CC BY
66
УДК 629.788
DOI: 10.30981/2587-7992-2022-110-1-18-29
FLIGHTS TO MARS AND BACK WITHOUT REFUELING WITH MARTIAN FUEL
ПОЛЕТЫ К МАРСУ И ОБРАТНО БЕЗ ДОЗАПРАВКИ МАРСИАНСКИМ ТОПЛИВОМ
Автор рисунков — Александр Майборода Графика—Дмитрий Анисимов
The author of the drawings — Alexander Mayboroda Drawing graphics—Dmitry Anisimov
vvv
. Л \ i ■ - 1
,UM л
AM
ж
< \ ,'v
л'г .ж*'.
5, Ж w, %
л ■ Й i
ш Ч?
% та w V *
.' л," -, . -L
■it-Si
ц tV * '
;>г г; „I ■ >Е| V
Ю . - ■ 1
iV
.. хьят. >\'л
A (^v.. if ft ..A
Alexander O. MAYBORODA,
member of SpaceNet NTI working group, CEO, AVANTA-Consulting research company, Rostov-on-Don, Russia, mayboro@gmail.com
с
Александр Олегович МАИБОРОДА,
участник рабочей группы SpaceNet НТИ, директор научно-исследовательской компании ООО «АВАНТА-Консалтинг», Ростов-на-Дону, Россия, mayboro@gmail.com
The Testudo project solves the problem of protecting the crew of interplanetary spacecraft from space radiation during slow, long and medium-speed flights. These flights are energetically more profitable than fast shuttle flights, which require organizing the production offuel on the surface of Mars from local resources. New possibilities are being considered for increasing the carrying capacity of reusable interplanetary spacecraft, including the possibility offlying to Mars and back without refueling. Such shuttle flights are important at the first stage of the creation of a Martian colony, when the production of fuel from local resources hasn't been organized yet.
Keywords: Mars colonization, Starship, shuttle flights, rocket fuel from Martian resources, space radiation protection, airbreaking, Testudo project, Goman trajectory
^ПНОТАЦИЯ Проект Testudo решает проблему защиты экипажа межпланетных кораблей от космической радиации при медленных, длительных и среднескоростных полетах. Данные полеты энергетически выгодней, чем схемы быстрыхчелночных перелетов, требующие организации производстватоплива на поверхности Марса из местных ресурсов. Рассматриваются новые возможности увеличения грузоподъемности многоразовых межпланетных кораблей, втом числе возможность совершения полетов к Марсу и обратно бездозаправки топливом. Такие челночные перелеты важны на первом этапе создания марсианской колонии, когда еще не налажено производство топлива из местных ресурсов.
Ключевые слова: колонизация Марса, Starship, челночные полеты^рака^Ое топлибо из марсд^аАских ресурсов, защита от космической радиации, аэробрейкинг/п'роекПезШйо, траектория"Пэма^д
А
- ч я чЖЭ
ВВЕДЕНИЕ
Текущие планы доставки колонистов на Марс декларируют быстрые перелеты по коротким траекториям — в течение трех-четырех месяцев. Основная причина выбора быстрых перелетов — космическое излучение, галактическое и солнечное, длительное воздействие которого смертельно. Это очень энергоемкие траектории, опасные на финишном участке — торможении в марсианской атмосфере. Для возвращения кораблей на Землю требуется дозаправка топливом, произведенным из марсианских ресурсов. На создание добывающей и производящей топливо инфраструктуры, а также посадочно-стартового комплекса потребуется время, а это вызовет проблемы на первом этапе доставки грузов и пассажиров на Марс.
Без создания топливной инфраструктуры и космодрома корабли не могут возвращаться, то есть становятся по факту одноразовыми, что удорожает создание обеспечивающей инфраструктуры.
полеты к марсу и обратно без дозаправки топливом на поверхности марса возможны.
Желательно на первом этапе колонизации Марса иметь возможность совершения челночных полетов без дозаправки топливом на Марсе. Такая возможность существует, и она рассматривается в настоящем исследовании.
Полеты к Марсу и обратно без дозаправки топливом на поверхности Марса, только на основе горючего, полученного из заправочных депо на орбите Земли, возможны в случае полетов по малозатратным медленным траекториям, близким по конфигурации к траектории Го-мана, длительностью от шести до девяти месяцев. Сейчас, при планировании экспедиций на Марс, такие траектории не рассматриваются из-за опасности долговременного пребы-
Принцип создания защиты от радиации из кораблей эскадры
Соединение разрозненных частей эскадры ранет в единый пакет.
