Pierwsze studium NASA dotyczące eksploracji Marsa z wykorzystaniem technologii nuklearnych (1961)

0

W listopadzie 1957 roku – tym samym miesiącu w którym Związek Radziecki wystrzelił na orbitę psa Łajka w drugim sztucznym satelicie Ziemi, ważącym około 508 kilogramów Sputniku 2 – zespół niespełna 20 inżynierów z Lewis Research Center (LeRC), laboratorium National Advisory Committee on Aeronautics w Cleveland, Ohio rozpoczął badania ukierunkowane na nuklearny, chemiczny i elektryczny (jonowy) napęd rakietowy powstający na potrzeby lotów międzyplanetarnych i innych zastosowań. Kiedy NASA została utworzona 1 Października 1958 roku, LeRC stał się jednym z centrów Agencji. W kwietniu 1959 roku, naukowcy z Lewis opisali przed Kongresem zakres swojej pracy oraz zebrali fundusze przeznaczone na bardziej szczegółowe studium eksploracji Marsa – pierwsze jakie miało być przeprowadzone przez amerykańską agencję rządową.

Na potrzeby swojej analizy, naukowcy LeRC założyli misję marsjańską o profilu, który pod koniec lat sześćdziesiątych stał się niejako rozwiązaniem ‘konwencjonalnym’. W styczniu 1961 roku w raporcie podsumowującym ich badania napisali, że misja rozpoczęłaby się wraz z umieszczeniem pojazdu na orbicie Ziemi. Siedmioosobowy statek kosmiczny byłby albo w całości wystrzelony z Ziemi na ogromnej, pojedynczej rakiecie lub złożony na orbicie z użyciem wielu mniejszych rakiet. Po przeprowadzeniu testów, rakietowy silnik nuklearny o wysokim ciągu skierowałby pojazd na orbitę transferową w kierunku Marsa.

Przed dotarciem do Czerwonej Planety, silnik nuklearny spowolniłby pojazd do prędkości umożliwiającej jego wejście na orbitę. W czasie gdy załoga oczekiwałaby na otwarcie się okna powrotnego na Ziemię, pojazd Mars Landing Vehicle (MLV) z dwuosobową załogą opadłby na powierzchni planety wykorzystując napęd chemiczny. Po okresie eksploracji rejonu lądowania, załoga wystartowałaby, zbliżyła się do pojazdu orbitalnego i następnie zacumowała. Potem uruchomiono by silnik nuklearny aby rozpędzić pojazd do prędkości umożliwiającej wejście na trajektorię powrotną na Ziemię. Przed osiągnięciem celu od pojazdu oddzieliłby się lądownik Earth Landing Vehicle (ELV), by wytracić swoją prędkość w atmosferze naszej planety i bezpiecznie przenieść całą załogę na powierzchnię. W międzyczasie opuszczony pojazd marsjański i jego silnik nuklearny przeleciałyby w pobliżu Ziemi i weszłyby na orbitę wokółsłoneczną.

Naukowcy z Lewis skupili się na tym w jaki sposób trzy powiązane ze sobą czynniki wpływają na masę pojazdu kosmicznego w momencie opuszczania ziemskiej orbity. Były to: czas trwania misji, hamowanie aerodynamiczne oraz promieniowanie.

Jak można było oczekiwać, szybkie podróże na Marsa wiązały się z większym zapotrzebowaniem na paliwo (ciekły wodór w planie zespołu Lewis) niż w przypadku wolniejszych przelotów, jednakże w przypadku tych drugich konieczne byłoby zabranie większej ilości zapasów (powietrza, wody i żywności). Badacze z LeRC opowiadali się za 420-dniowym czasem trwania misji włącznie z przelotem w obie strony, z czego czas pobytu w okolicy Marsa miał wynieść 40 dni. Na potrzeby analizy wybrano start w roku 1971, choć zaznaczono, że „nie ma to sugerować by faktyczna realizacja misji była rozważana w tym okresie”.

Okazało się, że optymalnym terminem rozpoczęcia lotu będzie 19 Maja 1971 roku, kiedy wejście na orbitę transferową Ziemia-Mars wymagać będzie całkowitej zmiany prędkości w wysokości 19.7 kilometra na sekundę, w przypadku gdy to silnik nuklearny odpowiedzialny będzie za przyspieszanie i spowalnianie pojazdu. Delta V zostałaby uzyskana dzięki wyrzucaniu materiału pędnego (paliwa) przez dyszę silnika rakietowego – a więc im większa byłaby delta V, tym więcej paliwa byłby potrzebne. Dla porównania, 300-dniowa misja wymagałaby delta V w wysokości 26.5 kilometra na sekundę, a misja 950-dniowa tylko 12.3 kilometra na sekundę.

{module [346]}

Autorzy stwierdzili, że hamowanie aerodynamiczne lub użycie oporu atmosferycznego Ziemi i/lub Marsa aby spowolnić pojazd, wiązało się z dużymi nadziejami na zmniejszenie wymaganej zmiany prędkości (a więc i masy materiałów pędnych). W teorii, jeśli pojazd wykorzystałby aerobreaking (hamowanie atmosferyczne) aby wejść na orbitę Marsa i ponownie by zwolnić i wylądować na Ziemi, rakietowy silnik nuklearny musiałby zapewnić jedynie połowę wymaganych delta V we wszystkich rozwiązaniach napędowych.

