   |
Эрнст Штулингер, один из участников создания баллистической ракеты V-2, входил в группу немецких ученых, работавших после второй мировой войны в США над созданием ракетно-космической техники. В 1954 году Штулингер опубликовал проект межпланетного корабля с ЭРДУ.
КК «Sun Ship» («Солнечный корабль») состоял из трех основных частей:
- центральный блок с отсеками экипажа и полезного груза;
- блоки энергоустановок;
- электро-реактивная двигательная установка.
Штулингер не прорабатывал конструкцию центрального блока, оценив его массу величиной в 50 т.
Основное содержание проекта заключалось в разработке энергоустановок, образовывавших два «крыла» размахом по 200 м и длиной 350 м. Каждая из 19 энергоустановок «крыла» состояла из параболического зеркала диаметром 50 м и парогенератора замкнутого цикла. Рабочая жидкость нагревалась в зоне фокуса зеркала до превращения в пар, который поступал на турбину, вращавшую генератор. Отработавший пар охлаждался в радиаторе и снова в виде жидкости поступал в зону нагрева. Каждая энергоустановка должна была вращаться вокруг продольной оси со скоростью 6 об/мин для создания центробежного ускорения, необходимого для циркулирования рабочего тела. Масса одной энергоустановки 4 400 кг, в т.ч. масса зеркала - 450 кг. Мощность генератора энергоустановки - 200 кВт.
КК оснащался электрореактивной двигательной установкой, состоявшей из большого количества ионных двигателей (от 1800 до 2200). В качестве рабочего тела ЭРДУ предполагалось использовать цезий или рубидий. Максимальное ускорение, создаваемое ЭРДУ, равняется 0,001g. КК должен был монтироваться на орбите ИСЗ и затем разгоняться по спирали до перехода на траекторию полета к Марсу, который рассматривался Штулингером, как первоочередная цель межпланетных экспедиций. При сближении с Марсом КК должен был выполнять торможение, также по спирали. Для возвращения цикл разгона и торможения полностью повторялся. Полет к Марсу и обратно должен был продлиться 2-3 года. По расчету Штулингера, начальная масса КК на орбите ИСЗ должна была составить 280 т.
На рис. 1.360 показан КК Штулингера «Sun Ship» в представлении художника Фрэнка Тинсли. В отличие от оригинального проекта Тинсли разместил по 20 энергоустановок с каждой стороны центрального блока и опубликовал рисунок с названием «Cosmic Butterfly» - «Космическая бабочка».
9.2. «Большой тур» Гаэтано Крокко
В 1956 году на 7-м Конгрессе Международной Астронавтической Федерации итальянский ученый Гаэтано Крокко (Gaetano Arturo Crocco) сделал доклад, в котором предложил схему пилотируемого полета к Марсу с последующим пролетом Венеры с использованием двух гравитационных маневров. После отлета от Земли КК не должен был использовать какие-либо двигатели, за исключением необходимых для коррекций траектории. Время полета до Марса должно было составить 113 дней, полет от Марса к Венере 154 дня и полет от Венеры к Земле - 89 дней. Весь полет должен был занять 356 дней, то есть, меньше года. Такая схема, по расчетам Гаэтано, могла бы быть реализована в 1971 году.
9.3. Марсианский корабль центра Льюиса
Научно-исследовательский центр им. Льюиса (NASA), в 1959-60 годах выполнял проектные изыскания по применению ядерных реактивных двигателей для межпланетных полетов. В октябре 1960 года центр представил отчетный доклад с результатами исследований.
В докладе был представлен проект марсианского корабля с экипажем семь человек. Корабль собирается на околоземной орбите высотой 480 км и стартует к Марсу, разгоняясь ядерным двигателем до расчетной скорости. При приближении к Марсу двигатель включается на торможение, и корабль выходит на околомарсианскую орбиту. Экипаж высаживается на Марс в посадочном модуле, оснащенном химическими ЖРД. После завершения программы пребывания на Марсе экипаж возвращается на орбиту и переходит в межпланетный корабль. Цикл разгона и торможения повторяется для возвращения КК к Земле. При приближении к Земле возвращаемый модуль отделяется от основного корабля, входит в атмосферу Земли и совершает посадку. Межпланетный корабль с ядерным двигателем огибает Землю и переводится на безопасную гелиоцентрическую орбиту.В своем исследовании ученые Центра Льюиса рассматривали влияние на проектную массу корабля трех факторов: длительности полета, дозы радиационного облучения, получаемой экипажем, и использования аэродинамического торможения.
