Полеты к планетам солнечной системы

II. ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

Полеты к планетам Солнечной системы

Эрике К. A. (Krafft A. Ehricke)

Введение

Полеты в Cолнечной системе в 2001 г.

Общество 2000 г.

Начало полетов в Солнечной системе

Эволюция профилей гелионавтических полетов

Некоторые проблемы, варианты и решения, связанные с осуществлением первых межпланетных полетов

Национальные цели 1970 - 1985 гг.

Выбор двигательных систем для продолжительных пилотируемых полетов в пределах Cолнечной системы

Эволюция космических полетов к 2001 г.

Перспективы в 2001 г.

Постскриптум

ЛИТЕРАТУРА

Введение

Представим, что сейчас конец 2000 г., для этого перенесемся на 35 лет вперед. Тогда мы сможем описать полеты к планетам солнечной системы, которые будут осуществлены к тому времени, а также оглянуться назад и проанализировать развитие космической техники за последние три с половиной десятилетия, открывшее эпоху межпланетных перелетов, так восхищающих нас на рубеже двух тысячелетий. Достигнуты большие успехи в исследовании солнечной системы и ее эволюции, а также получено огромное количество информации о небесных телах, входящих в эту систему. Это была эпоха повсеместных открытий, и если мы включим исследование Луны, то это будет повторением первых тридцати с лишним лет первой эпохи открытий.

В XV в. в Португалии принц Генри-навигатор покровительствовал искусству мореплавания и навигации. В результате португальские мореплаватели в 1488 г. открыли мыс Доброй Надежды. Христофор Колумб во время первого своего путешествия в 1492 г. открыл Багамские острова. Васко де Гама в 1497 г. достиг берегов Индии, а Кабрал в 1500 г. - берегов Бразилии. Понсе де Леон посетил полуостров Флорида в 1513 г. И наконец, экспедиция Магеллана совершила кругосветное путешествие в 1519 - 1521 гг., через 33 года после открытия мыса Доброй Надежды. Тем не менее оставались неограниченные возможности географических открытий, которые совершались в течение всех последующих столетий. Результаты этих открытий стали использоваться только начиная с 1521 г. И в наше время, в 2000 г., нам еще предстоит совершить множество открытий при освоении солнечной системы, и мы тоже едва начали использовать новые миры, которые включены нами в сферу деятельности человека.

Полеты в Cолнечной системе в 2001 г.

Сегодня, в конце 2000 г., межпланетные полеты по трассам от Меркурия до Сатурна осуществляются комфортабельными пилотируемыми летательными аппаратами относительно сложной конструкции с современными силовыми установками. Автоматические зонды приблизились к Солнцу на расстояние до 0,15 а.е. (фиг.1). Тяжелые и самые совершенные автоматические зонды достигли планеты Плутон (фиг.2) и прокладывают трассу к обширным и неисследованным районам, расположенным за этой планетой и в межзвездном пространстве. При осуществлении всех этих полетов к дальним планетам производилось непрерывное управление движением и регулирование условий на борту как пилотируемых, так и беспилотных аппаратов не только с помощью значительно расширенной (по сравнению с 1966 г.) сети наземных станций слежения за дальним космосом, но и также начиная с 1988 г. с помощью широкой сети установок, созданных на Луне (фиг.3). Кроме того, была создана сеть автоматических релейных спутников в околоземном и долунном пространстве, практически превратившая весь район между Землей и Луной в гигантскую антенную систему, способную управлять движением космических кораблей в солнечной системе и даже за ее пределами.

Фиг.1. Перспективный солнечный зонд, предназначенный для очень близкого подхода к Солнцу.

Расстояние зонда от Солнца определяется по температуре испарения вещества теплозащитного экрана, обращенного к Солнцу. Оборудование зонда размещено в тени экрана. Зонд имеет термоэлектрический генератор энергии, поверхности охлаждения излучением, расположенные в тени теплозащитного экрана, и оборудован плазменными датчиками, датчиками частиц и рентгеновских лучей.

Фиг.2. Автоматический зонд для исследования планеты Плутон.

Электропитание зонда обеспечивается термоионным радиоизотопным генератором. Зонд оборудован двумя излучающими лазерными устройствами для освещения поверхности с двумя оптическими датчиками. Остальное оборудование состоит из счетчиков космического излучения, датчиков поля, плазмы и частиц

Фиг.3. Станция связи с дальним космосом и радиотелескоп на Луне в 1985-1988 гг.

Был предпринят полет к астероиду Икар (который приближается к Солнцу на расстояние до 0,169 а.е., или примерно на 47% расстояния до Меркурия, и далее проходит за орбиту Марса, достигая в афелии 1,68 а.е.), где была установлена автоматическая научная станция. Наши гелионавты, так называют людей, управляющих большими межпланетными кораблями, побывали в самых разных областях солнечной системы, от выжженных солнцем побережий планеты Меркурий до ледяных скал Титана, спутника Сатурна. Они пересекли, и это обошлось не без жертв, широкий пояс астероидов между Марсом и Юпитером и прошли через головы комет. Благодаря мужеству первооткрывателей, знаниям наших гелионавтов и достижениям инженеров, ученых и техников астрофизики работают на научной станции по исследованию физики Солнца, созданной на Меркурии (фиг.4), биологи экспериментируют на Марсе (фиг.5), используя в качестве базы хорошо оборудованную станцию для научных исследований и технического снабжения, организованную на спутнике Марса Фобосе; планетологи начали исследования на Венере, а группа ученых, находящихся в настоящее время на исследовательских станциях на Каллисто и Титане, изучает две самые пленительные планеты солнечной системы - Юпитер и Сатурн (фиг.6).

Фиг.4. Станция для исследования Солнца на северном полюсе Меркурия (1988 г.).

Спускаемый аппарат и гусеничный транспортер защищены экранами, хорошо отражающими солнечные лучи.

Фиг.5. Астробиологическая исследовательская база на Марсе (1992 г.).

Показаны три объемных элемента, снабжаемые электрической энергией от ядерного генератора, который частично виден на заднем плане. Земля вверху слева от Солнца.

Фиг.6. Создание научно-исследовательской станции на Титане для изучения Сатурна (1995 г.).

Как известно, мы уже начали использовать некоторые из сделанных открытий. Прошло уже три года с тех пор, как была организована добыча и обработка металлической руды на Меркурии. На Марсе только что начаты работы по осуществлению долгосрочной программы внедрения в приполярных районах северного и южного полушарий планеты специально созданных для марсианских условий культур, выведенных в результате двадцатилетних биологических и сельскохозяйственных экспериментов на Земле, Луне и самом Марсе. Эти растения пригодны для употребления их в пищу человеком. Вначале эти культуры будут потребляться расширяющейся исследовательской базой на Марсе, а через 50 лет предполагается начать экспорт пищевых продуктов с Марса на Землю.

Движение между Землей и Меркурием, Землей и Марсом, а также от Земли к Юпитеру стало настолько оживленным, что потребовалось создание орбитальной станции снабжения и спасения. Эта станция была создана на Венере и успешно работает вот уже восемь лет. Много людей обязаны ей спасением своих жизней. Район планеты Венера особенно удобен для создания гелиоастронавтической "сторожевой" станции, поскольку элементы орбиты этой планеты дополняют элементы орбиты Земли при осуществлении полетов к Меркурию, Марсу, Юпитеру и другим дальним планетам. Например, синодический период Земли относительно Марса в среднем равен 780 суткам, т.е. полет по трассе Земля - Марс или Марс - Земля возможен примерно через каждые 780 суток. Средний синодический период Венеры относительно Марса равен 337 суткам. Полет к Юпитеру с Земли может быть осуществлен примерно через каждые 1,1 года. Полеты от Венеры к Юпитеру и наоборот возможны через 234 суток. В случае аварийной ситуации перелет от Венеры до Меркурия может быть осуществлен гораздо быстрее, хотя такая возможность из-за различия в угловых скоростях этих планет предоставляется гораздо реже, чем возможность полета с Земли. Гравитационное поле Венеры чаще всего можно использовать для уменьшения затрат энергии на перелет по трассе Земля - Меркурий - Земля, реже - при полетах между Землей и Марсом и только иногда, притом с применением активного маневра, - при возвращении на Землю с Юпитера.

Фиг. 7. Лунный космический порт для обслуживания межпланетных полетов (1988 г.).

Запуск межпланетного корабля осуществляется с помощью ракет-носителей на твердом топливе, расположенных вокруг нижней цилиндрической ступени, которая, так же как и центральная ступень космического корабля, имеет импульсную ядерную установку. На заднем плане видна большая антенна лунной сети станций слежения за дальним космосом.

Земные орбитальные и лунные космодромы могут в настоящее время обслуживать, т.е. обеспечивать посадку и старт, двадцать четыре межпланетных корабля ежегодно (фиг.7). Это, возможно, не так уж и много, если сравнить с масштабами обслуживания гиперзвукового и суборбитального транспорта в авиации, а также околоземных орбитальных полетов и перелетов между Землей и Луной. Однако это означает, что каждый месяц с таких космодромов могут стартовать или совершать посадку два тяжелых межпланетных аппарата. Не только значительные технические достижения практически во всех областях космической техники, но главным образом прогресс в области разработки импульсных ядерных и термоядерных двигателей наконец-то обеспечили те огромные энергетические возможности, которые необходимы для осуществления межпланетных полетов. Применение таких силовых установок позволило получить требуемые отношения масс космических систем, организовать службы межпланетных сообщений челночного типа, использовать межпланетные корабли для выполнения многих задач и снизить до разумных пределов требования к материально-техническому снабжению орбитальных аппаратов с Земли. Хотя космические корабли с импульсными ядерными и термоядерными силовыми установками не стали первооткрывателями эры межпланетных путешествий, тем не менее благодаря им стали экономически возможными длительные полеты в пределах солнечной системы и началось бурное развитие гелионавтики (фиг.8), напоминающее революцию в воздушном транспорте в 1950 - 1960 гг., вызванную созданием реактивного двигателя.

Фиг.8. Количество межпланетных летательных аппаратов, обслуживаемых ежегодно околоземными и лунными станциями (старт и посадка).

Однако ныне существующий объем транспортных операций в пределах солнечной системы - не только следствие технического прогресса и связанных с ним достижений, как бы впечатляющи они не были. Он является, скорее, воплощением чаяний народов и фактически отражает состояние умов большинства человечества. Поэтому прежде, чем перейти к анализу достижений в области космической техники и космических полетов, сделанных за прошедшие 35 лет, бросим беглый взгляд на мир 2001 г.

Общество 2000 г.

Мы оставили за собой век со столь критическими поворотными моментами, подобных которым немного было в истории человечества. Этот век стал свидетелем конечной фазы длительного процесса развития общества, в результате которого сельскохозяйственный, феодальный и статический социальный уклад был преобразован в индустриальную, научно-техническую социально изменчивую динамическую систему. На этой стадии изменения следовали одно за другим с беспрецедентными скоростью и широтой охвата; глубокие конфликты, которые постепенно накапливались на протяжении предшествующих трех столетий, были разрешены со стремительностью и безжалостностью взрыва.

И сейчас, в 2000 г., мы рассматриваем двадцатый век как время окончательного рождения новой эры - эры, мечта о которой веками вынашивалась в умах и сердцах великих людей многих национальностей. Двадцатый век - это пропасть, разделяющая конец старой и начало новой эры с совершенно другими представлениями о ценностях, взглядах и эталонах. Час рождения, будь то жизни или эры, - это час правды, когда страдание, сомнение и страх бросают вызов и их бешеному натиску противостоит исключительный подъем сил сопротивления и мужества. Казалось, мир раскололся при этом безжалостном столкновении старого и нового. Великие символы космической эры - ракетная техника, ядерная техника и электроника - родились в темные дни второй мировой войны. С тех пор война не нарушала мира, но ракеты и ядерные бомбы все еще оставались на вооружении, а радарные установки продолжали вслушиваться в пространство в ожидании сигнала смерти из вражеского мира "другого лагеря". Прошлое было уже потеряно, будущее еще не одержало победы, и человечество содрогалось в лихорадочном ознобе враждебности, ненависти и страха смерти, вызванном непрерывным рядом войн и противоборством двух противоположных по строю обществ.

Таков был мир.

Все эти годы небольшая группа людей многих национальностей, поставленная лицом к лицу с враждебной действительностью мира, не отказывалась от мечты о замене ракет космическими кораблями, об использовании ядерной энергии для полетов к другим мирам и применении радиоволн для передачи волнующих сообщений об открытиях в дальнем космосе. Все их предложения казались вначале непрактичными, непоследовательными и бесполезными. Но теперь-то мы знаем, что они были построены на прочном фундаменте далеко идущих логических выводов и реальных надежд. В известном смысле они основывались на лучших устремлениях человека - его желании построить не только более безопасный и удобный, но и более великий мир с неограниченно растущими запросами и возможностями применения вновь высвободившихся сил. Результаты этого предприятия превзошли все ожидания. Космос стал реальной необходимостью для человека, и нет пути назад, к прошлому, и не будет никогда.

В начале космической эпохи еще продолжалась холодная война между Соединенными Штатами и Советским Союзом. Но космос огромен, а человек мал, и по мере продвижения человека все дальше в глубь космоса соперничество становилось все более бессмысленным. Великие и благородные цели, открывшиеся перед человечеством, помогли найти путь от враждебности к сотрудничеству. Изучая огромное пространство, окружающее его планету, человек может избавиться от ужасного паралича ненависти и страха.

Терапевтическое действие благородных целей известно каждому психологу. Улучшение системы образования, борьба с болезнями, создание лучших условий жизни - все это действительно благородные цели. Но освоение космоса - цель более значительная хотя бы потому, что при ее осуществлении достижение других целей становится действительно стоящим предприятием. Ибо что хорошего в том, что люди станут лучше, но не будут иметь возможности проявлять свои лучшие качества? Освоение космоса предоставляет такую возможность. Действительно, войны и противоречия XX в. показали, к чему может привести прогресс в науке, технике, медицине, образовании, материальном благосостоянии, если перед человечеством не поставлены более значительные цели, которые будут осуществляться новым поколением. Великими целями прошлой эры была борьба с голодом, болезнями, неграмотностью, рабским трудом и плохими условиями жизни. Теперь эта цель в основном выполнена. Новая эра ставит перед человечеством другие великие цели, и одна из них - освоение космоса. Космическая деятельность, будь то исследование или освоение, стала символом некой позиции дружественной рациональности, которая только и может сохранить мир, если народы и нации примут ее за основу при общении друг с другом.

Расстояния и другие миры всегда оказывали магическое влияние на человека, заставляя его преодолевать даже самые сильные страхи, порождаемые суевериями его времени, и отправляться в неизвестное. Дело не в том, каким образом этот стимул рационализируется, устанавливая причинную связь с помощью некоторых очевидных для данного времени критериев, а в том, что это эмоциональное по своей природе влияние сохраняется и глубоко укореняется в человеке, превращаясь в навязчивую идею проникновения в тайны природы и преобразования их в систему человеческих знаний. Вероятно, эта неугасимая жажда знаний и разум составляют третью основную движущую силу человечества. В то время как две другие силы - борьба с голодом и стремление к воспроизводству характерны для всего живого на Земле, жажда знаний присуща только человеку, который наделен разумом, а разум всегда должен питаться неизвестным, иначе он погибнет. В конце концов неизвестное предпочтительнее принуждения или уничтожения индивидуальности. Преодоление установленных границ известного мира, умственно или физически, знаменует путь человечества к зрелости и является одной из немногих основных причин страшных кризисов и истинного длительного счастья. Человек вошел в космос как существо с земным представлением о мире, его окружающем. Теперь его мироощущение стало преобразовываться с учетом космических масштабов; он уже по-иному, более широко и зрело, смотрит на свою маленькую планету и на проблемы жизни на ней.

Почему я так подробно остановился на этих основных аспектах космических путешествий. Не стали ли они для каждого из нас теперь, в 2000 г., самоочевидными? Да, это так, но важно иногда напоминать себе о том, что эти вопросы не были столь очевидными сорок или пятьдесят лет назад; что они неоднократно проверялись и доказывались и тогда и теперь; поэтому сейчас, когда мы можем подробно проанализировать прошлое, они стали для нас самоочевидными.

Помните дружбу между американскими и русскими космонавтами в начале 60-х годов? Помните ли, как мы начали готовить к совместным космическим полетам представителей разных национальностей Европы и японцев, как Советский Союз приступил к аналогичным интернациональным тренировкам космонавтов в 70-х годах, и как (кажется, это было в 1976 г.) группа космонавтов, состоящая из русского, поляка и чеха, рисковала своими жизнями, спасая команду космонавтов в составе американца, англичанина и итальянца, потерпевшую аварию при посадке их лунного "Хоппера" недалеко от Советской лунной станции? Или как в 1978 г. американо-немецко-японский экипаж на одном из старомодных, но для того времени совершенно новых лунных космических кораблей с двигателем на кислородо-водородном топливе изменил направление своего полета, чтобы, выполнив великолепную серию маневров, прийти на помощь и спасти жизнь русско-румынской команде космонавтов, корабль которых, потерпев аварию, остался на орбите искусственного спутника Луны? Можем ли мы, новое и более удачливое поколение, по-настоящему оценить то влияние, которое оказали поступки этих мужественных людей на человечество?

Мы научились не только выручать из беды и помогать друг другу. Прогресс космонавтики вызвал столь же большое чувство удовлетворения, сколь большое чувство тревоги вызывало увеличение запасов ядерного оружия. Спутники, запущенные во многих странах, достигли такого количества, что фактически начали образовывать некую конструкцию над поверхностью нашей планеты. Лесоводство, обнаружение заболеваний растений, наблюдения за погодой, связь, управление движением воздушного и морского транспорта - все эти заботы глобальных масштабов почти незаметно поддерживали и укрепляли сотрудничество между нациями.

Это были годы формирования новых отношений между странами, когда было принято прогрессивное международное законодательство об использовании космических объектов и взаимной помощи в космическом пространстве и на Луне.

Однако члены "ядерного клуба" продолжали производство ядерных бомб и ядерного оружия. Ход событий достиг знаменательного этапа, когда появилась возможность осуществления экономически выгодного межпланетного полета, для которого требуется ядерный двигатель. "Открытие" солнечной системы вызвало в конце концов "сток энергии", позволивший дать выход накопленной энергии и поднять престиж каждой и всех наций. Вы помните, что Китай стал одним из основных членов содружества "космических стран" во второй половине 70-х годов, когда он начал понимать важность космической деятельности для поднятия престижа страны. К настоящему времени космические исследования, проводимые в Китае, сравнимы по объему с исследованиями, проводимыми США и Советским Союзом.

Потребность в ядерном двигателе для межпланетных космических полетов привела к пересмотру договора о запрещении ядерных испытаний и к разработке импульсного ядерного двигателя. Первые варианты таких двигателей, которые использовали энергию деления ядер, быстро устарели и были вытеснены новыми системами, использующими более эффективную энергию синтеза ядер. В наше время в США, СССР и Китае значительная часть производственных мощностей промышленности, занятой изготовлением ядерных бомб, используется для выпуска зарядов для импульсных ядерных двигателей межпланетных летательных аппаратов. Я считаю, что действительно невозможно получить более реальную и практическую выгоду от достижений космического века, чем та, которая уже имеется.

Спутники военного назначения и обитаемые лаборатории с военным персоналом используются и по сей день. Но они никогда не рассматривались как источник реальной угрозы, каким можно считать наземные вооруженные силы. С практической и моральной точек зрения оружие в такой форме есть не что иное, как анахронизм в космосе, хотя с технической и физической точек зрения космос, конечно, представляет собой достаточно грозный потенциал для военных действий против Земли. За последние десятилетия военные установки в космосе превратились или продолжали действовать как системы, выполняющие функции управления, наблюдения, инспекции и контроля, и теперь никто на Земле не рассматривает их как угрозу. Это в свою очередь привело к постепенному ослаблению некоторых ограничений, связанных с контролем вооружения в тех случаях, когда военные разработки были связаны с невоенными космическими разработками и программами, как это имело место, например, при создании импульсных ядерных двигателей. Резолюция Генеральной ассамблеи ООН, принятая единогласно в октябре 1963 г., выразила желание всех государств, представленных на ассамблее, запретить размещение оружия массового уничтожения в космосе. В середине 70-х годов Китай присоединился к этой резолюции Хотя упомянутая резолюция не столь обязательна, как решения многих представительных совещаний по разоружению, проходивших в XX в., она, по-видимому, принадлежит к тем соглашениям, которые никогда не нарушатся.

