеличение ресурса каждого энергоблока от 1,5-2 лет, как того требует задача доставки марсианской экспедиции, до 3 лет и более при сохранении динамических качеств двигателя, удовлетворительных для использования в околоземном космосе. Суммарный моторный ресурс ЯЭРДУ может составить 10 лет и более при значении удельной массы ~ 16,6 кг/кВт. При этих условиях высокоорбитальный МБ может совершить до 20 рейсов на геостационарную орбиту и обратно [57]. Основные характеристики ЯЭРДУ для марсианского ЭДБ (Марс-ЭДБ) и многоразового околоземного МБ представлены в табл. 5.

Рис. 9. Вариант схемы межпланетного транспортного корабля на основе ЯЭРД:

1 — реакторы ЯЭУ (ТРП); 2 — защитный экран; 3 — отсек оборудования ЯЭУ; 4 — холодильник-излучатель; 5 — трансформируемая ферма; 6 — граница «полубесконечного» конуса радиационной тени; 7 — ПГ; 8 — ЭРДУ (высоковольтная)

Таблица 5

Основные характеристики ЯЭРДУ при использовании в составе ЭДБ МЭК и многоразового околоземного буксира

Характеристика ЯЭРДУ Марс-ЭДБ Многоразовый буксир

Электрическая мощность, МВт 7 х 3 = 21 5,25 х 1 = 5,25

Тип ЭРД в ЭРДУ МПДД ДАС

Удельный импульс, км/с 50 35

Рабочее тело (топливо) ЭРД Li Bi, Xe, Ar

Электрическая мощность тягового модуля, кВт до 1 000 50.100

Требуемый ресурс, годы 1,45.2,00 10

Масса ЯЭРДУ, т 87 87

Удельная масса ЯЭРДУ, кг/кВт 4,15 16,60

7. Одноразовые электроракетные буксиры для доставки на орбиту Марса неделимых грузов большой массы

В работах [7, 58] была рассмотрена задача обеспечения достаточно больших грузопотоков с орбиты ИСЗ на орбиту ИСМ для разделённой схемы экспедиции, когда на поверхности Марса заранее создаётся база с соответствующей инфраструктурой, а лишь потом осуществляется пилотируемая экспедиция с высадкой космонавтов на подготовленную базу. Этот вариант предполагает доставку беспилотными транспортными кораблями достаточно больших масс ПГ, в т. ч. неделимых, с тем, чтобы минимизировать робототехнические операции на поверхности Марса при создании инфраструктуры марсианской обитаемой базы. Назначение рассматриваемой транспортной операции — доставка груза, представляющего собой компоненты исследовательского и/или технологического комплекса, а также элементы технической инфраструктуры марсианской базы, на низкую околомарсианскую орбиту. Особенностью данной транспортной операции, в отличие от обеспечения пилотируемой экспедиции, является то обстоятельство, что нет жёстких ограничений по продолжительности полёта, поэтому как параметры ЯЭРДУ, так и параметры собственно транспортной операции могут быть оптимизированы исходя из разных критериев качества, одним из которых может быть минимизация электрической мощности ЯЭРДУ для заданной массы неделимого ПГ.

Методика расчёта транспортной операции с использованием электроракетного транспортного аппарата (ЭРТА) по доставке полезного груза большой массы с орбиты Земли на орбиту Марса без возвращения. В работе [7] приведены методика и результаты расчётных исследований вариантов энергодвигательной системы на основе ЯЭРДУ для доставки на орбиту ИСМ ПГ массой (МПГ) 20, 100 и 200 т.

Разработанная В.Д. Юдицким [58] методика проведения оптимизационных расчётов строится на основе фундаментальной зависимости, выведенной в книге [59] путём серийных численных баллистических расчётов и представленной в виде графической зависимости

Тт = ^ (О, V Ts), (1)

где Тт — моторное время, сут; а0 начальное ускорение от тяги; V — скорость истечения РТ (удельный импульс) ЭРДУ, км/с; Т — суммарная продолжительность полёта, сут (включая выход из гравитационного поля Земли, межпланетную траекторию и снижение в поле тяготения Марса до орбиты высотой ~300 км). Соответствующие графики (1) для рассматриваемой задачи приведены в работе [7]. Особенность данного принятого представления результатов баллистических расчётов состоит в том, что они не зависят явно от массы космического комплекса и мощности ЭДУ.

Для определения уже требуемых значений мощности ЯЭРДУ N и массы космического транспортного комплекса М0 на сборочной орбите Земли, а также составляющих М0

[М0 = МПГ + МЯЭУ + МЭРДУ + МРТ + Мс*

где МЯЭУ, МЭРДУ, МРТ, Мст — массы ЯЭУ

(на основе ТРП); ЭРДУ (блок ЭРД + силовой преобразовательный блок (СПБ), но без СХП); РТ (с СХП); устройств стыковки соответственно] был выполнен комплекс проектно-расчётных исследований.

Для определения МЯЭУ был выполнен комплекс расчётов характеристик с использованием разработанной программы проектного расчёта ЯЭУ на основе ТРП [60], особенность которой заключается в использовании эмпирических зависимостей параметров агрегатов и систем ЯЭУ, полученных на основе созданных и испытанных полномасштабных образцов [61]. Дополнительно были выполнены независимые оценки масс на основе опыта проектирования таких установок [62] и имеющихся оценочных алгоритмов масс основных агрегатов термоэмиссионных ЯЭУ (и ЭРДУ). В результате была получена зависимость относительной массы ЯЭУ от её удельной электрической мощности у (кг/кВт), которая может быть описана соотношением:

1о§(у) = К + В,

где К = - 0,494 и В = 2,725 - эмпирические коэффициенты.

Аналогичный комплекс проектно-расчётных исследований с учётом опыта проектирования, создания и испытаний

ЭРД типа СПД и ДАС большой мощности [32, 34] был выполнен применительно к многомодульной ЭРДУ. Рассматривался вариант использования, как и в МБ [23], ЭРДУ на основе высоковольтных ЭРД типа ДАС единичной мощностью 50 кВт. Было учтено, что КПД ЭРД зависит от номинала скорости истечения РТ (удельного импульса) и вычисляется по следующей полученной авторами работы [58] эмпирической формуле (где V, м/с):

2 4

п( V) = atan п

V

Л

0,45'

20000

На основе указанного опыта удельная масса блока ЭРД (без СХП) была принята 1 кг/кВт. В состав ЭРДУ был включён СПБ с системой преобразования напряжения (ключ - трансформатор выпрямитель). На основе анализа разработок СПБ [48, 49] КПД электротехнической системы сопряжения ЭРДУ и ТРП был принят равным 90%, а удельная масса СПБ 1,7 кг/кВт. В результате МЭРДУ = 2,7 N.

ЭРДУ

При расчёте массы топлива было принято, что масса систем, обслуживающих РТ ЭРДУ (баки, система подачи и пр.), принимается равной 10% от массы РТ, предусматривался также запас РТ в объёме 3% от расчётного значения, в результате:

Т

Мрт = 2 Г -у- 86 400 # 1000л ( V)

1,13

Дополнительная масса, необходимая для крепления модуля ПГ к конструкции космического транспортного корабля, М была оценена на основе анализа

ст ^

устройств стыковки при создании многомодульных ОС и принята равной 10% от массы ПГ, т. е. М = 0,1МПГ.

' ст ' ПГ

Таким образом, полученные эмпирические формулы позволяют связать заданную массу полезного груза МПГ для доставки на орбиту Марса, баллистические параметры полёта с орбиты Земли на орбиту Марса (а0), параметры ЯЭРДУ (электрическую мощность N и КПД ЭРДУ) и начальную массу М0 космического комплекса на орбите Земли.

Результаты исследований доставки на орбиту Марса ПГ массой 20 т с помощью ЭРТА мощностью 500 кВт. В работе [7] рассмотрена возможность

решения задачи доставки ПГ массой 20 т с помощью ЯЭРДУ для околоземного МБ мощностью 500 кВт [23], а также использования созданных ЭРД типа ДАС единичной мощностью ~25 кВт [32, 34]. В результате было показано, что только при значении начального ускорения 0,3 мм/с2 существуют сочетания параметров, позволяющие выйти на этот уровень мощности.

Соответствующие развёрнутые результаты зависимости электрической мощности ЯЭУ от удельного импульса ЭРД, массы комплекса на стартовой орбите ИСЗ и продолжительности полёта при значении начального ускорения 0,3 мм/с2 представлены на рис. 10. Наряду с кривыми, дающими достаточно полное представление о взаимовлиянии параметров транспортной операции, на графиках выделены рекомендуемые в работе [7] точки А и Б. Точка А отвечает многопусковой схеме (три пуска РН тяжёлого класса) формирования космического транспортного комплекса (полезный груз -ЯЭУ - ЭРДУ с запасом РТ). Соответственно, точка выбрана в массиве параметров, при котором суммарная масса комплекса ~60 т распределена на три части, каждая из которых функционально замкнута, масса одной части не превышает 25 т. Точка Б также отвечает электрической мощности ЯЭУ 500 кВт, но рассчитана на однопуско-вую схему формирования транспортного комплекса с использованием РН сверхтяжёлого класса грузоподъёмностью ~ 100 т. Отметим, что продолжительность полёта в точке Б примерно на 100 сут меньше, чем в точке А. Рекомендуемые в работе [7] параметры ЭРТА на основе термоэмиссионной ЯЭУ мощностью 500 кВт для транспортировки к Марсу ПГ массой 20 т приведены в табл. 6.

