Przelot Marinera IV w pobliżu Marsa w dniach 14 i 15 lipca 1965 roku oznaczał punkt zwrotny w planowaniu załogowej eksploracji Czerwonej Planety. Przed wykonaniem misji, inżynierowie i naukowcy mogli zgłaszać pełnoprawne wnioski, w których proponowali użycie pojazdów budowanych w koncepcji kadłuba nośnego lub wyposażonych w skrzydła generujące siłę nośną, które umożliwiłyby lądowanie z bardzo niewielkim zużyciem paliwa. Przyczyną tego podejścia była opinia większości naukowców, głosząca, że atmosfera Marsa jest w przybliżeniu dziesięciokrotnie mniej gęsta niż ziemska. Jednak po tym jak powolnie przesyłane dane z niewielkiego, ważącego 261 kilogramów próbnika znalazły się na Ziemi (proces trwał aż do 3 sierpnia) wszystkie te pomysły znalazły się na śmietniku historii.
Okazało się, że atmosfera marsjańska posiada gęstość na poziomie nawet mniejszym niż 1% atmosfery ziemskiej. W tego rodzaju środowisku kadłuby nośne oraz szybowce mogły być co prawda wykorzystane, jednakże ich prędkość w pobliżu powierzchni nadal przekraczałaby prędkość dźwięku, zamiast łatwiejszej w kontroli prędkości poddźwiękowej, jakiej oczekiwali planiści przed misją Marinera IV. Dla przykładu, proponowana misja Philco Aeronutronic Mars Excursion Module (MEM), która została zaprojektowana z wykorzystaniem kadłuba nośnego wyhamowałaby jedynie do prędkości dwóch Machów (dwukrotnej prędkości dźwięku) zanim osiągnęłaby powierzchnię. Tak duża prędkość znacznie utrudniłaby użycie spadochronów powodując wykorzystanie alternatywnego systemu – silników rakietowych, które spowolniłyby pojazd do prędkości poddźwiękowej. Wymagałoby to użycia ogromnej ilości materiałów pędnych, które znacznie zwiększyłyby całkowitą masę MEM, a ta wpłynęłaby na kolejne wzrosty masy całego projektowanego kompleksu.
W mniej niż rok po locie Marinera IV, Gordon Woodcock, młody inżynier z Advanced Systems Office, znajdującego się w należącym do NASA Marshall Space Flight Center (Huntsville, Alabama), zaproponował coś, co stało się niejako nowym, „standardowym” projektem MEM. Jego czteroosobowa koncepcja opierała się bowiem na kształcie stożkowej kapsuły Apollo Command Module (CM).
W swoich symulacjach wejścia w atmosferę Marsa, Woodcock założył, że ciśnienie atmosfery tej planety na poziomie powierzchni wynosić będzie 5.69 milibara, czyli nieco więcej niż 0,05% ziemskiej atmosfery na poziomie morza. Zauważył, że jego niezależnie opracowany model marsjańskiej atmosfery był zbieżny z dwoma innymi modelami, które JPL (Laboratorium Napędu Odrzutowego) opublikowało tuż przed tym jak jego praca została oddana do druku.
Woodcock napisał, że pół-balistyczny kształt Apollo CM posiadałby kilka istotnych zalet nad koncepcją pojazdu wykorzystującego kadłub nośny lub będącego szybowcem wyposażonym w skrzydła typu delta. Przykładowo, nisko położony środek ciężkości spowodowałby znacznie zwiększenie stabilności i zmniejszenie ryzyka niekontrolowanych obrotów. Obrany kształt pozwoliłby także na instalację zbiorników materiałów pędnych oraz ładunku użytecznego w sposób nie pozostawiający zbyt wiele niewykorzystanego miejsca. Co więcej, pojazd MEM posiadający kształt zbliżony do Apollo CM wchodziłby w atmosferę ‘tyłem’, odwrotnie niż koncepcje wykorzystujące kadłub nośny, czy lot szybowcowy – dzięki temu nie musiałby wykonywać problematycznego obrotu o 180 stopni przy prędkości ponaddźwiękowej, aby skierować swoje silniki hamujące i lądowania w kierunku lotu. Co ważniejsze, sam Program Apollo mógłby dostarczyć bogatego doświadczenia w użytkowaniu pojazdu o kształcie CM w atmosferze ziemskiej, z czego wiele nadawałoby się do zastosowania podczas opracowywania pojazdu MEM.