Гоуппировка грузовых ранет вокруг пассажирских.
А я
р. щ
НнЬПгИ Жилон отсек
Слгу с
Грузовой отсок.
ТесИшса!
Техническим ОТСЁК
Ме1Иале Метан
Киелорад
Гпдшсь ДОИГОТ&ЛИ
вания в межпланетном пространстве, которое пронизывается потоками тяжелых частиц от галактических источников и солнечных протонов. Современные корабли не способны обеспечить полную защиту от космической радиации, и при длительном полете к Марсу члены экипажа получат заболевания, влекущие инвалидность и / или смерть. Поэтому в планах компании SpaceX, основного инициатора разработок марсианских проектов, рассматриваются только быстрые перелеты, порядка нескольких месяцев, несмотря на то, что энергетически они невыгодны и сопряжены с высоким риском в процессе торможения в атмосфере Марса.
Проблема защиты экипажа от космической радиации при длительных полетах решается в проекте Testudo. Принцип защиты, реализованный в проекте, изображен на рис. 1. Проект является рационализацией процесса отправки межпланетных кораблей во время пускового окна — вместо поочередной отправки кораблей, согласно планам SpaceX, предложена группировка эскадры в плотный рой, в сердцевине которого размещаются пассажирские, а по краям — грузовые корабли, что обеспечивает с избытком защиту от радиации многометровым слоем ракетного топлива [1, с. 36-37]. Проект Testudo создает новые возможности для сокращения затрат ракетного топлива, повышения грузоподъемности и пассажировмести-мости ракет и сокращения рисков при посадке на Марс. Новые возможности рассматриваются в настоящем исследовании.
нет необходимости в посадке на марс ВСЕЙ эскадры - большая часть кораблей может оставаться на орбите, а для доставки пассажиров на марс целесообразно использовать специализированные посадочные корабли.
три способа увеличения полезной нагрузки и запасов топлива межпланетных кораблей
Компания SpaceX — основной генератор проектов по организации недорогих регулярных полетов пассажирских кораблей между Землей и Марсом. Именно поэтому SpaceX является основным источником новейших сведений по теме межпланетных перелетов на основе многоразовых кораблей Starship.
Концепция SpaceX имеет следующий вид. Корабль стартует с околоземной орбиты с максимально возможной скоростью, чтобы до минимума сократить время перелета. «Из межпланетного пространства корабль входит в атмосферу, либо переходя затем на орбиту, либо переходя непосредственно к посадке. Аэродинамические силы обеспечивают большую часть замедления, затем три центральных двигателя Raptor выполняют финальную посадку. Используя свою аэродинамическую подъемную силу и передовые материалы теплозащитного экрана, корабль может снижать скорость при входе со скоростью, превышающей 8,5 км/с на Марсе и 12,5 км/с на Земле. Перегрузки (относительно Земли) во время входа составляют примерно 4-6 g на Марсе и 2-3 g на Земле. Нагрев находится в пределах возможностей материалов теплозащитного экрана семейства PICA, используемых на космическом корабле Dragon» [2, с. 38].
В другом документе говорится о меньшей скорости входа в атмосферу. «Starship войдет в атмосферу Марса со скоростью 7,5 км/с и замедлится аэродинамически. Теплозащитный экран транспортного средства спроектирован таким образом, чтобы выдерживать многократные проникновения, но, учитывая, что транспортное средство входит в марсианскую атмосферу очень горячим, мы все же ожидаем увидеть некоторое разрушение теплового экрана (аналогично износу тормозной колодки)» [3].
Таблица 1. Время полета на Марс при скоростном перелете
Год Время в пути (сут.) Год Время в пути (сут.)
2020 90 2031 110
2022 120 2033 90
2024 140 2035 80
2027 150 2037 100
2029 140 В среднем 113
В любом случае перелеты пассажирских кораблей характеризуются высокой скоростью входа в атмосферу Марса — значительно превышающей 7,5-8,5 км/с. Это обусловлено выбором быстрых траекторий перелета, чтобы сократить до минимума радиационную нагрузку на пассажиров, поскольку SpaceX не видит возможностей для создания кораблей с эффективной защитой от радиации.
В табл. 1 приведены расчетные сроки достижения Марса, основанные на возможностях корабля Starship при старте с опорной околоземной орбиты при полностью заправленных топливных баках. Среднее время в пути — 113 суток.