Начало полетов в Солнечной системе

В первой половине 60-х годов был введен новый принцип принятия решений в области астронавтики - определение единой национальной цели в освоении космоса. Это позволило избежать распыления национальных средств, выделяемых на освоение космоса, одновременно на большое количество мелких целей, а следовательно, чрезмерного раздувания расходов, требуемых для выполнения такой космической программы, либо дробления бюджета на столь многочисленные статьи, что только немногие из поставленных целей могли быть достигнуты, а возможно, и ни одна из них. Кроме того, подобное частичное дублирование и размельчение задач создало бы серьезную угрозу эффективности использования ресурсов. Решение объявить высадку человека на Луну к 1968 г. национальной целью привело к принятию первой основной космической программы, проекта "Аполлон", которая стала впоследствии основой более значительных задач, чем только высадка двух человек на поверхность Луны. Техническая база, созданная при выполнении программы "Аполлон", ускорила разработку обширной программы космических исследований на околоземной орбите, она послужила основой программы дальнейшего исследования Луны как с окололунной орбиты, так и путем высадки на ее поверхность, и привела в конечном итоге к принятию обоснованного решения о размерах и типе постоянной научной лунной базы. Созданная по программе "Аполлон" ракета-носитель "Сатурн-5" позволила осуществить программу исследований планет автоматическими зондами. Эта ракета-носитель оказалась достаточно мощной, чтобы допустить увеличение веса автоматического зонда "Вояджер" , как того требовали результаты измерений, выполненных космическим летательным аппаратом "Маринер-4", которые показали, что атмосфера Марса более разрежена, чем это предполагалось ранее. Мощности этой ракеты хватило даже для вывода автоматических зондов - разведчиков дальнего космоса - весом выше 6 т на гелиоцентрическую параболическую орбиту, сообщив им вторую космическую скорость. Программа "Аполлон" и следующая за ней программа "Приложения проекта "Аполлон"" явились фундаментом очередной программы пилотируемых межпланетных полетов.

В 1965 г. члены Национальной академии наук после тщательного изучения рекомендовали правительству ряд научных проблем в качестве основных целей национальной программы космических исследований. Относительно исследований межпланетного пространства и планет солнечной системы их рекомендации сводились к следующему: 1) в период 1965 - 1975 гг. постепенно переключить внимание с Луны как главного объекта исследований на другие планеты, так чтобы в период 1975 - 1985 гг. расход средств на оба типа исследований был примерно одинаков; 2) первостепенное внимание уделить исследованию планеты Марс, затем - исследованию планеты Венера и основных планет солнечной системы. При этом предполагалось, что наиболее значительное место в программе исследований планет в период 1965 - 1985 гг. займут исследования с помощью автоматических зондов.

С 1963 по 1967 г. НАСА при поддержке промышленности предприняло широкое исследование по перспективному планированию всей космической деятельности США после выполнения программы "Аполлон", включая и перспективы пилотируемых межпланетных полетов. Руководители НАСА знали, что для обеспечения ведущей роли США в освоении космоса необходимо использовать огромную концентрацию таланта и гигантскую техническую базу (наземное оборудование, обслуживающая индустрия и промышленные предприятия, производящие летное оборудование), оставшиеся в наследство от программы "Аполлон", и приступить к осуществлению следующей космической программы. С другой стороны, совершенно ясно, что любая новая национальная цель, рекомендуемая президенту и конгрессу, должна удовлетворять определенным требованиям. Два наиболее важных требования касаются ограничений бюджета и отказа от тех программ, основы которых не были заложены предыдущими исследованиями. К последней категории программ относятся пилотируемые полеты человека к другим планетам. При планировании программ пилотируемых орбитальных полетов и исследования Луны в 70-х годах необходимо было разрешить два важных вопроса. 1. Должны ли планы космических операций в конце 70-х и в 80-х годах включать межпланетные полеты пилотируемых кораблей? Ответ на этот вопрос был положительным. 2. Должен ли первый такой полет быть запланирован на конец 70-х или на начало 80-х годов? На этот вопрос ответить было труднее, поскольку ответ зависел как от характера задачи, так и от готовности преодолеть те производственные трудности, которые могли возникнуть из-за несоответствия между существующим состоянием промышленности и требуемым для выполнения программы.

Было признано, что для осуществления гелионавтического полета космическая транспортная система и доставляемый полезный груз должны удовлетворять требованиям, которые невозможно удовлетворить на уровне науки и техники 1970-х годов.

Среди прочих основными лимитирующими факторами в 70-е годы были, без сомнения, ограниченный диапазон удельной тяги силовых установок межпланетных летательных аппаратов (400 - 800 сек) и ограниченные как с материально-технической, так и с финансовой точек зрения возможности обеспечения транспортных перевозок между Землей и околоземной орбитой по сравнению с требованиями эры межпланетных путешествий. Эти два ограничения обусловили сильную зависимость характеристик гелиоцентрической транспортной системы от профиля полета, что в свою очередь потребовало проведения серьезных исследований в области механики полета в пределах солнечной системы.

Эволюция профилей гелионавтических полетов

В гелионавтике существует ряд зависимостей между периодом полета (полет по замкнутому маршруту) и (общей) скоростью полета, определяемой как сумма изменений скорости при проведении всех основных маневров (без учета навигационных коррекций и изменений скорости при выходе на орбиту захвата), включая гравитационные потери. Профиль гелиоцентрического полета по замкнутому маршруту состоит из двух или более профилей перелета, определяемых как часть гелиоцентрической орбиты, соединяющей две точки в гравитационном поле Солнца участком орбиты Кеплера. Группа профилей перелета (между одними и теми же двумя точками), которые могут быть осуществлены в течение определенного и ограниченного периода времени (например, одного месяца), именуемого коридором перелета, определяется временем перелета, окном старта и окном прибытия к цели. Для данного коридора перелета требуемые время и скорость полета связаны таким образом, что уменьшение времени, как правило, вызывает увеличение скорости перелета. Вначале рассматривались только орбиты медленного перелета (угол перелета равен примерно 180°) [1,2]. На фиг.9 показаны профили медленного полета к Венере и Марсу, которые как видно, включают очень продолжительные периоды захвата корабля планетой (периоды между точками 2 и 3 на орбитах Венеры и Марса соответственно), именуемые синодическими периодами захвата. В 1957 г. началось исследование профилей экспресс-полетов по замкнутому маршруту [8, 12-25]. Было установлено, что время полета можно уменьшить прежде всего за счет уменьшения длительности периода захвата аппарата планетой (и только частично за счет уменьшения времени перелета). Периоды захвата можно уменьшить только путем выбора орбиты удаления от Земли, не совпадающей с орбитой возвращения на Землю. Путем изменения орбит перелета можно получить профили полета, для которых характерны короткая траектория удаления от Земли и длинная (но не медленная) траектория возвращения к ней (фиг.10). Недостатком этих профилей полета являются очень высокие скорости подлета к Земле (при возвращении от Марса эти скорости достигают 15 - 23 км/сек в зависимости от года полета). Орбиты возвращения к Земле имеют расстояния в перигелии от 0,65 до 0,45 а.е. в зависимости от скорости возвращения к Земле (первая цифра соответствует самой малой скорости, вторая - самой большой). Это иллюстрируется на фиг.11, где приведена зависимость гелиоцентрического расстояния внутренней планеты солнечной системы от времени и профилей полетов, соответствующих примерно центральной линии коридоров перелетов, для экспресс-полетов, продолжительных полетов и для нескольких полетов средней продолжительности (550 - 700 суток). На фиг.12 показаны благоприятные коридоры перелетов для экспресс-полетов к Венере и Марсу по замкнутому маршруту. Поскольку скорости подлета к Земле летательных аппаратов, возвращающихся от Марса, очень велики, вначале предполагалось, что возможны только два варианта: либо применение тормозного маневра при приближении к Земле, либо вход в плотные слои атмосферы Земли с высокой скоростью. Первый вариант требовал столь существенного увеличения веса корабля при старте с околоземной орбиты, что такой полет становился практически невыполнимым при существующих возможностях материально-технического обеспечения орбитального стартового комплекса. Второй вариант требовал осуществления довольно рискованной заключительной операции полета - входа в атмосферу с очень высокой скоростью, во время которой члены экипажа, находящиеся перед этим в течение 400 - 450 суток в условиях низкой или нулевой гравитации, будут испытывать воздействие очень больших перегрузок, а также дорогостоящей разработки отсека, рассчитанного на высокую скорость входа в атмосферу Земли.

Фиг. 9. Профили длительного синодического полета к Венере и Марсу.

Фиг. 9. Профили длительного синодического полета к Венере и Марсу. η_захв- центральный угол, описываемый планетой-целью в период захвата.

Фиг.10. Профили экспресс-полетов к Венере и Марсу.

Фиг.11. Центральные линии коридоров перелетов при экспресс-полетах и синодических продолжительных полетах к Марсу и обратно.

Фиг.12. Благоприятные коридоры перелетов по моноэллиптическим траекториям между Землей и Венерой, Землей и Марсом.

Исследования 1963 г. показали, что гораздо экономичнее применять маневр с торможением вблизи перигелия (торможение в перигелии - ТП) [42]. Достигаемое при этом изменение траектории полета показано на фиг.13. В соответствии с законами небесной механики можно достичь большего уменьшения скорости подхода к Земле

, прикладывая тормозной импульс в перигелии, чем при приближении к Земле. Поэтому были исследованы другие возможные маневры в гелиоцентрическом пространстве, но все же ТП-маневр до сего времени остается наиболее эффективным [70]. Применение ТП-маневра уменьшает скорость входа корабля в атмосферу Земли при возвращении с Марса от значений, указанных на фиг.14 белыми колонками, до значений, указанных перекрывающими их затушеванными колонками. Как видно, скорость v_E(ТП) значительно меньше скорости v_E, достигаемой путем применения тормозного маневра при подходе к Земле при том же самом уменьшении скорости входа. Можно достичь существенного уменьшения начального веса аппарата, стартующего с околоземной орбиты, если до начала ТП-маневра освободить его от всей массы полезного груза, уже не нужного для оставшихся 60 - 90 суток полета, и в особенности если использовать двигатель малого веса с солнечным теплообменником, имеющий удельную тягу порядка 700 - 800 сек.

Фиг.13. Маневр с торможением в перигелии и его влияние на скорость подлета к Земле.

Фиг.14. Уменьшение скорости входа в атмосферу Земли vE при переходе от моноэллиптической траектории к маневру с торможением в перигелии.

Фиг.14. Уменьшение скорости входа в атмосферу Земли v_E при переходе от моноэллиптической траектории к маневру с торможением в перигелии.
Сравнение изменений скоростей торможения в перигелии (Δ_{v_тп}) и при подходе к Земле (Δ_{v_Е}).

Фиг.15. Профили полета с захватом корабля Венерой и Марсом

Однако был найден другой способ торможения, который состоял в использовании гравитационного поля планеты Венера. Этот способ изменения траектории полета лунных или межпланетных кораблей был предложен в 1954 г. [3]. В 1956 г. был описан полет с последовательным пролетом мимо двух планет - Марса и Венеры [6], а в 1963 г. было исследовано несколько вариантов полета с захватом корабля двумя планетами (захват каждой планетой) (фиг.15); рассматривались варианты захвата корабля Марсом и Венерой, или Венерой и Марсом, или Венерой и Меркурием [43]. Целесообразность таких полетов основывалась на том соображении, что если не существует благоприятного окна перелета между планетами Л и В, то оно может существовать для перелета между планетами М и С, а затем С и В. На фиг.16 показаны благоприятные коридоры перелетов в обоих направлениях между Венерой и Марсом [60]. Совмещая коридоры перелетов фиг.12 и 16, получим коридоры перелетов одновременно к двум планетам - Марсу и Венере (фиг.17). Анализ этих профилей полетов показывает, что иногда лучше осуществить полет сначала к Венере, а затем к Марсу, а иногда наоборот. Такие полеты с захватом корабля двумя планетами не всегда приводят к уменьшению скорости полета по сравнению со случаем захвата корабля одной планетой, но не вызывают ее увеличения , что позволяет исследовать последовательно две планеты вместо одной. Но в этом случае необходимо примириться с увеличением продолжительности полета на 100 - 200 суток.

Фиг.16. Благоприятные коридоры перелетов по моноэллиптическим траекториям между Венерой и Марсом.

Фиг.17. Благоприятные коридоры перелетов для полетов к двум планетам - Венере и Марсу с захватом корабля планетами или с пролетом с работающими двигателями мимо одной или обеих планет.

В 1963 - 1964 гг. был закончен последний этап исследований полета одновременно к двум планетам с использованием возмущающего маневра и захвата корабля двумя планетами [44, 57-59, 69, 71, 76]. Уменьшая продолжительность захвата корабля планетой Венера до нуля при полете от Марса к Земле, можно использовать пролет мимо Венеры при возвращении с Марса для снижения при некоторых условиях скорости подлета к Земле до 12 - 13 км/сек. Другими словами, уменьшение скорости достигается ценой небольшого расхода топлива или вообще без всякого расхода, тогда как ТП-маневр всегда требует расхода некоторого количества топлива. При таком способе полета с пролетом мимо Венеры общая продолжительность полета возрастает до 550 - 600 суток вместо 400 - 450 суток. Профиль полета с захватом корабля Марсом и пролетом мимо Венеры показан на фиг.18. Характеристики типичного полета представлены на фиг.19 [76]. Для сравнения на фиг.20а приведены типичные характеристики моноэллиптического полета по замкнутому маршруту (прямой полет) к Марсу и обратно, соответствующего профилю полета, показанному на фиг.10. Венера, Земля и Марс занимают такое взаимное положение каждые 6,4 года [37 (стр. 1069); 76]. Поэтому возможность осуществления моноэллиптических полетов по замкнутому маршруту также повторяется примерно через каждые 6,4 года.

Фиг.18. Профиль полета с захватом корабля Марсом и пролетом мимо Венеры при возвращении к Земле.

Фиг.19. Профили скоростей полетов к двум удаленным планетам с захватом корабля Марсом и пролетом мимо Венеры либо при удалении от Земли, либо при возвращении к ней.

Уход от Земли	14.I.1982	9.VII.1983	16.II.1984	21.III.1985
Время полета в сутках
к Венере		54		171
к Марсу	229	202	156	184
Период (в сутках) захвата корабля Марсом	28	20	18	29
Время полета в сутках
к Венере	149		162
к Земле	161	188	128	176
Возвращение на Землю	4.VIII.1983	9.IV.1984	25.V.1985	2.X.1986

Фиг.19. Профили скоростей полетов к двум удаленным планетам с захватом корабля Марсом и пролетом мимо Венеры либо при удалении от Земли, либо при возвращении к ней.
Δv₁ -маневр ухода от гравитационного поля Земли; Δv₂ - маневр захвата корабля Марсом (круговая орбита r*=1,3); Δv₃ - маневр ухода из гравитационного поля Марса; v_Е - скорость входа в атмосферу Земли.
Средняя скорость движения Земли по орбите 29,8 км/с.

Итак, моноэллиптические полеты по замкнутому маршруту к Марсу продолжительностью 420 - 460 суток совершаются со скоростью от 13,1 до 16,1 км/сек, если вход в атмосферу Земли осуществляется без помощи тормозных двигателей. При торможении в процессе входа в атмосферу Земли до скорости 15,2 км/сек скорость полета может изменяться от 13,7 до 21,3 км/сек. При использовании ТП-маневра во время возвращения к Земле и торможения до скорости входа в атмосферу (примерно 12,2 км/сек) скорость полета может изменяться от 15,2 до 20,7 км/сек. При полете к Марсу с пролетом мимо Венеры с условием, что скорость входа в атмосферу Земли составит около 12,2 км/сек, скорость полета может изменяться от 11 до 15,2 км/сек. При полетах к Венере по замкнутому маршруту продолжительностью 380 - 440 суток и периодом захвата корабля планетой 10 - 40 суток общая скорость полета может изменяться от 13,7 до 15,2 км/сек, если радиус круговой орбиты захвата r* составляет 1,1 радиуса планеты, и от 9,1 до 12,2 км/сек, если орбита захвата эллиптическая с периапсидой r*_A = 1,1 и апоапсидой r*_А = 8,8 (n = 1 r_А/r_P = 8). Эти данные представлены на фиг.20б; там же указан типичный интервал скоростей полета (пунктирными линиями) первых межпланетных летательных аппаратов, если бы они совершали полет с захватом планетой и торможением при входе в атмосферу Земли. При скорости полета 18,3 км/сек или менее можно было бы использовать в основном возможности осуществления таких межпланетных полетов, приходящиеся на 70-е и 80-е годы. При скорости полета 12,2 км/сек или менее эти возможности резко уменьшатся, если только не увеличить продолжительность полета до 600 - 1000 суток.

Фиг.20а. Профили скоростей полетов по моноэллиптическим траекториям с захватом корабля Марсом в 1973 - 1990 гг. Для каждого полета первые три колонки характеризуют маневр ухода с околоземной орбиты, захват корабля Марсом с выходом на круговую орбиту и маневр ухода из гравитационного поля Марса. Четвертая колонка соответствует скорости входа, в атмосферу Земли при подходе к ней по гиперболической траектории без тормозного маневра.
Уход из гравитационного поля Земли: r* = 1,1; захват корабля Марсом: r* = 1,3; n=1. Для каждого полета указаны суммы Т₁ + T_захв + Т₂ = Т, определяющие период полета в сутках. Над первой колонкой указаны даты ухода от Земли по григорианскому календарю.

Фиг.20б. Сравнение требований к скорости полета при выполнении первых полетов по замкнутому маршруту к Венере и Марсу с захватом корабля планетой-целью и возвращением в атмосферу Земли.
- разница между наибольшей и наименьшей скоростями полета в каждом случае; 1 - захват с выходом на круговую орбиту (r* = 1,1); 2 -захват с выходом на эллиптическую орбиту (n = 8; r*_Р = 1,1; 3 - торможение при подходе к Земле по моноэллиптической траектории до скорости vE = 12,2 км/сек; 4 - торможение в перигелии до скорости v_E = 12,2 км/сек; 5 -торможение во время пролета мимо Венеры до скорости v_E = 12,2 км!сек; 6 -торможение при подходе к Земле по моноэллиптической траектории до скорости v_E - 15,2 км/сек; 7 - полет по моноэллиптической траектории с входом в атмосферу Земли по гиперболической траектории без торможения.

Некоторые проблемы, варианты и решения, связанные с осуществлением первых межпланетных полетов

Полеты в межпланетном пространстве возможны при наличии:

1. Соответствующей ракеты-носителя для старта с Земли.

2. Космических "такси" и соответствующих вспомогательных орбитальных летательных аппаратов.

3. Экологической системы (полузамкнутой), рассчитанной на длительный период времени.

4. Ряда эксплуатационных отсеков космического летательного аппарата, входящих в состав так называемого обитаемого отсека: укрытия от излучения, командного отсека с системой обнаружения неисправностей и технического обслуживания космического корабля, экологического отсека (содержащего вышеупомянутую экологическую систему) и других, таких, как ремонтный отсек ("мастерская"), отсек обработки и передачи данных и генерирования электрической энергии.

5. Отсеков подготовки старта с орбиты, обеспечивающих стыковку, заправку топливом и проверку систем космического корабля во время подготовки его к старту; управление этими отсеками осуществляется из обитаемого отсека.

6. Возвращаемого отсека, предназначенного для входа в атмосферу Земли со скоростью не менее 12,8 км/сек, а возможно, и до 15,2 км/сек.

7. Отсеков силовых установок межпланетного корабля (называемого также гелиоцентрическим межорбитальным космическим кораблем - ГМКК).

8. Орбитальных топливозаправщиков, снабжающих отсеки силовых установок ГМКК топливом, что облегчает задачу выведения ГМКК на орбиту, и компенсирующих неизбежные потери топлива на орбите.

9. Космического аппарата для исследования планеты-цели, если программой полета предусмотрено такое исследование.

Фиг.2la. Радиальный обитаемый отсек.

Фиг.2la. Радиальный обитаемый отсек.
Используется как установка для старта с орбиты. Отсеки подготовки старта с орбиты в летном варианте заменяются "такси". Отсек силовой установки для маневрирования заменяется отсеком входа в атмосферу Земли [68].

Фиг.21б. Радиальный обитаемый отсек (летный вариант).

Фиг.21б. Радиальный обитаемый отсек (летный вариант).
Возвращаемый отсек размещен в передней части межпланетного корабля. Отсек силовой установки расположен за "мастерской". Дополнительные отсеки являются отделяемыми [68].

Межпланетные корабли с продолжительностью полета от 400 до 6000 суток должны иметь также бортовое оборудование для проверки систем корабля и его ремонта; это оборудование размещается в обитаемом отсеке. В начале сборки на орбите этот отсек доставляется первым и используется в дальнейшем как установка для старта с орбиты. В своем первоначальном виде обитаемый отсек отличается от летного варианта (фиг.21а). Отсеки подготовки старта с орбиты стыкуются с обитаемым отсеком, а отсек силовой установки для маневрирования обитаемого отсека занимает пространство, в котором в летном варианте размещается возвращаемый на Землю отсек. Конфигурация летного варианта обитаемого отсека показана на фиг.21б.

