Statki międzyplanetarne – Moduł Załogowy – Część 2

Zapraszamy do drugiej części serii artykułów dotyczącej międzyplanetarnych statków. Ta część skupia się na budżecie masowym i symulacji ciążenia.

Część pierwsza artykułu jest dostępna pod tym linkiem.
Autorem tej serii artykułów jest Pan Wojciech Kasprzak. Serdecznie dziękujemy!

Budżet masy modułu załogowego

Podstawowym celem modułu załogowego jest utrzymanie sześcioosobowej załogi przy życiu podczas podróży na Marsa i z powrotem. Zakładamy że po wylądowaniu na Marsie zadanie to przejmie lądownik i osadzone wcześniej na powierzchni zapasy. Transfer Hohmanna to trajektoria o najmniejszych wymaganiach delta-v i najdłuższym czasie podróży. Czas transferu po takiej trajektorii to po zaokrągleniu w górę 260 dni. Zakładamy więc że minimum zapasów to 2*260=520 osobo-dni. Do tego zakładamy współczynnik bezpieczeństwa 25% mający uwzględniać niesprawności systemów odzysku i regeneracji czy utratę części zapasów w wyniku losowego wypadku. Zatem ostatecznie obliczamy zapasy na 520*6*1.25=3900 osobo-dni. Poniżej znajduje się lista systemów podtrzymywania życia i niezbędnych zapasów.

Zapasy żywności

Zakładamy suche mrożone oddzielnie pakowane posiłki które przygotowuje się przez dodanie wody i ogrzanie. Sucha dzienna racja ma wagę 1kg. Tym samym potrzebujemy 3900kg żywności. Do przechowywania tych zapasów zakładamy że potrzeba 4m3 chłodni na każdą tonę zapasów. Chłodnie mają masę 400kg na tonę zapasów. Chłodnie mają podwójne przeznaczenie podyktowane przez potrzebę ochrony przed promieniowaniem. Widzieliśmy powyżej że dość znaczący procent grubości osłonowej warstwy wyposażenia stanowiły zapasy żywności. Logicznym byłoby więc założenie że w miarę ich uszczuplania grubość osłonowa ulegałaby zmniejszeniu. W tym projekcie zakładamy jednak że odchody i wszelkie inne odpady organiczne zostaną w miarę możliwości odwodnione, odkażone i sprasowane do ponownego zapakowania w opakowania po racjach żywnościowych. Te będą zaś składowane w chłodniach opróżnionych już z jedzenia. Skład chemiczny będzie w miarę podobny więc można spodziewać się podobnych właściwości osłonowych. Niska temperatura w chłodniach uniemożliwi rozwój mikroorganizmów które przetrwały proces odkażania.

System odzysku wody

Zakładamy system o podobnych charakterystykach jak ten na ISS. System ten wymiaruje się proporcjonalnie do masy wody jaką musi przetworzyć w ciągu dnia. Ta zas jest podyktowana przez potrzeby załogi. Zakładamy że do picia i przygotowania posiłków wymagane jest 2.5 kg wody na dzień na osobę. Potrzeby fizjologiczne potrzebują 7.5kg. Zatem podstawowe minimum potrzebne do przeżycia to 10kg na dzień na osobę. Z racji tego że podróż w jedną stronę trwa prawie 9 miesięcy należy również przeznaczyć 6kg na podstawową higienę i 12.5kg na pranie i tym podobne. Tym samym na jedną osobę potrzeba 10kg (minimum) +18.5kg (potrzeby drugorzędne) = 28.5kg na osobę na dzień. Tym samym moc przerobowa agregatu odzysku wody musi być 6*28.5=171kg / dzień. Zakładamy że agregat ma masę 7kg na każdy kilogram dziennego przerobu wody i pobiera przy tym 90W energii elektrycznej przez cały czas. Sprawność oczyszczania wynosi 90%. System jest zdublowany na wypadek awarii.