Скорость отлета больше 12,5 км/с. Соответственно, весь запас топлива без остатка расходуется на высокоскоростной перелет с посадкой. Для возвращения корабля на Землю требуется дозаправка корабля на Марсе. «Для полета на Марс и последующего возвращения на Землю система потребует организации производства топлива на поверхности Марса из местных ресурсов» [4]. Таким образом, сокращение до минимума времени перелета — это не самоцель, а способ сокращения получаемой дозы об-
лучения. Энергетические издержки этого способа велики — сокращение грузоподъемности и соответственно увлечение удельных издержек на перелет, увеличение риска катастрофы при торможении в атмосфере Марса.
Проект Testudo позволяет осуществлять полеты к Марсу с меньшими скоростями по энергетически выгодным траекториям и, соответственно, с большим количеством грузов и меньшим риском при посадке из-за меньшей скорости посадки и / или выхода на околомарсианскую орбиту.
В табл. 2 и 3 приведены значения скоростей входа в атмосферу Марса или выхода на низкую круговую орбиту и отлета с опорной околоземной орбиты в зависимости от выбранной длительности перелета в сутках. Согласно условиям, принятым для расчетов, при перелете продолжительностью 113-116 суток максимальная скорость сближения корабля с Марсом составляет 9-11,5 км/с. При полете продолжительностью 232-245 суток скорость подлета составляет 5,75,8 км/с. Это значит, что термическая и силовая нагрузка на аэродинамический экран при торможении для медленного перелета в 2,5-4 раза меньше быстрого, что создает во столько же раз
Таблица 2. Продолжительность перелета в модели сусредненными параметрами орбит Земли и Марса
Время перелета, дни Скорость на высоте 200 км околоземной орбиты,км/с Скорость входа на высоте 80 (500) км от поверхности Марса, км/с Время перелета, дни Скорость на высоте 200 км околоземной орбиты, км/с Скорость входа в атмосферу Марса на высоте 80км, км/с
258 1 1,3979 5,63 (5,39) 92 13,6 15,1
245 11,4 5,65 (5,41) 89 13,8 15,5
179 11,538 7,0 (6,8) 87 14 16
168 11,6 7,5 85 14,2 16,5
150 11,75 8,5 83 14,4 16,9
146 11,8 8,8 81 14,6 17,3
138 11,9 9,3 80 14,8 17,7
132 12 9,8 78 15 18,1
123 12,2 10,7 77 15,2 18,5
119 12,3 11,1 76 15,4 18,9
116 12,4 11,5 74 15,6 19,3
110 12,6 12,2 73 15,8 19,6
105 12,8 12,9 72 16 20
101 13 13,5 71 16,2 20,3
98 13,2 14 70 16,4 20,7
95 13,4 14,6 69 16,5 20,8
Таблица 3. Продолжительность перелета в модели периода великого противостояния Земли и Марса
Время перелета, дни Скорость на высоте 200 км околоземной орбиты, км/с Скорость входа на высоте 500 км от поверхности Марса, км/с Время перелета, дни Скорость на высоте 200 км околоземной орбиты, км/с Скорость входа на высоте 500 км от поверхности Марса, км/с
231,5 11,252 5,779 92,8 12,4 11,494
152,8 11,4 7,088 90,6 12,5 11,795
137,5 11,5 7,763 88,6 12,6 12,084
127,3 11,6 8,341 86,7 12,7 12,363
119,7 11,7 8,853 85,0 12,8 12,632
116,5 11,75 9,090 83,5 12,9 12,893
113,7 11,8 9,316 82,0 13 13,146
108,8 11,9 9,740 80,6 13,1 13,393
104,7 12 10,134 79,3 13,2 13,633
100,5 12,12 10,573 78,1 13,3 13,867
98,0 12,2 10,850 76,9 13,4 14,096
95,3 12,3 11,179 75,9 13,5 14,319
лучшие условия для торможения корабля и безопасной доставки пассажиров.
Условие, при котором эскадра Starship сохраняет запас топлива, достаточный для возвращения на околоземную орбиту, предполагает исключение посадки большей части кораблей эскадры на Марс, а также отсутствие грузов и пассажиров на борту возвращаемых к Земле кораблей. Это условие выполняется, так как на первом этапе колонизации пассажиры и грузы будут перемещаться только в одном направлении — от Земли на Марс.