Выбор критериев оптимизации ЭРТА для доставки к Марсу ПГ массой 100 т и более. Применительно к транспортным средствам и характеристикам транспортных операций для доставки на орбиту Марса супертяжёлых неделимых ПГ (100.200 т) содержательные результаты могут быть выделены на основе определённых критериев оптимизации. В работе [7] были проанализированы возможные критерии оптимизации рассматриваемых транспортных задач.

Рис. 10. Зависимость мощности ЯЭУ от удельного импульса ЭРДУ (а), массы транспортного комплекса (ТК) на стартовой околоземной орбите (б) и суммарной продолжительности полёта с орбиты Земли на орбиту Марса для массы полезного груза 20 т при начальном ускорении 0,3 мм/с2: Тт/Т8 — отношение продолжительности работы ЭРДУ к суммарной продолжительности полёта; V — скорость истечения рабочего тела (удельный импульс) ЭРДУ; А и Б — рекомендуемые параметры для трёх- и однопусковой схем формирования комплекса на орбите Земли соответственно

Таблица 6

Параметры ЭРТА на основе ЯЭУ электрической мощностью 500 кВт для транспортировки к Марсу ПГ массой 20 т (начальное ускорение 0,3 мм/с2)

Используемая для формирования транспортного комплекса РН Удельный импульс, км/с Начальная масса, т Масса ЯЭУ, т Масса РТ, т Продолжительность полёта, сут

Тяжёлая РН грузоподъёмностью до 25 т 40 53,7 12,7 19,0 690

Сверхтяжёлая РН грузоподъёмностью 100 т 20 66,4 12,7 31,7 612

Минимум мощности ЭУ (ЯЭУ или СЭУ) в настоящее время — актуальное условие при рассмотрении непилотируемой транспортной операции, поскольку для текущего момента характерно отставание уровня развития именно этой компоненты ЭРТА (это в равной мере относится как к ЯЭУ, так и к СЭУ, отвечающим масштабу рассматриваемой задачи) от таких компонент рассматриваемой операции, как грузоподъёмность РН или возможность формирования крупногабаритных объектов на низкой околоземной орбите. Выполнение требования «минимум мощности ЭУ» позволит максимально приблизить начало эксплуатации космического транспортного комплекса, рассчитанного на транспортирование неделимого ПГ сверхтяжёлой массы, собранного на орбите ИСЗ, на орбиту Марса.

Минимум стартовой массы собранного комплекса. Для массы ПГ 100 т сверхтяжёлые РН класса «Энергия» обеспечивают возможность выбора вариантов: или минимальной массы и двухпусковой схемы (масса комплекса на околоземной орбите ~220 т), или минимальной мощности и трёхпусковой схемы (масса ~330 т).

Минимум продолжительности полёта. Выполнение этого требования приводит к предельным, абсолютно неоптимальным значениям мощности ЯЭУ и начальной массы транспортного комплекса. Этот критерий может рассматриваться только в сочетании с ограничениями

на допустимые значения мощности и/или начальной массы (последняя, в соответствии с энергетическими характеристиками полёта к Марсу, не должна превышать массу ПГ в 3-4 раза).

В связи с этим может быть рассмотрен и проанализирован компромиссный критерий:

минимум произведения нормированных значений трёх вышеназванных переменных.

В табл. 7 представлены результаты исследований по доставке на орбиту Марса ПГ массой 100 (рис. 11) и 200 т (рис. 12), базирующиеся на выбранных критериях оптимизации [7].

Таблица 7

Результаты анализа концепций космического электроракетного транспортного аппарата для транспортирования к Марсу ПГ массой МПГ = 100/200 т

Точка на рис. 11 и рис. 12 Характеристика варианта Мощность ЯЭУ, кВт Масса ЯЭУ, т Начальная масса, т Начальное ускорение, мм/с2 Удельный импульс ЭРДУ, км/с Продолжительность полёта, сут

А Минимум мощности ЯЭУ 1 615 /3 100 17,9/24,9 291/556 0,3/0,3 20/20 744/744

В Минимум начальной массы 3 273 /6 160 25,7/35,3 168/316 0,3/0,3 100/100 954/954

С Минимум продолжительности полёта 21900/37300 83,6/109,3 1 071/1 823 1,0/0,8 20/20 225*/205*

Б Минимум продолжительности полёта при минимальной мощности ЯЭУ 10200/17600 56,6/74,7 496/707 1,0/1,0 20/20 287/317

Е Компромиссный минимум продолжительности полёта 10200/18000 56,6/75,6 327/581 1,0/1,0 40/40 334/334

Г Минимум продолжительности полёта при минимальной стартовой массе 15300/26500 70,0/92,0 283/492 1,0/1,0 80/80 360/360

Примечания. * при отношении моторного времени к суммарной продолжительности полёта Тт/Т = 0,8. Полужирным начертанием выделены оптимальные значения.

Рис. 11. Графики зависимости экстремалей массы и мощности ЯЭУ и начальной массы транспортного комплекса (ТК) от времени доставки с орбиты Земли на орбиту Марса неделимого полезного груза массой 100 т: 1 — из условия минимума начальной массы; 2 — компромиссный вариант; 3 — из условия минимума мощности ЯЭУ; 4 — из условия минимума продолжительности полёта для различных вариантов режима полёта с ЯЭРДУ; Ш — сравнение с вариантом ТК на основе ЖРД; А, В, С, Б, Е, Г — см. табл. 7

Рис. 12. Графики зависимости экстремалей массы и мощности ЯЭУ и начальной массы транспортного комплекса (ТК) от времени доставки с орбиты Земли на орбиту Марса неделимого полезного груза массой 200 т: 1 — из условия минимума начальной массы; 2 — компромиссный вариант; 3 — из условия минимума мощности ЯЭУ; 4 — из условия минимума продолжительности полёта для различных вариантов режима полёта с ЯЭРДУ; Ш — сравнение с вариантом ТК на основе ЖРД; A, B, C, D, E, F — см. табл. 7

8. Сравнительный анализ использования ЭРДУ и ЖРДУ в качестве двигательной установки для доставки с орбиты Земли на орбиту Марса ПГ большой массы

Доставка на орбиту Марса ПГ большой массы может осуществляться и одноразовыми транспортными средствами с использованием двигателей большой тяги (ЖРД или ЯРД), однако масса формируемого на орбите ИСЗ транспортного комплекса будет существенно выше, чем при использовании ЭРДУ. Соответственно, будет выше и стоимость доставки единицы массы ПГ, в какой-то мере пропорциональной количеству пусков РН для формирования комплекса [28].

Для оценки эффективности использования ЭРТА на основе термоэмиссионной ЯЭУ субмегаваттной и мега-ваттной электрической мощности для доставки на орбиту Марса ПГ большой массы в работе [7] выполнено сравнение параметров транспортного аппарата и транспортной операции

с использованием традиционных средств (в виде РБ) на основе ЖРД. Для целей сравнения были выполнены расчёты транспортной операции «орбита ИСЗ - орбита ИСМ» с использованием многоступенчатого космического транспорта на основе ЖРД. В расчётах было принято, что разгоны в сфере притяжения Земли и в поле тяготения Солнца для перехода на эллипс Хомана, «связывающий» орбиты Земли и Марса, выполняются с применением кислород-водородных ЖРД с удельным импульсом 4,6 км/с, а доразгон до окружной скорости Марса и торможение в его грависфере до местной круговой скорости — с применением ЖРД на высококипящих компонентах с удельным импульсом 3,4 км/с. Результаты расчётов в виде точек представлены на рис. 11 и 12: по оси абсцисс — суммарная продолжительность полёта; по оси ординат — начальная масса ТК для доставки на орбиту Марса ПГ массой 100 и 200 т соответственно. В табл.8 результаты расчётов транспортного комплекса на основе ЖРД

сопоставлены с адекватными значениями для ЯЭРДУ при значениях массы ПГ 20, 100 и 200 т. Отметим, что для ЯЭРДУ приведены два значения параметров: для условия реализации транспортной операции при минимальной мощности ЯЭУ и при минимальной продолжительности транспортировки, сравнимой с продолжительностью выполнения транспортной операции комплексом на основе ЖРД.

Видно, что при сравнительно равных значениях продолжительности полёта стартовая масса транспортного комплекса на основе ЖРД существенно, а именно в четыре - восемь раз, превышает минимальную массу комплекса на основе ЭРДУ, т. е. различие в значениях стартовой массы между космическими транспортными комплексами на основе ЭРДУ и на основе ЖРД носит принципиально качественный характер.

Исходя из этих принципиально важных качественных различий, можно сделать следующие предположения:

• когда станут актуальными грузовые полёты к Марсу с ПГ массой ~20 т, выбор может быть сделан уже в пользу ЭРТА, поскольку с ними возможно использование однопусковой схемы формирования транспортного комплекса на основе РН сверхтяжёлого класса грузоподъёмностью 60.100 т.