System oczyszczania i regeneracji atmosfery

Ten system oczyszcza powietrze z dwutlenku węgla i odzyskuje 70% tlenu. Zakładamy że na jedną osobę potrzeba 125kg agregatu pobierającego 450W energii elektrycznej. Analogiczny system na ISS ma sprawność około 50% więc zakładamy polepszenie się tej technologii. Dodatkowo system pobiera 350W energii elektrycznej dla elektrolizy wody z której uwalniane jest uzupełnienie tlenu którego nie udało się odzyskać. Jeden członek załogi potrzebuje dziennie 1kg tlenu więc przy sprawności systemu 70% codziennie należy uzupełnić 6*(1-0.7)=1.8kg tlenu. System jest zdublowany na wypadek awarii.

Zapasy wody

Oprócz oczywistych potrzeb (jedzenie, picie i higiena) będziemy potrzebować jeszcze wody do elektrolizy w celu uzyskiwania uzupełnień traconego tlenu. Przechowywanie go w formie wody jest o wiele wygodniejsze i bezpieczniejsze niż transportowanie kriogenicznych zbiorników z ciekłym tlenem. Podsumujmy potrzeby. Codziennie tracone jest 171*(1-0.9)=17.1kg wody przy 90% sprawności. Zatem przy całkowitej długości podróży 2*260=520 dni będziemy potrzebować 1.25*520*17.1kg=11115kg z 25% marginesem bezpieczeństwa. Do tego zakładamy pełen zbiornik zasilający instalację na potrzeby doraźne o pojemności 200kg. Jak wspomniano wyżej codziennie tracone jest również 1.8 kg tlenu. Zważywszy że każda cząsteczka wody to w 16/18 tlen (pozostałe dwie jednostki to atomy wodoru) potrzebujemy 1.25*520*1.8*18/16=1316kg. Zaokrąglając w górę potrzebujemy zatem 200+11115+1320=12635kg wody. Tak jak w przypadku zapasów jedzenia: opróżnione już zbiorniki czystej wody będą zapełniane tym z czym sobie nie poradził układ oczyszczania aby utrzymać masę użyteczną dla osłony przed promieniowaniem.

Zapasy gazów atmosferycznych

W przypadku przebicia zbiornika ciśnieniowego modułu system będzie się starał utrzymywać ciśnienie aż astronauci dotrą do bezpiecznego przedziału i zamkną grodzie. Przy każdym użyciu śluzy powietrznej również należy się liczyć z niewielkimi stratami. Innym scenariuszem w którym potrzebny byłby zapas dodatkowych gazów atmosferycznych jest szybkie ugaszenie pożaru przez wypuszczenie w próżnię atmosfery modułu. Zakładamy że każde zapełnienie modułu będzie potrzebowało około 500m3 powietrza. Zakładamy 6 takich ładunków powietrza w postaci skroplonych gazów w zbiornikach kriogenicznych. W normalnych warunkach gęstość powietrza to około 1.25kg/m3. Zatem potrzebujemy 6*1.25*500=3750kg.

Przestrzeń mieszkalna

Zakładamy że każdy astronauta będzie potrzebował około 60m3 przestrzeni dla pracy i odpoczynku. W sumie potrzebujemy więc 6*60=360m3 objętości. Przestrzeń ta będzie potrzebowała niehermetycznych przepierzeń oddzielających poszczególne pomieszczenia, oświetlenia i sprzętu w postaci komputerów, stanowisk sterowania, toalety, prysznica, kuchni, przedziału medycznego, warsztatu z drukarką 3d i zapasem substratu, maszyn do ćwiczeń e.t.c. Zakładamy więc dodatkowo 20kg za każdy 1m3 wolnej powierzchni. Zakładamy gęstość wyposażenia 500kg/m3. Daje to nam 360*20=7200kg i dodatkową objętość 14.4m3. Zakładamu ponadto że każdy kilogram masy sprzętu pobiera 10W energii elektrycznej i generuje taką samą ilość zbędnego ciepła. Daje to dość potężny pobór mocy: 7200*0.01=72kWe. Jest to wartość zbliżona do poboru energii elektrycznej stacji ISS więc to przybliżenie wydaje się poprawne. W ten budżet energetyczny możemy również włączyć systemy komunikacji oraz wszelkie czujniki i eksperymenty – podobnie jak na ISS.