Все множество вариантов исследования планет с помощью межпланетных летательных аппаратов можно разбить на три группы: 1) разведка и наблюдение с орбиты; 2) изучение планет с помощью автоматических зондов, отделяемых от пилотируемых космических кораблей, находящихся на орбите; 3) высадка на поверхность планеты. Варианты первой и второй групп можно осуществить как при пролете корабля мимо планеты, так и при полете с захватом корабля планетой. Варианты третьей группы можно выполнить только при полете с захватом корабля планетой. С точки зрения требований к полезному грузу, доставляемого к планете, самой простой является первая группа вариантов исследований с захватом корабля планетой, поскольку техника наблюдения и разведки планет была высоко развита уже в конце 60-х годов на примере исследования Земли. Сложнее удовлетворить эти требования в условиях полета с пролетом мимо планеты, так как информация о таких полетах значительно беднее. То же самое можно сказать и относительно второй группы вариантов исследований. И в этом случае было бы легче удовлетворить поставленные требования в условиях полета с захватом корабля планетой, используя накопленный опыт исследования поверхности Луны с помощью автоматических зондов, спускаемых с лунной орбиты. Высадка на поверхность планеты относится к наиболее трудно выполнимым задачам.

Ниже перечислены некоторые основные требования к составу полезного груза, доставляемого к планете-цели для выполнения широкого спектра задач от полетов пролетного типа до перспективных полетов с высадкой на планету.

1. Оборудование для оптической и радиолокационной разведки во время полета с пролетом или захватом корабля планетой.

2. Устройство для сбора, сжатия и хранения данных в условиях полета с высадкой на поверхность и (или) полета с захватом корабля планетой, когда количество данных (особенно результатов оптических измерений) будет чрезвычайно большим (от 10¹² до 10¹⁴ бит за 20 - 30 суток). Для полета с пролетом мимо планеты требования к хранению данных будут, очевидно, значительно менее жесткими.

3. Средства для защиты экипажа корабля от воздействия внеземных форм жизни (в условиях полета с высадкой на поверхность планеты). Если условия на планете представляют угрозу для жизни людей, то, очевидно, необходимо до высадки человека обследовать планету, используя для этой цели полег с захватом. Преимущества полетов с захватом (довольно большое время пребывания корабля на орбите около планеты, достаточное для обследования ее поверхности с орбиты, посадка автоматических зондов практически в любой точке планеты и детальное изучение результатов исследования на относительно близком расстоянии от планеты), возможно, позволят сделать достаточно надежные выводы о существовании и природе внеземных форм жизни и об их антропологической совместимости с земными формами, чтобы не подвергать членов команды риску, связанному с пребыванием в неизвестных условиях. Следовательно, часть доставляемого полезного груза должна включать вспомогательные зонды, которые могут быть плавучими (если это осуществимо), а также сухопутными (стационарными или подвижными), и возвращаемые зонды, способные вернуться на орбитальный пилотируемый корабль с пробами почвы и образцами пород. В 1968 - 1970 гг. на основе результатов нескольких посадок аппарата типа "Вояджер" в отдельные точки поверхности Марса невозможно было предсказать, есть ли жизнь на Марсе, а если есть, то можно ли ее обнаружить. Следовательно, при планировании пилотируемых полетов к Марсу необходимо было учитывать то обстоятельство, что вопрос о существовании микромира на Марсе еще не был решен ко времени первого полета человека на эту планету.

4. Защитные убежища.

5. Объемные элементы.

Анализ двух приведенных выше перечней требований совершенно ясно показывает, что разрыв между существующим (в то время) и требуемым уровнями развития науки и техники мог быть преодолей только благодаря реализации пилотируемых орбитальных и лунных программ. Наиболее важными вкладами в этом отношении явились следующие достижения:

увеличение надежности ракет-носителей;

увеличение надежности стыковки и снабжения топливом космических кораблей на орбите;

подготовка тренированного обслуживающего персонала орбитальных стартовых комплексов;

разработка перспективных экологических систем, рассчитанных на длительный срок службы;

повышение качества космических конструкций (минимум утечки газа, тепла, усовершенствованная система терморегулирования и т. д.).

Развитие лунных космических транспортных систем позволило достичь больших успехов в деле

повышения надежности межорбитальных космических кораблей,

создания совершенных систем управления полетом и высокоэффективной научно-исследовательской аппаратуры;

микроминиатюризации электронного оборудования;

минимизации потребления электрической энергии;

разработки способов длительного хранения криогенных жидкостей в химических и ядерных силовых установках в условиях космоса.

В результате успешного выполнения программ исследования лунной поверхности были созданы:

совершенные экологические системы с большим сроком службы;

хорошо спроектированные и надежные убежища и объемные элементы;

системы радиоизотопных генераторов электрической энергии.

Выполнение программ исследования космического пространства с помощью автоматических зондов продвинуло развитие космической науки и техники, особенно в областях создания систем радиоизотопных генераторов электрической энергии, микроминиатюризации электронного оборудования, разработки систем навигации и управления межпланетным полетом, минимизации потребления электрической энергии; кроме того, была получена ценная информация об условиях на исследуемой планете, о ее атмосфере и, когда это было возможно, о ее поверхности.

Благодаря успешному осуществлению программы "Аполлон" в области создания ракеты-носителя, кислородо-водородной ступени для старта с орбиты и оборудования для испытаний на орбите, а также существенному прогрессу в области разработки первого ядерного двигателя ("Нерва") в конце 60-х годов стали насущными следующие вопросы:

1. Должна ли программа пилотируемых полетов к планетам базироваться на уровне достижений космической науки и техники после завершения программы "Аполлон"? Если да, то должен ли это быть полет с пролетом мимо Венеры или Марса?

2. Имеет ли смысл совершать первый полет с пролетом мимо планеты, если уже разрабатывается проект полета двух аппаратов типа "Вояджер", запускаемых с помощью одной ракеты-носителя "Сатурн-5" (первый запуск в 1973 г. во время окна полетов к Марсу), и не приведет ли выполнение такого проекта к задержке осуществления гораздо более эффективной (с точки зрения стоимости) программы полета с захватом корабля планетой при использовании (по крайней мере на участке удаления от Земли) ядерного двигателя, который к тому времени будет создан? Полет с пролетом и полет с захватом корабля планетой имеют одинаковую продолжительность. Состав экипажа для обоих полетов также примерно одинаков, а доставляемый полезный груз сравним по типу, но, возможно, не по весу. Основное различие между этими двумя полетами обусловлено величиной требуемой суммарной скорости, а следовательно, весом межпланетного аппарата, стартующего с околоземной орбиты. Это в свою очередь определяет различие в требованиях к материально-техническому обеспечению (и стоимости) подготовки корабля к старту с орбиты (стыковка и заправка топливом). Сравнительный анализ двух типов полетов показал, что по крайней мере 75% всех затрат на разработку проекта полета с захватом корабля планетой (без высадки человека на ее поверхность) потребуется и при разработке проекта полета с пролетом, однако во втором случае подготовка корабля к старту с орбиты обошлась бы вполовину тех затрат, которые потребовались бы в первом случае. Наиболее благоприятны для осуществления первых полетов с пролетом мимо планеты 1977 - 1979 г.г. (период наивысшей солнечной активности). Перенесение сроков этих полетов на 1982 г. дало бы определенный выигрыш, поскольку к этому времени не только появились бы ядерные двигатели и условия полета стали бы менее жесткими, но и были бы созданы более мощные и экономичные ракеты-носители, чем "Сатурн", а также получено большое количество данных о планетах с помощью космического аппарата "Вояджер" и других автоматических межпланетных зондов.

Осуществление пилотируемых полетов с пролетом преследует две основные и одну второстепенную цели, если говорить о нетехнических задачах таких полетов. Первая основная цель состоит в доставке к исследуемой планете автоматических зондов вместо их запуска непосредственно с Земли. Во время полета к планете корабль-носитель и зонды, особенно их полезные грузы, обслуживаются и, возможно, даже подготавливаются к эксплуатации (например, стерилизуются) экипажем корабля. Такой "вид доставки" повышает вероятность успеха полета. Вторая основная цель состоит в наблюдении планеты, которое могут осуществлять члены экипажа корабля еще до прибытия к ней, что облегчит выбор наиболее подходящего места посадки корабля и позволит получить более ценную и полезную информацию (например, в научном отношении), чем в случае посадки корабля в произвольной точке. Конечно, при этом предполагается, что имеется достаточно сведений о планете, чтобы провести четкое различие между понятиями "более" и "менее" подходящее место посадки. По-видимому, ко времени осуществления первого пилотируемого полета с пролетом мимо планет еще не будет достаточного количества данных ни о Венере, ни, возможно, даже о Марсе. Для сбора таких данных основное место в программах исследования Венеры и (или) Марса автоматическими зондами в годы, предшествующие первому пилотируемому полету, должно занимать исследование планет с помощью орбитальных аппаратов, которые позволят получить подробную информацию о планете в целом, а не с помощью посадочных аппаратов, за исключением тех случаев, когда посадочные аппараты понадобятся для получения технических характеристик зондов, которые в дальнейшем будут использоваться для посадки на планету во время пилотируемого полета. Однако эти посадочные зонды могут быть легче по весу, проще по конструкции и дешевле тех аппаратов, которые будут разрабатываться для научных исследований по программе "Вояджер". Таким образом, решение об осуществлении пилотируемого полета с пролетом мимо планет в 70-х годах могло бы оказать существенное влияние на планирование и определение задач полетов к Марсу и Венере автоматических зондов класса "Вояджер". Второстепенная цель программы пилотируемых полетов заключается в сборе экипажем корабля возможно большего количества информации во время пролета мимо планеты. Эта цель именуется второстепенной не потому, что она менее важна, чем другие, а потому, что период пролета мимо планеты сравнительно мал, что позволит экипажу корабля выполнить лишь весьма ограниченный круг исследований, и, следовательно, основная часть информации при таком пилотируемом полете опять-таки должна доставляться автоматическими зондами. Поэтому логично выбрать в качестве первостепенных те цели полета, выполнение которых обеспечит максимум полезной информации. Ясно, что решение вопроса о том, следует ли сосредоточить основное внимание на организации полета с пролетом в 70-х годах или на организации более сложного и ценного с точки зрения получаемой информации полета с захватом корабля планетой в 80-х годах, весьма затруднительно хотя бы из-за технической сложности оценки таких полетов, поэтому с позиций составителей планов 60-х годов можно было бы сделать любой выбор. Этот вопрос выдвигает также необходимость совместного планирования программ беспилотных и пилотируемых полетов к планетам, на что указывалось ранее составителями перспективных планов.

3. Должно ли решение о запуске первого пилотируемого космического аппарата к планете в 1982 г. привести к прекращению всякой деятельности в области гелиоцентрических полетов, которые, будучи целесообразными с технической и практической точек зрения, позволят в то же самое время стимулировать общественное мнение и сохранить заинтересованность публики 70-х годов в осуществлении программы пилотируемых полетов? Этот вопрос был решен следующим образом. На 70-е годы должен быть запланирован по меньшей мере один экспедиционный гелиоцентрический полет. При выполнении этого полета космический корабль выводится на траекторию ухода от Земли, переходящую в эллиптическую траекторию полета относительно Солнца. Эта эллиптическая траектория может содержать участок перелета, который в дальнейшем, возможно, будет использован как траектория полета к планете-цели. Но в любом случае траектория полета космического корабля к планете будет включать лишь относительно малый участок гелиоцентрической эллиптической траектории, соответствующий времени полета от 10 до 50 суток, в зависимости от возможностей летательного аппарата. В конце траектории удаления от Земли космический аппарат совершит гелиоцентрический маневр и перейдет на новую эллиптическую траекторию, ведущую обратно к Земле. Этот полет подобен гелиоцентрической аварийной операции, которую должен выполнить космический корабль, попавший в аварийную ситуацию в гравитационном поле Венеры или Марса. В случае отказа какой-либо системы корабль должен прервать полет в той точке орбиты перелета, откуда еще можно вернуться к Земле. Эта точка может находиться в любом месте траектории в интервале от 10 до 70 суток с момента ухода от Земли, и ее точное положение зависит от типа и возможностей летательного аппарата.

Предложенные выше рекомендации, хотя они и не были приняты единодушно, согласуются с рекомендациями ученых, которые подчеркивают важность проведения предварительных исследований планет с помощью автоматических зондов до запуска пилотируемых аппаратов. Кроме того, оценка технических возможностей и делей полета, вообще говоря, привела к выводу о нецелесообразности выполнения программ пилотируемых полетов к планетам в 70-х годах. Однако имеются и разногласия с рекомендациями ученых в том смысле, что они предлагают осуществить первый пилотируемый межпланетный полет в начале 80-х годов (1982 г.). Осуществление такого полета в 70-х годах потребовало бы значительно больших затрат, чем в более поздние сроки. Логика этих выводов основана на том факте, что если бы в качестве первой планеты, на которую предполагается совершить посадку пилотируемого корабля, был выбран Марс, то необходимо было бы запланировать выполнение такого полета на стартовые окна в 1984 и 1986 гг. (годы наиболее благоприятных условий полета в период спокойного Солнца), после того как результаты экспериментов, проведенных по программе исследования Марса аппаратом "Вояджер", и результаты пилотируемого полета с захватом корабля этой планетой в 1982г. подтвердили бы целесообразность осуществления такого полета.

Национальные цели 1970 - 1985 гг.

В начале 1969 г. были объявлены основные национальные цели на период времени примерно от 1970 до 1985 г. Они состояли в следующем:

1. Исследование солнечной системы автоматическими зондами и создание научно-технической базы будущих пилотируемых полетов к Венере и Марсу.

2. Организация постоянной научной лаборатории на Луне.

3. Создание функциональных (или прикладного назначения) космических станций на околоземных и 24-часовых орбитах.

Ниже перечислены основные этапы работ, которые необходимо выполнить для достижения этих целей.

1. Создание орбитальных станций, обслуживаемых людьми, таких, как малые орбитальные постоянно действующие научно-исследовательские лаборатории (МОНИЛ) и объединенный орбитальный комплекс для выполнения космических операций (ОККО), который должен обеспечивать стыковку космических аппаратов на орбите, их монтаж, осмотр, заправку топливом, ремонт и старт кораблей в дальний космос, является основой выполнения программы, следующей за программой "Аполлон", которой предусматривается осуществление пилотируемых полетов к Луне и планетам. Этот этап в программе пилотируемых космических полетов должен быть выполнен в течение первой половины 70-х годов.

2. Вслед за МОНИЛ должны быть созданы большие функциональные космические станции постоянного действия, благодаря которым в интересах человека и для научных целей будут использованы околоземное пространство и ослабленная гравитация, а также возможность выполнения различных работ на орбите. Создание этих станций, именуемых большими орбитальными научно-исследовательскими лабораториями (БОНИЛ), планируется на период с 1975 по 1985 г.

3. Основная цель программы освоения человеком Луны - создание постоянно действующей научной лаборатории в 1982 - 1985 гг. Чтобы выполнить эту задачу к указанному сроку, необходимо было в течение 70-х годов провести расширенные исследования поверхности Луны и осуществить предварительные разработки научной станции. Результаты этих исследований лунной поверхности очень важны для осуществления программы полета с посадкой на Марс, намеченного на середину 80-х годов. 4. Среди программ исследования планет автоматическими зондами первое место занимает программа научных исследований Марса и Венеры беспилотными аппаратами "Вояджер" . Эта программа важна как с научной точки зрения, так и с точки зрения получения данных об окружающем планеты пространстве, необходимых для решения технических задач и составления программы экспериментов во время первого пилотируемого полета. Для запуска таких межпланетных аппаратов используется ракета-носитель "Сатурн-5".

5. Второй по важности среди программ исследования планет автоматическими средствами в 70-х годах является программа предварительного исследования планет Юпитер и Сатурн с помощью автоматического зонда, называемого перспективным планетным зондом (ППЗ), с использованием возможности достижения Сатурна после пролета мимо Юпитера. Осуществление такого полета планируется на вторую половину 70-х годов.

6. Программы пилотируемых полетов к планетам предусматривают вывод космического корабля на орбиту спутника Марса в начале 80-х годов и в зависимости от научной целесообразности посадку на Марс в середине 80-х годов. Полеты между Землей и Луной, гелиоцентрические экспедиционные полеты, а также разработка солнечных зондов и солнечных датчиков составляют часть общей космической программы 70-х годов. Основными двигательными системами для пилотируемых межпланетных аппаратов будут ядерный двигатель "Нерва-2", работающий на водороде, нагреваемом в ядерном реакторе с твердофазной активной зоной, двигатели, работающие на химическом топливе водород - кислород, и двигатель с солнечным теплообменником, в котором водород нагревается за счет солнечной тепловой энергии (для маневров в гелиоцентрическом пространстве). Основная ракета-носитель - "пост-Сатурн".

7. На основе пунктов 1 - 3 и 6 можно утверждать, что в течение 70-х - 80-х годов будет непрерывно расти количество перевозок людей и груза на маршруте Земля - орбита. Следовательно, многократно используемые ракеты-носители, скорее чем какое-либо другое космическое транспортное средство, станут экономической основой выполнения поставленных целей. Другими словами, необходима разработка многократно используемого транспортного средства (МИТС) для перевозок людей и многократно используемой ракеты-носителя "пост-Сатурн" с заменяемым полезным грузом, превышающим в 3 - 5 раз полезный груз ракеты "Сатурн-5". Оба эти транспортные средства будут иметь двигатели на химическом топливе, а ядерные двигатели будут использоваться только на стартующих с орбиты пилотируемых лунных и гелиоцентрических межорбитальных космических кораблях. Действующий вариант МИТС должен быть разработан к 1976 г., а ракета-носитель "пост-Сатурн" - к 1980 г.

Эта известная программа президента США, состоящая из семи пунктов, охватывала основные задачи космической программы США, а также их партнеров в Европе и Японии и открывала начальный этап эпохи космических полетов в солнечной системе.

Выбор двигательных систем для продолжительных пилотируемых полетов в пределах Cолнечной системы

То, что второй этап (период 1970 - 1985 гг.) содержал существенно больше разнообразных национальных задач, чем первый (1962 - 1970 гг.), явилось не случайностью, а программной необходимостью. В особенности этому способствовали следующие три причины: 1) необходимость создания орбитальных станций для осуществления полетов к планетам; 2) продолжительность полета к планетам, гораздо менее известным по сравнению с Луной, в 50 - 70 раз более продолжительности полета к Луне; 3) необходимость выполнения программы освоения Луны и создания на ней баз, а также использование новых возможностей в научных, технических и других прикладных целях.

В 1980 - 1981 гг. пришло время определения задач третьего этапа (1985 - 2000 гг.), уже наступил век гелионавтики, и новые национальные цели не включали орбитальных и лунных программ.

Таблица 1

Двигательные системы для гелионавтических полетов в

1990 г. и позже

Двигатель	Удельная тяга, сек	Ускорение силы тяжести, g	Рабочее тело
Твердофазный ЯРД (замедлитель — графит или вода)	750-850	>< 1	Водород
Твердофазный ЯРД (металл или карбид металла, без замедлителя)	850-1000	>< 1	«
ЯРД с псевдоожиженной активной зоной	1000-1100	0,1 – 1	«
ЯРД с жидкой активной зоной	1100-1200	10^–4— 10 ^–3	«
Газофазный ЯРД	1700-2500	>< 1	«
Импульсный РД с ядерными зарядами	От 2500 до > 5000	>< 1	Металл
Импульсный РД с термоядерными зарядами	От 5000 до > 10 000	>< 1	«
Термоядерный РД	От 10000 до > 100 000	10 ^–4— 10 ^–3	Дейтерий, гелий-3
Электростатический РД с ядерным реактором	От 5000 до > 3 0 000	~ 10 ^–4	Цезий, ртуть

После осуществления пилотируемых полетов к Венере и Марсу возможности твердофазных ядерных ракетных двигателей были исчерпаны. Стало очевидно, что для продолжительного пилотируемого полета в еще неисследованные области солнечной системы требуются более экономичные двигательные установки. В период 60-х и 70-х годов теоретически и экспериментально было исследовано большое количество перспективных ядерных ракетных двигателей, что позволило отобрать системы, предназначенные для полетов в пределах солнечной системы, которых оказалось больше, чем требовалось в действительности (табл. 1). Твердофазный ЯРД в максимально усовершенствованном варианте (карбид металла, без замедлителя) к концу 70-х годов был форсирован по экономичности до уровня удельной тяги, приближающегося к 1000 сек. В двигателе с реактором, имеющим псевдоожиженную активную зону, принцип которого был предложен Хэтчем [26], частицы твердого ядерного горючего, взвешенные за счет сил вязкого сопротивления и веса, увеличенного в 100 - 1000 раз центрифугированием, пересекают высокоскоростной поток газообразного рабочего тела, нагревая его при этом. В реакторе с жидкой активной зоной достигается температура, при которой ядерное горючее в некоторых участках активной зоны расплавляется и газ в виде пузырей прогоняется через эти участки. Двигатели, имеющие реакторы как с псевдоожиженной, так и с жидкой активными зонами, не могут обеспечить существенного увеличения удельной тяги; кроме того, в последнем случае достигается очень малое ускорение силы тяги. Исследовалось большое количество проектов ядерных двигательных систем с газофазной активной зоной, поскольку газофазные ЯРД способны развить более высокую удельную тягу, чем промежуточные варианты (между твердофазными ЯРД и газофазными ЯРД). Исследовательская и проектная работа над некоторыми вариантами была особенно успешной: например, разработки многополостного реактора и реактора с коаксильными потоками. ЯРД с газофазной активной зоной исчерпывает все возможности теплового ракетного двигателя с непрерывным циклом работы и внутренним нагревом. Основные ограничения по удельной тяге такого двигателя определяются, с одной стороны, энергией, излучаемой в стенки конструкции и отражатель, а с другой стороны - теплопроводностью и возможностями охлаждения. Хотя верхний теоретический предел удельной тяги газофазных ЯРД заключен в интервале 2500 - 3000 сек, практические значения удельной тяги находятся в интервале 1800 - 2200 сек. Для полетов со скоростью 6,1 - 9,1 км/сек типа полетов к Луне такие значения удельной тяги обеспечивают очень высокий относительный вес полезного груза (порядка 60 - 70%). Даже для полетов к Венере и Марсу со скоростями от 12,2 до 18,3 км/сек такая экономичность двигателя обеспечивает все еще высокий относительный вес полезного груза - порядка 30 - 40%. Однако для продолжительных полетов в пределах солнечной системы такой удельной тяги недостаточно.