• когда станут актуальными полёты с ПГ массой 100.200 т, качественное различие в стартовой массе предопределит использование ЭРТА с ЯЭРДУ.

9. Особенности и «цена» сборки МЭК на орбите ИСЗ с доставкой составных частей РН грузоподъёмностью 20...25 т

Выполненные проекты пилотируемой экспедиции на Марс (см. разд. 2) базировались на применении для сборки МЭК на орбите ИСЗ сверхтяжёлых РН грузоподъёмностью ~1 00 т (РН Н1 и «Энергия» [1]). Однако в настоящее время такие РН не изготавливаются и не эксплуатируются, а создание подобных РН может быть экономически целесообразным лишь при относительно большом количестве их запусков. Поэтому периодически рассматривается возможность использования для сборки МЭК РН меньшей грузоподъёмности. Так, в работе [4] рассмотрена возможность использования для сборки МЭК РН грузоподъёмностью 35.40 т, однако в последующей публикации [14] всё же рекомендуется использовать РН грузоподъёмностью 80.100 т. Влияние грузоподъёмности РН на эффективность решения различных задач, в т. ч. доставки грузов на орбиту Марса, рассмотрено в работе [63].

В работе [64] выполнены проектные исследования принципиальной возможности и оценки «цены» (изменения схемы и времени сборки, необходимое количество пусков РН, увеличение стоимости миссии) сборки МЭК с использованием ЭДБ на базе двух ЯЭУ на основе ТРП мощностью 8 000 кВт (см. рис. 7) с помощью РН грузоподъёмностью 20.25 т.

Таблица 8

Сравнение одноразовых грузовых транспортных кораблей на основе ЖРДУ и ЯЭРДУ для доставки на орбиту Марса неделимых грузов большой массы

Масса ПГ на орбите Марса, т Тип двигательной установки Начальная масса (на орбите ИСЗ), т Продолжительность полёта, сут Мощность ЯЭУ, кВт Отношение начальных масс корабля с ЖРДУ и с ЯЭРДУ

20 ЖРДУ 416 270 — —

ЯЭРДУ 54 690 500 7,7:1

97 352 4 120 4,3:1

100 ЖРДУ 2 080 270 — —

ЯЭРДУ 283 360 15 300 7,35:1

496 287 10 200 4,2:1

200 ЖРДУ 4 160 270 — —

ЯЭРДУ 492 360 26 500 8,45:1

707 317 17 600 5,9:1

С учётом опыта отработки средств (накидной камеры) для резки и сварки литий-ниобиевых контуров с замороженным литием [65] в работе [64] детально рассмотрены возможность членения ЯЭУ и технология последующей сборки в космосе ЯЭУ с ТРП. Вопрос принципиальной возможности членения МОК и ВПК не обсуждается, условно принимается возможным.

Изменение принципа формирования МЭК относительно проектов с использованием сверхтяжёлых РН повлекло за собой изменение логики этого процесса и, следовательно, использование дополнительных средств выведения в связи с тем, что:

• увеличение количества монтажно-сборочных операций на орбите невозможно без выведения специальных блоков, оборудованных средствами стыковки и монтажа (манипуляторы и специализированные средства);

• процесс сборки МЭК из большого количества компонентов, доставляемых РН относительно небольшой грузоподъёмности, требует участия космонавтов-монтажников и длительного времени, главным образом из-за ограниченной пропускной способности существующих стартовых комплексов, а также из-за неизбежной интерференции с другими космическими программами, реализуемыми с использованием этих же РН. Следовательно, в процессе сборки МЭК должны будут присутствовать сменные временные экипажи, для которых должны быть выделены соответствующие ресурсы и средства их доставки;

• большая продолжительность сборки МЭК на околоземной орбите требует дополнительных затрат массы и, соответственно, пусков РН для поддержания принятой высоты орбиты.

Результаты концептуально-проектных исследований, изложенные в работе [63], показали следующее.

Для сборки ЯЭРДУ мощностью 8 000 кВт, включая запас РТ ЭРДУ, потребуется девять пусков РН грузоподъёмностью 20 т. Общее количество пусков РН такого класса для выведения составных частей МЭК, включая две ЯЭРДУ и топливо ЭРДУ, составит 36, причём это значение следует считать нижним значением. При шести пусках РН в год в первые два года, и при 12 — в последующие годы, время

сборки МЭК составит четыре года. Для наладки и отработки взаимодействия систем потребуется еще шесть месяцев. Итого продолжительность сборки — приблизительно 4,5 года. Принимая продолжительность пребывания сменных экипажей равной трём месяцам, получаем 14 сменных экипажей. Для доставки и обеспечения жизнедеятельности каждого экипажа потребуется 2-3 пуска КА класса «Союз», следовательно, для обеспечения сборки МЭК потребуется не менее 20 пусков КА класса «Союз» и еще два — для последующей доставки экспедиции на борт МЭК.

Таким образом, адаптация к РН грузоподъёмностью 20.25 т потребует существенных изменений концепции МЭК. Такие элементы, как МОК, марсианский ВПК, а также ЯЭУ, баки РТ, должны быть выполнены в виде сборных конструкций, собираемых на орбите из блоков. При этом суммарная масса МЭК увеличится на 10...15% по сравнению со схемой доставки сверхтяжёлыми РН.

Заключение

Анализ опубликованных работ по тематике пилотируемых полётов к Марсу показал, что у учёных и специалистов нет единого мнения, и потому продолжаются обсуждения — зачем лететь, как и на чём.

Выбор двигательной установки марсианского экспедиционного комплекса является одним из принципиальных вопросов осуществления полёта. Уже в первых исследованиях было показано преимущество использования в межорбитальном полёте ЭРТА на основе ЭРДУ, обеспечивающей минимальную, по сравнению с другими типами ДУ, массу МЭК на сборочной орбите Земли, а следовательно, и минимальную стоимость миссии. В первых и последующих концептуальных проектах РКК «Энергия» была выбрана ДУ на основе ЭРДУ с электропитанием от термоэмиссионной ЯЭУ или солнечной энергоустановки на основе тонкоплёночных ФЭП из аморфного кремния. Для сокращения продолжительности полёта рассматривается комбинированная ДУ с использованием ЖРД в сферах притяжения планет и ЭРДУ в межорбитальном полёте.

Определёнными преимуществами, как подчёркивали основоположники практической космонавтики С.П. Королёв и Вернер фон Браун, обладает эскадренное построение экспедиции, когда с орбиты Земли одновременно стартуют несколько кораблей, при этом часть из них — пилотируемые. Показано, что только при использовании ЭРТА возможна спасательная операция. При полёте эскадрой реализуется важное с точки зрения надёжности условие независимости отказов для разделённых пилотируемых кораблей эскадры. В работах учёных РКК «Энергия» [46, 53] показано, что вероятность неудачи экспедиции, состоящей из одного корабля, выше вероятности неудачи полёта эскадрой из двух пилотируемых кораблей в 5-10 раз, в зависимости от надёжности кораблей и вероятности успешной спасательной операции. Показано, что при полёте эскадрой стоимость программы увеличивается не пропорционально количеству кораблей, а всего на 10-20%.

Рассмотрена редко обсуждаемая так называемая разделённая схема экспедиции, когда заранее на поверхности Марса создаётся база с соответствующей инфраструктурой для длительной, в течение примерно 1,5 лет, работы космонавтов вахтовым методом. Для создания такой базы доставку к Марсу неделимых полезных грузов большой массы (100.200 т) предложено осуществлять с помощью одноразовых (без возвращения) грузовых ЭРТА электрической мощностью 1,6.3,1 МВт в течение двух лет. Приведена методика оптимизации ЭРТА и характеристик полёта, исходя из разных критериев качества. Приведено сравнение решения рассматриваемой задачи с использованием ЭРТА и грузовых кораблей с ДУ на основе ЖРД. Показано, что в первом случае начальная масса грузового комплекса на околоземной орбите будет в четыре -восемь раз меньше, чем при использовании ДУ с ЖРД. Соответственно, в разы будет ниже и стоимость миссии.

На основе анализа опубликованных концептуальных проектов пилотируемых полётов к Марсу, по мнению автора настоящей статьи, на рубеже 2040-2050-х гг. наиболее приемлемой будет разделённая схема экспедиции на заранее подготовленную базу с эскадренным построением полёта

пилотируемых кораблей с ЭРТА с питанием от термоэмиссионных ЯЭУ или солнечных тонкоплёночных батарей и возможностью обеспечения спасательной операции.

Список литературы

1. Соловьёв В.А., Решетников М.Н., Синявский В.В., Шачнев С.Ю. Ракетно-космической корпорации «Энергия» имени С.П. Королёва 75 лет // Космическая техника и технологии. 2021. № 2(33). С. 16-49. Режим доступа: https://doi.org/10.33950/spacetech -2308-7625-2021-2-16-49 (дата обращения 18.10.2022 г.).

2. Пилотируемая экспедиция на Марс / Под ред. А.С. Коротеева. М.: Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского, 2006. 320 с.