Schron burzowy

W objętości przestrzeni mieszkalnej wliczona jest wewnętrzna, dodatkowo osłonięta cylindryczna komora podzielona na dwa poziomy. Jeden z poziomów to poziom sypialny a drugi stanowi centrum sterowania statkiem i centralę komputerową. Sterownia wyposażona jest w koje przeciwprzeciążeniowe z których astronauci korzystają podczas pracy silników głównych. Najważniejsze komputery statku znajdują się w tym przedziale z powodu niszczącego działania promieniowania jonizującego na elektronikę. Komputery z których korzysta stacja ISS czy sondy międzyplanetarne są zwykle o wiele wolniejsze niż sprzęt którego używamy na Ziemi. Jest to spowodowane potrzebą ciężkich indywidualnych osłon chroniących przed promieniowaniem, trudnościami z chłodzeniem, potrzebą kilku sprawdzających swoje wyniki procesorów czy dublujących się układów pamięci. Umieszczenie najważniejszego sprzętu elektronicznego we wnętrzu schronu burzowego częściowo zdjęłoby z niego powyższe wymagania i pozwoliło osiągnąć sprawność zbliżoną do tego czego spodziewamy się po komputerach w dzisiejszych czasach.

Zewnętrzny zbiorniki ciśnieniowy

Jest to hermetyczny cylinder z aluminium w o średnicy 7.75m i długości 9.45m. Z zewnątrz pokryty jest osłonami przeciw promieniowaniu i meteorytom, zrobionymi ze spienionych tworzyw sztucznych, co daje dodatkowo izolację termiczną. Osłony podzielone są na panele aby umożliwić ich wymianę po odniesieniu uszkodzeń lub zużyciu. Masa paneli wynosi, jak ustaliliśmy w pierwszej części artykułu 10kg/m2. Powinny mieć one jasną barwę by jak najlepiej odbijać światło słońca, które będzie nagrzewało moduł. Na każdym końcu modułu znajduje się śluza powietrzna otoczona zewnętrznym zestawem mocowań strukturalnych pozwalających na przyłączenie dodatkowych modułów. Boczna powierzchnia cylindra zaopatrzona jest w gniazda do mocowania anten komunikacyjnych, baterii słonecznych, radiatorów, teleskopów, czujników i układów manewrowych.

Baterie słoneczne

Układ podtrzymywania życia potrzebuje 23.5kW energii elektrycznej, pozostałe potrzeby to 72kW pozwalające na normalne funkcjonowanie misji. Jest to w sumie, zaokrąglając w górę prawie 100kW energii elektrycznej. W odległości 1 jednostki astronomicznej od Słońca (orbita Ziemi) promieniowanie słoneczne daje prawie 1.4kW na 1m2 powierzchni. Będziemy jednak rozważać orbitę o promieniu 1.52 jednostki astronomicznej czyli odległość od Słońca w jakiej orbituje Mars. Promieniowanie słabnie z kwadratem odległości więc na orbicie Marsa panele słoneczne będzie oświetlany z intensywnością 1.4*(1/1.52)^2 = 0.62kW/m2. Sprawność energetyczna paneli słonecznych założymy jako 33%. Obecnie panele słoneczne mają sprawność około 20-25%. Zestaw paneli zapewniających dla bezpieczeństwa i ładowania baterii 2 razy więcej mocy niż jest to wymagane miałby więc powierzchnię 2*100kW/(0.33*0.62kW/m2)=977m2. Zakładając że panele miałyby maksymalnie szerokość 9.5m (długość modułu). Potrzebowalibyśmy więc 977/9.5=102m długości. Można to sobie wyobrazić jako dwa panele po obydwu stronach modułu, każdy o długości 51m. Jest to dość nierealistyczne. Panele takiej długości byłyby bardzo kruche. Uległyby one zniszczeniu podczas nawet delikatnych prób zmiany orientacji chyba że zostałyby wzmocnione ciężkimi kratownicami. Załóżmy więc że w normalnych warunkach zapotrzebowanie energetyczne modułu załogowego będzie pokrywane przez szynę napędową z pełnowymiarowym zestawem 1000m2 paneli. Na samym module załogowym będzie zainstalowany awaryjny zestaw 250m2 paneli, dający 50kWe na orbicie Marsa. Nadal jest to dwukrotnie więcej niż wymaga system podtrzymywania życia. Panele będą w formie dwóch segmentowanych pasów szerokich na 5m i długich na 25m. Mechanizm składania i rozkładania paneli będzie w formie dwóch teleskopowych prowadnic ze stężeniami. Zakładamy masę paneli wraz z mechanizmem na 7.5kg/m2. Daje to 250*7.5=1875kg