Более быстрый перелет требует большей массы рабочего тела, зато для более медленного перелета необходим больший запас воздуха, воды и пищи.
Было отмечено, что радиационную опасность для экипажа представляют радиационные пояса Земли (и, как предполагалось в то время, Марса - в действительности отсутствующие), космический радиационный фон, вспышки на Солнце и излучение самого ядерного двигателя. Разработчики проекта постарались обеспечить защиту от всех этих факторов. Рассмотренный в проекте жилой отсек имел цилиндрическую форму и был разделен на ряд помещений. От излучения ЯРДУ жилой отсек был защищен центральным топливным баком, для защиты от остальных радиационных факторов отсек был окружен передними топливными баками. В центре жилого отсека оборудовалось радиационное убежище, в котором экипаж мог пережидать солнечные вспышки и пересечение радиационных поясов. Убежище должно было иметь специальную защитную оболочку. Для дополнительной защиты от радиации вокруг убежища располагались отсеки с оборудованием и склады ресурсов системы жизнеобеспечения. Общий объем жилого отсека - 120 м3, в том числе объем радиационного убежища - 17,4 м3.
Что касается аэродинамического торможения, то оказалось, что размер теплозащитного экрана, требуемого для торможения корабля в атмосфере Марса, получается чрезмерно большим. Причина в том, что жидкий водород, являющийся рабочим телом для ядерного двигателя, имеет очень маленькую плотность, и его запас, необходимый для перелета от Марса к Земле, занимает большой объем. В результате максимальный выигрыш массы вместо ожидаемой величины 25% составил всего 3%. В итоге авторы проекта оставили аэродинамическое торможение только при возвращении на Землю.
Возвращаемый аппарат должен был иметь массу 15 т при максимальном поперечном размере 6,7 м. Спуск в атмосфере Земли должен был проходить с использованием аэродинамического качества, что позволяло снизить максимальные перегрузки до 8g.
Исследователи определили оптимальную длительность экспедиции - 420 суток, из которых 40 суток должна продлиться собственно высадка на поверхность Марса. Для расчетов был принята дата старта - 19.05.71 г. Стартовая масса марсианского корабля - 675 т. Полная длина - 68 м.
A - ядерный реактивный двигатель
B - центральный топливный бак
C - задние топливные баки
D - передние топливные баки
E - жилой отсек
F - марсианский посадочный модуль
G - возвращаемый модуль
9.4. Марсианский комплекс Филиппа Боно
В 1960 году Филипп Боно (Philip Bono), специалист фирмы Boeing Aircraft, опубликовал проект комплекса для пилотируемой экспедиции на Марс.
Для выведения марсианского комплекса на орбиту используется пакет из шести ракетных блоков, монтируемых вокруг седьмого укороченного блока. Тяга ЖРД, устанавливаемого на каждом блоке, - 680 тс. На центральный блок устанавливаются последовательно отлетная ступень, жилой модуль и марсианский посадочный корабль (МПК) - двухступенчатый аппарат типа «несущий корпус» треугольной в плане формы. Каждая ступень МПК имеет на заднем срезе два разнесенных по краям стабилизатора треугольной формы. Размеры МПК в составе двух ступеней: длина - 38 м, максимальная ширина - 29 м. Высота собранного комплекса на стартовой позиции - 75,6 м, масса - 3 800 т.
Запуск марсианского комплекса происходил следующим образом. На старте включаются все семь ЖРД боковых и центрального блоков, но топливо к ним подается только из четырех боковых блоков. После полной выработки топлива из этих блоков они отделяются, а оставшиеся три ЖРД работают на топливе из двух оставшихся боковых блоков. После опустошения топливных баков боковые блоки также отделяются, а ЖРД центрального блока продолжает разгон комплекса, расходуя топливо теперь уже из центральных баков.
В случае, если в процессе выведения комплекса происходит отказ одного из ЖРД либо другая аварийная ситуация, верхняя ступень МПК, являющаяся возвращаемым аппаратом (ВА), отделяется и выполняет планирующий спуск в атмосфере и посадку.
После завершения разгона отработавший блок отделяется, а комплекс в составе МКК, жилого модуля и отлетной ступени начинает инерционный полет к Марсу.
Экипаж МКК в количестве восьми человек во время старта находится в кабине верхней ступени. После выведения комплекса на траекторию полета «Земля - Марс» экипаж через тоннель, проходящий через нижнюю ступень, переходит в жилой модуль. Длина жилого модуля - 13,7 м, диаметр - 5,5 м. В герметичных отсеках комплекса поддерживается атмосфера, состоящая из 40% кислорода и 60% гелия.