Нет также необходимости в посадке на Марс всей эскадры — большая часть кораблей может оставаться на орбите, а для доставки пассажиров на Марс целесообразно использовать специализированные посадочные корабли. Для этих целей подходит вариант Starship, который разработан для суборбитальных межконтинентальных полетов на Земле, и / или вариант для челночных полетов на Луну с околоземной орбиты — Starship Lunar lander. Межконтинентальный вариант Starship имеет около 850 посадочных мест, тогда как корабли межпланетной эскадры имеют пассажировместимость около 100 человек на корабль. Таким образом, на каждые восемь межпланетных кораблей в составе эскадры приходится один взлетно-посадочный корабль. Посадку и возвращение на орбиту челнок способен совершать с запасом топлива, полученным на околоземной орбите. Взлетно-посадочные
челноки не обязательно возвращать на околоземную орбиту для обслуживания. Достаточно, чтобы последующие экспедиции доставляли запасы топлива для челноков, припаркованных на околомарсианской орбите. Предполагается, что жилые модули доставляются на Марс отдельно в одноразовых капсулах, использующих аэродинамическое торможение.
Дополнительными, но не обязательными условиями являются следующие. Разгон кораблей при выводе на межпланетную траекторию от Земли к Марсу должен осуществляться межорбитальным бустером. После осуществления разгона бустер тормозится ЖРД и возвращается на околоземную орбиту, и полет к Марсу совершает полностью заправленный топливом Starship. Возвращение Starship от Марса к Земле должно производиться на высокую эллиптическую орбиту (ВЭО), к примеру, с апогеем на высоте около границы сферы действия Земли.
прирост массы полезного груза покрывает потребности в топливе для посадочных кораблей, высаживающих пассажиров на марс с последующим возвращением на орбиту.
Схема выхода корабля на ВЭО и ее трансформации для старта н Земле
Точна старта на трансформированной ВЭО
\ V
х—
вно-
орбита трансформации ВЭО
'Точна прибытия норабля на парновочную ВЭО
Соблюдение указанных условий обеспечивает запас топлива, достаточный не только для возвращения, но и для получения тормозного импульса при переходе с межпланетной траектории на околопланетные орбиты (Марса и Земли) за счет ЖРД, а не за счет теплозащитного аэродинамического щита. Торможение двигателями имеет более высокую степень надежности по сравнению с аэродинамическим торможением, так как незначительные дефекты теплозащитного покрытия, полученные от космического мусора на околоземной орбите, способны привести к катастрофе, тогда как большое количество ЖРД при отказе некоторого их числа обеспечивает высоконадежное резервирование.
Переход на круговую орбиту, высотой 500 км от марсианской поверхности, согласно табл. 2 и 3, при продолжительности перелета в 245 суток дает скорость входа, равную 5,41 км/с, а в течение 232 суток — 5,78 км/с. На этой круговой орбите скорость равна 3,32 км/с, что требует выдачи двигателями тормозного импульса величиной 2,09-2,46 км/с, что заведомо ниже характеристической скорости Starship с полностью заправленными баками и полезной нагрузкой в 100 т.
Возвращение корабля к Земле требует незначительного запаса топлива из-за отсутствия по-
лезной нагрузки. На околоземную ВЭО необходимо вернуть 120 т сухой массы корабля. Запас топлива для возвращения — 161-190 т, согласно уравнению К. Э. Циолковского. Данный запас топлива обеспечивает сход с околомарсианской круговой орбиты на траекторию возвращения, получение импульса коррекции в 0,554 км/с (в среднем) для перехода на линии узлов из плоскости орбиты Марса в плоскость орбиты Земли, и импульса в 0,482 км/с для перехода с межпланетной траектории на ВЭО Земли.
В результате сокращения затрат скорости корабля масса груза, доставляемого на Марс, увеличивается со 100 до 506-572 т. С учетом запаса топлива на возвращение корабля, 161-190 т, масса груза, доставляемого на Марс, увеличивается в три — четыре раза — до 316-411 т. Расчет верен при следующих параметрах корабля: удельный импульс ЖРД — 3,679 км/с; сухая масса корабля — 120 т; характеристическая скорость (Земля — Марс) — 2,644-3,014 км/с; характеристическая скорость (Марс — Земля) — 3,126-3,496 км/с.
Прирост массы полезного груза покрывает потребности в топливе для посадочных кораблей, высаживающих пассажиров на Марс с последующим возвращением на орбиту. На один челнок требуется минимум 1200 т топлива. Это обеспе-
чивается запасами от восьми кораблей по 150 т на каждом. Поскольку прирост массы грузов равен 316-411 т, то создается резерв для второй заправки в 166-261 т. Таким образом, прирост массы полезного груза на Starship позволяет увеличить массу топлива для двукратной заправки челноков и осуществления двойных рейсов.
