Mars Surface Sample Return jako Mars Excursion Module (1967)

0

W 1966 roku, należące do NASA Office of Manned Space Flight prowadziło szeroko zakrojone stadium załogowych misji w pobliże Marsa i Wenus. Loty tego typu, z których pierwszy został zaplanowany na rok 1975, były widzialne jako możliwy etap przejściowy z programu księżycowego Apollo w latach 1967-1970 do załogowych lądowań na Marsie, które miały nastąpić w latach osiemdziesiątych.

Choć żaden z astronautów nie postawiłby stopy na Marsie w ramach misji pilotowanych, to automatyczny lądownik Mars Surface Sample Return wylądowałby na powierzchni, zebrał próbki korzystając z kontroli jaką zapewniała mu załoga w przelatującym statku kosmicznym, by następnie wystartować i ponownie spotkać się z pojazdem załogi, gdzie materiał marsjański zostałby poddany analizie. Koncepcja lądownika MSSR została zaproponowana w połowie roku 1966 przez Bellcomm i najwyraźniej opierała się na koncepcji R. R. Titusa – Flyby-Landing Excursion Mode (FLEM) ze stycznia tego samego roku, w której zgłoszono propozycję budowy załogowego lądownika marsjańskiego, wysyłanego z również załogowego pojazdu wykonującego bliski przelot w pobliżu planety.

Cały zespół NASA kontynuował swoją pracę nad pilotowanym lotem w kolejnym, 1967 roku. W czerwcu, w ramach kolejnych studiów, inżynierowie Bellcomm – D.E. Cassidy oraz H.S. London zbadali czy ważący 6.8 tony MSSR mógłby służyć również jako jednoosobowy lądownik załogowy Mars Excursion Module (MEM), wysyłany z pokładu pojazdu orbitalnego.

Cassidy i London porównali profile misji automatycznego lądownika MSSR oraz pilotowanego MEM z pojazdu orbitalnego na powierzchnię planety i z powrotem. Obaj założyli, że zarówno MSSR jak i MEM weszłyby w atmosferę Marsa bezpośrednio – innymi słowy oddzieliłyby się od swoich pojazdów orbitalnych podczas fazy zbliżania się do planety i weszłyby w jego atmosferę bez uprzedniego wejścia na orbitę. Ustalili także, że załogowy przelot w pobliżu Marsa oraz wejście na jego orbitę posiadałyby odmienne geometrie podejścia, a więc pojazdy te dotarłyby do planety poruszając się z różnymi prędkościami. Tak więc, w wyznaczonej na 1975 rok misji pilotowanej, automatyczny lądownik MSSR wszedłby w marsjańską atmosferę w z prędkością 9.9 km/s, podczas gdy misja orbitalna z MEM osiągnęłaby orbitę poruszając się z prędkością pomiędzy 6.1 a 7.6 km/s.

Inżynierowie Bellcomm założyli, że automatyczny lądownik MSSR wykonałby wejście po torze balistycznym niczym spadający meteoryt, podczas gdy załogowy MEM użyłby sił aerodynamicznych w marsjańskiej atmosferze aby zmniejszyć swoją prędkość. Okazało się, że lądownik MSSR wyhamuje z przeciążeniem sięgającym aż 40-razy przekraczającym wartość ziemskiej grawitacji – poziomie nie do zaakceptowania dla misji załogowej. Jednakże jednoosobowy, pilotowany pojazd MEM wchodząc w atmosferę hamowałby już ze znacznie mniejszą siłą –  maksymalne przeciążenia wyniosłaby około dziesięciokrotną wartość ziemskiej grawitacji – dużo, choć w zakresie tolerancji astronautów.

Załogowy pojazd w pierwszej misji przeleciałby w pobliżu Marsa i rozpoczął podróż na Ziemię, podczas gdy jego bezzałogowy lądownik MSSR osiadłby na marsjańskiej powierzchni. W przypadku drugiej misji, pojazd orbitalny uruchomiłby swoje silniki rakietowe by zwolnić i wejść na orbitę Marsa, podczas gdy jego załogowy lądownik MEM wylądowałby na planecie. Misja mająca zostać przeprowadzona w 1975 roku posiadała również dodatkową wadę – stopień powrotny MSSR musiałby osiągnąć prędkość niemal 11 km/s by dogonić odlatujący pojazd załogowy. Nie pozostałoby to bez wpływu na maksymalną wagę materiału, który mógłby zostać zabrany z powierzchni, zmniejszając wagę próbek do około 36 kilogramów.

Z drugiej strony, misja MEM zaplanowana na 1978 rok i oparta na MSSR nie musiałaby uzyskiwać tak wysokiej prędkości by spotkać się z pojazdem przebywającym na orbicie, dzięki czemu byłby w stanie zabrać nawet nieco ponad 400 kilogramów z powierzchni Marsa. Cassidy i London napisali, że „studia Bellcomm wskazują, że budowa jednoosobowej kapsuły wyposażonej w systemy podtrzymywania życia zdolne do funkcjonowania w ograniczonym czasie trwania misji i posiadające wagę nie przekraczającą 272 kilogramów jest możliwa”. Dodali także, że w przypadku gdyby konieczny byłby dłuższy pobyt na powierzchni, wtedy możliwe byłoby wysłanie automatycznego lądownika logistycznego pozbawionego stopnia powrotnego i opartego na MSSR, który przeniósłby na swoim pokładzie zaopatrzenie i wyposażenie potrzebne MEM w dłuższym pobycie na powierzchni Marsa. Możliwe także było lądowanie drugiego pojazdu MEM wraz z lądownikiem logistycznym, co umożliwiłoby również dłuższy pobyt dwuosobowej ekspedycji na Marsie.

Cassidy i London zaproponowali także całkowite odwrócenie koncepcji „MSSR jako MEM” – zasugerowali by NASA zbudowała pojazd MEM zdolny do utrzymania dwuosobowej załogi przez okres 30 dni na powierzchni Marsa w orbitalnych misjach załogowych, który następnie zostałby zmodyfikowany do pełnienia roli automatycznego próbnika MSSR dla pilotowanych misji z przelotem w pobliżu Czerwonej Planety, zamiast załogowego lądowania. Ocenili, że lądownik MSSR oparty o MEM posiadałby masę co najmniej 18.1 tony. Jak sami przyznali wartość ta czyniła całą koncepcję mało atrakcyjną, jednakże zwracali uwagę, że „zarówno ilość ładunku naukowego… jak i ilość próbek, które mogłyby zostać zabrane z powierzchni, mogły być znacznie większe, niż w przypadku małego pojazdu MSSR”.

David S.F. Portree
Beyond Apollo blog

Na podstawie:
“MSSR/MEM Commonality – Case 233,” D. E. Cassidy and H. S. London, Bellcomm, Inc., July 19, 1967.

Schemat jednoosobowego pojazu powrotnego wchodzącego w skład pojazdu MEM (NASA/Bellcomm)

Procedura lą¤dowania jednoosobowego pojazdu MEM (NASA/Bellcomm)

Profil lotu powrotnego jednoosobowego stopnia pojazdu MEM (NASA/Bellcomm)

Share.

Comments are closed.