Экипаж выполняет развертывание параболической антенны диаметром 15,2 м и ориентирует комплекс таким образом, чтобы нос МПК был направлен на Солнце, что позволит отлетной ступени находиться в тени, чтобы уберечь топливо от нагрева. В носовой части ВА размещается отделяемый ядерный реактор, снабжающий комплекс электроэнергией.
В качестве расчетного срока полета к Марсу было выбрано противостояние Марса и Земли 1971 года. Старт должен был состояться 03.05.71 г., прибытие к Марсу - 17.01.72 г., после 259 дней полета. При приближении к Марсу экипаж вновь занимает места в кабине ВА и отделяет МПК от жилого модуля. На отлетной ступени автоматически запускается тормозной двигатель тягой 9,1 тс, переводящий отлетную ступень с жилым модулем на околомарсианскую орбиту. МПК входит в атмосферу Марса. Спуск и посадка производятся в несколько этапов. Сначала выпускается тормозной парашют, снижающий скорость, после чего МПК совершает планирующий спуск1. Пилот, управляющий посадкой, выбирает ровный участок марсианской поверхности и на высоте около 600 м включает три посадочных ЖРД. МПК зависает над выбранным местом и совершает вертикальную посадку.
1 Автор проекта, Боно, исходил в своих расчетах из предполагаемой плотности атмосферы Марса, равной 8% от плотности земной атмосферы. В реальности, плотность атмосферы Марса соответствует 1% земной атмосферы.
Пребывание экспедиции на Марсе длится 479 земных суток. Экипаж для проживания устанавливает надувной купол диаметром 6 м. Для обеспечения электроэнергией используется ядерный реактор, который экипаж отсоединяет от носа верхней ступени МПК и устанавливает на грунт на безопасном расстоянии. Для передвижения, перевозки оборудования и исследовательских поездок экипаж использует доставленный с Земли вездеход с электрическими двигателями.
Перед завершением экспедиции экипаж переводит посадочные ЖРД в положение толкающих двигателей, возвращает ядерный реактор в носовую часть ВА и загружает в отсеки верхней ступени собранные образцы пород и результаты исследований Марса. ВА стартует, используя нижнюю ступень в качестве стартового стола. Экипаж выводит ВА за пределы атмосферы Марса и сближается с второй частью экспедиционного комплекса, ожидающей на околомарсианской орбите. ВА стыкуется с жилым модулем, после чего ДУ отлетной ступени запускается и начинает разгон для возвращения к Земле. Старт с орбиты спутника Марса должен был произойти 21.10.73 г.
Через четыре месяца перелета, 24.01.74 года, экипаж марсианской экспедиции переходит в кабину ВА и выдает команду на отделение жилого модуля и ядерного реактора, которые сгорают в атмосфере Земли. ВА входит в атмосферу и выполняет планирующий спуск и посадку на взлетно-посадочную полосу аэродрома.
4.1. Этап I (1959-1964 гг.)4.1.1. Первые оценки (1959 г.)
В ОКБ-1 работы по проектированию межпланетных пилотируемых кораблей проводились отделом №9, которым руководил М.К.Тихонравов. Предварительные оценки «Марсианского пилотируемого корабля» (МПК), выполненные отделом в 1959 году, показали, что стартовая масса МПК, находящегося на орбите ИСЗ, в зависимости от выбранной схемы полета должна составить от 1 200 до 2 000 т. Для доставки такого груза на околоземную орбиту потребовалось бы 20-25 запусков тяжелых РН, а время сборки составило бы 2-3 года.
На рис. 1.53 показан условный вид МПК, соответствующий одной из рассмотренных схем полета. Масса комплекса на орбите ИСЗ - 1 630 т. Экспедиция должна была продлиться 30 месяцев, при этом около года МПК должен был находиться на околомарсианской орбите. Исследования Марса должны были вестись как с орбиты ИСМ, так и на поверхности, для чего в состав МПК должен был быть включен экспедиционный посадочно-взлетный корабль. Масса возвращаемого на Землю корабля должна была составить 15 тонн.
4.1.2. Проект облётного ТМК (1959 г.)
В 1959 году сектор Г.Ю.Максимова, входящий в состав отдела №9 ОКБ-1, приступил к разработке проекта тяжелого межпланетного корабля (ТМК) для выполнения пилотируемого облета Марса. Проект рассчитывался на одиночный запуск сверхтяжелой ракетой-носителем, получившей позднее название Н-1.