Radiatory i system chłodzenia

Ma za zadanie pozbywać się zbędnego ciepła produkowanego przez systemy podtrzymywania życia, działające wyposażenie i funkcje życiowe astronautów. Do tego dolicza się również promieniowanie Słońca ogrzewające moduł. Załóżmy że zewnętrzna powierzchnia modułu odbija maksymalnie 90% a pod koniec podróży 60% światła słonecznego. Plastik ma skłonność do zmiany składu chemicznego i koloru po wpływem promieniowania ultrafioletowego. Rzut bocznej powierzchni modułu to 7.75*9.45=73.2m2. W najgorszym więc przypadku ogrzewanie promieniami Słońca będzie rzędu 1.4kW/m2*73.2m2*(1-0.6)=40kWt. Do tego zakładamy obciążenie działającym wyposażeniem w trybie awaryjnym około 50kWt. Pełne obciążenie 140kWt będzie obsługiwane z zapasem 100kWt przez szynę napędową. Radiatory zamontowane na module załogowym będą używane tylko w sytuacji awaryjnej. Ilość energii odprowadzanej przez promieniowanie jest proporcjonalna do czwartej potęgi temperatury w Kelvinach. Temperatura radiatorów jest zawsze trochę niższa niż chłodzonego obiektu (w przeciwnym razie nie spełniałyby swojej funkcji). Zakładamy że radiatory operują w temperaturze 300K (+27C) zaś zewnętrzna powierzchnia modułu załogowego ma temperaturę 230K (-43C). Daje to zdolność odprowadzania ciepła 0.46kWt/m2 dla radiatorów i 0.16kWt/m2 dla zewnętrznej powierzchni modułu. Moduł ma powierzchnię zewnętrzną 323.2m2. Zatem pasywnie moduł jest w stanie odprowadzić 323.2m2*0.16kWt/m2=51.3kWt czyli więcej niż przynosi energii światło słoneczne. Moduł będzie miał więc skłonność do tracenia temperatury jeśli nie będzie czynne żadne inne źródło ciepła. Całkowite obciążenie termiczne wynosi 50kWt (wyposażenie w trybie awaryjnym). Jest to krytyczny komponent więc zakładamy wymaganą moc radiatorów minimalną 50*2=100kWt na wypadek uszkodzenia. Radiatory są obustronne tak więc wymagana powierzchnia wynosi 121.8/(0.46*2)=132.3m2. Przyjmijmy składane radiatory szerokie na 5m i długie na 13.5m (2*5*13.5=135m2). Zakładamy masę paneli wraz z mechanizmem na 15kg/m2. Daje to 135×15=2025kg. Sprawność emisyjna radiatorów założona jest na 85%. Zdolność odprowadzanie ciepła wynosi ostatecznie 135*0.85*0.46=105kWt. Należy zauważyć że panele radiatorów będą zamontowane pod kątem prostym do paneli słonecznych. W ten sposób w normalnych warunkach będą ustawione krawędzią do Słońca aby uniknąć nagrzewania i utraty sprawności. Dodatkowym wyposażeniem montowanym na zewnętrz modułu będą wymienniki ciepła oraz zbiorniki i pompy chłodziwa. Pobór mocy tych agregatów zakładamy jako 2% obciążenia cieplnego a więc 0.02*100kW=2kWe. Ich masa wynosi 16kg na każdy odprowadzany Wat ciepła 10000W/(16kg/W)=6250kg. Gęstość agregatów to około 250kg/m3.