Имеются другие возможности дополнительного увеличения массы полезной нагрузки Starship. Выгодно выводить корабль не на низкую круговую орбиту за счет торможения тягой ЖРД, а на ВЭО с последующим поэтапным преобразованием в круговую орбиту за счет аэробрейкинга. Осуществление аэробрейкинга не требует использования на корабле специального теплозащитного покрытия, поскольку реализуется при слабых термодинамических нагрузках на корпус корабля. Выигрыш состоит в том, что сокращается расход топлива на маневр перехода от межпланетной траектории к околопланетной орбите.
При выходе корабля с межпланетной траектории на ВЭО с апоцентром на расстоянии 578 тыс. км и перицентром на расстоянии
3889,5 км (высота от поверхности — 200 км) его скорость в перицентре ВЭО равна 4,87 км/с при скорости входа 5,58-5,94 км/с. Тормозной импульс в рассматриваемых двух случаях получает следующие значения:
5,58-4,87 = 0,71 (км/с); 5,94-4,87 = 1,07 (км/с).
В результате характеристическая скорость полета к Марсу уменьшается с 2,644-3,014 км/с до 1,264-1,624 км/с. Однако 0,096 км/с добавляется в связи с импульсом перехода на низкую круговую орбиту после аэробрейкинга. Соответственно, сокращается расход топлива, и масса полезной нагрузки увеличивается до 793887 т. За вычетом 168-199 т, запаса топлива для обратного полета, масса полезной нагрузки, доставленной на Марс, составит 595-719 т вместо 100 т при полетах по быстрой траектории.
Сброс пассажирских челноков и грузовых капсул должен производиться в момент перехода корабля с межпланетной траектории на ВЭО. Иначе пассажирам придется ждать посадки 55 суток — времени полного оборота корабля по такой орбите.
Схема перехода с ВЭО прибытия на ВИО и перелета на ВЭО отбытия
Ионструнция газосборногоустройства для аэробрейнинга с наноплением СО.
Корабль с газосборным устройством в кормовой части на основе модифицированных сопел ЖРД
Ракета на основном участие полета до установки газосборного устройства ^ ^Л
Единичный ЖРД сустановленным в сопло газосборным устройством ^
Гэзосборное устройство в собранном виде, передустановной на норму при подлете к перицентру ВЭО ^
Ракета
с газосборными вкладышами-Л насадками на блоке ^ ЖРД в рабочем Ч положении полета кормой вперед ^
Основное применение - утилизация кинетической энергии грузов корабля в процессе аэробрейкинга при доставке грузов на
низкую орбиту
Корабль с газосборным устройством в головной части
Может применяться также для систематической утилизации кинетической энергии балласта из реголита Фобоса и Деймоса
В перспективе способ с аэробрейкингом может быть дополнен технологией использования кинетической энергии кораблей для захвата и накопления СОг из атмосферы Марса. Захват атмосферных газов может производиться головным гиперзвуковым диффузором или модифицированными соплами неработающих ЖРД при полете кораблей кормой вперед. Газ сжимается, поступает в баки, свободные от топлива, остывает и сжижается системой охлаждения. Затем СОг за счет процесса Сабатье и электролиза (300 кВт) преобразуется бортовой установкой в метан и кислород. В случае использования грузовых кораблей до разгрузки их начальная масса на ВЭО равна 913-1007 т, а после аэробрейкинга с накоплением масса вырастет до 1286-1419 т, согласно расчетам на основе уравнений неупругого столкновения. Прирост массы составит 373412 т, и 95% прироста преобразуется в 136-150 т СЫ4 и 271-300 т Ог при наличии на борту запаса 34-37,5 т водорода. Времени для преобразования достаточно — до 454 дней ожидания обратного отлета.
В пятипроцентном остатке содержится 2,7% азота. На его основе может быть получено перспективное горючее — дициан (Сг№), которое с учетом окислителя дает ракетное топливо в количестве 41,7-46,1 т. Его производство не связано с безвоз-
вратным потреблением водорода, поэтому его производство перспективно не только и не сколько на орбите Марса, но прежде всего на его поверхности.
Рассмотренным примером с аэробрейкин-гом не ограничиваются варианты повышения эффективности перелета. Выгоден вариант парковки кораблей не на НКО, а на ВЭО. Без специальных маневров старт с ВЭО для возвращения на Землю невозможен — большая ось эллипса не будет иметь нужного положения. Однако существует возможность перехода корабля на новую ВЭО с необходимым положением при малых энергетических затратах. На рис. 2 показана принципиальная схема выхода корабля на ВЭО Марса и старта с нее к Земле.