3. Горшков Л.А., Синявский В.В., Стойко С.Ф. Межпланетные проекты С.П. Королёва и их развитие в РКК «Энергия» // В кн.: Развитие отечественной ракетно-космической науки и техники. М.: ИД «Столичная энциклопедия», 2015. Т. 2: История развития отечественной пилотируемой космонавтики. С. 253-272.

4. Брюханов Н.А., Горшков Л.А., Севастьянов Н.Н., Стойко С.Ф. Концепция экспедиции на Марс // Известия РАН. Энергетика. 2007. № 4. С. 10-21.

5. Синицын А.А. Баллистические варианты пилотируемой экспедиции на Марс с ядерной электроракетной двигательной установкой // Космическая техника и технологии. 2016. № 4(15). С. 80-90.

6. Архангельский Н.И., Музыченко Е.И., Синицын А.А. Баллистические варианты пилотируемой экспедиции на Марс с двигательными установками большой тяги // Космическая техника и технологии. 2021. № 3(34). С. 96-110.

7. Синявский В.В., Юдицкий В.Д. Одноразовые ядерные электроракетные буксиры для доставки на орбиту Марса неделимых грузов большой массы // Известия РАН. Энергетика. 2012. № 2. С. 75-81.

8. Portree D.S.F. Humans to Mars: fifty years of mission planning, 1950-2000 // Monograph in Aerospace History. 2001. № 21 (NASA SP-2001-4521). 151 p.

9. Human exploration of Mars: the reference mission of the NASA Mars exploration study team / Ed. S.J. Hoffman,

D.I. Kaplan. Houston, Texas: The Lyndon B.Johnson Space Center, 1997. 237p.

10. Drake B.G. Mars design reference architecture 5.0 study: executive summary (presentation). December 4, 2008. 47 р. Режим доступа: https://www.nasa.gov/pdf/ 373669main_2008-12-04_Mars_DRA5_ Executive_Summary-Presentation.pdf (дата обращения: 18.10.2022 г.).

11. Евдокимов Р.А. Обзор докладов Московских международных симпозиумов по исследованиям Солнечной системы 2019-2020 гг. (10M-S3 и 11M-S3). Ч. 1: Исследования Марса // Космическая техника и технологии. 2021. № 4(35). С. 114-136.

12. Semkova J., Koleva R, Benghin V., Dachev T., Matviichuk Y, Tomov B, Krastev K, Maltchev S, Dimitrov P., Bankov N, Mitrofanov I., Malakhov A., Golovin D., Mokrousov M, Sanin A., Litvak M, Kozyrev A., Nikiforov S., Lisov D., Anikin A., Shurshakov V., Drobyshev S. Radiation environment in the interplanetary space and Mars' orbit according FREND's Liulin-MO dosimeter aboard ExoMars TGO data // Abstr. 11th Moscow Solar System Symp. 11M-S3. Moscow: Space Research Institute, 2020. P. 22-24.

13. Vázquez-Poletti J.L., Llorente I.M., Ruiz-Ramos M, Pascual P.J., Ramírez-Nicolás M., Sanz-Cobena A., Jiménez S., Rodríguez A., Usero D., Vázquez L, Makovchuk V.Yu., Grishakina E.A., Belov A.A., Cheptsov V.S., Ezhelev Z.S. Serverless computing for Mars exploration and colonization applications // Abstr. 10th Moscow Solar System Symp. 10M-S3. Moscow: Space Research Institute, 2019. P. 61-63.

14. Безяев И.В., Стойко С.Ф. Обзор проектов пилотируемых полётов к Марсу // Космическая техника и технологии. 2018. № 3(22). С. 17-31.

15. Семёнов Ю.П., Соколов Б.А., Баканов Ю.А., Синявский В.В., Агеев В.П., Корнилов В.А., Лайко Ю.А., Масленников А.А., Соболев Ю.А., Сухов Ю.И., Троицкий С.Р., Юдицкий В.Д. Ядерный энергодвигательный блок мегаваттной мощности для различных схем обеспечения пилотируемой экспедиции на Марс // 5-я Межд. конф. «Ядерная энергетика в Космосе»: сб. докл. Подольск, 1999. Ч.1. С. 142-153.

16. Коротеев А.С., Архангельский Н.И., Музыченко Е.И., Нестеров В.М., Цветков А.Г. Ядерная энергетика — ключ

к началу пилотируемых полётов на Марс // Известия РАН. Энергетика. 2020. № 3. С. 3-14.

17. Сухов Ю.И., Синявский В.В. Обзор работ РКК «Энергия» им. С.П. Королёва по термоэмиссионным ядерным энергетическим установкам большой мощности космического назначения // Ракетно-космическая техника: труды РКК «Энергия». Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 1995. Вып. 3-4. С. 13-28.

18. Синявский В.В. Соратник С.П. Королёва и руководитель комплекса высокотемпературной космической ядерной энергетики и электроракетных двигателей (к 100-летию со дня рождения М.В. Мельникова) // В кн.: XLIV Академические чтения по космонавтике, посвящённые памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных учёных - пионеров освоения космического пространства: сб. тезисов в 2-х т. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2020. Т. 1. С. 12-14.

19. Евдокимов Р.А., Синявский В.В. Сравнительный анализ термоэмиссионной и газотурбинной схем преобразования тепловой энергии в электрическую в космических ЯЭУ транспортно-энерге-тических модулей // Ядерная энергетика в космосе-2005: сб. докл. в 3-х т. М.: Изд-во ГУП НИКИЭТ, 2005. Т. 1. С. 159-168.

20. Гафаров А.А., Пришлецов А.Б., Рождественский Н.М. Сравнительный анализ транспортно-энергетических модулей на базе ядерных энергетических установок с системами прямого и динамического преобразования энергии // Ядерная энергетика в космосе-2005: сб. докл. в 3-х т. М.: Изд-во ГУП НИКИЭТ, 2005. Т. 1. С. 101-104.

21. Ярыгин В.И., Ружников В.А., Синявский В.В. Космические и наземные ядерные энергетические установки прямого преобразования энергии: монография. М.: НИЯУ МИФИ, 2016. 364 с.

22. Синявский В.В. Проектные исследования термоэмиссионных ЯЭУ, созданных по литий-ниобиевой технологии, электрической мощностью 5-10 МВт // Космическая техника и технологии. 2016. № 4(15). С. 31-42.

23. Островский В.Г., Синявский В.В., Сухов Ю.И. Межорбитальный электроракетный буксир «Геркулес» на основе термоэмиссионной ядерно-энергетической

установки // Космонавтика и ракетостроение. 2016. № 2(87). С. 68-74.

24. Синявский В.В. Результаты экспериментально-испытательных работ по агрегатам, сборкам и модулю космической термоэмиссионной ЯЭУ по литий-ниобиевой технологии // Труды IV Межд. научно-технической конф. «Инновационные проекты и технологии ядерной энергетики» (МНТК НИКИ-ЭТ - 2016). М.: Изд-во ГУП НИКИЭТ, 2016. Т. 1. С. 606-616.

25. Синявский В.В. Научно-технический задел по ядерному электроракетному межорбитальному буксиру «Геркулес» // Космическая техника и технологии. 2013. № 3. С. 25-45.

26. Островский В.Г. Разработка электроракетных двигателей и электроракетных двигательных установок // В кн.: С.П. Королёв: энциклопедия жизни и творчества. Королёв: РКК «Энергия», 2014. С.220-224.

27. Горшков О.А., Муравлёв В.А., Шагайда А.А. Холловские и ионные плазменные двигатели для космических аппаратов / Под ред. А.С. Коротеева. М.: Машиностроение, 2008. 278 с.

28. Косенко А.Б., Синявский В.В. Оценка удельной стоимости доставки полезного груза с поверхности Земли на орбиту назначения транспортной системой с многоразовым электроракетным буксиром // Известия РАН. Энергетика. 2011. № 3. С. 53-64.

29. Агеев В.П., Островский В.Г. Маг-нитоплазмодинамический двигатель большой мощности непрерывного действия на литии // Известия РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 82-95.

30. Синявский В.В. Обзор разработок и исследований в РКК «Энергия» магнитоплазмодинамических электроракетных двигателей большой мощности // Космическая техника и технологии. 2020. № 4(31). С. 112-133. Режим доступа: https://doi.org/10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-112-133 (дата обращения: 18.10.2022 г.).

31. Кубарев Ю.В. Полёты на Марс, электрореактивные двигатели настоящего и будущего // Наука и технологии в промышленности. 2006. № 2. С. 19-35.

32. Островский В.Г., Сухов Ю.И. Разработка, создание и эксплуатация электроракетных двигателей в ОКБ-1 -ЦКБЭМ - НПО «Энергия» - РКК «Энергия» (1958-2010) // Ракетно-космическая

техника: труды РКК «Энергия». Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2011. Вып. 3-4. 186 с.

33. Ловцов А.С., Селиванов М.Ю., То-милин Д.А., Шагайда А.А., Шашков А.С. Основные результаты разработок Центра Келдыша в области ЭРДУ // Известия РАН. Энергетика. 2020. № 2. С. 3-15.

34. Захаренков Л.Э., Семёнкин А.В., Солодухин А.Е. Экспериментальное исследование многодвигательной системы на базе нескольких одновременно работающих электроракетных двигателей с анодным слоем // Космическая техника и технологии. 2016. № 1(12). С. 39-56.