Полет должен был проходить по следующей схеме. Ракета-носитель выводит ТМК с разгонным блоком на круговую околоземную орбиту. РБ отправляет ТМК на траекторию полета к Марсу. Сблизившись с Марсом, ТМК выполняет в его поле тяготения гравитационный маневр и переходит на траекторию полета к Земле. Вблизи Земли спускаемый аппарат с экипажем отделяется от ТМК, входит в атмосферу и после баллистического торможения выполняет парашютный спуск.
Прорабатывались различные конструктивные схемы ТМК. Наибольшую трудность вызывала задача создания искусственной тяжести, так как полет должен был продлиться 2-3 года, и существовали серьезные сомнения в возможности человеческого организма перенести невесомость в течение такого времени без необратимых изменений и выдержать перегрузки при возвращении на Землю. Один из вариантов ТМК показан на рис. 1.54.
ТМК состоит из двух последовательно соединенных блоков: приборно-агрегатного отсека с аппаратурой и солнечными батареями и блока с жилым, рабочим и биологическим отсеками. В верхней части приборно-агрегатного отсека находится возвращаемый аппарат. Между блоками размещается корректирующая двигательная установка (КДУ), и имеется шарнирное сочленение, по которому ТМК складывается для проведения коррекций траектории, освобождая сопло двигателя КДУ. Разработчики таким образом пытались предусмотреть возможность создания на корабле искусственной гравитации путем закрутки ТМК вокруг центра масс. По оси агрегатного отсека размещается убежище, в котором экипаж должен находиться во время солнечных вспышек. Для обеспечения солнечным светом растений, выращиваемых в биологическом отсеке, используются цилиндрические концентраторы, которые направляют потоки солнечного света через щелевые иллюминаторы внутрь корабля.
Масса ТМК на орбите ИСЗ - 75 т, в том числе 15 т - собственно ТМК, и 60 т - РБ. Длина ТМК (без РБ) 12 м, диаметр гермоотсека 6 м. Экипаж - три человека. Полет должен был продлиться три года. Предложенные в проекте даты старта и возвращения - соответственно, 08.06.71 г. и 10.07.74 г., - были определены исходя из наиболее благоприятного расположения Земли и Марса.
4.1.3. Проект ТМК-Э (1960 г.)Альтернативный проект марсианской экспедиции был разработан сектором Б.А.Адамовича, также входившего в состав отдела №9 ОКБ-1, при участии сектора К.П.Феоктистова. Проект основывался на использовании электрореактивной двигательной установки (ЭРДУ) и ядерного термоэмиссионного реактора-преобразователя электрической мощностью 7 МВт. Ядерный реактор вынесен на длинной ферменной балке далеко вперед. Жилые отсеки корабля и посадочные модули закрепляются к этой же ферменной балке на значительном удалении от реактора. Электрореактивные двигатели и баки с запасами рабочего тела расположены на противоположном от реактора конце балки.
Жилой отсек представляет собой цилиндр диаметром 6 м и длиной 18 м. Посадочные модули имеют форму конуса высотой 9 м, диаметр основания - 5,5 м, масса каждого модуля - около 10 т.
Корабль выводится на орбиту ИСЗ несколькими пусками РН Н-1, собирается на орбите и затем стартует к Марсу. Экипаж ТМК-Э - шесть человек. В связи с малой величиной тяги электрореактивных двигателей разгон ТМК-Э происходит по спирали в течение нескольких месяцев. При приближении к Марсу корабль также по спирали выходит на орбиту спутника Марса.
С околомарсианской орбиты выполняется десантирование посадочных модулей, доставляющих на поверность Марса пять платформ:
- платформа с кабиной экипажа, с манипулятором и буровой установкой;
- платформа с конвертопланом для разведывательных полетов над Марсом;
- платформа с ракетой для возвращения экипажа на орбиту ИСМ к ожидающему там кораблю;
- платформа с запасной ракетой возвращения экипажа;
- платформа с ядерной энергоустановкой.
Платформы имеют крупногабаритные колесные шасси и соединяются в поезд. На Марс высаживается экипаж поезда в составе трех человек. Экипаж, управляя поездом, в течение года перемещается по поверхности Марса, проводит исследования и передает полученные результаты на орбитальный корабль, откуда они ретранслируются на Землю. После окончания работ космонавты занимают места во взлетной ракете и возвращаются на орбиту ИСМ, где их ожидает экипаж орбитального корабля. ТМК-Э стартует к Земле, снова разгоняясь по спирали.
Главным в проекте являлась рассчитанная схема полета, которая обосновывала возможность межпланетной экспедиции с использованием ЭРДУ. Проработка компоновок перелетных и посадочных модулей не производилась.