Исходные данные для расчета межорбитального маневрирования:
• Апоцентр марсианской ВЭО — 578 тыс. км.
• Перицентр орбиты марсианской ВЭО — 3889,5 км.
• Скорость корабля в апоцентре орбиты — 0,0315 км/с.
• Скорость корабля в перицентре орбиты — 4,677 км/с.
• Период обращения корабля по ВЭО — 55 сут.
• Большая полуось ВКО — 578 тыс. км.
• Скорость корабля на ВКО — 0,272 км/с.
• Период обращения корабля по ВКО- 154 сут. Требуемая коррекция возможна в апоцентре
ВЭО. На расстоянии 578 тыс. км скорость корабля равна 0,031 м/с. Скорость корабля на высокой круговой орбите (ВКО) на таком же расстоянии — 0,272 км/с. Переход с ВЭО на ВКО возможен при импульсе ЖРД в 0,241 км/с. Перемещение корабля по ВКО обеспечивает занятие нужной позиции для перехода на новую ВЭО с требуемыми параметрами. Соответственно, для ухода с ВКО на новую ВЭО требуется тормозной импульс ЖРД тоже в 0,241 км/с. В сумме затраты скорости составляют 0,482 км/с. Однако теперь для старта к Земле из перицентра ВЭО требуется скорость 2,251-2,621 км/с вместо 3,222-3,592 км/с. Это приводит к сокращению запаса топлива на возвращение до 101-125 т. В результате масса полезного груза увеличивается до 660-780 т.
При возвращении челноков имеющийся запас топлива обеспечивает выход только на низкую круговую орбиту (НКО). Поэтому для их возвращения в состав эскадры необходимо вывести на НКО Марса корабли-заправщики.
Принципиальная схема маневрирования между ВЭО и ВКО показана на рис. 3.
Возвращение эскадры кораблей в околоземное пространство выгодно производить на ВЭО, так как это требует незначительного тормозного импульса ЖРД — 0,482 км/с при возвращении по траектории Гомана.
Исходные данные для расчета возвращения на околоземную ВЭО:
• Апогей околоземной ВЭО — 929 тыс. км.
• Перигей околоземной ВЭО — 6571 км.
• Скорость корабля в апогее — 0,0776 км/с.
• Скорость корабля в перигее — 10,976 км/с.
• Период обращения корабля по ВЭО — 36,85 сут.
УБЕЖДЕНИЕ СКЕПТИКОВ В ВЕЧНОЙ ПРИКОВАННОСТИ цивилизации К ЗЕМЛЕ ЗАСТАВЛЯЕТ их ВЫБИРАТЬ ЭКСПАНСИЮ В ТЕСНЫХ РАМКАХ ПЛАНЕТЫ И ПРЕДПОЧИТАТЬ БОРЬБУ ЗА ИСТОЩАЮЩИЕСЯ РЕСУРСЫ НА ЗЕМЛЕ ВМЕСТО МИРНОГО ОСВОЕНИЯ ПРАКТИЧЕСКИ НЕОГРАНИЧЕННЫХ РЕСУРСОВ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ. ОПЫТ ПРАКТИЧЕСКОЙ КОЛОНИЗАЦИИ МАРСА НЕИЗБЕЖНО ТРАНСФОРМИРУЕТ ТАКОЕ АРХАИЧНОЕ МЫШЛЕНИЕ.
• Большая полуось ВКО — 929 тыс. км.
• Скорость корабля на ВКО — 0,655 км/с.
• Период обращения корабля по ВКО — 103,14 сут.
выводы
Решение проблемы создания защиты от космической радиации позволяет сократить скорости перелета к Марсу и повысить грузоподъемность ракеты. Выигрыш настолько велик, что позволяет увеличить запас топлива до величины, достаточной для возвращения кораблей к Земле без дозаправки топливом, произведенным из марсианских ресурсов. В типовой схеме для полета на Марс и последующего возвращения на Землю транспортная система требует организации производства топлива на поверхности Марса из местных ресурсов. В новой схеме для полета на Марс и возвращения на Землю дозаправки на поверхности Марса не потребуется, достаточно будет лишь топлива из заправочных депо на орбите Земли перед полетом на Марс.
Определяются три основных способа сокращения расходов топлива на полет к Марсу и создания запасов для обратного полета к Земле.