Большинство основных проблем, связанных с созданием перспективных реакторов с твердой, псевдоожиженной, жидкой и газовой активными зонами, было определено уже на ранних этапах исследования [26-40, 45-53, 61-65, 72, 73, 77 и работы конца 60-х годов]. Гипотезы и проблемы того времени описаны в превосходных обзорах [49, 77]. Проведенные исследования позволили отобрать три проекта для гелионавтического сектора астронавтики: импульсный ЯРД, электрический ракетный двигатель с ядерным реактором и термоядерный ракетный двигатель. Все указанные типы двигателей могли развивать удельную тягу, превышающую 2500 сек. Ни один из указанных проектов не был новым. Эти двигатели находились в стадии изучения и экспериментальной разработки на протяжении по меньшей мере четверти столетия, а идеи этих проектов были выдвинуты еще ранее.

Фиг.22. Скорость полета в зависимости от времени полета по замкнутому маршруту к Венере и Марсу, включающего период захвата (от 5 до 30 суток) и время обращения по круговой околоземной орбите при завершении полета.

Перед рассмотрением упомянутых выше концепций следует отметить, что целью гелионавтики в 80-х и 90-х годах были полеты к планетам Юпитер и Сатурн и их спутникам, а также установление регулярных челночных рейсов между Землей и планетами солнечной системы. На фиг.22 приведен график скорости полета в зависимости от времени полета для относительно непродолжительных полетов по замкнутому маршруту к Венере и Марсу. В табл.2 указаны характерные скорости полетов по замкнутому маршруту к Меркурию и Юпитеру. Влияние эллиптичности орбиты захвата в чрезвычайно мощном гравитационном поле Юпитера очевидно. Однако если лететь к галилеевским спутникам Юпитера, то скорость полета с учетом выгодного маневра захвата гравитационным полем одного из этих крупных спутников составит по крайней мере от 33,5 и 38,1 км/сек. Несмотря на то что при полетах к Меркурию с пролетом мимо Венеры можно получить некоторое уменьшение требуемой скорости (приблизительно на 6 км/сек), это не всегда возможно. При полете к Юпитеру целесообразна комбинация пролета мимо Венеры с активным маневром в гравитационном поле (скорость полета уменьшается на 6,1 - 12,2 км/сек), но только для более "дорогостоящих" с точки зрения затрат энергии полетов, чем только что рассмотренные, когда возвращаемые корабли либо входят частично, либо совсем не входят внутрь земной орбиты. В табл.3 приведены профили полетов по замкнутому маршруту ко всем планетам; однако все эти полеты пролетного типа можно осуществить только в определенные периоды времени. Следовательно, проблема 1980 г. состояла в том, каким образом к концу 80-х и в 90-х годах обеспечить осуществление гелионавтических полетов со скоростью 24 - 36,5 км/сек (вместо 12 - 18 км/сек на втором этапе).

Таблица 2

Характерные скорости полетов по замкнутому маршруту к Меркурию и Юпитеру

Планета	Характер полета	Скорость полета по траектории с захватом, км/сек
Меркурий	Круговая орбита захвата; r * =1,1 Т ₁ = 80—110 суток Т ₂ = 330—350 суток	27,5—32 (вход по гиперболической траектории без торможения) ¹ ) 30—33,5 (скорость входа в атмосферу Земли 15,2 км/сек) 39,5—42 (круговая орбита захвата Землей, r *= 1,06) ² )
Юпитер	Эллиптическая орбита захвата; n = 3, * _р = 1,1 Т ₁ = 460 суток Т = 1000—1050 суток	40—41 (вход по гиперболической траектории без торможения) ¹) 41—42,5 (скорость входа в атмосферу Земли 15,2 км/сек) 49,5—51 (круговая орбита захвата Землей, r * = 1,06) ²)
	Эллиптическая орбита захвата; = 30, r * _р = 1,1 T _{= 460 суток Т = 1000—1050 суток}	23—24,5 (вход по гиперболической траектории без торможения) ¹) 24,5—26 (скорость входа в атмосферу Земли 15,2 км/сек) 32,5—34 (круговая орбита захвата Землей, r *= 1,06) ²)
n — отношение апоапсиды к периапсиде; r * _p — расстояние до периапсиды в радиусах планеты; r * — расстояние до круговой орбиты в радиусах планеты; T ₁ — время полета от Земли до планеты-цели; Т — полное время полета. -------------- ¹) В атмосферу Земли при завершении полета. ²) По завершении полета.

Таблица 3

Выбор профиля полетов к планетам Солнечной системы

Планета цель

Промежуточный маневр

Полет от Земли к планете

Возвращение от планеты к Земле

полет без манев- ра

полет с пролетом или захватом

полет без манев- ра

полет с манев- ром тор- можения в перигелии

полет с пролетом или захватом

Венера

Юпитер

Сатурн

Уран

Нептун

Венера

Юпитер

Сатурн

Уран

Нептун

Меркурий

Венера

Марс

Юпитер

*1)

Сатурн

Уран

Нептун

Плутон

¹) В этом случае перигелий орбиты ухода от Юпитера расположен на таком расстоянии от Венеры, что маневр торможения в перигелии может быть совмещен с пролетом мимо Венеры

Чтобы продемонстрировать важность высоких значений удельной тяги при осуществлении гелионавтических полетов, на фиг.23 показана удельная тяга в зависимости от суммарной скорости полета для ряда значений относительного веса полезного груза λ. Интервал значений λ для каждой прямой на графике определялся по отношению веса конструкции к весу топлива в двигательной установке. Указаны значения относительных весов для одноступенчатой ракеты. У двухступенчатой ракеты конечная скорость полета для каждой прямой удвоится, но величина относительного веса полезного груза будет равна квадрату величины, указанной на графике. Относительный вес полезного груза определяется отношением веса полезного груза к стартовому весу ракеты. Можно видеть, что для полетов к Венере, Марсу, Юпитеру и Меркурию с относительным весом λ = 0,5 - 0,6 требуемая величина удельной тяги должна составлять от 4000 до 9000 сек. Более высокие значения удельной тяги окупаются, по-видимому, в меньшей степени. Низкие значения приводят к резкому уменьшению относительного веса полезного груза, т.е. к повышению транспортных расходов.

Фиг.23. Связь между требуемой удельной тягой и суммарной скоростью полета для ряда значений относительного веса полезного груза.

Фиг.23. Связь между требуемой удельной тягой и суммарной скоростью полета для ряда значений относительного веса полезного груза λ.

Импульсный ЯРД был разработан в соответствии с принципом, предложенным в 1945 г. д-ром С.Уламом из Лос-Аламосской научно-исследовательской лаборатории, согласно которому в качестве источника энергии (горючего) высокоэффективной космической ракетной установки предлагается использовать ядерный заряд. В те дни, как и в последующие многие годы, ядерные и термоядерные заряды были самыми мощными и компактными источниками энергии по сравнению с любыми другими. Как известно, в настоящее время мы находимся на пороге открытия способов управления еще более концентрированным источником энергии, поскольку мы уже достаточно далеко продвинулись в области разработки первого агрегата с использованием антивещества. Если исходить только из количества располагаемой энергии, то ядерные заряды обеспечивают удельную тягу более 200000 сек, а термоядерные - вплоть до 400000 сек. Такие значения удельных тяг чрезмерно высоки для большинства полетов в пределах солнечной системы. Более того, при использовании ядерного горючего в "чистом" виде возникает очень много проблем, которые даже в настоящее время еще не решены в полном объеме. Итак, энергия, выделяемая при взрыве, должна передаваться рабочему телу, которое нагревается и затем истекает из двигателя, создавая тягу. В соответствии с обычными методами решения такой задачи ядерный заряд помещается в "камеру сгорания", наполненную рабочим телом (например, водой или другим жидким веществом), которое испаряется и затем расширяется с большей или меньшей степенью диабатичности в сопле. Такая система, которую мы называем импульсным ЯРД внутреннего действия, очень эффективна, поскольку все продукты взрыва и вся масса рабочего тела используются для создания тяги. Нестационарный цикл работы позволяет такой системе развивать более высокие давления и температуры в камере сгорания, а как следствие и более высокую удельную тягу по сравнению с непрерывным циклом работы. Однако сам факт, что взрывы происходят внутри некоторого объема, налагает существенные ограничения на давление и температуру в камере, а следовательно, и на достижимую величину удельной тяги. Ввиду этого, несмотря на многие достоинства импульсного ЯРД внутреннего действия, импульсный ЯРД внешнего действия оказался проще и эффективнее благодаря использованию гигантского количества энергии, выделяемой при ядерных взрывах. В ЯРД внешнего действия не вся масса горючего и рабочего тела принимает участие в создании реактивной тяги. Однако здесь даже при меньшем к.п.д. используется большее количество энергии, что позволяет получить более эффективные характеристики систем. Импульсный ЯРД внешнего действия (называемый далее просто импульсным ЯРД) использует энергию взрыва большого количества небольших ядерных зарядов, находящихся на борту ракеты. Эти ядерные заряды последовательно выбрасываются из ракеты и подрываются за ней на некотором расстоянии (фиг.24). При каждом взрыве некоторая часть расширяющихся газообразных осколков деления в виде плазмы с высокой плотностью и скоростью сталкивается с основанием ракеты - толкающей платформой. Количество движения плазмы передается толкающей платформе, которая движется вперед с большим ускорением. Ускорение уменьшается демпфирующим устройством до нескольких g в носовом отсеке ракеты, что не превышает пределов выносливости человеческого организма. После цикла сжатия демпфирующее устройство возвращает толкающую платформу в начальное положение, после чего она готова к воздействию очередного импульса. Суммарное приращение скорости, приобретаемое космическим кораблем (фиг.25, заимствованная из работы [66]), зависит от количества взрывов и, следовательно, определяется количеством ядерных зарядов, израсходованных при данном маневре. Систематическая разработка проекта такого ЯРД была начата д-ром Т. Б. Тейлором (отделение "Дженерал атомик" фирмы "Дженерал дайнемикс") и продолжалась при поддержке Управления перспективного планирования научно-исследовательских работ (ARPA), ВВС США, НАСА и фирмы "Дженерал дайнемикс" в течение девяти лет [66, 74], после чего работы в этом направлении были временно прекращены, с тем чтобы в дальнейшем возобновиться вновь, так как такой тип двигательной установки [75] был выбран в качестве одного из двух основных движителей космических кораблей, совершающих полеты в пределах солнечной системы. Ранний вариант установки, разработанный НАСА в 1964 - 1965 гг., был сравним (по диаметру) с ракетой "Сатурн-5" и обеспечивал удельную тягу 2500 сек и эффективную тягу 350 т; "сухой" вес (без горючего) основного двигательного отсека составлял 90,8 т [69]. В первоначальном варианте импульсного ЯРД, использовались упомянутые ранее ядерные заряды, причем предполагалось, что он будет работать на низких земных орбитах и в зоне радиационных поясов из-за опасности радиоактивного загрязнения атмосферы продуктами распада, выделяющимися при взрывах. Затем удельная тяга импульсных ЯРД была доведена до 10000 сек, а потенциальные возможности этих двигателей позволяли в будущем удвоить эту цифру. Двигательная система с импульсным ЯРД могла быть уже разработана в 70-х годах, с тем чтобы осуществить первый пилотируемый космический полет к планетам в начале 80-х годов. Однако разработки этого проекта не велись в полную силу ввиду утверждения программы создания твердофазного ЯРД. Кроме того, разработка импульсного ЯРД была связана с политической проблемой, так как в нем использовались ядерные заряды. Договор о запрещении испытаний ядерного оружия беспрекословно требовал "прекращения всех испытаний ядерного оружия на все времена", включая производство всех ядерных взрывов, кроме подземных испытаний. В таком виде договор практически запрещал разработку, испытания и эксплуатацию ракет с импульсным ЯРД. Договор, однако, не исключал возможности внесения поправок и по своей сути, конечно, не предусматривал запрещения разработок перспективных космических двигательных систем и решений проблем, связанных с освоением космоса. В конце концов заинтересованные стороны внесли соответствующие поправки, разрешающие разработку систем с импульсными ЯРД.

Фиг.24. Принцип действия импульсного ЯРД внешнего действия.

Фиг.25. Космический корабль с импульсным ЯРД в момент взрыва ядерного устройства.

В термоядерном ракетном двигателе используется реакция превращения водорода в гелий. В 60-х годах фирма "Аэроджет-дженерал ньюклионикс" по контракту с ВВС США начала исследования под руководством д-ра Джона Льюиса по осуществлению управляемой термоядерной реакции. Конечной целью этих исследований было обеспечение условий протекания самоподдерживающейся термоядерной реакции для получения энергии и ее использования в ракетных двигателях [39, 40, 54, 55]. Термоядерная реакция в этих случаях должна происходить в стационарных условиях, включая протекание ядерной реакции в "камере сгорания". Такой переход от внешнего цикла действия, как в случае импульсного ЯРД, к внутреннему циклу без упомянутых выше ограничений достижимого удельного импульса возможен благодаря повышению температуры реакции приблизительно до 100000000 град. При такой температуре газ превращается в электрически проводящую плазму, которая может удерживаться магнитным полем. Практическое осуществление такого ЯРД возможно при удовлетворении трех основных требований.

1. Получение плазмы в процессе устойчивой самоподдерживающейся ядерной реакции, при которой лишь минимальная доля энергии всей системы выделяется в виде нейтронов.

2. Создание магнитного поля соответствующей конфигурации, позволяющей обеспечить условия устойчивой самоподдерживающейся реакции.

3. Конструктивная разработка устройства с минимальными весовыми характеристиками, обеспечивающего получение и стабилизацию мощного магнитного поля для удержания высокотемпературной плазмы; требование "минимальных весовых характеристик" подразумевает также и требование низких мощностей.

Практическая возможность получения плазмы в процессе самоподдерживающейся термоядерной реакции была продемонстрирована в начале 70-х годов. Это были в основном реакции трех типов: дейтерий - дейтерий (D-D), дейтерий - тритий (D-Т) и гелий-3 - дейтерий (Не³ - D). При протекании реакций дейтерий - дейтерий и дейтерий - тритий большая часть энергии выделяется в виде нейтронов (около 50 и 75% соответственно). В термоядерном РД, предложенном Джоном Льюисом, используется термоядерная реакция дейтерия с изотопом гелий-3, в результате которой получаются гелий-4 и протоны

D + He³ -> He⁴ (3,6 Мэв)+ Н (14,7 Мэв).

Оба продукта реакции представляют собой заряженные частицы, которые удерживаются магнитным полем, но подвергаются воздействию магнитных полей, благодаря чему плазма изолирована от стенок конструкции. Вследствие промежуточных образований происходят также вторичные реакции типа

D + T -> He⁴ (3,5 Мэв) + n (14,1 Мэв)

D + D -> Не³ (0,82 Мэв) + n (2,45 Мэв)

D + D -> Т (1,01 Мэв) + Н (3,02 Мэв).

Указанные вторичные реакции, однако, можно свести к минимуму, так что лишь небольшая доля (1 - 2%) полной энергии будет выделяться в виде нейтронов. Плазма удерживается комбинированными магнитными полями заостренной формы и обычной формы, образованными магнитными зеркалами. Магнитные поля гасят неустойчивость плазмы и обеспечивают адиабатическое удержание ее в течение длительного времени [60]. Магнитные поля создаются сверхпроводящими катушками, выполненными из интерметаллических соединений ниобия и олова. Сверхпроводящие свойства некоторых интерметаллических соединений, впервые обнаруженные Кунцлером и др. [32], позволили создать легкие экономичные системы генерирования чрезвычайно мощных магнитных полей с напряженностью, равной или превышающей 200000 гс, без тяжелых катушек, используемых ранее, а также без громоздких преобразователей мощности, излучателей, конструктивных узлов и большого расхода электрической энергии. Из нескольких соединений: ниобий - цирконий (Nb - Zr), ниобий - сплав олова (Nb₃Sn) и ванадий - галлий (V - Ga) - последнее оказалось наиболее привлекательным с точки зрения создания критических магнитных полей при несколько повышенных криогенных температурах, уменьшения нейтронных сечений и весовых характеристик на единицу проходящего тока. Основными элементами конструкции термоядерного РД являются [56]: тепловая защита от тормозного излучения, сверхпроводящие катушки, конструктивные элементы крепления катушек, подсистема тепловой защиты, подсистема циркуляционного охлаждения, радиационная защита экипажа и криогенная подсистема. Указанные элементы конструкции кратко описаны в табл.4. Горючее состоит из 60% гелия-3 и 40% дейтерия. Продуктами реакции являются Не⁴ и Н. Рабочее тело состоит из дейтерия (D₂) и водорода (Н₂). В физике плазмы критическим параметром реакции синтеза является отношение β давления расширяющейся плазмы к магнитному давлению. В зависимости от степени устойчивости плазмы и формы магнитного поля параметр β может изменяться от 0,1 (требуемое магнитное давление в 10 раз превышает давление плазмы) до 1,0 (оба давления равны). Условие β = 1,0 требует высокой устойчивости плазмы и соответствующей формы магнитного поля. Некоторые из ранних плазменных устройств (стелларатор) 50-х годов имели значения β менее 0,1. Однако в некоторых устройствах с магнитным полем заостренной формы значение β достигало 0,8. В начале 70-х годов было достигнуто значение β порядка 0,2. После этого параметр β был доведен до 0,4, 0,6 и 0,8. На фиг.26 графически представлены соотношения между параметром β и оптимальным весом двигателя в единицах веса, приходящегося на киловатт мощности истекающей струи [56, 78], для диапазона энергии электронов в плазме, соответствующего верхнему и нижнему пределам электронной температуры Т_е, и двух уровней мощностей 28 и 100 Мвт. Можно видеть, что наибольший выигрыш в удельном весе конструкции получается при значениях β = 0,4 - 0,5.

Фиг.26. Удельный вес конструкции термоядерного ракетного двигателя с учетом веса защиты в зависимости от параметра БЕТА?.

Фиг.26. Удельный вес конструкции термоядерного ракетного двигателя с учетом веса защиты в зависимости от параметра β.