Baterie

Baterie są używane w dwóch sytuacjach. Na orbicie wokół planety statek przez jakiś czas (w zależności od wysokości orbity) będzie w jej cieniu co oznacza że baterie słoneczne nie będą produkować energii elektrycznej. Druga sytuacja jest sytuacją awaryjną: panele słoneczne nie działają (błąd przy rozkładaniu paneli, zła orientacja statku i.t.d.). W tym przypadku załoga musi mieć czas na opanowanie sytuacji zanim moduł straci całkowicie zasilanie. Zakładamy baterie o zapasie 1780kWh i sprawności 85%. Daje to przy pełnym poborze mocy 1780kWh*0.85/96kW =15.8 godziny. Jest to maksymalny okres w jakim moduł może przebywać w cieniu pracując normalnie. Podczas sytuacji awaryjnej załóżmy że działa system oczyszczania powietrza (3.05kWe), chłodnie żywności (1.3kWe), obsługa zbiorników kriogenicznych mieszanki atmosferycznej (3.75kWe) i system oczyszczania wody w zakresie podstawowym 10 kg na osobę na dzień (10/28.5*15.4=5.4kWe). Do tego załóżmy 10% pobory mocy wyposażenia moduły czyli 7.2kWe (komputery sterujące, najważniejsze eksperymenty i.t.p). Daje to awaryjny budżet 20.7kWe. W trybie awaryjnym przy w pełni naładowanych bateriach moduł jest w stanie funkcjonować przez 1780*0.85/20.7=73 godziny czyli 3 dni. Baterie mają masę 6400kg.

Niektórzy czytelnicy może zauważyli że nie została poruszona kwestia przegrzewania się samych baterii słonecznych. Obiekty w próżni pozbywają się energii tylko za pomocą promieniowania (stąd potrzeba radiatorów). Moc promieniowania dla ciała doskonale czarnego, którego baterie słoneczne są dobrym przybliżeniem dana jest prawem Stefana-Boltzmanna:

Pt=δ*(T^4) [W/m2]

W powyższym równaniu stała Stefana-Boltzmanna δ=5.67*10^-8 W/(m^2*K^4) a T określa temperaturę promieniującej powierzchni w Kelvinach. Ustaliliśmy że sprawność paneli wynosi 33%. Tym samym 67% energii wyłapywanej przez panel musi być odprowadzona przez promieniowanie w takim samym tempie aby zachować stałą temperaturę. Oznaczmy kawałek baterii słonecznej o polu A=1m^2. W odległości 1 jednostki astronomicznej od słońca będzie on otrzymywał 1400W energii z czego 67% musi zostać odprowadzone przez promieniowanie. Tym samym możemy otrzymać temperaturę paneli (panele oddają ciepło z dwóch stron):

2A*δ*(T^4)=A*1400W/m^2*0.67

T^4=(938W/m^2)/[2*5.67*10^-8W/(m^2*K^4)]

T^4=8271*10^6*K^4

T=301K=28C

Jak widać temperatura paneli baterii słonecznych jest niewiele wyższa od temperatury pokojowej. Nie ma potrzeby dodatkowego chłodzenia ich przez system radiatorów. Dla porównania na orbicie Marsa temperatura baterii słonecznych w pełnym oświetleniu będzie wynosić T=244K=-28C.

Powyższy budżet masy, objętości, energii elektrycznej i cieplnej jest zebrany w tabeli poniżej.

Poniższa tabela prezentuje wyposażenie zewnętrzne.

Poniższa tabela prezentuje podsumowanie masy habitatu oraz wyposażenia zewnętrznego.

Symulowana grawitacja

Jak wspomniano w pierwszej części artykułu nasz hipotetyczny moduł załogowy jest zaprojektowany do użytku z różnymi szynami napędowymi. Zakładane są również dwa sposoby radzenia sobie z efektami mikrograwitacji na astronautów.