Общий для всех способов принцип — исключается посадка на Марс всех кораблей эскадры. Для основной массы кораблей с пассажировме-стимостью до 100 человек прибытие завершается выходом на орбиту вокруг Марса. Посадку на Марс производят специализированные челноки с пассажировместимостью до 850 человек. Разделение корабля на орбитальную часть и посадочный модуль — предложение пионера космонавтики Александра Игнатьевича Шаргея (псевдоним Ю. В. Кондратюк) [5, 6]. Предложение по использованию отдельного посадочного модуля было реализовано в проекте «Аполлон», вопреки первоначальному сопротивлению Вер-нера фон Брауна и его команды.
Другие ключевые моменты. Старт к Марсу осуществляется при помощи многоразового межорбитального бустера, сообщающего кораблю всю необходимую скорость. Возвращение корабля осуществляется на околоземную ВЭО, что выгоднее возвращения на круговую орбиту. При этом, возможно, в целях повышения безопасности перигей ВЭО следует поднять с 200 км до 3000 км — за пределы зоны концентрации космического мусора.
Первый способ: корабли выводятся на низкую околомарсианскую орбиту высотой около 500 км. Посадочные челноки совершают доставку пассажиров на Марс. Грузы доставляются в од-
норазовых капсулах. Посадочные ЖРД капсул демонтируются и возвращаются на орбитальные корабли взлетно-посадочными челноками. Способ увеличивает массу грузов в три-четыре раза: от проектных 100 т до 316-411 т.
Второй способ: корабли выводятся на сильно вытянутую эллиптическую орбиту, к примеру, с параметрами 3889,5 х 578 000 км. В момент перехода десантируются грузы и пассажиры. Посредством аэробрейкинга ВЭО преобразуется в низкую круговую. После забора челноков осуществляется возвращение на околоземную орбиту. Способ увеличивает массу грузов почти в шесть-семь раз — до 595-719 т. В перспективе реализация аэробрейкинга с накоплением СОг из атмосферы обеспечит производство топлива на орбите до 374-412 т на каждый грузовой Starship. Возможная конструкция газосборного устройства показана на рис. 4. Высокую эффективность (при условии неракетного старта с Деймоса) должен иметь накопительный аэробрей-кинг межорбитальных буксиров, на которых в качестве балласта используют реголит Деймоса. В конце операции реголит сбрасывается и падает на Марс (или утилизируется на орбите), газ перекачивается в топливный танкер, буксир поднимается за новой порцией реголита.
Третий способ: корабли с межпланетной траектории переводятся на ВЭО и с этой же орбиты, после ее коррекции, стартуют к Земле. Способ увеличивает массу грузов в семь-восемь раз — до 660-780 т.
Необходимо отметить, что продолжительность перелета по рассмотренным схемам не ограничивается 232-245 днями — за счет сокращения массы груза до проектной величины в 100 т время перелета может быть сокращено до 150-180 суток.
Применение предложенного способа особенно актуально на первом этапе колонизации Марса, когда полеты на эту планету будут происходить при отсутствии промышленности по производству ракетного топлива из марсианских ресурсов, и / или недостаточного производства топлива. При налаженном производстве топлива настоящий способ обеспечивает резервирование.
Исключение торможения в атмосферах Марса и Земли или ограничение его аэробрейкингом устраняет проблему надежности теплозащиты и ее регулярного восстановления. Аэробрей-кинг не требует специальной и уязвимой тепловой защиты.
Накопительный аэробрейкинг с балластом из реголита способен стать отдельным, самостоятельным четвертым способом исключе-
ния заправки топливом на Марсе. Расчеты показывают, что заправка на поверхности Марса может быть полностью заменена заправкой на орбите топливом, произведенным из марсианского «воздуха» за счет механической энергии реголита Деймоса. Челноки, доставляющие грузы и пассажиров на Марс могут получать необходимый запас топлива на орбите. Это возможность открывается в случае использования реголита в качестве рабочего тела механических реактивных двигателей, на финальной стадии аэробрейкинга — при движении корабля-накопителя «воздуха» по низкой круговой орбите. Тяга от выброса реголита нужна для компенсации силы торможения при заборе атмосферных газов. Современные центробежные метатели способны выбрасывать тела со скоростями 1800-2200 м/с. Согласно закону сохранения импульса в этом случае на каждые 100 т реголита будет аккумулироваться от 52 т до 64 т СОг. С учетом ранее накопленной массы СОг, в процессе перехода с ВЭО на НКО, итоговая масса составит 84-96 т на каждые 100 т реголита Деймоса. Запасы реголита практически не ограниченны, поэтому производство ракетного топлива в космосе способно полностью заменить его производство на поверхности.