Таблица 4

Подсистемы термоядерного ракетного двигателя

Подсистема	Описание и типичные параметры
Тепловая защита от тормозного излучения	Конструкция, окружающая плазму и отражающая тормозное и гиромагнитное излучение. Защита отражает от 70 до 90% излучения (что составляет значительную часть генерируемой мощности), направляет его обратно в плазму, а остальную часть поглощает. В зависимости от количества поглощаемой энергии защита имеет либо охлаждение излучением, либо жидкометаллический охлаждающий контур. В любом случае поглощаемая энергия используется для генерирования электрической энергии (термоионные или механические генераторы)
Сверхпроводящие катушки	Изготовление, крепление и охлаждение сверхпроводящих катушек имеет чрезвычайно важное значение при проектировании термоядерных РД. Перспективным интерметаллическим соединением является соединение ванадия с галлием (_2,95Ga) [34], работающее в сильных магнитных полях до сотен килогауссов. Такие поля необходимы для удержания плазмы, образующейся при протекании термоядерной реакции. В условиях сильного магнитного поля катушки испытывают воздействие чрезвычайно высоких сжимающих и радиальных нагрузок. Катушки крепятся в специальных узлах, работающих при криогенных температурах. Эти узлы интенсивно охлаждаются и изолируются от катушек. Из-за контакта с несколько более теплой изоляцией катушки находятся в условиях непрерывного криогенного охлаждения. Типичные величины потока тепловой энергии к катушкам через слой изоляции составляют 15—17 квт за счет нейтронного нагрева и 1—3 квт за счет теплопроводности или излучения. Эта тепловая нагрузка воспринимается катушками при температуре 10—20° К.
Теплозащита	Во всей системе применяется суперизоляция. Из-за относительно большой величины длины свободного пробега нейтронов высокой энергии в материале защиты была обречена на неудачу попытка уменьшения нейтронного потока путем размещения защиты между плазмой и криогенными сверхпроводящими катушками. При известном нейтронном потоке количество поглощенной энергии можно эффективнее всего уменьшить путем обеспечения максимума «нейтронной прозрачности», т.е. путем сведения к минимуму массы катушек и использования материалов с минимальными сечениями захвата нейтронов. В качестве криогенного охладителя используется газообразный гелий, так как большое сечение захвата нейтронов жидкого гелия привело бы к увеличению нейтронного нагрева
Циркуляционное охлаждение (охлаждение от нейтронного нагрева)	В двигателе многие материалы подвержены нейтронному облучению и нагреву, связанными с различными механизмами ядернонейтронных взаимодействий. Термоядерный РД весом 15 т, в котором использованы такие материалы, как титан (55%), алюминий (40%), сталь, ванадий, хром и галлий, поглощает около 17 квт энергии при потоке ~ 3,6•10¹¹ нейтронов с энергией 2,45 Мэв на площади 1 см² за 1 сек и ~ 1,09•10¹¹ нейтронов с энергией 14,1 Мэв на площади 1 см² за 1 сек. Охладителем служит газообразный гелий
Радиационная защита	Единственный отсек термоядерного РД, который не должен обладать нейтронной прозрачностью, расположен в направлении отсека экипажа, т.е. в передней части космического корабля. Нейтронная защита необходимой толщины, выполненная из гидрида лития и полиэтилена в передней (охлаждаемой) части, отделяет плазму от отсека полезного груза и обеспечивает экранирование
Криогенная	Криогенная подсистема состоит в основном из 1) криогенных космических излучателей, 2) энергетической установки, приводящей в действие гелиевые компрессоры и 3) криогенных агрегатов (компрессоров, турбин и рекуперативных теплообменников). Для создания криогенных агрегатов, указанных в п.3, потребуется значительный прогресс техники по сравнению с уровнем 1970 г.; в особенности это касается разработки гелиевых компрессоров с высокой степенью сжатия и технологии производства регенеративных теплообменников большой длины, состоящих из множества тонких трубок малого диаметра. Криогенная подсистема постоянно отводит тепло от сверхпроводящих катушек, работающих при температуре 10 — 20° К

Для инициирования реакции в центр магнитного поля подаются нейтральные частицы, обладающие высокой энергией. При наличии мощных магнитных полей эти частицы ионизуются и удерживаются. При подаче и захвате магнитным полем плазмы высокой энергии (Не³ - D) концентрация частиц быстро повышается до уровня, при котором начинается реакция. После возникновения самоподдерживающейся термоядерной реакции ядерное горючее подается в область плазмы низкой энергии, где оно ионизуется и нагревается до требуемой температуры. В процессе продолжающейся реакции ионы, находящиеся в плазме, в конечном счете попадают в выхлопной конус и удерживаются магнитными зеркалами. Регулированием напряженности поля, создаваемого магнитным зеркалом (поле заднего зеркала слабее, чем переднего), обеспечивается направленное истечение плазмы назад. Система может работать непрерывно в течение нескольких лет.

Достижимая величина удельной тяги определяется следующим простым соотношением:

где P_j - мощность выхлопной струи, F - тяга и w - масса истекающей струи. При мощности струи P_j = = 100 Мвт и тяге 45,4 кг удельная тяга составляет 45910 сек. Даже при величине тяги 454 кг удельная тяга равна почти 4600 сек. Если мощность струи составляет 100 Мвт, расход горючего (D - Не³) равен 0,517 кг/сутки, или 6•10^-6 кг/сек при удельной тяге порядка 600 000 сек и тяге порядка 3,5 кг. Тягу и удельную тягу можно изменить по величине путем смешения выхлопных газов с дополнительным количеством холодного рабочего тела (D₂, H₂) в форсажной камере двигателя. Приведенные выше цифры указывают на широкий диапазон тяг и удельных тяг, которые относительно легко могут быть достигнуты в полете космического корабля с термоядерным ракетным двигателем. Предположим, что межпланетный корабль с термоядерным РД готов для старта с околоземной орбиты (1,5-часовой период обращения) при орбитальном стартовом весе 454 т. При тангенциально направленной постоянной тяге 454 кг и удельной тяге порядка 4600 сек ему потребуется приблизительно 106 начальных периодов обращения, или 26,5 час (при расходе рабочего тела ~360 кг/сек), для достижения местной параболической (второй космической) скорости на расстоянии приблизительно 28 земных радиусов. В этой точке космический корабль уходит из гравитационного поля Земли и в дальнейшем может маневрировать в пределах гравитационного поля Солнца. У Земли гравитационное поле Солнца характеризуется величиной 6•10^-4 g_{E_a} (g_{E_a} - ускорение силы тяжести на поверхности нашей планеты). Это значит, что на расстоянии в 28 земных радиусов можно перейти на режим работы двигателя с меньшей тягой в соответствии с условиями солнечного притяжения. Корабль израсходует приблизительно 95 т рабочего тела. Следовательно, его вес уменьшится до 359 т, а мгновенное ускорение составит 1,27•10^-3 g. Если уменьшить тягу до 1/5 ее начального значения, мгновенное ускорение понизится до 2,5•10⁴ g_{E_a} (что составляет довольно большую долю силы солнечного притяжения у земной поверхности - приблизительно 0,4 - и обеспечивает относительно высокую скорость активного полета корабля по гелиоцентрической орбите), расход топлива уменьшится до 5,6 кг/час (около 134 кг/сутки), а удельная тяга повысится до 24 000 сек. Совершая полет с такой тягой и ускорением, направленным вдоль траектории ухода от Солнца, космический корабль достигнет параболической скорости относительно Солнца на расстоянии, немного меньшем 1,1 а.е., менее чем за 60 суток при расходе рабочего тела 8,17 т. После этого пилот может "настроить" двигатель на режим "холостого хода", при котором двигатель практически не развивает тяги; следовательно, дальнейший полет будет происходить без нарастания ускорения, без расхода рабочего тела, при пренебрежимо малом расходе ядерного горючего. Обладая гелиоцентрической параболической скоростью, космический корабль пересечет орбиту Марса через 60 суток и орбиту Юпитера через 300 суток. Для выхода на орбиту вокруг этих планет, естественно, потребуется гелиоцентрический маневр торможения, после которого корабль приблизится к планете почти с параболической скоростью, которая впоследствии уменьшится в гравитационном поле планеты. В данном случае требуется увеличение тяги до значения, определяемого желаемой орбитой захвата. Приведенные выше данные не характерны для оптимальных профилей полета, тем не менее они подтверждают факт, что при использовании термоядерного РД для осуществления полетов в пределах солнечной системы его универсальность и энергетические характеристики конкурируют с аналогичными характеристиками сверхзвуковых ТРД с форсажной камерой. На фиг.27 приведена принципиальная схема космического корабля с термоядерным РД (мощность P_j = 100 Мвт). Эскиз двигательного отсека с незначительными изменениями конфигурации криогенного излучателя взят из работы [56].

Фиг.27. Принципиальная схема космического корабля с термоядерным ракетным двигателем.

Фиг.27. Принципиальная схема космического корабля с термоядерным ракетным двигателем.
1 - возвращаемый аппарат; 2 - отсек экипажа и командный отсек; 3 - переходная камера и стыковочный узел; 4 - вспомогательный отсек; 5 - основной отсек; 6 - грузовой отсек и смотровой люк; 7 - ствол (диаметром 2 м); 8 - форсажное устройство; 9 - термоядерный РД; 10 - защита; 11 - теплообменники и запас рабочего тела; 12 - криогенный теплообменник (излучатель); 13 - многокамерный отсек хранения грузов с размещенными по окружности стыковочными устройствами; 14 - космическое "такси"

Принцип двигательной установки космического корабля, в которой рабочее тело (в виде заряженных частиц) разгоняется с помощью электрической энергии, по-видимому, впервые был предложен Р.Г.Годдардом в 1906 г. Г.Оберт в 1929 г. подробно рассмотрел возможность создания двигателя такого типа. После этого проводились многочисленные предварительные оценки и обсуждения этого проекта. В 1954 - 1955 гг. Е.Штулингер [4] впервые всесторонне рассмотрел инженерный принцип электростатического (ионного) двигателя применительно к пилотируемым полетам к Марсу, что стимулировало многочисленные инженерные разработки этой системы. Проект Штулингера основан на использовании ионизации атомов щелочных металлов у горячих платиновых или вольфрамовых поверхностей, происходящей вследствие того, что работа выхода электронов этих металлов больше потенциала ионизации атомов щелочных металлов. Штулингер установил, что наиболее эффективной должна быть комбинация цезия и вольфрама. Два других успешно разработанных метода основаны на использовании плазменного ионного источника и бомбардировки ионного источника. По первому методу плазма генерируется с помощью электрической дуги. Ионы захватываются электрическим полем и концентрируются в более или менее плотный пучок магнитным полем [10]. По второму методу ионы генерируются при столкновениях движущихся с большими скоростями электронов и атомов.

Во всех случаях электростатический ракетный двигатель нуждается в энергетическом источнике для создания электрического поля, в котором ионы ускоряются до высоких скоростей и с помощью которого осуществляется нагрев вольфрамовых поверхностей (для повторного испарения ионов цезия), а также для обеспечения энергией электрической дуги или источника электронов. Приведенная выше формула расчета достижимой величины удельной тяги справедлива также и для этого типа двигателя. Ее можно записать в виде

где P₀ - мощность источника (например, ядерного реактора), ε_c - к.п.д. преобразования мощности источника в электрическую мощность Р_е (Мвт) и ε_t - к.п.д. преобразования электрической мощности в мощность струи P_j (Мвт), т.е. в кинетическую энергию струи ионов, истекающей из двигателя. Эффективность турбоэлектрических и термоионных систем преобразования энергии за последние 30 лет возросла с 20 до 40% (т.е. ?_c = = 0,2 - 0,4). Тяговый к.п.д. ε_t вырос с 0,65 до 0,95; это означает увеличение произведения ε_c•ε_t с 0,13 до 0,38, т.е. величина знаменателя в приведенной выше формуле возрастает с 2710 до 7920. Другими словами, создание 1 кг тяги при мощности P₀ = 1 Мвт вначале происходило при удельной тяге 2710 сек, а затем удельная тяга повысилась до 7920 сек, или же с точки зрения расхода расход рабочего тела уменьшился с 0,6 до 0,207 кг/час на 1 кг тяги и 1 Мвт начальной мощности. Если принять к.п.д. преобразования равным 0,4, то на 1 Мвт начальной мощности придется 600 квт тепловой энергии, которую требуется отвести с помощью космических излучателей. Из-за значительного веса системы преобразования и излучателей удельный вес (на единицу мощности) такой энергетической системы можно с большим трудом снизить всего до 2,27 кг/квт и то только лишь для крупных систем. Весовые характеристики можно существенно улучшить только за счет магнитогидродинамического способа преобразования энергии с помощью МГД-генераторов [15, 24, 25, 36], однако такой путь ведет к созданию другого типа электрических ракетных двигателей, венцом которых является термоядерный РД.

Важно отметить, однако, что кроме импульсного ЯРД и термоядерного РД только электростатический ракетный двигатель с ядерным реактором может обеспечить удельную тягу порядка 5000 - 20 000 сек. Кроме того, не следует забывать, что в 60-х и в начале 70-х годов импульсным ЯРД и термоядерным РД было очень трудно конкурировать с электростатическим РД. Разработка импульсного ЯРД была приостановлена вследствие действия договора о запрещении ядерных испытаний. Даже в том случае, если бы этот проект был принят, космический корабль с таким двигателем должен был бы стартовать с земной орбиты, а его ядерные устройства должны были бы работать при прохождении через радиационный пояс Земли. Несмотря на то, что загрязнение пояса (в особенности из-за испускания большого количества электронов) можно свести к минимуму благодаря запускам по полярным орбитам, неизбежное возмущение структуры пояса должно было вызвать существенные возражения ученых и беспокойство среди космических специалистов, продолжавших посылать в зоны пояса все больше и больше исследовательских и других спутников, от надежности работы которых зависели безопасность и сервис возрастающей части населения земного шара. Не следует также забывать, что в зоны радиационного пояса запускались пилотируемые космические системы. В настоящее время мы располагаем дешевыми средствами доставки объектов на околоземную орбиту и космическим лунным транспортом, а также действующими стартовыми комплексами на Луне. Эти обстоятельства в совокупности с перспективой дальних полетов, не учитываемой ранее, сделали применение импульсного ЯРД для полетов к Луне и обратно привлекательным и экономичным. Такая ситуация резко отличалась от существующей 25 - 30 лет назад. Если возможность практического осуществления проекта импульсного ЯРД даже в те дни не вызывала серьезных сомнений, то этого нельзя было сказать с такой же уверенностью о термоядерном РД. Конечно, к середине 60-х годов такой двигатель теоретически мог быть создан при условии разработки магнитных ловушек, новых сверхпроводящих металлов и системы подачи нейтронов, обладающих высокой энергией. Однако проблемы устойчивости плазмы, инициирования и обеспечения самоподдерживающейся термоядерной реакции, а также конструктивные проблемы, связанные с разработкой и эксплуатацией гелиевой криогенной системы, оказались значительно более сложными по сравнению с проблемами разработки электрического ракетного двигателя с ядерным реактором. Ввиду этих обстоятельств основные усилия 25 - 35 лет назад были направлены на создание электрического ракетного двигателя с ядерным реактором как наиболее подходящей системы, обеспечивающей очень высокую удельную тягу. К 1980 г. положение существенно изменилось. Препятствия политического характера, мешавшие разработке импульсного ЯРД, были устранены. Ускоренные темпы разработки термоядерного РД позволили ликвидировать тот технологический разрыв, который был обусловлен достижениями в разработке импульсного ЯРД в предыдущие 10 - 15 лет. С точки зрения практической реализации термоядерный РД стал конкурировать с электрическим ракетным двигателем с ядерным реактором и, как становилось все яснее, мог превзойти его по характеристикам уже в 80-е годы при достаточной финансовой поддержке.

Сравнение термоядерного РД с электростатическим РД показывает, что для термоядерного РД требуется существенно меньше ядерного горючего и рабочего тела, так как в противоположность обычным системам преобразования энергии (даже термоионным генераторам) более легкая термоядерная система обладает значительно более высокой оптимальной удельной тягой. Более того, непосредственный выброс рабочего тела из реактора, где идет реакция синтеза, без использования промежуточной теплообменной системы, требуемой в электрических РД, обеспечивает большую конструктивную простоту и более высокую надежность работы. Кроме того, требуются гораздо меньшие поверхности излучателей вследствие сокращения количества процессов преобразования. Все перечисленные факторы обеспечивают относительно малый вес термоядерного РД и уменьшают вероятность его повреждения метеоритами сравнительно с электрическим РД. Меньший вес защиты (образуется меньшее количество нейтронов, чем в урановом ядерном реакторе сравнимого размера, в котором идет реакция деления) и отсутствие опасной радиации дают дополнительные преимущества. Величину тяги и удельной тяги можно варьировать в более широком диапазоне, чем у электрического РД. Ввиду сказанного окончательный выбор между электростатическим и термоядерным РД в качестве двигательной системы для межпланетных летательных аппаратов был сделан в пользу термоядерного РД.

Сравнение импульсного ЯРД и термоядерного РД показывает, что с точки зрения стоимости (но без учета начальных затрат) и экономичности термоядерный РД превосходит импульсный ЯРД; однако с точки зрения мощности и интервала развиваемого тягового ускорения импульсный ЯРД эффективнее. Более того, корабль с импульсным ЯРД не только может совершить посадку на планету или стартовать с нее (если тяга достаточна для преодоления гравитационных сил), но и способен совершать активный полет в любой атмосфере, так же как и в космосе. Действительно, импульсный ЯРД является единственным типом ракетного двигателя, который в атмосфере работает лучше, чем в космосе, так как использует газы атмосферы в качестве рабочего тела. Вследствие этого импульсный ЯРД более пригоден для полетов в чрезвычайно неблагоприятных окружающих условиях, когда одновременно требуется более высокий уровень тяги. Ниже приведены примеры таких полетов.

Посадка на поверхность Венеры. Вход в (или пролет через) головы комет .

Вход в атмосферу планет-гигантов (Юпитера, Сатурна, Урана, Нептуна).

Проникновение в области с неблагоприятными окружающими условиями, например в астероидные пояса и, возможно, в "грязные и пыльные" области около больших планет.

Термоядерный РД, будучи менее мощным по сравнению с импульсным ЯРД, более пригоден для полетов в пределах внутренних планет солнечной системы, т.е. в относительно чистых областях гелиоцентрического пространства. Корабль с таким двигателем должен оставаться на орбите спутника планеты-цели или же "пристыковаться" к небольшим спутникам, поскольку он не может совершить посадку на поверхность планеты. Во время полета в пределах солнечной системы может понадобиться чрезвычайно широкий диапазон удельной тяги термоядерного РД. Например, для встречи с астероидами, входящими в пределы области внутренних планет солнечной системы, при прохождении через перигелий требуется очень большое изменение скорости корабля (обычно свыше 30 км/сек). Стоимость производства единицы веса оборудования термоядерного РД примерно в 5 раз выше, чем у импульсного ЯРД. Однако эксплуатационная стоимость термоядерного РД меньше, поскольку эта система использует в качестве рабочего тела дейтерий и гелий вместо ядерного горючего и металлического топлива высокой плотности. Будучи выгоднее с точки зрения эксплуатационной стоимости и обладая более высокой удельной тягой, термоядерный РД более всего пригоден в качестве силовой установки носителей тяжелых грузов, например при разработке месторождений металлов или других полезных ископаемых на других небесных телах. Ниже перечислены типичные задачи, для выполнения которых могут применяться термоядерные двигатели.

Полет с захватом корабля Меркурием.

Полет с захватом корабля Венерой.

Исследование спутников Марса.

Встреча с астероидами за пределами астероидного пояса.

Можно представить себе также возможность прикрепления космического корабля к астероиду для прикрытия во время прохождения через "загрязненные" участки космического пространства (фиг.28). Таким способом космический корабль с термоядерным РД может достичь более "чистых" областей солнечной системы за пределами орбиты Юпитера и продолжить затем полет к планетам Сатурн, Плутон, а со временем - в межзвездное пространство.

Фиг.28. Конвой межпланетных космических кораблей, прикрепленных к астероиду для прикрытия во время прохождения через участок пояса астероидов.

Пригодная часть астероида выровнена с помощью пенопласта и покрыта быстро затвердевающим напыляемым материалом.

По указанным выше причинам импульсный ЯРД и термоядерный РД были выбраны в качестве двигательных установок космических кораблей, предназначенных для полетов в пределах солнечной системы, и к 1981 г. разработка обоих типов двигателей шла полным ходом.

Национальные цели, сформулированные в программе пилотируемых полетов к планетам солнечной системы, были определены исходя из предположения, что импульсный ЯРД и термоядерный РД будут созданы к 1986- 1988 гг. Ниже перечислены эти задачи.

1. Создание на Меркурии станции для исследования Солнца.

2. Создание станции для научных исследований и материально-технического снабжения на спутнике Марса Фобосе, предназначенной для обслуживания биологической исследовательской станции на поверхности Марса.

3. Высадка человека на поверхность Венеры.

4. Полет с пролетом через комету Энке.

5. Создание научно-исследовательской станции на галилеевых спутниках Юпитера.

6. Создание научно-исследовательской станции на спутнике Сатурна Титан.

В программе полетов автоматических планетных зондов указаны две главные цели:

1) разработка варианта космического корабля "Вояджер", предназначенного для исследования внешних планет солнечной системы Юпитера и Сатурна до начата пилотируемых полетов к этим планетам;

2) разработка первых вариантов зондов, предназначенных для полетов за пределы планеты Плутон и в межзвездное пространство.

Эволюция космических полетов к 2001 г.

На фиг.29 представлен общий обзор трех основных программ пилотируемых космических полетов и программы исследования дальнего космоса автоматическими зондами с разделением каждой программы на отдельные этапы.

Фиг.29. Эволюция космических полетов к 2001 г. Общий обзор.

Фиг.29. Эволюция космических полетов к 2001 г. Общий обзор.
1 - пилотируемые орбитальные космические корабли и первые орбитальные лаборатории; 2 -постоянно действующие орбитальные исследовательские лаборатории и орбитальные эксплуатационные комплексы; 3 - лаборатории для исследований и других целей; 4 - орбитальные изоляторы, производственные комплексы и универсальные центры на 24-часовой орбите; 5 - орбитальные операции и работы на поверхности Луны на основе проекта "Аполлон", включая создание временной базы; 6 - постоянно действующие стационарные и передвижные лунные научные станции; 7 - использование лунных ресурсов для создания межпланетного космического порта; 8 - программа "Маринер"; 9 - программа "Вояджер"; 10 - полеты перспективных планетных зондов (ППЗ); 11 - полеты к астероидам и пролеты через кометы; 12 - полеты аппаратов "Вояджер" к внешним планетам солнечной системы; 13 - полеты зондов в трансплутоновое и межзвездное пространства; 14 - гелиоцентрические экспедиционные полеты; 15 -исследовательские полеты к Венере и Марсу; 16 - применение импульсных ЯРД; 17 - применение термоядерных двигателей.