Jednym z rozwiązań jest zaakceptowanie mikrograwitacji. Jej skutki będzie się zwalczało za pomocą intensywnych ćwiczeń fizycznych i specjalistycznych środków farmakologicznych. Metody farmakologiczne są jeszcze w powijakach ale moim zdaniem ich rozwój jest niezbędny dla załogowych badań kosmosu.

Drugim z rozwiązań jest symulacja grawitacji poprzez wprawienie modułu załogowego lub całego statku w ruch obrotowy. Siła odśrodkowa działająca na ciało poruszająca się ruchem kołowym dana jest wzorem:

Fc=m*(v^2)/r

W powyższym wzorze m [kg]to masa ciała, v [m/s] to jego prędkość styczna do toru po którym się porusza a r [m]to promień okręgu po którym porusza się ciało. Prędkość v będzie zależna od częstotliwości obrotu w [obr/min] i ponownie, promienia okręgu r:

v=2π*r*w

Fc=m*(2π*r*w)^2/r

Fc=m*4π*r*(w^2)

Dzieląc siłę odśrodkową poprzez masę ciała otrzymujemy przyśpieszenie odśrodkowe symulujące grawitację.

ac=Fc/m=4π*r*(w^2)

Jak widać przyśpieszenie odśrodkowe zależne jest od promienia okręgu po którym porusza się ciało i od kwadratu częstotliwości obrotu. Mając dwa parametry którymi możemy manipulować dobrze jest założyć pewne ograniczenia.

Literatura i niewielki zbiór wyników badań laboratoryjnych wskazuje że symulowana grawitacja ma niepożądane skutki uboczne: dezorientację, zawroty głowy i mdłości. Są one wywoływane przez siły Coriolisa i różnicę przyśpieszenia odśrodkowego pomiędzy głową a nogami astronautów która powoduje problemy z błędnikiem. Można temu zaradzić zwiększając promień obrotu i zmniejszając jego częstotliwość. Zalecana częstotliwość obrotu powinna mieścić się pomiędzy 1 do 5 obrotów na minutę z maksimum 6 obrotów na minutę. Różnica pomiędzy przyśpieszaniami odśrodkowymi na poziomie głowy i nóg nie powinna przekraczać 15% (dla obliczeń załóżmy osobę wysoką na 1.8m). Za minimalny użyteczny poziom symulowanej grawitacji przyjmijmy 0.20g.

Przyjrzyjmy się teraz czy symulacja grawitacji przez obrót jest praktycznie osiągalna. Założymy najprostsze rozwiązanie czyli obrót całego statku wokół środka ciężkości (po angielsku ‘tumbling pigeon’). Montaż pary habitatów na wysięgnikach rotujących wokół osi statku jest możliwy ale wymagałby ruchomych, zużywających się części i stałego zasilania aby uzupełniać straty powodowane przez tarcie. Aby zrealizować tą wersję rotacji habitatu (rozpowszechnioną przez kino science fiction) musielibyśmy bardzo pchnąć do przodu technologię materiałową.

Zakładając rotację całego statku przyjrzyjmy się uproszczonemu schematowi statku marsjańskiego napędzanego rakietami chemicznymi (mieszanka ciekłego wodoru i tlenu). Taki statek będzie o wiele bardziej zwarty niż statek korzystający z napędu jądrowego lub reaktora gdyż nie wymaga umieszczenia modułu załogowego jak najdalej od źródła promieniowania. Nie ma też wymagania montażu radiatorów dla reaktora. Zwarta konstrukcja będzie najkrótsza i tym samym oferująca najkrótsze promienie obrotu.

Pokazana powyżej konfiguracja odzwierciedla stan na niskiej orbicie okołoziemskiej tuż przez uruchomieniem silników. Stopnień 1 służy do podniesienia orbity statku na wysoką orbitę eliptyczną. Stopień 2 wysyła statek na orbitę transferową w kierunku Marsa. Stopień 3 jest odpowiedzialny za manewr przechwycenia na orbitę Marsa. Po tym następuje uwolnienie lądownika. Stopień 4 (dwa boczne stopnie przed kratownicą serwisową) kieruje statek na orbitę trasferową w kierunku Ziemi po powrocie załogi na pokład. Ostatni stopień wykonuje manewr przechwycenia i umieszcza statek na wysokiej orbicie eliptycznej wokół Ziemi.