35. Гусев Ю.Г., Пильников А.В., Суворов С.Е. Сравнительный анализ выбора ЭРДУ большой мощности на основе отечественных ЭРД и перспективы их применения в системах межорбитальной транспортировки и для исследования дальнего космоса // Космическая техника и технологии. 2019. № 4(27). С. 45-55.

36. Салмин В.В., Старинова О.Л., Четвериков А. С., Брюханов Н.А., Ха-миц И.И., Филиппов И.М., Лобыкин А.А., Бурылов Л.С. Проектно-баллистический анализ транспортных операций космического буксира с электроракетными двигателями при перелётах на геостационарную орбиту, орбиту спутника Луны и в точки либрации системы Земля - Луна // Космическая техника и технологии. 2018. № 1(20). С. 82-97.

37. Райкунов Г.Г., Комков В.А., Мельников В.М., Харлов Б.Н. Центробежные бескаркасные крупногабаритные космические конструкции. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2009. 447 с.

38. С.П. Королёв: энциклопедия жизни и творчества. Королёв: РКК «Энергия», 2014. 704 с.

39. Горшков Л.А. Космические проектанты. М.: РТСофт, 2021. 416 с.

40. Синявский В.В. Ядерные электроракетные двигатели для полёта на Марс // Земля и Вселенная. 2017. № 5. С. 28-43.

41. Агеев В.П., Быстров П.И., Виз-галов А.В., Горшков Л.А, Пупко В.Я., Семёнов Ю.П., Синявский В.В., Соболев Ю.А., Сухов Ю.И. Энергодвигательный блок на основе термоэмиссионной ядерной электрореактивной двигательной установки для марсианского экспедиционного комплекса // Ракетно-космическая техника: науч.-тех. сб. М.: НИИТП, 1992. Вып. 1(134). С. 25-33.

42. Нестеренко А.А. Вариант марсианского экспедиционного комплекса с маршевыми ЖРДУ и аэродинамическим щитом // Ракетно-космическая техника: науч.-тех. сб. М.: НИИТП, 1992. Вып. 1(134). С. 130-136.

43. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королёва. 1946-1996. М.: РКК «Энергия», 1996. 670 с.

44. Брюханов Н.А., Горшков Л.А., Семёнов Ю.П. Марсианский экспедиционный комплекс с солнечной энергетической установкой и электрореактивными двигателями // Ракетно-космическая техника: науч.-тех. сб. М.: НИИТП, 1992. Вып. 1(134). С. 92-99.

45. Агеев В.П., Быстров П.И., Сухов Ю.И. Электрореактивная двигательная установка для марсианского экспедиционного комплекса // Ракетно-космическая техника: науч.-тех. сб. М.: НИИТП, 1992. Вып. 1(134). С. 100-103.

46. Горшков Л.А., Синявский В.В., Стойко С.Ф. Межпланетные проекты С.П. Королёва и их развитие в РКК «Энергия» // В кн.: С.П. Королёв: энциклопедия жизни и творчества. Королёв: РКК «Энергия», 2014. С. 240-259.

47. Ватель М.Н., Пульхрова И.Г. Марсианский экспедиционный комплекс с использованием в качестве маршевой двигательной установки комбинации ЖРД + ЯЭРДУ термоэмиссионного типа // Ракетно-космическая техника: науч.-тех. сб. М.: НИИТП, 1992. Вып. 1(134). С. 39-51.

48. Троицкий С.Р. Сравнительный анализ особенностей преобразования напряжения термоэмиссионного реактора-преобразователя космических ЯЭУ большой мощности // Ракетно-космическая техника: труды РКК «Энергия». Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 1998. Вып. 1-2. С. 211-237.

49. Онуфриев В.В., Ивашкин А.Б., Синявский В.В. Исследования систем преобразования тока на основе термоэмиссионной высокотемпературной плазменной электроэнергетики // Инженерный журнал: наука и инновации. 2013. № 10(22). Режим доступа: https:// cyberleninka.ru/article/n/issledovaniya-sistem-preobrazovaniya-toka-na-osnove -termoemissionnoy -vysokotemperaturnoy -plazmennoy-elektroenergetike/viewer (дата обращения 18.10.2022 г.).

50. Проф. К. Сергеев (С.П. Королёв). Газета «Правда», 1 янв. 1966 // В кн.: Творческое наследие академика С.П. Королёва: избранные труды и документы. М.: Наука, 1980. С. 258.

51. Von Braun W. The Mars Project. Champagn, Illinois: University of Illinois Press, 1991. 91 p.

52. Севастьянов Н.Н., Синявский В.В., Юдицкий В.Д. Концепция экспедиции на Марс в составе эскадры // Известия РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 46-56.

53. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва в первом десятилетии XXI века. 2001-2010. М.: РКК «Энергия», 2011. 832 с.

54. Косенко А.Б., Синявский В.В. Технико-экономическая эффективность использования многоразового межорбитального буксира на основе ядерной электроракетной двигательной установки для обеспечения больших грузопотоков при освоении Луны // Космическая техника и технологии. 2013. № 2. С. 72-84.

55. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Международное сотрудничество в сфере пилотируемых полётов. Ч. 1: Исторический обзор // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 12-31.

56. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Международное сотрудничество в сфере пилотируемых полётов. Ч. 2: Создание и эксплуатация МКС // Космическая техника и технологии. 2017. № 2(17). С. 5-28.

57. Борисов В.В., Лайко Ю.А., Обухов С.Н., Синявский В.В. Единый ядерный энергодвигательный блок для марсианского экспедиционного комплекса и околоземного буксира // Известия РАН. Энергетика. 2006. № 1. С. 125-131.

58. Синявский В.В., Юдицкий В.Д. Сравнительный анализ вариантов энергодвигательного обеспечения грузовых перевозок с орбиты Земли на орбиту Марса для последующей пилотируемой экспедиции на Марс // Ракетно-космическая техника: труды РКК «Энергия». Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2009. Вып. 3. С. 17-38.

59. Гродзовский Г.Л., Иванов Ю.Н., Токарев В.В. Механика космического полёта с малой тягой. М.: Наука, 1996. 679 с.

60. Юдицкий В.Д., Пушина Л.И., Синявский В.В. Инженерная математическая модель определения энергоресурсных и массогабаритных характеристик космической ЯЭУ с термоэмиссионным реактором-преобразователем на быстрых нейтронах и литиевой системой охлаждения // Ракетно-космическая техника: труды РКК «Энергия». Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2003. Вып. 1-2. С. 165-182.

61. Синявский В.В. Научно-технический задел по ядерному электроракетному межорбитальному буксиру «Геркулес» // Космическая техника и технологии. 2013. № 3. С. 25-45.

62. Баканов Ю.А., Семёнов Ю.П., Синявский В.В., Масленников А.А., Юдиц-кий В.Д. О выборе типа, структуры и размерности источника электроэнергии для электроракетного транспортного аппарата // Ракетно-космическая техника: труды РКК «Энергия». Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 1996. Вып. 2-3. С. 11-21.

63. Косенко А.Б., Синявский В.В. Влияние грузоподъёмности ракет-носителей на оптимальные параметры многоразового межорбитального буксира на основе ядерной электроракетной двигательной установки в различных транспортных задачах // Известия РАН. Энергетика. 2012. № 2. С. 98-102.

64. Лайко Ю.А., Синявский В.В. О возможности сборки на орбите 450 км сменными экипажами марсианского экспедиционного комплекса с ядерной электроракетной двигательной установкой с доставкой составных частей ракетой-носителем класса «Протон» // Робототехника и техническая кибернетика. 2017. № 3(16). С. 11-16.

65. Быстров П.И. Создание научно-технических основ проектирования высокотемпературной системы охлаждения космических ядерно-энергетических установок с термоэмиссионным реактором-преобразователем: Дисс. ... д-ра техн. наук. М.: МАИ, 1990.

Статья поступила в редакцию 05.07.2022 г. Окончательный вариант — 10.08.2022 г.

References

1. Soloviev V.A., Reshetnikov M.N., Sinyavskiy V.V., Shachnev S.Yu. Raketno-kosmicheskoi korporatsii "Energiya" imeni S.P. Koroleva 75 let [S.P.Korolev Rocket and Space Corporation Energia is 75 years]. Space Engineering and Technology, 2021, no. 2(33), pp. 16-49. Available at: https://doi.org/10.33950/spacetech-2308-7625-2021-2-16-49 (accessed 18.10.2022) (in Russian).

2. Koroteev A.S. (editor). Pilotiruemaya ekspeditsiya na Mars [Manned mission to Mars]. Moscow, Russian Academy of Cosmonautics named after K.E. Tsiolkovsky, 2006, 320 p. (in Russian).

3. Gorshkov L.A., Sinyavskiy V.V., Stoiko S.F. Mezhplanetnye proekty S.P. Koroleva i ikh razvitie v RKK "Energiya" [S.P. Korolev interplanetary projects and their development at RSC Energia]. In: Razvitie otechestvennoi raketno-kosmicheskoi nauki i tekhniki [The history of development of the country's manned space flights], vol. 2: Istoriya razvitiya otechestvennoi pilotiruemoi kosmonavtiki [History of development of the country's manned cosmonautics]. Moscow, Publishing House "Stolichnaya entsiklopediya", 2015, pp. 253-272. (in Russian).