На фиг.30 те же программы космических полетов приведены в более подробном виде с указанием основных проектов на каждом этапе. Эти данные соответствуют национальным целям, намеченным на периоды 1970 - 1985 и 1985 - 2001 гг.

Фиг.30. Эволюция космических полетов к 2001 г.
Основные этапы полетов.

Фиг.30. Эволюция космических полетов к 2001 г.
Основные этапы полетов. 1 - "Джемини"; 2 - орбитальная обитаемая лаборатория с ограниченным временем пребывания на орбите; 3 - орбитальные исследовательские лаборатории с ограниченным временем пребывания на орбите (приложения программы "Аполлон"); 4 - малые орбитальные постоянно действующие исследовательские лаборатории; 5 - орбитальный действующий комплекс с химическими двигателями; 6 -орбитальный действующий комплекс с ядерными двигателями; 7 -большая орбитальная исследовательская лаборатория; 8 - глобальный орбитальный центр наблюдения за космическим пространством (на низкой орбите); 9 - глобальный орбитальный центр связи (на низкой орбите); 10 - глобальный орбитальный центр информации, наблюдения и связи (24-часовая орбита); 11 - орбитальный изолятор; 12 - орбитальный производственный комплекс; 13 - искусственный спутник Луны ("Лунар Орбитер"); 14 - лунный посадочный корабль ("Сервейор"); 15 -высадка человека на Луне; 16 - лунная орбитальная разведывательная станция; 17 - расширенная экспедиция с высадкой на лунную поверхность; 18 - временная лунная база; 19 - постоянно действующая стационарная лунная научная станция; 20 - передвижная лунная научная станция; 21 - большая лунная база (использующая местные ресурсы); 22 - межпланетный космический порт; 23 - "Маринер" (к Венере); 24-"Маринер" (к Марсу); 25 - "Маринер" (к Меркурию); 26 - "Вояджер" (к Марсу); 27 - "Вояджер" (к Венере); 28 - "Вояджер" (к Меркурию); 29 -перспективный планетный зонд (ППЗ) (пролет мимо Юпитера); 30 - ППЗ (пролет мимо Юпитера и Сатурна); 31 -ППЗ (пролет мимо Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна); 32 - ППЗ (пролет мимо Сатурна); 33 - пролет мимо спутника Юпитера Каллисто; 34- пролет мимо Урана; 35 - полет к комете Дарре; 36 - полет к комете Копфа; 37 - полет к комете Джакобини - Циннер II; 38 - полет с захватом планетой Юпитер; 39 - пролет через комету Галлея; 40 - полет к галилеевым спутникам Юпитера (с захватом); 41 - полет автоматического зонда с захватом планетой Юпитер и входом в ее атмосферу; 42 - полет с захватом планетой Сатурн; 43 - полет с захватом планетой Сатурн и входом в ее атмосферу; 44 - полет зонда в трансплутоновое пространство с пролетом мимо Юпитера и Урана; 45 - зонды к Нептуну, Плутону и межзвездные зонды; 46 - "Пионер"; 47 - усовершенствованный вариант "Пионера"; 48 - солнечный зонд; 49 - гелиоцентрический экспедиционный полет в пределах земной орбиты (двигательная установка на химическом топливе, солнечный теплообменник); 50 - гелиоцентрический экспедиционный полет за пределами земной орбиты (уход с земной орбиты осуществляется с помощью ступени с ЯРД); 51 - полет с захватом планетой Марс и возвращение с пролетом мимо Венеры (уход из гравитационного поля Земли с использованием ступени с ЯРД); 52 - марсианская орбитальная разведывательная станция, высадка на поверхность и исследование спутников Марса (часть I); 53 - полет с Земли за экипажем разведывательной станции (часть II); 54 - посадка на Венеру; 55 - полет с пролетом через комету Энке; 56 - создание автоматической научной станции на астероиде Икар; 57 -создание научно-исследовательской станции на спутнике Юпитера Каллисто; 58 -посадка на спутник Сатурна Титан; 59 - обслуживание станции на Каллисто и вход в атмосферу Юпитера; 60 - создание научно-исследовательской станции на Титане; 61 - обслуживание станции на Титане; 62 - создание на Меркурии станции для исследования Солнца; 63 - полеты для исследования поверхности Меркурия; 64 - создание научно-исследовательской станции и станции снабжения на спутнике Марса Фобос; 65 - последующие челночные полеты; 66 - создание орбитальной научно-исследовательской станции на Венере; 67 - последующие челночные полеты; 68 - создание шахт по добыче металлической руды и перерабатывающих предприятий на Меркурии.

Программы орбитальных пилотируемых полетов, освоения Луны и планет базируются на планах разработки ракет-носителей (фиг.31). Верхняя ветвь соответствует семейству космических транспортных средств Для перевозки людей, нижняя - семейству ракет-носителей для доставки тяжелых грузов. После создания "Сатурна-5" разработка ракет-носителей для доставки тяжелых грузов проводилась по пути модификации "Сатурна-5", создания многократно используемой одноступенчатой ракеты "пост-Сатурн" на топливе водород - кислород с дополнительными ракетами на твердом топливе, позволяющими расширить весовой диапазон доставляемых полезных грузов, и в 90-е годы создание двигательных систем с магнитогидродинамическими преобразователями для мощных ракет, способных доставлять тяжелые грузы за пределы орбиты Земли непосредственно на окололунные орбиты и возвращаться на Землю, совершая регулярные рейсы челночного типа. Усовершенствование "Сатурна-5" обеспечило резерв времени, необходимый для завершения планирования трудной задачи разработки ракеты-носителя "пост-Сатурн" и проведения последующих экспериментальных исследований. В результате окончательные значения минимального и максимального веса полезного груза этой ракеты были приняты равными 320 и 640 т. Это позволяет за один - три пуска вывести на стартовую орбиту массу, достаточную для осуществления полетов в пределах солнечной системы при использовании на межпланетных кораблях в качестве основных двигательных систем импульсных ЯРД и термоядерных РД. Уменьшение веса полезного груза потребовало бы чрезмерно большого количества запусков и связанных с ними орбитальных операций, необходимых для организации полетов к отдаленным планетам. С другой стороны, увеличение веса носителя привело бы к уменьшению частоты запусков, что задержало бы на много лет окупаемость затрат на создание ракеты многократного использования. Развитие многократно используемого орбитального транспорта началось с разработки двухступенчатой ракетной системы на химическом топливе; затем первая ступень этой системы была заменена ступенью с воздушно-реактивным двигателем, сообщающим ракете-носителю гиперзвуковую скорость, и, наконец, первая ступень была исключена совсем, а вторая переделана в систему с твердофазным реактором в качестве источника энергии и одним магнитогидродинамическим преобразователем и двигателем на химическом топливе для старта и подъема на минимальную высоту, на которой возможно включение ядерного двигателя.

Фиг.31. Эволюция ракет-носителей.

Фиг.31. Эволюция ракет-носителей.
1 - ракета-носитель "Сатурн-5"; 2 - усовершенствованная ракета-носитель "Сатурн-5" (вес полезного груза 160 т) с усовершенствованной ступенью S-IV или со ступенью с ЯРД "Нерва-2"; 3 - ракета-носитель "пост-Сатурн"

Таблица 5

**Эволюция "анатомии" космических кораблей к 2001 году**
Тип	Биологическая подсистема	Техническая подсистема	Периоды времени, годы
Тип	Биологическая подсистема	Техническая подсистема	1960-1970	1971-1985	1986-2000
1. Энергетика и двигательная система	Мускулы	Двигатель
		Химический	I_уд= 430 сек	I_уд≤ 450 сек	I_уд≤ 600 сек
		С солнечным тепло-обменником		I_уд≤ 700 сек F ~ 4,54 кг	I_уд≤ 900 сек F ~ 23 кг
		Ядерный с твердофазной активной зоной		I_уд≤ 800 сек F ~ 110 т I_уд≤ 900 сек F ~ 23 т	I_уд≤ 950 сек F ~ 110 т
		Электроядерный		I_уд≤ 5000 сек F ~ 0,005-0,5 кг на каждый двигатель	I_уд≤ 20000 сек F ~ 2,3 кг на каждый двигатель
		С ядерным реактором и магнитогидро- динамическим генератором			I_уд≤ 2000 (в космосе) I_уд≤ 5000 сек (в атмосфере) F ~ 110 т (в космосе) F ~ 320 т (в атмосфере)
		Импульсный ядерный			I_уд≤ 20000 сек F ~ 5*10⁵ кг
		Термоядерный			I_уд≤ 10⁵-5*10³ сек
		Генератор электрической энергии
		Фото-гальванический	< 1 квт	1-5 квт	> 5 квт
		Топливные элементы	1-10 квт	10-100 квт	10-100 квт
		Термо-электрический	< 100 вт	0,1 – 1 квт	> 1 квт
				(радио-изотопный и солнечный)
		Ядерно-динамический		≤ 60 квт	≤ 60 квт
		Солнечный термоионный		≤ 300 квт	≤ 500 квт
		Ядерный термоионный		≤ 1 Мвт	10 Мвт
		Ядерный магнитогидро- динамический		≤ 10 Мвт	≤ 10000 Мвт
2. Элементы жесткости и устойчивости	Скелет	Конструкция
		Материалы	Титановые сплавы	Композиции бериллий – бор Стойкие в космических условиях пластики Криогенные эластомеры	Сверхчистые металлы
		Тип	Сотовые конструкции (стеклопластики и др.)	Эластичные затверде-вающие конструкции Плетеные конструкции Конструкции, устойчивые к воздействию давления (жесткие и гибкие)	Сверхпроводящие криогенные конструкции, способные генерировать сильное магнитное поле
3. Защита	Кости Кожа Волосы Жир	Теплозащита
		При входе в атмосферу	Фенольный нейлон	Композиции на основе графита Тугоплавкие металлы Охлаждение испарением	Затупленные тела при входе по параболической и гиперболической траекториям Вход тела с подъёмной силой с круговой орбиты и по гиперболической траектории
		Нагрев от Солнца	Отражающие покрытия	Системы с выносными теплоза-щитными экранами Системы активного охлаждения	Покрытия из саморегулирующих тепловой режим материалов с селективной спектральной чувстви-тельностью
		Нагрев от источника энергии	Излучатели	Излучатели	Излучатели
		Защита от пробоя метеоритами	Комбини-рованные конструкции для защиты от пробоя метеоритами	Комбини-рованная выносная система защиты от солнечного излучения и пробоя метеоритами	Поверхности с повышенной стойкостью к воздействию метеоритов и излучатели
		Защита от корпус-кулярного излучения	Экранирование от протонов [полиэтилен; жидкости, богатые водородом (H₂O, CH₄, N₂H₄)], от тормозного излучения (свинцовая обшивка)	Экранирование	Магнитная защита (отклонение заряженных частиц в защитном магнитном поле, окружающем космический корабль
		Космический костюм для астронавтов	Высотные компенси-рующие костюмы	Усовершенст-вованные высотные компенси-рующие костюмы	Космическая кожа (наружная оболочка, скрепленная с подкладкой, имеющей миниатюрные баллончики высокого давления для поддержания внутреннего давления и регулирования температуры; шлем с полем обзора 360 град. из материала с саморегули-рующимися оптическими свойствами; микроминиатюрная система регенерации кислорода и блок питания с неограниченным временем работы)
4. Чувстви-тельные элементы и системы ориентации	Глаза (4,2*10⁶ бит/сек) Уши (8000 бит/сек) Осязание Чувствитель-ность к температуре Обоняние и вкус	Сбор информации (оконечное приборно-измерительное оборудование)
		Датчики поля (магнитного)	Повышение чувстви-тельности и расширение диапазона измерений; уменьшение размеров, веса и потребляемой мощности
		Датчики электро-магнитного излучения гамма рентгеновского ультра-фиолетового видимого инфракрасного радио/радиоло- кационного	То же
		Датчики корпус-кулярного излучения	”
		Датчики пыли и микро-метеоритов	”
		Датчики ускорения и вибрации	”
		Акустические датчики	”
		Датчики температуры	”
		Датчики давления	”
		Анализатор инородной (органической и неорганической) материи	”
		Наведение и навигация
		Инерциальное наведение	Мощность ~ 50 вт СВР¹⁾ ~ 10⁵ час	Мощность ~ 5 вт СВР ~ 10⁷ час	Мощность < 5 вт СВР неограничено
		Астро-навигация
		Метод навигации	Путем определения положения	Путем определения положения	Путем непосредст-венного измерения составляющих скорости относительно центра притяжения
		Создание искусственной силы тяжести	Нет	Вращение аппарата Центрифуга	Система жизне-обеспечения Вращение
5. Внутреннее распре-деление, обмен и удаление отходов	Нервы	Электрические схемы	Комбини-рованные Тонко-пленочные	Полупро-водниковые из окислов металлов	Матричные схемы на кристаллах Молекулярные схемы
	Циркуляция крови	Теплообменные подсистемы
	Сердце	Гидравлические подсистемы
	Легкие	Пневматические подсистемы
	Желудок	Экологические подсистемы	Разомкнутые неорганические	Полузамкнутые	Замкнутые органические и неорганические
	Почки и кишечник	Подсистемы удаления отходов	Коллекторы центрифуги Фильтры	Криогенные коллекторы Окисление, псевдо-ожижение
6. Регуля-ционный контроль, защитные устройства	Гормоны	Контроль давления (продувка) Термоконтроль
	Витамины	Устройства проверки и диагностики внутри космического аппарата
	Пот	Меры безопасности в случае аварии	Дублирование	Поблочный ремонт	Самовосста-новление
	Вести-булярный аппарат (чувство равновесия)	Контроль положения
		Точность ориентации	1’ (активн.) 3º (пассивн.)	0,01” (активн.) 1º (пассивн.)	0,001” (активн.) 1’ (пассивн.)
		Стерилизация		Стерилизация корабля на Земле Стерилизация в космосе от воздействия внеземных форм
					Автоматическая стерилизация подсистем, выполняемая на межпланетном корабле
7. Сбор и обработка информации	Мозг	Обработка информации
		Количество операция в 1 сек	~ 75000	~ 500000	~ 3000000
		СВР, час	~ 15000	~ 100000	Неограниченное
		Потребляемая мощность, вт	~ 100	~ 10	3-6
		Средства связи	Радар	Радар и лазер	В основном лазер
		Мощность, квт
		Автоматические планетные зонды	0,1	2	5-10
		Пилоти-руемые межпланетные корабли		2-5	10-100
		Двоичное запоминающее устройство, бит
		Автоматические межпланетные зонды	10⁷ (Марс)	10⁸-10¹⁴	10¹⁵-10²⁰
		Наземная сеть станций слежения за дальним космосом	Станции слежения за объектами в дальнем космосе (НАСА, Бюро космических наук и прикладных исследований)	Улучшенный вариант станции слежения за объектами в дальнем космосе	Сеть лунных станций слежения за объектами в дальнем космосе
		Центр управления пилотируемыми космическими полетами и экипаж	Создание центра управления на орбите	Создание центра управления на орбите, использование его на космических станциях, окололунных и межпланетных кораблях со временем полета до 600 суток	Использование центров управления на кораблях, исследующих очень дальний космос; на космических кораблях, совершающих челночные рейсы (со временем действия центра 10000-20000 суток), и на внеземных базах

Фиг.32. Эволюция экологических систем в зависимости от задач полета.

Фиг.32. Эволюция экологических систем в зависимости от задач полета.
1 - проект "Меркурий"; 2 - проект "Джемини"; 3 - обитаемая орбитальная лаборатория; 4 - проект "Аполлон-1"; 5 - проект "Аполлон-10"; 6 - проект "Аполлон-2"; 7 - межпланетные исследовательские и испытательные полеты; 8 - орбитальная исследовательская лаборатория (приложения программы "Аполлон"); 9 - небольшая лунная база; 10 - разведывательные экспресс-полеты к Венере и Марсу; 11 - синодические полеты к Марсу или Венере (орбитальная разведывательная станция или база); 12 - транспортные полеты по трассе Земля - Луна; 13 - экспресс-полеты по замкнутому маршруту к Венере и Марсу с использованием импульсного ЯРД; 14 - средняя лунная база; 15 - большие орбитальные исследовательская и технологическая лаборатории; 16 - полет к Юпитеру по замкнутому маршруту с использованием импульсного ЯРД; 17 - полет к Сатурну по замкнутому маршруту с использованием импульсного ЯРД; 18 - большая лунная база; 19 - лунная колония; 20 - большие околоземные космические станции.

Фиг.33. Сопоставление типов и характеристик экологических систем.

Фиг.33. Сопоставление типов и характеристик экологических систем.
1 - разомкнутая неорганическая; 2 - неорганическая с регенерацией воды и воздуха, но без регенерации пищи; 3 - разомкнутая неорганическая; 4 - биологические системы, в основном полностью замкнутые; 5 - использование местных ресурсов.

Работы, выполненные на этапе В программы пилотируемых орбитальных полетов, составили основу для этапа С, а также для последней фазы этапа А программы полетов к Луне (временная лунная база). Для работ на этапе А программы пилотируемых полетов к планетам солнечной системы использовались результаты разработок более ранних проектов этапа А программы полетов к Луне. Обзор лунных космических транспортных систем, разработанных на этапах А, В и С программы пилотируемых полетов к Луне, представлен в табл.6.

Фиг.34. Положения Юпитера и Сатурна в 1970 - 2000 гг. Положения относятся к началу указанного года (первым числам января).

Фиг.35. Положения планет-гигантов в 1970 - 2000 г. Положения относятся к началу указанного года(первым числам января)

Для осуществления первого пилотируемого полета к планетам (этап В программы пилотируемых полетов к планетам) необходимо иметь в дополнение к завершенным этапам В и А программ орбитальных околоземных полетов и полетов к Луне готовый к эксплуатации двигатель "Нерва" и результаты полетов аппаратов "Вояджер" к Марсу и Венере. Последние должны быть получены на этапе В программы полетов автоматических зондов к планетам.

Таблица 6

Лунные космические транспортные системы 1970-1990 гг.

Вид полета и транспортная система	Аппарат для возвращения на Землю	Космический корабль («Аполлон-1») (11 км/сек)	→	→	«Аполлон-2» (7,65 км/сек)
	Способ возвращения на Землю	Непосредствен- ный вход в атмосферу	→	→	Тормозной маневр с уменьшением скорости на 3,35 км/сек
	Доставляемый космический аппарат	Лунный экспедицион- ный отсек (ЛЭО)	ЛЭО (ОРС)¹⁾ и ОЭВ²⁾	ЛЭО (убежище)³⁾	→
	Доставляемый космический аппарат	Лунный экспедицион- ный отсек (ЛЭО)	ЛЭО (ОРС)¹⁾ и ОЭВ²⁾	ЛЭО (убежище)³⁾ЛЭО (такси)⁴⁾	→ → ЛЭО (снабжение)³⁾
	Вид полета	Посадка Захват	Захват	Захват и (или) посадка	Только захват Посадка Захват
	Лунный межорбиталь- ный космический корабль	S-IV/ ОЭВ²⁾	→	→	→
	Транспорт для доставки экипажа с Земли	«Сатурн-5»	→	→	→
	Ракета- носитель для старта с Земли	«Сатурн-5»		«Сатурн-5» (на два запуска)	«Сатурн-5» (многоразового использования)
Год		1971/72	1971/72	1971/72	1973/1974
Проект		Система «Аполлон» для исследования лунной поверхности	Система «Аполлон» в качестве лунной орбитальной разведыватель- ной станции	Усовершенствованная система «Аполлон» для исследования лунной станции
Вид полета и транспортная система	Аппарат для возвращения на Землю	«Аполлон-2»	Встреча с МОТ⁵⁾	→	↑
	Способ возвращения на Землю	Непосредствен- ный вход в атмосферу с тормозным маневром, во время которого скорость уменьшается до 3,35 км/сек	Возвращение на околоземную орбиту спутника	→	Непосредственный вход в атмосферу (с круговой или меньшей скоростью) и планирующая посадка
	Доставляемый космический аппарат	Ступень для взлета с Луны и (непосредствен- ного) возвращения	Лунный посадочный аппарат (спуск и возвращение к челночному КЛА⁶⁾)	→	↑
	Вид полета	Посадка Захват	Посадка Захват	→	→
	Лунный межорбиталь- ный космический корабль	Усовершенство- ванная ступень S -IV (захват Луной и спуск) Ядерная двигательная установка («Нерва-2») (уход их сферы притяжения Земли)	Ядерный челночный КЛА (с жидкометалли- ческим теплоно- сителем)	Челночный КЛА; Электрический двигатель с ядерным реактором и МГД-прео- бразователем	↑
	Транспорт для доставки экипажа с Земли	«Сатурн-5» (усовершен- ствованный)	МОТ	МОТ 1-я ступень – комбинированный ВРД⁷⁾2-я ступень – двигатель с ядерным реактором и МГД-прео- бразователем	↑
	Ракета- носитель для старта с Земли	«Сатурн-5» (усовершен- ствованный)	«Пост-Сатурн»	→	Воздушно- космический аппарат с МГД-прео- бразователем
Год		1976 и позже	1980 и позже	1985 и позже	1990 и позже
Проект		Усовершенство- ванная система «Аполлон» для расширенных исследований поверхности Луны (временная лунная база – предшественник стационарной лунной базы)	Стационарная лунная научная база и передвижная лунная научная станция	Большая база, использующая местные ресурсы, и межпланетный космический порт	→
1) ОРС – орбитальная разведывательная станция 2) ОЭВ – отсек экипажа и вспомогательный отсек (основной блок)

Полеты к Марсу по программе "Вояджер" закончились в 1980 г. в связи с переходом к осуществлению программы пилотируемых полетов к этой планете в период с 1982 по 1986 г. (В соответствии с первоначальными планами, которые не предусматривали пилотируемых полетов до 1986 г., полеты "Вояджера" к Марсу должны были бы еще продолжаться в течение указанного периода.) Это позволило использовать аппарат "Вояджер" для полетов к внешним планетам солнечной системы до намеченного срока; первый такой полет к планете Юпитер состоялся в 1980 г. При проектировании этого зонда использовались результаты, полученные во время серии полетов с пролетом мимо исследуемых планет малого перспективного планетного зонда. Положения планет-гигантов (фиг.34 и 35) в период с 1976 по 1979 г. позволили достичь планеты Сатурн, используя гравитационное поле Юпитера для приобретения дополнительного ускорения и уменьшения импульса перехода. Эта благоприятная возможность использовалась для запусков перспективных планетных зондов в эти годы, и хотя не все полеты оказались успешными, были получены новые ценные данные о Сатурне. Поскольку сегодня мы знаем об этой планете значительно больше, я не буду останавливаться на подробностях.