Będą nas interesowały konfiguracje transferowe: pomiędzy Ziemią a Marsem (po odrzuceniu stopni 1 i 2) oraz pomiędzy Marsem z Ziemią (pozostaje tylko stopień 5, kratownica serwisowa i moduł załogowy). Po ustaleniu środków ciężkości tych dwóch konfiguracji możemy przyjrzeć się praktyczności symulacji grawitacji przez obrót.

Jak widać całkiem możliwe jest zapewnienie symulowanej grawitacji w obydwie strony. Transfer z Ziemi na Marsa przy ramieniu obrotu 45m i 4.5 obrotach na minutę daje prawie normalne symulowane ciążenie. Pozwala to astronautom zachować pełną sprawność fizyczną aż do momentu lądowania na Marsie. Transfer z Marsa na Ziemię przy krótszym statku kosmicznym i ramieniu obrotu 28.8m oraz 3.6 obrotach ma minutę daje symulowaną grawitację zbliżoną do marsjańskiej aby nie przeciążać astronautów po wielomiesięcznym pobycie na Czerwonej Planecie.

Ostatnią kwestią jaką trzeba poruszyć jest koszt symulowanej grawitacji w paliwie systemów manewrowych. Konfiguracja transferowa na Marsa ma masę 1700 ton. Wprawienie tak dużej masy w ruch obrotowy z częstotliwością 4.5 obrotów na minutę wymaga w okolicach 5-7 ton hydrazyny. Zatrzymanie obrotów przed manewrem przechwycenia na orbitę Marsa będzie kosztowało drugie tyle. Statek wracający na Ziemię ma o wiele mniejszą masę 360 ton. Nadanie mu lub zatrzymanie ruchu obrotowego będzie kosztowało około 600-800kg hydrazyny. Nie są to wielkości bagatelne ale biorąc pod uwagę masę statku nie są one również zaporowe. Symulacja ciążenia podczas wielomiesięcznych transferów będzie decydować o zdrowiu astronautów i powodzeniu misji. Uważam że rotacja całego statku jest prostym i praktycznym rozwiązaniem na najbliższą przyszłość.

Następna część artykułu będzie spojrzeniem na wewnętrzny układ modułu załogowego przy założeniu że symulowane ciążenie jest praktycznym rozwiązaniem. Rozważymy również różne scenariusze awaryjne przybliżające ryzyko związane z podróżami międzyplanetarnymi – dehermetyzację, awarię systemów chłodzenia, zasilania czy podtrzymywania życia.

Literatura

[1] https://space.nss.org/media/Space-Settlement-Population-Rotation-Tolerance-Globus.pdf Opracowanie zbierające dotychczasowe badania laboratoryjne dotyczące dopuszczalnych parametrów ciążenia symulowanego przez obrót habitatu,

[2] https://ntrs.nasa.gov Wspominany wcześniej serwer NASA zawierający liczne raporty techniczne. Było to jedno ze źródeł używanych w ustaleniu budżetu masy modułu załogowego,

[3] https://www.nasa.gov/pdf/473486main_iss_atcs_overview.pdf Opracowanie Boeinga dotyczące zewnętrznych systemów termoregulacji ISS (wymienniki ciepła i radiatory).

Ważne: artykuł chroniony prawem autorskim, co oznacza że wszelkie prawa, w tym Autorów i Wydawcy są zastrzeżone. Zabronione jest dalsze rozpowszechnianie tego artykułu w jakiejkolwiek formie bez pisemnej zgody ze strony właściciela serwisu Kosmonauta.net – firmy Blue Dot Solutions. Napisz do nas wiadomość z prośbą o wykorzystanie. Niniejsze ograniczenia dotyczą także współpracujących z nami serwisów.