Jednakże wiązało się to z założeniem, że osłona termiczna wykorzystywana w aerobreakingu, konieczna do ochrony pojazdu przed ciepłem generowanym w trakcie procesu takiego hamowania nie posiadałaby żadnej masy. W praktyce, aerobreaking z wykorzystaniem atmosfery Marsa byłby problematyczny z powodu konieczności ochrony zbiorników ciekłego wodoru, potrzebnego na lot z Marsa na Ziemię. Ciekły wodór, jak napisali naukowcy z Lewis, jest „ulotny” – posiada niską gęstość, a to oznaczałoby zastosowanie dużych zbiorników, aby móc go utrzymać w pożądanej ilości. Osłona do ochrony tych elementów o dostatecznie dużych rozmiarach by być skuteczną, musiałaby być także niezwykle ciężka – redukując tym samym przewagę w oszczędnościach masy w pobliżu Marsa z 25% do jedynie 3%.

Z tego powodu, naukowcy LeRC sugerowali zastosowanie aerobreakingu jedyne w przypadku Ziemi. Ich ważący 15 ton, wyposażony w skrzydła delta Earth Landing Vehicle (ELV) zawierałby ablacyjną osłonę termiczną – czyli zbudowaną z materiału, który topiąc się i następnie parując odprowadzałby ciepło (to rozwiązanie wykorzystywały pojazdy załogowe Wostok, Merkury, Woskhod, Gemini, Apollo i Sojuz, z czego ten ostatni wykorzystuje tę technologię do dziś). Autorzy odkryli, że osłona termiczna pojazdu ELV posiadałaby masę wynoszącą jedynie 1/6 masy paliwa potrzebnego do alternatywnego hamowania silnikowego podczas powrotu na Ziemię.

Rozpatrując wpływ promieniowania na masę pojazdu marsjańskiego, zespół Lewis ostrzegł, że „wiedza o zagrożeniu promieniowaniem jest ciągle nie w pełni zadowalająca”. Założyli oni istnienie następujących źródeł promieniowania: pasy radiacyjne Van Allena Ziemi i Marsa (choć w rzeczywistości okazało się, że Mars takowych nie posiada), promieniowanie kosmiczne, rozbłyski słoneczne oraz promieniowanie pochodzące z samego rakietowego silnika nuklearnego.

Przedział załogi – nieekranowany, dwupoziomowy cylinder zapewniający 4.6 metra kwadratowego powierzchni dla pojedynczego członka załogi („mniej więcej tyle ile jest przyznawane oficerom na okrętach podwodnych” wyjaśnił zespół Lewis) zawierającego solidnie chronioną przestrzeń w swoim centrum. Pomijając to schronienie, masa przedziału załogowego wynosiłaby tylko 15 ton. Załoga wycofywałaby się do chronionego środka cylindra w trakcie przechodzenia przez pasy Van Allena, a także wykorzystywania napędu nuklearnego oraz w czasie trwania silnych rozbłysków słonecznych. Członkowie załogi również spaliby w tym schronieniu, aby zminimalizować ich ekspozycję na promieniowanie kosmiczne. Naukowcy LeRC zasugerowali, że 15 ton materiałów koniecznych do zrealizowania 420-dniowej ekspedycji marsjańskiej, mogłoby być rozmieszczone wokół pomieszczenia, aby służyć jako dodatkowa ochrona.

Nic dziwnego zatem, że całkowita masa osłon wymaganych dla pomieszczenia ochronnego zależałaby od maksymalnej dozwolonej dawki promieniowania, którą mogliby przyjąć astronauci. W przypadku gdyby udało się uniknąć silnych rozbłysków słonecznych, całkowita dawka promieniowania przyjęta przez załogę w wysokości 100 Remów była dopuszczalna, a to oznaczało, że całkowita masa wystarczającej osłony wynosiłaby 23.5 tony. Z drugiej strony, jeśli przyjąć wystąpienie pojedynczego, dużego rozbłysku, a 100 Remów pozostałoby przyjętym limitem całkowitej dawki promieniowania, wtedy masa osłony musiałaby być znacznie większa – wynosiłaby aż 82 tony. Gdyby za limit przyjęto 50 Remów i nadal oczekiwano pojedynczego, dużego rozbłysku słonecznego, masa osłony wzrosłaby jeszcze bardziej – do olbrzymiej masy 140 ton. „Dane te”, zaznaczył zespół Lewis, podkreślają „wagę bardziej precyzyjnego określenia natury i szkodliwości promieniowania w przestrzeni kosmicznej”.

Naukowcy LeRC ustalili, że ze względu na ich założenia „krótkie podróże [będą] bardziej ekonomiczne pod względem masy, niż misje długoterminowe” i choć wymagać one będą większej ilości paliwa, to długotrwałe loty wymagałyby znacznie większego ekranowania aby uchronić załogę przed przekroczeniem szkodliwej dawki promieniowania. Założyli zatem, że 420-dniowa podróż na Marsa i z powrotem z maksymalną dawką promieniowania ustaloną na poziomie 100 Remów, wymagałaby budowy pojazdu kosmicznego o masie około 675 ton na orbicie okołoziemskiej, który miałby zostać wystrzelony w 1971, wykorzystując korzystny układ planet dla transferu Ziemia-Mars.

David S.F. Portree
Beyond Apollo blog

Na podstawie:
“A Study of Manned Nuclear-Rocket Missions to Mars,” IAS Paper No. 61-49, S. C. Himmel, J. F. Dugan, R. W. Luidens, and R. J. Weber; paper presented at the 29th Annual Meeting of the Institute of Aerospace Sciences in New York City, January 23-25, 1961.

{module [346]}

Schemat silnika rakietowego typu Nerva (NASA/NPO-70-15803)

Eksperymentalny reaktor nuklearny Kiwi-A, testujący założenia nuklearnego napędu rakietowego (NASA/cc-214)

Eksplozja reaktora Kiwi, podczas testu mającego określić skutki katastrofalnej usterki napędu (NASA/65-H-49)

Share.

Comments are closed.