В 1980 г. взаимное положение всех внешних планет солнечной системы теоретически позволяло использовать их гравитационное поле для ускорения зонда по мере последовательного прохождения им этих планет. Была предпринята попытка реализовать эту благоприятную возможность, но полет оказался неудачным. Ошибки при подлете к планете по гиперболической траектории и ограниченные возможности навигационного маневрирования малого перспективного планетного зонда явились причиной того, что во время встречи с Сатурном зонд отклонился от курса как по направлению, так и по наклонению траектории. Зонд прошел от Урана на расстоянии в 30 раз большем расчетного и совсем не достиг Нептуна. СССР тоже предпринял попытку осуществить такой полет. Советский зонд следовал по правильному курсу по крайней мере вплоть до Урана и, судя по оскулирующим элементам гелиоцентрической орбиты, прошел мимо Сатурна, но вскоре после его выхода из гравитационного поля Сатурна передача данных о дальнейшем полете прекратилась. Как вам известно, очень интересная информация получена в результате полетов исследовательских зондов через кометы Дарре и Копфа, но третий из серии таких полетов не дал никаких результатов.

Фиг.36. Полет с захватом Марсом в 1982 г.

Фиг.36. Полет с захватом Марсом в 1982 г.
Орбитальный экипаж осматривает двойной ядерный двигатель "Нерва-2" ступени, с помощью которой был осуществлен уход из гравитационного поля Земли. Тяга каждого двигателя 113 т.

В табл.7 и 8 дается обзор гелиоцентрических транспортных систем, которые были разработаны в период с 1976 по 2001 г.

В 1988 г. НАСА применило первые аппараты с импульсным ЯРД и термоядерным РД.

Конвой из двух космических кораблей с импульсными ЯРД совершил свой первый рейс к Венере. Один космический корабль, аэродинамически обтекаемый и снабженный тяжелой теплозащитой, предназначался для спуска к поверхности планеты. Конвой двигался с высокой скоростью и достиг Венеры через 60 суток. Те члены экипажа, которые участвовали в предыдущих экспедициях к Марсу, отмечали, что разница подобна переходу со старого тихоходного грузового судна на современный океанский лайнер. Вскоре после перехода на орбиту захвата Венерой посадочный аппарат затормозился сквозь облачный покров Венеры и спустился на ее поверхность (фиг.37). Экипаж корабля, оставшегося на орбите, открыл новый крошечный спутник Венеры диаметром приблизительно 2 км. Он был назван Купидоном-1 просто на тот случай, если в дальнейшем будут обнаружены более мелкие спутники, обращающиеся вокруг Венеры. Спускаемый аппарат оставался в течение двух недель на поверхности Венеры, а затем осуществил успешный взлет. Сделанные во время этого полета фотографии сильного свечения ядерных зарядов в темноте плотной атмосферы Венеры являются самыми эффектными из когда-либо полученных во время полетов в солнечном пространстве.

Фиг.37. Конвой кораблей с импульсным ЯРД (1988 г.) на подходе к Венере.

Фиг.37. Конвой кораблей с импульсным ЯРД (1988 г.) на подходе к Венере.
На переднем плане виден межорбитальный корабль с импульсным ЯРД. На заднем плане показан спускающийся к облачному покрову Венеры экспедиционный космический летательный аппарат с импульсным ЯРД. Внизу слева виден открытый маленький спутник Венеры Купидон-1.

Взволнованный рассказ членов экипажа об их первых шагах по поверхности планеты и неожиданные открытия, сделанные ими, стали достоянием истории; однако предстоит совершить еще много полетов с высадкой на поверхность Венеры.

Фиг.38. Пассажирский корабль с термоядерным двигателем над полуночным районом Меркурия (1988 г.).

Фиг.38. Пассажирский корабль с термоядерным двигателем над полуночным районом Меркурия (1988 г.).
Корабль выполняет маневр в гравитационном поле планеты для последующего спуска и посадки тороидального отсека, расположенного в передней части корабля и представляющего собой станцию для исследования Солнца. Экипаж станции состоит из шести ученых и шести инженеров и будет находиться на поверхности планеты в течение 9 мес.

Первый рейс корабля с термоядерным РД к Меркурию оказался успешным (фиг.38), и это послужило началом осуществления следующих этапов пилотируемых полетов (этапы С и D программы пилотируемых полетов к планетам на фиг.29). Вскоре после посадки в полярной сумеречной зоне Меркурия члены экспедиции, исследуя окрестности, обнаружили сказочно богатые месторождения свинца с жилами золота и серебра, а также залежи кобальта и ванадия. Одна такая золотая жила в свинцовой руде имела 9 м в поперечнике и 24 м в глубину. Две кобальтовые жилы имели более 30 м в поперечнике и 21 м в глубину.

Фиг.39. Высадка исследователей на VII спутник Юпитера (1997 г.).

Эти открытия послужили поводом для новых полетов к Меркурию с целью исследования его поверхности в 1990 - 1993 гг. Экономическая ценность таких находок на Земле была бы сенсационной. Относительная легкость разработки недр Меркурия в сочетании с неограниченными энергетическими ресурсами ядерных реакторов и Солнца, а также использование носителя с новым сверхмощным термоядерным двигателем, способного доставлять груз весом 500 т с Меркурия на Землю, вскоре сделали разработку этих жил экономически выгодным предприятием, причем для лучшего использования грузоподъемности корабля руда обрабатывалась на месте. При этих условиях стоимость транспортировки 1 кг чистого металла на новом грузовом корабле с термоядерным двигателем будет вскоре доведена до 500 долл.

Таблица 7

Гелиоцентрические транспортные системы

Вид полета и транспортная система	Аппарат для возвращения на Землю	Затупленная капсула, входящая в атмосферу со скоростью ≤ 12,8 км/сек	→	→	Нет	Аппарат для доставки экипажа	Аппарат для доставки экипажа
	Способ возвращения на Землю	Непосред- ственный вход в атмосферу	→	→	Пересадка на аппарат, прибываю- щий в следующее «окно» полета	Захват с выходом на эллипти- ческую орбиту спутника Земли. Отсюда транспор- тировка в орбиталь- ный изолятор	Возвраще- ние на орбиту спутника Земли (орбиталь- ный изолятор)
	Тип космичес- кого аппа- рата и доставля- емый полез- ный груз	Гелиоцен- трический межорби- тальный корабль (ГМКК)	→	Автомати- ческие зонды	ОРС¹⁾Три аппарата для посадки на поверх- ность Марса. Один аппарат для посадки на спутник Марса		Роботы Станция для исследова- ния Солнца Аппарат для посадки на поверх- ность Меркурия (с МГД²⁾- преобразо- вателем)
	Вид полета	Гелиоцен- трический маневр возвращения к Земле	→	Венера (пролет) Марс (захват с выходом на круговую орбиту)	Полет на Марс без возвраще- ния	Возвраще- ние к Земле с пролетом мимо Венеры Смена экипажа 1984 г. Захват Марсом	Возвраще- ние к Земле Посадка на поверх- ность Захват Меркурием
	Гелиоцен- трический межорби- тальный корабль (ГМКК)	Ступень с СТ³⁾ в качестве источника энергии (гелиоцен- трический маневр для возвращения к Земле) Усовершен- ствованная ступень IV (маневр ухода из гравита- ционного поля Земли)	Ступень СТ Усовершен- ствованная ступень IV (гелиоцен- трический маневр для возвраще- ния к Земле) Ступень с ЯРД⁴⁾ «Нерва-2) (маневр ухода из гравитаци- онного поля Земли)	СТ (гелиоцен- трические коррекции) Ступень с ЯРД (жидкоме- тал личес- кий тепло- носитель) (маневр ухода из гравита- ционного поля Марса) Ступень с двигателем на химичес- ком топ- ливе (О₂-Н₂) (прибытие к Марсу) Ступень с ЯРД «Нерва-2» (маневр ухода из гравита- ционного поля Земли)	Ступень на химичес- ком топливе (коррекция орбиты) Ступень с ЯРД (жидкоме- талличес- кий тепло- носитель) (маневр входа в гравитаци- онное поле Марса) Ступень с ЯРД («Нерва-2») (маневр ухода из гравитаци- онного поля Земли)	В основном такой же, как корабль для полета на Марс в 1982 г.	Гелиоцен- трический межорби- тальный космичес- кий корабль с термоядер- ным двигателем
	Транспорт для доставки экипажа с Земли	«Сатурн-5» (усовер- шенство- ванный)	МОТ⁵⁾	Усовер- шенство- ванный МОТ	Усовер- шенство- ванный МОТ	МОТ с МГД- преобразо- вателем	МОТ с МГД-пре- образова- телем
	Ракета- носитель для старта с Земли	«Сатурн-5» (усовер- шенство- ванный)	→	«Пост- Сатурн»	«Пост- Сатурн»	«Пост- Сатурн»	«Пост- Сатурн»

Год	1976	1979	1982	1984	1984	1988
Проект	Экспедиционные гелиоцентрические полеты. Цели – отработка операций ухода из гравитационного поля Земли; отработка приборного оборудования в полете, включая управление и навигацию во время трех маневров: при уходе из гравитационного поля Земли, во время гелиоцентрического полета и при приближении к Земле; тренировка экипажа на случай возникновения критической ситуации во время полета к планете; отработка операций на случай прекрашения полета по гелиоцентрической траектории вследствие аварийной ситуации		Полет с захватом Марсом. Цели – детальное картографирование и исследование планеты с орбиты с помощью усовершенствованных датчиков и автоматических зондов	Создание около Марса ОРС¹⁾ с почти синодическим периодом. На ОРС имеются пилотируемые корабли для посадки на поверхность Марса и его спутников, а также автоматические зонды (некоторые из них возвращаются с поверхности Марса), научные лаборатории и усовершенствованное оборудование для обследования поверхности	Полет по замкнутому маршруту (в отличие от полета 1984 г.) Цель – замена экипажа ОРС и возвращение его на Землю	Создание на Меркурии станции для исследования Солнца

Вид полета и транспортная система	Аппарат для возвращения на Землю	Транспорт- ный корабль для перевозок экипажа	→	→	Как и в 1988 г.	→
	Способ возвращения на Землю	Возвращение на орбиту спутника Земли (орбитальный изолятор) Спуск и посадка ГМКК с импульсным ЯРД	→ →	→ Роботы Объемные элементы Аппарат для посадка на поверхность Меркурия (с МГД-прео- бразователем	Как и в 1988 г.	→
	Тип космичес- кого аппара- та и достав- ляемый полезный груз				Исследова- тельская станция на Фобосе Роботы для исследования поверхности Марса Аппараты для посадки на Марс Аппарат для экспедицион- ного полета на Деймос	Нет
	Вид полета	Возвращение к Земле Повторный выход на орбиту Посадка на Венеру Захват Венерой	Возвращение к Земле Организация и начало работы автоматической научной станции Встреча с астероидом Икар	Такой же, как и в 1988 г.	Возвращение к Земле Посадка на Фобос Захват Марсом	Возвращение к Земле Пролет через голову кометы Энке
	Гелиоцентри- ческий межорбиталь- ный космический корабль (ГМКК)	С импульсным ЯРД	→	С термоядерным РД⁶⁾	С термоядер- ным РД	С импульсным ЯРД
	Транспорт для доставки экипажа с Земли	МОТ с МГД-прео- бразователем	→	→	МОТ с МГД-прео- бразователем	→
	Ракета-носи- тель для старта с Земли (фиг.31)	«Пост- Сатурн»	→	→	«Пост- Сатурн»	→

Год	1988	1989	1990	1990	1991
Проект	Посадка на поверхность Венеры пилотируемогоаппа- рата с импульсным ЯРД и исследование отдельных участков поверхности	Создание автоматической научной станции на астероиде Икар, перигелий орбиты которого лежит внутри орбиты Меркурия, а афелий – за пределами орбиты Марса	Первый из серии полетов с целью исследования поверхности Меркурия	Создание исследовательской станции и снабжения экипажей, работающих на планете, на спутнике Марса Фобос, который вполне доступен для КК⁷⁾ с малой тягой	Исследовательский полет пилотируемого ГМКК с импульсным ЯРД через голову кометы Энке с целью более подробного исследования по сравнению с автоматическими зондами
¹⁾²⁾ МГД — магнитогидродинамический.³⁾ СТ — солнечный теплообменник. ⁴⁾ ЯРД — ядерный ракетный двигатель. ⁵⁾ МОТ — многократно используемый орбитальный транспорт. ⁶⁾ РД — ракетный двигатель. ^{КК — космический корабль.}

Тем временем корабли с импульсными ЯРД совершали многочисленные исследовательские полеты. К их числу относятся полеты с прохождением через голову кометы Энке, исследовательские полеты к Юпитеру (фиг.39), включая основание исследовательской базы на Каллисто и пробный полет в верхних слоях атмосферы планеты - подвиг, который удалось совершить только благодаря использованию системы с импульсным ЯРД.

Таблица 8

Полет (год)	Гелиоцентрический полет (1976)	Гелиоцентрический полет (1979)	Полет с захватом Марсом и пролетом мимо Венеры (1982)	Создание орбитальной разведывательной станции и экспедиция на поверхность планеты (1984)
Полет (год)	Гелиоцентрический полет (1976)	Гелиоцентрический полет (1979)	Полет с захватом Марсом и пролетом мимо Венеры (1982)	экипаж № 1	экипаж № 2
Отлет с Земли	4 июля 1976 г.	16 ноября 1978 г.	2 января 1982 г.	20 марта 1984 г.	2 марта 1985 г.
Скорость ухода из гравитационного поля Земли, км/сек	3,35	3,57	3,81	4,3	4,3
Время полета в космическом пространстве, сутки	20	30	200 (Земля – Марс)	220 (Земля – Марс)	171 (Земля – Венера) 184 (Венера – Марс)
Маневр, связанный с прерыванием гелиоцентрического полета, км/сек	2,32	4,11	-	-
Маневр входа в гравитационное поле Марса, км/сек	-	-	4,27	3,05	5,85
Прибытие к Марсу	-	-	21 июля 1982 г.	27 октября 1984 г.	11 марта 1986 г.
Время пребывания на орбите спутника Марса, сутки	-	-	69	529	29
Отлет с Марса	-	-	28 сентября 1982 г.	9 апреля 1986 г.
Маневр ухода из гравитационного поля Марса, км/сек		-	4,27	2,74
Время полета при возвращении на Землю, сутки	60	100	149 (Марс - Венера) 161 (Венера – Земля)	176 (Марс – Земля)
Прибытие на Землю	22 сентября 1976 г.	26 марта 1979 г.	4 августа 1983 года	2 октября 1986 г.
Скорость входа в атмосферу Земли, км/сек	11,1	11,15	11,9	Маневр выхода на орбиту с ИСЗ 3,26 км/сек
Общее время полета, сутки	80	130	579	925	560
Суммарная скорость полета без учета специальных маневров у планеты-цели, км/сек	5,67	7,68	12,35	7,35	16,15

Примечание. Все импульсы скорости, за исключением тех, которые требуются для осуществления маневра, связанного с прерыванием гелиоцентрического полета, необходимо умножить на 1,04 для учета потерь.

В настоящее время повторилось взаимное положение планет, позволяющее значительно сократить время перелета к Сатурну, используя гравитационное поле Юпитера. Мы не отказались от возможности предпринять ряд комбинированных полетов к Юпитеру и Сатурну. Эти полеты осуществляются следующим образом. Вначале конвой из кораблей, направляющихся к Юпитеру и Сатурну, движется в направлении к Юпитеру. При подходе к планете конвой разделяется: корабли, летящие к Сатурну, проходят через гравитационное поле Юпитера и продолжают полет к цели. Корабли, летящие к Юпитеру, выходят на эллиптическую орбиту, после чего совершают орбитальный маневр и приближаются к спутнику Каллисто.

Серия комбинированных полетов к Юпитеру и Сатурну была начата в 1996 г. (фиг.30). Сведения, полученные в результате полетов автоматических зондов к Юпитеру в 70-е - 90-е годы (фиг.30), помогли принять правильное решение о создании научной базы на Каллисто, наиболее удаленном от Юпитера спутнике из группы галилеевых. С тех пор Каллисто стал основной научно-исследовательской базой в юпитеровой системе, с которой были начаты продолжительные наблюдения планеты и зондирование ее атмосферы на различную глубину с помощью радарных установок, автоматических зондов и пилотируемых космических кораблей. С Каллисто были организованы экспедиции почти на все другие спутники юпитеровой группы, на которых было размещено приборное оборудование, по существу целые автоматические исследовательские станции. Они передают на Каллисто данные научных измерений и обслуживаются с расположенной там же обитаемой базы. В отличие от полетов к Юпитеру первый пилотируемый полет к Сатурну был исследовательским, но включал посадку на поверхность Титана, самого большого спутника Сатурна. Через два года после первого полета конвой кораблей направился к Сатурну с целью основания обитаемой научной базы на Титане. Задачи этой базы в области исследования Сатурна и его системы спутников аналогичны задачам базы на Каллисто. Мы пока еще не знаем столько о Сатурне, сколько о Юпитере, но к концу 2001 г. мы, по-видимому, сможем осмотреть окрестности этой загадочной планеты.

Перспективы в 2001 г.

В ближайшие 50 лет, когда будут разработаны более совершенные и дешевые транспортные системы, можно ожидать быстрого расширения разработок сырья.

С этой целью мы наряду с русскими и китайцами будем предпринимать "охоту" за астероидами и расширять наши предприятия на Меркурии. Между прочим, судя по новому 30-летнему плану русских, мы в сотрудничестве с ними будем осваивать Меркурий. Я счастлив заявить, что в соответствии с резолюцией Генеральной Ассамблеи ООН, принятой в марте 1990 г., нам не придется иметь неприятностей при дележе сырьевых богатств Меркурия. Эта резолюция провозглашает, что оккупация внеземных территорий является законной лишь при условии эксплуатации этих территорий и ограничивается возможностями такой эксплуатации, т.е. возможностями организации предприятия или шахты для добычи металлической руды. Высадка, забрасывание стягов, вымпелов или других символов являются только свидетельствами "официального посещения", а "не законной оккупации". При создании базы, например, оккупируется лишь некоторая площадь определенных размеров и целевого назначения, а не все небесное тело. Исключение составляют лишь тела диаметром менее 16 км.

До сего времени преобразование природы в пределах солнечной системы ограничивалось планетой Марс, но даже эти работы находятся лишь в начальной стадии. Было предложено несколько очень смелых, проектов изменения атмосферы Венеры, которые сейчас изучаются специальным комитетом ООН по преобразованию природы в масштабах солнечной системы. Упомянутая выше резолюция ООН 1990 г. не распространяется на проекты глобального масштаба. Такие проекты являются международными предприятиями с добровольным участием в них под наблюдением и контролем ООН.