Пакет кораблей может выполнять роль межпланетной пересадочной станции-лайнера, курсирующей между Землей и Марсом. Полет станции не пассивный, как в известных проектах, — она осуществляет маневрирование за счет ЖРД, благодаря малым энергозатратам перехода на ВЭО. Производятся остановки возле планет на эллиптических орбитах, для приема — высадки пассажиров и заправки топливом.
Решение проблемы обеспечения кораблей топливом для обратного полета способствует ускорению колонизации Марса.
Успешная колонизация Марса окажет позитивное влияние на формирование общекосмического типа мышления, особенно важного для политиков. Современное политическое мышление — это мышление скептиков, сомневающихся в перспективах космической экспансии. Убеждение скептиков в вечной прикованности цивилизации к Земле заставляет их выбирать экспансию в тесных рамках планеты и предпочитать борьбу за истощающиеся ресурсы на Земле вместо мирного освоения практически неограниченных ресурсов Солнечной системы. Опыт практической колонизации Марса неизбежно трансформирует такое архаичное мышление.
Литература
References
1. Майборода А.О. Эффективные способы защиты от космических факторов в межпланетном полете и внеземной колонии // Воздушно-космическая сфера. 2021.N2 3.C.32-41.
2. Е. Musk. Making Life Multiplanetary (67thT International Astronautical Congress, Guadalajara, Mexico, 27 September2016) [Электронный ресурс] // SpaceX.com. URL: https://www.spacex.com/media/making_life_ multiplanetary_2016.pdf (Дата обращения: 14.03.2022).
3. Landing on Mars [Электронный ресурс] // SpaceX.com. URL: https://www.spacex.com/vehicles/ starship/ (Дата обращения: 14.03.2022).
4. Making Life Multiplanetary (The 68th International Astronautical Congress (IAC) in Adelaide, Australia, 25-29 September 2017) [Электронный ресурс] // YouTube. 2017. 29 September. URL: https://youtu. be/tdUX3ypDVwI (Дата обращения: 14.03.2022).
5. Кондратюк Ю.В. Тем, кто будет читать, чтобы строить// Пионеры ракетнойтехники:соч. 1918— 1919; публ. 1938 / Под ред. Т. М. Мелькумова. М.: Наука, 1964. 670 с.
6. Pionery raketnoTtekhniki / Editor-in-chief: Mel'kumov T.M. Washington, D.C., USA: National Aeronautics and SpaceAdministration, 1965 (NASA technical translation; vol. F-9285). 162 p.
1. Mayboroda A.O. Effektivnye sposoby zashchity ot kosmicheskikh faktorov v mezhplanetnom polete i vnezemnoy kolonii. Vozdushno-kosmicheskaya sfera, 2021, no. 3, pp. 32-41.
2. E. Musk. Making Life Multiplanetary (67th International Astronautical Congress, Guadalajara, Mexico, 27 September2016). SpaceX. com. Available at: https://www.spacex.com/media/ making_life_multiplanetary_2016.pdf (Retrieval date: 14.03.2022).
3. Landing on Mars. SpaceX.com. Available at: https://www.spacex.com/vehicles/starship/ (Retrieval date: 14.03.2022).
4. Making Life Multiplanetary (The 68th International Astronautical Congress (IAC) in Adelaide, Australia, 25-29 September 2017). Available at: YouTube. 2017. 29 September. URL: https://youtu.be/ tdUX3ypDVwI (Retrieval date: 14.03.2022).
5. KondratyukYu.V. Tem, kto budet chitat', chtoby strait'. Pionery raketnoy tekhniki: soch. 1918-1919; publ. 1938. Ed.T.M. Mel'kumov. Moscow, Nauka, 1964. 670 p.
6. Pionery raketnoTtekhniki. Editor in chief Mel'kumov T.M. Washington, D.C., USA: National Aeronautics and Space Administration, 1965 (NASA technical translation; vol. F-9285). 162 p.
© Майборода А.О., 2021 История статьи:
Поступила в редакцию: 21.02.2022 Принята к публикации: 15.03.2022
Модератор: Плетнер К.В. Конфликт интересов: отсутствует
Для цитирования:
Майборода А.О. Полеты к Марсу и обратно без дозаправки марсианским топливом // Воздушно-космическая сфера. 2022. №1.С. 18-29.