4. Bryukhanov N.A., Gorshkov L.A., Sevastianov N.N., Stoiko S.F. Kontseptsiya ekspeditsii na Mars [Conception of the mission to Mars]. Proceedings of RAS. Power Engineering, 2007, no. 4, pp. 10-21 (in Russian).

5. Sinitsin A.A. Ballisticheskie varianty pilotiruemoi ekspeditsii na Mars s yadernoi elektroraketnoi dvigatel'noi ustanovkoi [Trajectory options for a manned mission to Mars using a nuclear-powered electric propulsion system]. Space Engineering and Technology, 2016, no. 4(15), pp. 80-90 (in Russian).

6. Arkhangelskiy N.I., Muzychenko E.I., Sinitsin A.A. Ballisticheskie varianty pilotiruemoi ekspeditsii na Mars s dvigatel'nymi ustanovkami bol'shoi tyagi [Trajectory options for a manned mission to Mars using high-thrust propulsion systems]. Space Engineering and Technology, 2021, no. 3(34), pp. 96-110 (in Russian).

7. Sinyavskiy V.V., Yuditskiy V.D. Odnorazovye yadernye elektroraketnye buksiry dlya dostavki na orbitu Marsa nedelimykh gruzov bol'shoi massy [Expendable nuclear electrical propulsion tugs to deliver into orbit of Mars large mass indivisible loads]. Proceedings of RAS. Power Engineering, 2012, no. 2, pp. 75-81.

8. Portree D.S.F. Humans to Mars: fifty years of mission planning, 1950-2000. Monograph in Aerospace History, 2001, no. 21 (NASA SP-2001-4521), 151 p.

9. Hoffman S.J., Kaplan D.I. (editors). Human exploration of Mars: the reference mission of the NASA Mars exploration study team. Houston, Texas, The Lyndon B. Johnson Space Center, 1997, 237 p.

10. Drake B.G. Mars design reference architecture 5.0 study: executive summary (presentation). December 4, 2008, 47 p. Available at: https://www.nasa.gov/pdf/373669main_2008-12-04_Mars_DRA5_ Executive_Summary-Presentation.pdf (accessed 18.10.2022).

11. Evdokimov R.A. Obzor dokladov Moskovskikh mezhdunarodnykh simpoziumov po issledovaniyam Solnechnoi sistemy 2019-2020 gg. (10M-S3 i 11M-S3). Chast' 1. Issledovaniya Marsa [Moscow International Symposia on Solar System Research (10M-S3 and 11 M-S3). Reports Review Part 1. Mars Exploration]. Space Engineering and Technology, 2021, 4(35), pp. 114-136 (in Russian).

12. Semkova J., Koleva R., Benghin V., Dachev T., Matviichuk Y., Tomov B., Krastev K., Maltchev S., Dimitrov P., Bankov N., Mitrofanov I., Malakhov A., Golovin D., Mokrousov M., Sanin A., Litvak M., Kozyrev A., Nikiforov S., Lisov D., Anikin A., Shurshakov V., Drobyshev S. Radiation environment in the interplanetary space and Mars' orbit according FREND's Liulin-MO dosimeter aboard ExoMars TGO data. Abstr. 11th Moscow Solar System Symp. 11M-S3. Moscow, Space Research Institute, 2020, pp. 22-24.

13. Vázquez-Poletti J.L., Llorente I.M., Ruiz-Ramos M., Pascual P.J., Ramírez-Nicolás M., Sanz-Cobena A., Jiménez S., Rodríguez A., Usero D., Vázquez L., Makovchuk V.Yu., Grishakina E.A., Belov A.A., Cheptsov V.S., Ezhelev Z.S. Serverless computing for Mars exploration and colonization applications. Abstr. 10th Moscow Solar System Symp. 10M-S3. Moscow, Space Research Institute,2019, pp. 61-63.

14. Bezyaev I.V., Stoyko S.F. Obzor proektov pilotiruemykh poletov k Marsu [A review of projects for manned missions to Mars]. Space Engineering and Technology, 2018, no. 3(22), pp. 17-31 (in Russian).

15. Semenov Yu.P., Sokolov B.A., Bakanov Yu.A., Sinyavskiy V.V., Ageev V.P., Kornilov V.A., Laiko Yu.A., Maslennikov A.A., Sobolev Yu.A., Sukhov Yu.I., Troitskiy S.R., Yuditskiy V.D. Yadernyi energodvigatel'nyi blok megavattnoi moshchnosti dlya razlichnykh skhem obespecheniya pilotiruemoi ekspeditsii na Mars [Nuclear power propulsion unit of megawatt power for various designs supporting a manned expedition to Mars]. 5th Int. conf. "Nuclear Power Engineering in Space": Book of reports. Part 1. Podolsk, 1999, pp. 142-153 (in Russian).

16. Koroteev A.S., Arkhangelskiy N.I., Muzychenko E.I., Nesterov V.M., Tsvetrov A.G. Yadernaya energetika — klyuch k nachalu pilotiruemykh poletov na Mars [Nuclear engineering is the key to launching manned missions to Mars]. Proceedings of RAS. Power Engineering, 2020, no. 3, pp. 3-14 (in Russian).

17. Sukhov Yu.I., Sinyavskiy V.V. Obzor rabot RKK "Energiya" imeni S.P. Koroleva po termoemissionnym yadernym energeticheskim ustanovkam bol'shoi moshchnosti kosmicheskogo naznacheniya [Review of work done at S.P. Korolev RSC Energia on high-power thermionic nuclear power generation systems for space applications]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: trudy RKK "Energiya" [Rocket and space engineering. Proceedings of RSC Energia]. Ser. XII. Korolev, RSC Energia, 1995, Issue 3-4, pp. 13-28 (in Russian).

18. Sinyavskiy V.V. Soratnik S.P. Koroleva i rukovoditel' kompleksa vysokotemperaturnoi kosmicheskoi yadernoi energetiki i elektroraketnykh dvigatelei (K 100-letiyu so dnya rozhdeniya M.V. Mel'nikova) [Associate of S.P. Korolev and head of high-temperature space nuclear power and electric propulsion complex (On the occasion of the 100th anniversary of M.V. Melnikov)]. In: XLIV Akademicheskie chteniya po kosmonavtike, posvyashchennye pamyati akademika S.P. Koroleva i drugikh vydayushchikhsya otechestvennykh uchenykh - pionerov osvoeniya kosmicheskogo prostranstva: sbornik tezisov v 2-kh tomakh [XLIV Academic readings on cosmonautics dedicated to the memory of academician S.P. Korolev and other outstanding Russian scientists - pioneers of space exploration. Collection of abstracts: in 2 vols]. Moscow, BMSTU Publ., 2020, vol. 1, pp. 12-14 (in Russian).

19. Evdokimov R.A., Sinyavskiy V.V. Sravnitel'nyi analiz termoemissionnoi i gazoturbinnoi skhem preobrazovaniya teplovoi energii v elektricheskuyu v kosmicheskikh YaEU transportno-energeticheskikh modulei [Trade-off analysis of thermionic and gas-turbine diagrams of thermal-to-electrical energy conversion in space nuclear power generation systems of transport and power modules]. In: Yadernaya energetika v kosmose-2005: sbornik dokladov v 3 tomakh [Nuclear power engineering in space-2005: Book of reports in 3 vols]. Moscow, Publishing House of SUE NIKIET, 2005, vol. 1, pp. 159-168 (in Russian).

20. Gafarov A.A., Prishletsov A.B., Rozhdestvenskiy N.M. Sravnitel'nyi analiz transportno-energeticheskikh modulei na baze yadernykh energeticheskikh ustanovok s sistemami pryamogo i dinamicheskogo preobrazovaniya energii [Trade-off analysis of transport and power modules based on nuclear power plants with direct and dynamic energy conversion systems]. In: Yadernaya energetika

v kosmose-2005: sbornik dokladov v 3 tomakh [Nuclear power engineering in space-2005: Book of reports in 3 vols]. Moscow, Publishing House of SUE NIKIET, 2005, vol. 1, pp. 101-104 (in Russian).

21. Yarygin V.I., Ruzhnikov V.A, Sinyavskiy V.V. Kosmicheskie i nazemnye yadernye energeticheskie ustanovki pryamogo preobrazovaniya energii [Space and ground nuclear power plants for direct energy conversion]. Moscow, NRNU MEPhI, 2016, 364 p. (in Russian).

22. Sinyavskiy V.V. Proektnye issledovaniya termoemissionnykh YaEU, sozdannykh po litii-niobievoi tekhnologii, elektricheskoi moshchnost'yu 5-10 MVt [Design studies of thermionic lithium-niobium nuclear power generating systems with electric output of 5-10 MW]. Space Engineering and Technology, 2016, no. 4(15), pp. 31-42 (in Russian).

23. Ostrovskiy V.G., Sinyavskiy V.V., Sukhov Yu.I. Mezhorbital'nyi elektroraketnyi buksir "Gerkules" na osnove termoemissionnoi yaderno-energeticheskoi ustanovki [Interorbital electric tug "Hercules" based on thermionic nuclear power facility]. Space and Rocket Science, 2016, no. 2(87), pp. 68-74 (in Russian).