В ближайшие 20 лет картина транспортных операций в солнечном пространстве в значительной степени прояснится. Уже сейчас на базе аппаратов с термоядерными РД, имеющими параметр р выше 0,9, сооружены два первых гелионавтических корабля, способных нести полезный груз весом 5000 т. Кроме того, и Соединенные Штаты и Советский Союз имеют готовые планы создания значительно более усовершенствованных аппаратов с импульсными ЯРД, использующими мегатонные термоядерные заряды, для транспортировки грузов к внешним планетам солнечной системы. Эти новые системы высоко экономичны не только благодаря их размерам, но и почти полной автономности с точки зрения снабжения земным топливом. В качестве топлива для них могут быть использованы легкие или тяжелые внеземные материалы. Благодаря своим размерам термоядерные заряды могут детонировать на значительно большем расстоянии от плиты толкателя, чем в ранних моделях, так что любой вид топлива может быть превращен в плазму. Плазма фокусируется затем магнитогидродинамическим способом на плите толкателя с помощью "электромагнитной линзы", направляющей сильную однородную струю плазмы на плиту толкателя, что позволяет лучше использовать топливо и получать более высокую удельную тягу, чем в ранних моделях. Применение этих новых аппаратов для перевозок грузов в пределах внутренних планет солнечной системы позволит увеличить полезный груз до 20000 т и снизить стоимость транспортировки металла с Меркурия до 5 и менее долларов за килограмм.

Таким образом, в будущем для перевозки людей, транспортировки специального оборудования и даже для полетов к базам, расположенным в районе внешних планет солнечной системы, направляясь к которым корабли пересекут "чистые" области космического пространства по траекториям вне плоскости эклиптики, будут использоваться системы с новыми термоядерными РД. Для перевозок тяжелых грузов будут использоваться аппараты с новыми импульсными ЯРД. Для дальнейшего исследования атмосфер внешних планет проектируются большие зонды, способные "плавать" в рабочем состоянии в течение многих лет на больших глубинах в этих атмосферах. В течение ближайших 25 лет мы не сможем использовать гравитационное поле Юпитера для полетов к Сатурну; однако, располагая новыми аппаратами, мы уже не будем столь зависеть от подобной "помощи" природы, хотя, конечно, никогда не будем пренебрегать ею, равно как и любыми обстоятельствами, сулящими экономический выигрыш. Таким образом, мы будем продолжать нашу деятельность по освоению Юпитера и Сатурна и еще до окончания нового десятилетия приступим к освоению Урана, Нептуна и Плутона.

Но все же наиболее волнующая перспектива открывается перед нами в области преобразования энергии, которая, конечно, является основой всех двигательных процессов, а именно в области использования антиматерии. Как известно, в ничтожных количествах антиматерия была получена уже 35 лет назад. Главная проблема заключалась в то время в увеличении производства антиматерии, но, по-видимому, еще более трудно разрешимой была проблема хранения антиматерии и ее регулируемого освобождения с целью генерирования энергии. Теперь мы знаем, что антиматерия может удерживаться магнитным полем, и все великие державы пытаются осуществить эти концепции на практике. В этой связи уместно напомнить об интенсивной гелионавтической деятельности Китая по изменению и управлению орбитами астероидов. Конечно, потенциально это может иметь значительные практические последствия. В прошлом году китайцам удалось перехватить около точки либрации L5 один из самых маленьких Троянских астероидов и перевести его на независимую гелиоцентрическую орбиту. Это заставило недавно сенатора Смарта (шт. Висконсин) потребовать возобновления действии США в ООН в поддержку резолюции о регулировании изменения орбит астероидов, особенно той ее части, где речь идет об оповещении всех наций, осваивающих космическое пространство, как о предполагаемых, так и об осуществляемых изменениях орбит. Китай мог добиться такого успеха, используя обычные большие термоядерные заряды. Но не исключена возможность, что именно в этом случае и была испытана импульсная двигательная установка, использующая антиматерию.

Лично я почти не сомневаюсь, что в течение ближайших 20 - 30 лет будет создана действующая двигательная установка, использующая антиматерию, которая будет применяться на очень больших, размером с малую планету, космических комплексах. Такой двигатель позволит не только изменять орбиты астероидов и стабилизировать систему внешних спутников Юпитера, но и посылать автоматические зонды в межзвездное космическое пространство к звездам Проксима Центавра, Сириусу и, возможно, к Проциону. Однако здесь речь идет уже не о солнечных, а о галактических транспортных операциях, что может послужить темой другого симпозиума.

Постскриптум

Здесь была сделана попытка представить, как будет развиваться дальше программа пилотируемых полетов к планетам, каким может быть технический уровень космических транспортных средств в 2001 г. и почему. Две выбранные принципиальные двигательные системы имеют ряд преимуществ, к числу которых относятся: удельная тяга, соответствующая энергетическим требованиям полета в пределах солнечной системы при допустимой продолжительности путешествий; потенциальные возможности роста удельной тяги (импульсные ЯРД) и ускорения силы тяги (термоядерные РД); большая простота по сравнению с другими двигательными системами и, в случае импульсного ЯРД, способность корабля входить и выходить из крайне неблагоприятных атмосфер планет в отличие от кораблей с каким-либо другим двигателем.

Конечно, в этих двигателях не будет надобности, если не будут запланированы полеты за пределы орбит Венеры и Марса. Но даже и для столь далеких полетов эти двигатели (особенно при экономическом подходе) могут оказаться неприемлемыми, если учесть высокую стоимость разработки и политическую дискуссионность применения (по крайней мере импульсных ЯРД). Однако это не уменьшает их замечательных достоинств как средств транспорта в пределах солнечной системы.

Ответ на вопрос о том, будут ли предприниматься полеты, описанные здесь, в течение 1988 - 2001 гг., зависит в одинаковой мере как от общей обстановки в мире, так и от уровня развития техники. Поскольку очевидно, что мировая война или даже критическое число локальных войн резко задержат прогресс человечества как в области астронавтики, так и во многих других областях человеческой деятельности, то этот тривиальный факт не представляет особого интереса для тех, кто верит, что к 2001 г. космическая эра все же наступит. Поэтому действительно нет иного выбора, как предположить, что мир окажется достаточно разумным и подготовит почву для процветания космической эры. Во всяком случае, можно ожидать, что это предположение оправдается. По крайней мере в течение того короткого времени, пока оно будет служить добрым целям, будем надеяться, что соглашения будут справедливыми, а следовательно, и всеми уважаемыми; что освоение космоса будет еще вызывать всеобщий живой интерес; что мы будем стремиться следовать более великим целям и что массовое производство импульсных ЯРД будет способствовать уничтожению ядерных бомб и созданию солнечных транспортных систем. Это, возможно, и наивное представление, но хотелось бы, чтобы оно стало явью.

ЛИТЕРАТУРА

1. Hohmann W., Die Erreichbarkeit der Himmelskoerper, Olden-bourg Publ., Munich, 1925.

2. von Braun W., The Mars Project, University of Illinois Press, Urbana, 1953.

3. Lawden D. F., Perturbation Maneuvers, /. Brit. Interplanetary Society, 13, № 6, pp. 329-334, 1954.

4. Stuhlinger E., Possibilities of Electrical Space Ship Propulsion, Proc. 5th International Astronautical Federation Congress, Innsbruck, Austria. August 1954, p. 100. Springer - Verlag, Vienna, 1955.

5. Stuhlinger E., Electrical Propulsion Systems for Space Ships with Nuclear Power Source, /. Astronautics, 2, p. 149; 3, pp. 11, 33, 1955.

6. Crocco Q. A., One Year Exploration Trip Earth - Mars - Venus- Earth, Proc. of the Seventh International Astronautical Congress, Rome, 1956.

7. Bussard R. W., A Nuclear-Electric Propulsion System, /. Brit. Interplanetary Society, 15, p. 297, 1956.

8. Ehricke K. A., Whillосk С. M. et al., Calculations on a Manned Nuclear Propelled Space Ship, American Rocket Society Paper 352-357, 1957.

9 Воden R. H., The Ion Rocket Engine, Rocketdyne (Division of North American Aviation), Report R-645P, 1957.

10. Stuh1inger E., Design and Performance Data of Space Ships with Ionic Propulsion Systems, Proc. 8th IAF Congress, Barcelona, Spain, p. 403, Springer - Verlag, Vienna, 1957.

11. Von Ardenne M., New Developments in Applied Ion and Nuclear Physics, Atomic Energy Research Establishment (Q. Brit.), Lib. Trans. 758, Harwell, Berkshire, 1957.

12. Vertregt M., Interplanetary Orbits, /. Brit. Interplanetary Society, 16, № 6, pp. 326-354, March - April, 1958.

13. Ehricke K. A., Interplanetary Operations, UCLA Lecture, Fall 1958. pub. in Space Tech., Seifert H., ed., Wiley, Inc., N. Y., 1959.

14. Stuhlinger E., Advanced Propulsion Systems for Space Vehicles, Proc. 9th IAF Congress, Amsterdam, Springer - Verlag, Vienna, 1958.

15. Rosa R. J., Kantrowitz A. R.. Proceedings of the Seminar on Advanced Energy Sources and Conversion Techniques, Pasadena, Calif., November 1958.

16. Ehricke K. A., A Systems Analysis of Fast Manned Reconnaissance Flights to Venus and Mars, General Dynamics/Astronautics Report № AZM-072, March 1959; частично опубликовано в Transactions of ASME, paper № 60-Av-l, 1960.

17. Breakwell J. V., Gillespie W. R., Ross S., Researches in Interplanetary Transfer, American Rocket Society, paper 954- 959, Nov. 1959.

18. Lawden D. F., Interplanetary Rocket Trajectories, Contribution to Advances in Space Science, Or d way F., ed., 1, Academic Press, Inc., N. Y., 1959.

19. Stuh1inger E., Seitz R. N., Some Problems in Ionic Propulsion Systems, IRE Trans. on Military Electronics, MIL-3, p. 27, 1959.

20. Stuh1inger E., Lunar Ferry with Electric Propulsion System, presented at Japanese Rocket Society Annual Meeting, Tokyo, May 1959.

21. Eilenberg S. L., Accelerator Design Techniques for Ion Thrust Devices, Rocketdyne Report R-1430, 1959.

22. Edwards R. N., Кuskeviсs G., Cesium-ion Rocket Research Studies, ASME paper 59-AV-32, 1959.

23. Сhi1ds J. H., Design of Ion Rockets and Test Facilities, presented at IAS National Summer Meeting, Los Angeles, June 1959.

24. Kantrowitz A. R., Spron P., Power, 103, pp. 62-65, 1959.

25. Rоsa R. J., Кantrоwitz A. R., Advanced Propulsion Systems, p. 175, Alperin M., Sutton G. P., ed., Pergamon Press, 1959.

26. Hatch L. P., Regan W. H., Pоwe11 T. R., Fiuidized Solids as a Nuclear Fuel for Rocket Propulsion, ARS Preprint 1209- 1260, 1960.

27. Weinstein I.T., Ragsdale R., A Coaxial Flow Reactor, A Gaseous Nuclear Rocket Concept, ARS Preprint 1518-1560, December 1960.

28. Stuhlinger E., Seitz R. N., Electrostatic Propulsion Systems for Space Vehicles, chapter in Or d way F. I. Ill, ed., Advances in Space Science, Academic Press, Inc., N. Y., 1960.

29. Rоsa R. J., Kantrowitz A. R., Direct Conversion of Heat to Electricity, Kaye J., Welsh J. A., ed., Wiley, Inc., Ch. 12, N. Y., 1960.

30. Kerebrook J. L., Meghreblian R. V., Vortex Containment for the Gaceous Fission Rocket, Aerospace Sciences, 28, p. 710, 1961.

31. Rosenzweig M., The Vortex Matrix Approach to Gaseous Nuclear Propulsion, ARS Preprint 1735-1761, May 196!.

32. Kunzler J. E., Buehler E., Hsu F. S., Wernick J. H., Superconductivity in Nb3Sn at High Current Density in a Magnetic Field of 88 Kgauss, Phys. Rev. Letters. 6, 89, 1961.

33. Jоffe M. S., Conference on Plasma Physics and Controlled Nuclear Fusion Research, International Atomic Energy Agency, Salzburg, Austria, 4-8 September 1961.

34. Wernick J. H., et al., Evidence for a Critical Magnetic Field in Excess of 500 Kgauss in the Superconducting V-Ga System, International Conference on High Magnetic Fields, held at Mass. Institute of Tech., 1961.

35 Stuhlinger E., Electrical Propulsion, Sect. 21.2 of Handbook of Astronautical Engineering, Кое lie H. H., ed., ch. 21, Advanced Propulsion Systems, McQraw-Hill, Inc., N. Y., 1961.

36 Brogan T. R., Kantrowitz A. R., Rosa R. J., Stekiу Z. J., Proc. of the Second Symposium on Engineering Aspects of MHD, Philadelphia, March 1961.

37. Ehricke K. A., Space Flight, vol. II, Dynamics, Ch. 9, Interplanetary Flight, Sect. 9-7: Fast Three-Dimensional Interplanetary Transfer Orbits; Sect. 9-8: Fast Reconnaissance Missions in the Inner Solar System; Sect. 9-9: Interplanetary Flights Involving Several Planets; Sect. 9-14: Capture Operations, 1962.

38. Meгpeблян Р. В., Газовые ядерные реакторы для стартового ракетного двигателя, Ракетная техника, № 1, стр. 17, 1962.

39. Luce J. S. et al., Controlled Thermonuclear Reactions for Space Applications 2444-2462, ARS Electric Propulsion Conference, Berkeley, Calif., 14-16 March 1962.

40 Luce J S.. Controlled Fusion Propulsion, Third Symposium on Advanced Propulsion Concepts, Cincinnati, Ohio, 2-4 October 1962.

41. Ross S., A Systematic Approach to the Study of Nonstop Interplanetary Round Trips, paper presented to 9th Annual Meeting of the American Astronautical Society, Los Angeles, Calif., January 15-17, 1963.

42. Ehricke K. A., Perihelion Brake Maneuver, in a Study of Early Manned Interplanetary Missions, Final Summary Report, № AOK63-0001, pp.7-36/37, General Dynamics/Astronautics, Advanced Studies Office, January 1963.

43. Ehricke K. A., Study of Interplanetary Missions to Mercury through Saturn with Emphasis on Manned Missions to Venus and Mars 1973/82 Involving Capture, General Dynamics/Astronautics Rep. GD/A 63-0916, September 1963. Paper presented at the Symposium on Engineering Problems of Manned Interplanetary Exploration by AIAA, Palo Alto, Calif., September 1963.

44. Hоllister W. M., The Mission for a Manned Expedition to Mars, Sc. D. Thesis, MIT, Cambridge, Mass., 1963.

45. Deinken H. P., et al., Experimental Studies Relating to Rotating Fluidized Bed Reactors, Los Alamos Report LAMS-3012, September 1963.

46 Jackson R., The Mechanics of Fludized Beds, Trans. Inst. Chem. Engrs., 41, pp. 13-28, 1963.

47. Баррет В. Л. мл., Удельный импульс ядерного ракетного двигателя с жидкостной активной зоной, Ракетная техника и космонавтика, № 11, стр. 237, 1963.

48. Inveland А. С., et al., Loss of Zirconium and Uranium from Fluidized Beds of ZrC and UC-ZrC Particles at High Temperatures, Los Alamos, Report LAMS-2994, August 1963.

49. Ragsdale R. S., Outlook for Gas Core Nuclear Rockets, Astronautics and Aerospace Engineering, p. 88, August 1963.

50. Кrascella N. L, Theoretical Investigation of Spectral Opacities of Hydrogen and Nuclear Fuel, United Aircraft Research Lab., Report RDT-TDE-63-1101, November 1963.

51. Hоll R. J., Plunkett T. F., Cavity Nuclear Reactors, Trans. of the American Nuclear Society, 6, p. 304, 1963.

52. Ross F. A., Holt, Conceptual Design Study of the Glow Plug Gaseous Core Reactor, Douglas Aircraft Co., Report SM-44042, November 1963.

53. Eastоn C. R., Johnson K. P., Fluid Mechanical Studies of Fuel Containment in Gaseous Core Reactor, Douglas Aircraft Co., Report SM-44886, November 1963.

54. Hiltоn J. L., Plasma and Engineering Parameters for a Fusion Powered Rocket, IEEE Transactions on Nuclear Science, NS-10, № 1, January 1963.

55. Hiltоn J. L., Luce J. S., A Hypothetical Fusion Propu'sion Rocket Vehicle, AIAA Summer Meeting, № 63-239, June 17-20, 1963.

56. Shalluсk R. D., Deningtоn R. J., Status and Future Engineering Problems of Electric Propulsion Systems, AIAA Second Manned Space Flight Meeting, Dallas, Texas, April 1963.

57. Sоhn R. L., Summary of Manned Mars Mission Study, Part 5 of Proceedings of the Symposium on Manned Planetary Missions, 1963/64 Status; NASA TM-53043, June 12, 1964.

58. Ehriсke K. A., A Study of Manned Interplanetary Missions, Part 2 of Proceedings of the Symposium on Manned Planetary Missions, 1963/64 Status; NASA TM-53049, June 12, 1964 (в сокращенном виде).

59. Sohn R. L., Venus Swing-by Mode for Manned Mars Missions, /. of Spacecraft and Rockets, 1, № 5, September - October 1964.

60. Ehriсke K. A., A Study of Interplanetary Missions, Study Performed Under Contract NAS8-5026, January 1964; также A Study of Manned Interplanetary Missions, Contract NAS8-5026, Final Report, vol. III, Mission Oriented Studies, July 1964.

61. Nelson S. Т., Grey J., Williams P. M., Conceptual Study of a Liquid -Core Nuclear Rocket, AIAA Preprint 64-385, 1964.

62. Pомepо Дж. Б., Удержание топлива в газовом вихревом ЯРД с магнитогидродинамическим вращением газа, Ракетная техника и космонавтика, № 6, стр. 152, 1964.

63. Гросс Р. А., Кесси К. О., Магнитогидродинамическос разделение смеси в газовом ядерном ракетном двигателе, Ракетная техника и космонавтика, № 2, стр. 99, 1964.

64. Гросс Р. А., Кесси К. О., Вихревой газовый ядерный ракетный двигатель с удержанием топлива при помощи МГД-враще-ния газа. Ракетная техника и космонавтика, № 8, стр. 127, 1964.

65. МсLafferty G. W., Analytic Study of Moderator Wall Cooling of Gaseous Nuclear Rocket Engines, United Aircraft Res. Lab. Report S-910093-9, September 1964.

66. Nance J. E., Nuclear Pulse Propulsion, General Atomic Report GA-5572, General Atomic, A Division of General Dynamics Corp., October 1964.

67. Hunter M. W., Future Unmanned Exploration of the Solar System, Astronautics and Aeronautics, 2, № 5, May 1964.

68. Evans W., Life Support Systems in A Study of Manned Planetary Missions, NASA Contract NAS8-5026, vol. V, Crew, Payload, Weight and Parametric Analyses, General Dynamics, Convair Division, Report № GD/A-AOK64-006-5, June 1964.

69. Dееrwester J. M., Initial Mass Savings Associated with the Venus Swing-by Mode of Mars Round Trips, AIAA 2nd Aerospace Sciences Meeting, paper № 65-89, 1965.

70. Ehriсke K. A., Interplanetary Maneuvers in Manned Helionau-tical Missions, AIAA/ION Astrodynamics Specialist Conference, Monterey, Calif., paper № 65-695, September 1965.

71. Hoilister W. M., Prussing J. E., Optimum Transfer to Mars via Venus, AIAA/ION Astrodynamics Specialist Conference, Monterey, Calif., paper № 65/700, September 1966.

72. Finger H. В., Space Nuclear Propulsion, Mid - Decade, Astronautics and Aeronautics, 3, p. 30, January 1965.

73. Proceedings of an Advanced Nuclear Propulsion Conference, С о сэре r R. S., ed., Los Alamos Scientific Lab. Report LA-3229-MS, January 1965.

74. Shipps P. R., Manned Planetary Exploration Capability Using Nuclear Pulse Propulsion, General Atomic Report GA-6224, General Atomic, A Division of General Dynamics Corp., March 1965.

75. Ehrieke К. А., Вrоwn В., Horio P., Mission Velocity Requirements and System Comparisons, vol. IV of Nuclear Pulse Vehicle Study Performed by General Atomic/General Dynamics Corp, Contract NAS8-11053, General Atomic Report GA-5009, vol. IV, August 1965 (C).

76. Gillespie R. W., Rоss S., The Venus Swing-by Mission Mode and its Role in the Maimed Exploration of Mars, AIAA 3rd Aerospace Sciences Meeting, paper № 66-37, N. Y., January 1966.

77. Сооper R. S., Prospects for Advanced High-Thrust Nuclear Propulsion, Astronautics and Aeronautics, 4, № 1, pp. 54--59, January 1966.

78. Hillоn J. L., частное сообщение, February 1966.

Далее...

Отдел "Астрионикс", фирма "Аутонетикс".

В настоящее время программа "Вояджер" заменена программой "Викинг" (автоматический посадочный марсианский аппарат), которая, по последним сведениям, также пересматривается.- Прим. перев.

Этот вывод основан на расчетах диапазона скоростей входа в атмосферу Земли при возвращении с Венеры.

Независимо несколькими исследователями.

Так называются аппараты для регулярного сообщения между Землей и орбитой космического летательного аппарата. - Прим. перев.

Обе ступени которой имеют одинаковую величину удельной тяги и сравнимые относительные массы топлива.

Следует заметить, что после осуществления полетов через головы комет, по-видимому, станет возможным, используя защитные экраны из твердого вещества, осуществить полеты в непосредственной близости от Солнца.