Ważący 56.1 tony lądownik MEM projektu Woodcocka składałby się ze stopnia lądującego oraz ukrytego pod specjalną stożkową osłoną („separable cap”), ważącego 27.3 tony „ładunku” – stopnia powrotnego (ucieczkowego). Wyjaśnił on, że masa pojazdu powrotnego była określona w dużym stopniu przez ilość energii koniecznej do wejścia na orbitę Marsa, i bezpośrednio wpłynęła na masę stopnia lądującego. Jego pojazd MEM oddzieliłby się od „pojazdu-matki” znajdującego się na orbicie Marsa o wysokości 1000 kilometrów, by następnie odpalić swój zestaw silników rakietowych, zwolnić i rozpocząć podróż na spotkanie marsjańskiej atmosfery.
Woodcock odradzał by lądownik odłączał się od pojazdu-matki podczas podchodzenia do Marsa przed wejściem na jego orbitę – choć zmniejszyłoby to ilość wymaganego paliwa potrzebnego do wyhamowania pojazdu orbitalnego do prędkości pozwalającej na jego pochwycenie przez grawitację Marsa i ustanowienie orbity, a przez to i całkowitą masę ekspedycji, to także wprowadziłoby stopień ryzyka niemożliwy do zaakceptowania. Zauważył także, że 10.000 symulacji przeprowadzonych przy użyciu komputera IBM 7094 pokazało, że bezpieczny korytarz wejścia w atmosferę w tym przypadku będzie bardzo wąski.
Załoga w trakcie przelotu przez atmosferę i lądowania znajdywałaby się w sferycznej kapsule na szczycie stopnia ucieczkowego. Hamowanie atmosferyczne pojazdu MEM zakończyłoby się gdy lądownik osiągnąłby prędkość około pół kilometra na sekundę – w tym momencie osłona termiczna odłączyłaby się od pojazdu odsłaniając cztery silniki rakietowe o masie 800 kilogramów, które następnie zostałyby uruchomione. W tym samym czasie silniki na paliwo stałe odrzuciłyby osłonę „separable cap”, dzięki czemu pilot po raz pierwszy mógłby spojrzeć na marsjańską powierzchnię. Od tego momentu posiadałby 100 sekund na manewrowanie pojazdem MEM w sposób umożliwiający jego bezpieczne lądowanie. W razie nie znalezienia miejsca odpowiedniego do lądowania lub usterki lądownika mógłby on uruchomić silniki modułu ucieczkowego i powrócić na orbitę Marsa.
Masa pojazdu MEM w momencie lądowania wynosiłaby 40.9 tony. Po tym jak pojazd bezpiecznie osiadłby na powierzchni Marsa załoga przeszłaby przez śluzę znajdującą się obok kabiny pojazdu ucieczkowego i znalazłaby się w ‘surface operations shelter’ w stopniu lądownika, stanowiącym ich schronienie na czas pobytu na powierzchni planety. Schronienie to przypominałoby wycinek torusa, jednak o przekroju będącego z grubsza prostokątem.
Silniki wykorzystywane przez stopień lądownika MEM wykorzystywałyby niekriogeniczne materiały pędne umożliwiające długotrwałe przechowywanie, które znalazłyby się w zbiornikach tworzących częściowe torusy o przekroju koła. Zbiorniki te umieszczono by wewnątrz MEM w pewnym oddaleniu od środka ciężkości pojazdu, co pozwoliłoby mu na wygenerowanie niewielkiej siły nośnej w trakcie przejścia przez atmosferę Marsa. Podobne podejście zwiększyłoby także zdolności nośne kapsuły Apollo CM w trakcie jej lotu w atmosferze Ziemi. Dzięki obracaniu się wokół przesuniętego środka ciężkości z wykorzystaniem niewielkich silniczków korekcyjnych, pojazd Apollo CM mógłby zatrzymać swoje opadanie by wznieść się przed ponownym wejściem w atmosferę. Ta technika została wykorzystana w trakcie misji Apollo aby zmniejszyć siły działające na astronautów w trakcie przechodzenia przez atmosferę z prędkościami wynikającymi z księżycowej trajektorii powrotnej (39.000 kilometrów na godzinę).