24. Sinyavskiy V.V. Rezul'taty eksperimental'no-ispytatel'nykh rabot po agregatam, sborkam i modulyu kosmicheskoi termoemissionnoi YaEU po litii-niobievoi tekhnologii [Results of experimental and test activities on units, assemblies and module of space thermionic nuclear power plant using lithiumniobium technology]. In: Trudy IV Mezhd. nauchno-tekhnicheskoi konf. "Innovatsionnye proekty i tekhnologii yadernoi energetiki" (MNTK NIKIET - 2016) [Proceedings of the IV Int. scientific and technical conf. "Innovative projects and technologies of nuclear power engineering" (MNTK NIKIET - 2016)]. Moscow, Publishing House of SUE NIKIET, 2016, vol. 1, pp. 606-616 (in Russian).

25. Sinyavskiy V.V. Nauchno-tekhnicheskii zadel po yadernomu elektroraketnomu mezhorbital'nomu buksiru "Gerkules" [Advanced technology for nuclear electric propulsion orbital transfer vehicle "Hercules"]. Space Engineering and Technology, 2013, no. 3, pp. 25-45 (in Russian).

26. Ostrovskiy V.G. Razrabotka elektroraketnykh dvigatelei i elektroraketnykh dvigatel'nykh ustanovok [Development of electric rocket engines and electric rocket propulsion systems]. In: S.P. Korolev: entsiklopediya zhizni i tvorchestva [S.P. Korolev: encyclopedia of life and work]. Korolev, RSC Energia, 2014, pp. 220-224 (in Russian).

27. Gorshkov O.A., Muravlev V.A., Shagayda A.A. Khollovskie i ionnye plazmennye dvigateli dlya kosmicheskikh apparatov [Hall and ion plasma thrusters for spacecraft]. Ed. by Koroteev A.S. Moscow, Mashinostroenie Publ., 2008, 278 p. (in Russian).

28. Kosenko A.B., Sinyavskiy V.V. Otsenka udel'noi stoimosti dostavki poleznogo gruza s poverkhnosti Zemli na orbitu naznacheniya transportnoi sistemoi s mnogorazovym elektroraketnym buksirom [Evaluation of unit cost of payload delivery from the Earth's surface to a target orbit via a transportation system with a reusable electric tug]. Proceedings of RAS. Power engineering, 2011, no. 3, pp. 53-64 (in Russian).

29. Ageev V.P., Ostrovskiy V.G. Magnitoplazmodinamicheskii dvigatel' bol'shoi moshchnosti nepreryvnogo deistviya na litii [Continuous-action high-power lithium magnetoplasmadynamic engine]. Proceedings of RAS. Power Generation, 2007, no. 3, pp. 82-95 (in Russian).

30. Sinyavskiy V.V. Obzor razrabotok i issledovanii v RKK "Energiya" magnitoplazmodinamicheskikh elektroraketnykh dvigatelei bol'shoi moshchnosti [A review of high-power magnetoplasmodynamic electric propulsion designs and studies of RSC Energia]. Space Engineering and Technology, 2020, no. 4(31), pp. 112-133. Available at: https://doi.org/10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-112-133 (accessed 18.10.2022) (in Russian).

31. Kubarev Yu.V. Polety na Mars, elektroreaktivnye dvigateli nastoyashchego i budushchego [Mars missions, present and future electric jet engines]. Nauka i tekhnologii v promyshlennosti [Science and technology in industry], 2006, no. 2, pp. 19-35 (in Russian).

32. Ostrovskiy V.G., Sukhov Yu.I. Razrabotka, sozdanie i ekspluatatsiya elektroraketnykh dvigatelei v OKB-1 - TsKBEM - NPO "Energiya" - RKK "Energiya" (1958-2010) [Development and operation of electric propulsion thrusters at OKB-1 - TsKBEM - NPO Energia - RSC Energia (1958-2010)]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: trudy RKK "Energiya" [Rocket and space engineering. Proceedings of RSC Energia]. Ser. XII. Korolev, RSC Energia, 2011, 186 p. (in Russian).

33. Lovtsov A.S., Selivanov M.Yu., Tomilin D.A., Shagaida A.A., Shashkov A.S. Osnovnye rezul'taty razrabotok Tsentra Keldysha v oblasti ERDU [Basic development results of Keldysh Center in the area of ERPS]. Proceedings of RAS. Power Engineering, 2020, no. 2, pp. 3-15 (in Russian).

34. Zakharenkov L.E., Semenkin A.V., Solodukhin A.E. Eksperimental'noe issledovanie mnogodvigatel'noi sistemy na baze neskol'kikh odnovremenno rabotayushchikh elektroraketnykh dvigatelei s anodnym sloem [Experimental study of multi-thruster system based on several simultaneously operating electric propulsion thrusters with anode layer]. Space Engineering and Technology, 2016, no. 1(12), pp. 39-56 (in Russian).

35. Gusev Yu.G., Pilnikov A.V., Suvorov S.E. Sravnitel'nyi analiz vybora ERDU bol'shoi moshchnosti na osnove otechestvennykh ERD i perspektivy ikh primeneniya v sistemakh mezhorbital'noi transportirovki i dlya issledovaniya dal'nego kosmosa [Tradeoff analysis of high-power electric propulsion systems based on domestic electric propulsion engines and potential for their use in orbit-to-orbit transfer systems and deep space exploration]. Space Engineering and Technology, 2019, no. 4(27), pp. 45-55 (in Russian).

36. Salmin V.V., Starinova O.l., Chetverikov A.S., Bryukhanov N.A., Khamits 1.1., Filippov I.M., Lobykin A.A., Burylov l.S. Proektno-ballisticheskii analiz transportnykh operatsii kosmicheskogo buksira s elektroraketnymi dvigatelyami pri pereletakh na geostatsionarnuyu orbitu, orbitu sputnika Luny i v tochki libratsii sistemy Zemlya - Luna [Trajectory design analysis of transport operations of an electrically propelled space tug during transfers to geostationary orbit, orbit around the Moon and to libration points in the Earth - Moon system]. Space Engineering and Technology, 2018, no. 1(20), pp. 82-97 (in Russian).

37. Raikunov G.G., Komkov V.A., Mel'nikov V.M., Kharlov B.N. Tsentrobezhnye beskarkasnye krupnogabaritnye kosmicheskie konstruktsii [Centrifugal frameless large space structures]. Moscow, Phyzmatlit, 2009, 447 p. (in Russian).

38. S.P. Korolev: entsiklopediya zhizni i tvorchestva [S.P. Korolev: cyclopaedia of life and work]. Korolev, RSC Energia, 2014, 704 p. (in Russian).

39. Gorshkov L.A. Kosmicheskieproektanty [Space designers]. Moscow, RTSoft, 2021, 416 p. (in Russian).

40. Sinyavskiy V.V. Yadernye elektroraketnye dvigateli dlya poleta na Mars [Nuclear electric propulsion for a flight to Mars]. Earth and Universe, 2017, no. 5, pp. 28-43 (in Russian).

41. Ageev V.P., Bystrov PI., Vizgalov A.V., Gorshkov L.A., Pupko V.Ya., Semenov Yu.P, SinyavskiyV.V., Sobolev Yu.A., Sukhov Yu.I. Energodvigatel'nyi blok na osnove termoemissionnoi yadernoi elektroreaktivnoi dvigatel'noi ustanovki dlya marsianskogo ekspeditsionnogo kompleksa [Power propulsion assembly based on thermionic nuclear electric jet propulsion system for Martian expeditionary complex]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: nauchno-tekhnicheskii sbornik [Rocket and space engineering: Science and technical col.]. Moscow, NIITP, 1992, issue 1(134), pp. 130-136 (in Russian).

42. Nesterenko A.A. Variant marsianskogo ekspeditsionnogo kompleksa s marshevymi ZhRDU i aerodinamicheskim shchitom [An option of Martian expeditionary complex with main LPPS And aerodynamic shield]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: nauchno-tekhnicheskii sbornik [Rocket and space engineering: Science and technical col.]. Moscow, NIITP, issue 1(134), pp. 130-136 (in Russian).

43. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya "Energiya" im. S.P. Koroleva. 1946-1996 [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia. 1946-1996]. Moscow, RSC Energia, 1996, 670 p. (in Russian).

44. Bryukhanov N.A., Gorshkov L.A., Semenov Yu.P Marsianskii ekspeditsionnyi kompleks s solnechnoi energeticheskoi ustanovkoi i elektroreaktivnymi dvigatelyami [Martian expeditionary complex with solar power generation system and electric jet thrusters]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: nauchno-tekhnicheskii sbornik [Rocket and space engineering: Science and technical col.]. Moscow, NIITP, issue 1(134), pp. 92-99 (in Russian).

45. Ageev V.P., Bystrov P.I., Sukhov Yu.I. Elektroreaktivnaya dvigatel'naya ustanovka dlya marsianskogo ekspeditsionnogo kompleksa [Electric jet propulsion system for Martian expeditionary complex]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: nauchno-tekhnicheskii sbornik [Rocket and space engineering: Science and technical col.]. Moscow, NIITP, issue 1(134), pp. 100-103 (in Russian).