Po pomyślnym zakończeniu misji na powierzchni, załoga MEM powróciłaby do kabiny stopnia powrotnego by następnie uruchomić jego silniki i wznieść się na orbitę Marsa. Zalety dotyczące wydajności paliw kriogenicznych doprowadziły Woodcocka do wyboru ciekłego tlenu oraz ciekłego metanu jako utleniacza i paliwa dla silników RL-10 stopnia powrotnego, zmodyfikowanych w celu wykorzystywania metanu zamiast wodoru. Jego wizja zakładała użycie standardowego zbiornika wyłożonego „superizolacją” z barierą oddzielającą metan od tlenu. Hel umieszczony pod ciśnieniem w sferycznych zbiornikach posłużyłby do przetaczania paliwa do trzech silników stopnia powrotnego, z czego do wyniesienia MEM na orbitę Marsa wystarczyłyby dwa.
Podobnie jak przewidziało to wielu inżynierów programu Apollo, podstawowa koncepcja lądownika Apollo (LM – Lunar Module) zostałaby zmodyfikowana by dać jej całkowicie nowe możliwości (przykładowo, bezzałogowe dostarczenie załogowego pojazdu księżycowego, przeznaczonego do długotrwałej eksploracji) wraz z ewolucją samego Programu od początkowych, krótkich wypadów do pełnej eksploracji Księżyca. Tak samo Woodcock zakładał, że jego MEM stałby się podstawą długoterminowego, coraz bardziej złożonego programu eksploracji Marsa. Zaproponował więc projekt lądownika logistycznego, pozbawionego możliwości powrotu, który posłużyłby do posadzenia na powierzchni planety zaopatrzenia, pojazdu ciśnieniowego (przypominającego nieco obecny projekt SEV) oraz każdego dodatkowego wyposażenia, które mogłoby być potrzebne astronautom. Wszystkie te elementy wykorzystywałyby miejsce zwolnione przez usunięcie stopnia powrotnego oraz pomieszczeń „surface operations shelter”. Załoga pojazdu przybyłaby oddzielnie w konwencjonalnym pojeździe MEM.
Woodcock zaproponował także użycie innego pojazdu MEM (również pozbawionego możliwości powrotu) będącego w istocie nuklearnym modułem zasilania, który mógłby generować energię elektryczną dla bazy marsjańskiej o długim okresie eksploatacji, która także powstałaby poprzez przystosowanie lądownika pozbawionego stopnia powrotnego – tym razem do długotrwałego przebywania załogi na jego pokładzie. Lądownik stanowiący centrum zasilania zostałby wyposażony w ekranowany reaktor nuklearny, monitorowany z bazy-pojazdu MEM i posiadający radiator zainstalowany na powierzchni kadłuba, służący do usuwania nadmiaru ciepła. Drugi pojazd umożliwiałby pobyt pięcioosobowej lub sześcioosobowej załogi i zostałby podzielony na trzy części: komunikacyjną i kontroli na szczycie, kwater mieszkalnych pośrodku oraz laboratorium na dole. Laboratorium to łączyłoby się z „pomieszczeniem wypadowym/śluzą dekontaminacyjną” opartymi na projekcie „surface operations shelter”. Woodcock obliczył, że 10.6 tony wody, żywności i tlenu wraz z czterema tonami rezerwy pozwoliłoby na funkcjonowanie pięcioosobowej załogi na powierzchni Marsa przez okres 500 dni. Podobnie jak logistyczny pojazd MEM, pojazdy zasilania oraz schronienia lądowałyby na Marsie bezzałogowo.
David S.F. Portree
Beyond Apollo blog
Na podstawie:
An Initial Concept for a Manned Mars Excursion Vehicle for a Tenuous Mars Atmosphere, NASA TM X-53475, G. Woodcock, NASA Marshall Space Flight Center, June 7, 1966.