46. Gorshkov L.A., Sinyavskiy V.V., Stoiko S.F. Mezhplanetnye proekty S.P. Koroleva i ikh razvitie v RKK "Energiya" [S.P Korolev interplanetary projects and their development at RSC Energia]. In: S.P. Korolev: entsiklopediya zhizni i tvorchestva [S.P. Korolev: cyclopaedia of life and work]. Korolev, RSC Energia, 2014, pp. 240-259 (in Russian).

47. Vatel M.N., Pulkhrova I.G. Marsianskii ekspeditsionnyi kompleks s ispol'zovaniem v kachestve marshevoi dvigatel'noi ustanovki kombinatsii ZhRD + YaERDU termoemissionnogo tipa [Martian expeditionary complex using a combination of LPE + thermionic type NPRPS as the main propulsion system]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: nauchno-tekhnicheskii sbornik [Rocket and space engineering: Science and technical col.]. Moscow, NIITP, issue 1(134), pp. 39-51 (in Russian).

48. Troitskiy S.R. Sravnitel'nyi analiz osobennostei preobrazovaniya napryazheniya termoemissionnogo reaktora-preobrazovatelya kosmicheskikh YaEU bol'shoi moshchnosti [Trade-off analysis of features of voltage conversion of thermionic reactor-converter of high-power space nuclear power systems]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: trudy RKK "Energiya" [Rocket and space engineering. Proceedings of RSC Energia]. Ser. XII. Korolev, RSC Energia, 1998, issue 1-2, pp. 211-237 (in Russian).

49. Onufriev V.V., Ivashkin A.B., Sinyavskiy V.V. Issledovaniya sistem preobrazovaniya toka na osnove termoemissionnoi vysokotemperaturnoi plazmennoi elektroenergetiki [The investigations of current

conversion systems based on thermoemission high temperature plasma energy]. Engineering journal: Science and innovations, 2013, no. 10(22). Available at: http://engjournal.ru/catalog/machin/plasma/1033.html (accessed 18.10.2022) (in Russian).

50. Prof. K. Sergeev (S.P. Korolev). Pravda, Jan. 1, 1966. In: Tvorcheskoe nasledie akademika S.P. Koroleva: izbrannye trudy i dokumenty [Artistic legacy of academician S.P. Korolev: selectas and documents]. Moscow, Nauka, 1980, p. 258 (in Russian).

51. Von Braun W. The Mars Project. Champagn, Illinois, University of Illinois Press, 1991,91 p.

52. Sevastianov N.N., Sinyavskiy V.V., Yuditskiy V.D. Kontseptsiya ekspeditsii na Mars v sostave eskadry [The concept of expedition to Mars as part of a fleet]. Izvestia RAS. Power engineering, 2007, no. 3, p. 46-56 (in Russian).

53. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya "Energiya" imeni S.P. Koroleva v pervom desyatiletii XXI veka. 2001-2010 [S.P.Korolev Rocket and Space Corporation Energia in the first decade of the 21st century. 2001-2010]. Moscow, RSC Energia, 2011, 832 p. (in Russian).

54. Kosenko A.B., Sinyavskiy V.V. Tekhniko-ekonomicheskaya effektivnost' ispol'zovaniya mnogorazovogo mezhorbital'nogo buksira na osnove yadernoi elektroraketnoi dvigatel'noi ustanovki dlya obespecheniya bol'shikh gruzopotokov pri osvoenii Luny [Technical and economic efficiency of employing a reusable space tug based on a nuclear electric propulsion system to support intensive cargo traffic for lunar exploration]. Space Engineering and Technology, 2013, no. 2, pp. 72-84 (in Russian).

55. Derechin A.G., Zharova l.N., Sinyavskiy V.V., Solntsev V.l., Sorokin I.V. Mezhdunarodnoe sotrudnichestvo v sfere pilotiruemykh poletov. Chast' 1. Istoricheskii obzor [International cooperation in manned spaceflight. Part 1. Historical background]. Space Engineering and Technology, 2017, no. 1(16), pp. 12-31 (in Russian).

56. Derechin A.G., Zharova l.N., Sinyavskiy V.V., Solntsev V.l., Sorokin I.V. Mezhdunarodnoe sotrudnichestvo v sfere pilotiruemykh poletov. Chast' 2. Sozdanie i ekspluatatsiya MKS [International cooperation in the sphere of manned flights. Part 2. Development and operation of the International Space Station]. Space Engineering and Technology, 2017, no. 2(17), pp. 5-28 (in Russian).

57. Borisov V.V., Laiko Yu.A., Obukhov S.N., Sinyavskiy V.V. Edinyi yadernyi energodvigatel'nyi blok dlya marsianskogo ekspeditsionnogo kompleksa i okolozemnogo buksira [A single nuclear power unit for the Martian expeditionary complex and a near-Earth tug]. Proceedings of RAS. Power Engineering, 2006, no. 1, pp. 125-131 (in Russian).

58. Sinyavskiy V.V., Yuditskiy V.D. Sravnitel'nyi analiz variantov energodvigatel'nogo obespecheniya gruzovykh perevozok s orbity Zemli na orbitu Marsa dlya posleduyushchei pilotiruemoi ekspeditsii na Mars [Trade-off analysis of power propulsion options for cargo transportation from Earth orbit to Mars orbit for subsequent manned expedition to Mars]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: trudy RKK "Energiya" [Rocket and space engineering: Proceedings of RSC Energia]. Ser. XII. Korolev, RSC Energia, 2009, issue 3, pp. 17-38 (in Russian).

59. Grodzovskii G.L., Ivanov Yu.N., Tokarev V.V. Mekhanika kosmicheskogo poleta s maloi tyagoi [Mechanics of low-thrust space flight]. Moscow, Nauka, 1996, 679 p. (in Russian).

60. Yuditskiy V.D., Pushina L.I., Sinyavskiy V.V. Inzhenernaya matematicheskaya model' opredeleniya energoresursnykh i massogabaritnykh kharakteristik kosmicheskoi YaEU s termoemissionnym reaktorom-preobrazovatelem na bystrykh neitronakh i litievoi sistemoi okhlazhdeniya [Engineering mathematical model for determining the energy-supply and mass-dimensional characteristics of SNPS with a thermionic fast neutron reactor converter and a lithium cooling system]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: trudy RKK "Energiya" [Rocket and space engineering: Proceedings of RSC Energia]. Ser. XII. Korolev, RSC Energia, 2003, issues 1-2, pp. 165-182 (in Russian).

61. Sinyavskiy V.V. Nauchno-tekhnicheskii zadel po yadernomu elektroraketnomu mezhorbital'nomu buksiru "Gerkules" [Advanced technology for nuclear electric propulsion orbital transfer vehicle Hercules]. Space Engineering and Technology, 2013, no. 3, pp. 25-45 (in Russian).

62. Bakanov Yu.A., Semenov Yu.P, Sinyavskiy V.V., Maslennikov A.A., Yuditskiy V.D. O vybore tipa, struktury i razmernosti istochnika elektroenergii dlya elektroraketnogo transportnogo apparata [On selection of the type, structure and dimension of an electric power source for electric rocket transportation vehicle]. In: Raketno-kosmicheskaya tekhnika: trudy RKK "Energiya" [Rocket and space engineering: Proceedings of RSC Energia]. Ser. XII. Korolev, RSC Energia, 1996, issues 2-3, pp. 11-21 (in Russian).

63. Kosenko A.B., Sinyavskiy V.V. Vliyanie gruzopod"emnosti raket-nositelei na optimal'nye parametry mnogorazovogo mezhorbital'nogo buksira na osnove yadernoi elektroraketnoi dvigatel'noi ustanovki v razlichnykh transportnykh zadachakh [Effect of launch vehicle carrying capacity on the optimal parameters

of a reusable interorbital tug based on a nuclear electric propulsion system in various transport tasks]. Proceedings of RAS. Power Engineering, 2012, no. 2, pp. 98-102 (in Russian).

64. Laiko Yu.A., Sinyavskiy V.V. O vozmozhnosti sborki na orbite 450 km smennymi ekipazhami marsianskogo ekspeditsionnogo kompleksa s yadernoi elektroraketnoi dvigatel'noi ustanovkoi s dostavkoi sostavnykh chastei raketoi-nositelem klassa "Proton" [On a possibility of assembly in a 450 km orbit by interchangeable crews of a Martian expeditionary complex with a nuclear electric propulsion system with components delivered by a Proton-class launch vehicle]. Robotics and technical cybernetics, 2017, no. 3(16), pp. 11-16 (in Russian).

65. Bystrov P.I. Sozdanie nauchno-tekhnicheskikh osnov proektirovaniya vysokotemperaturnoi sistemy okhlazhdeniya kosmicheskikh yaderno-energeticheskikh ustanovok s termoemissionnym reaktorom-preobrazovatelem. Diss. ... d-ra tekhn. nauk [Creation of scientific and technical heritage foundations for designing a high-temperature cooling system for space nuclear power generation systems with a thermionic reactor-converter. Dr. Habil. Thesis]. Moscow, MAI, 1990.