13 страница. program NERYA również upadł

LOT NA MARSA • 151

program NERYA również upadł. Silniki NTR nigdy nie zostały sprawdzone w locie, a urządzenia do testów naziemnych pokryła rdza. Wielu weteranów programu NERYA wciąż żyje, choć zbliża się do wieku emerytalnego. Gdy piszę te słowa, cenne doświadczenie w tej dziedzinie zanika. Mimo wszystko udało się udowodnić, że rakiety z napędem jądrowym mogą funkcjonować.

Kiedy Inicjatywa Badań Kosmicznych SEI nie została jeszcze zarzucona, grupa pracowników NASA pod duchowym przywództwem (czemu jednak nie towarzyszyło poparcie ze strony władz agencji) Staną Borowskiego z Centrum Badawczego NASA im. Lewisa w Cleveland ponowiła próbę podjęcia badań i prac konstrukcyjnych nad rakietami NTR w Ameryce. Popierałem te wysiłki, lecz napotkały one liczne przeszkody natury politycznej, głównie z uwagi na to, że Kongres Stanów Zjednoczonych - zniechęcony wyceną realizacji SEI - postanowił nie przeznaczać nawet jednego dolara na jakiekolwiek programy związane z SEI. Pojawiły się również inne problemy. W latach sześćdziesiątych nie istniał jeszcze zorganizowany politycznie ruch przeciwników energetyki jądrowej; dlatego próby z silnikami NTR prowadzono z reguły w otwartych miejscach, a potencjalnie radioaktywne gazy odrzutowe wydzielały się wprost do atmosfery na miejscu testów w stanie Nevada. Obecnie podobne postępowanie jest wykluczone. Silniki NTR musiałyby być testowane w zamkniętych halach, wyposażonych w sprzęt, wypłukujący wszelkie produkty radioaktywne zawarte w gazach odrzutowych przed ich wypuszczeniem do atmosfery. W zależności od rozmiarów silnika NTR, takie hale musiałyby być bardzo duże i drogie (koszt sięgający miliardów dolarów), a uzyskanie wymaganych zezwoleń ze strony agencji ochrony środowiska mogłoby trwać latami, co oczywiście wstrzymałoby realizację programu. Istnieje już jednak podobna zamknięta instalacja, zwana LOFT, zatwierdzona przez Narodowe Laboratorium Techniczne w Idaho, która po nieznacznych modyfikacjach nadawałaby się do testowania niedużych silników NTR, o sile ciągu około 44 tysięcy niutonów. Wykorzystanie urządzeń w Idaho stano-

152 • CZAS MARSA

wiłoby ogromną oszczędność czasu i pieniędzy, a nawet tak mała rakieta NTR byłaby wystarczająco duża, by wysłać niewielki statek z LEO na trajektorię rejsową Ziemia-Mars, a jednocześnie wystarczająco mała, by mogła znaleźć liczne zastosowania poza Inicjatywą Badań Kosmicznych - na przykład do wysyłania bezzałogowych sond kosmicznych w zewnętrzne obszary Układu Słonecznego czy też do umieszczania satelitów wojskowych na orbitach geosynchronicznych. W przeciwieństwie do SEI, wspomniane misje mają pewien rzeczywisty budżet.

Z tego względu długo i głośno opowiadałem się - wraz z innymi - za przyjęciem wariantu zakładającego wykorzystanie termicznego napędu jądrowego. Na początku lat dziewięćdziesiątych, gdy toczyła się debata na ten temat, NASA nie zaakceptowała jednak jeszcze programu Mars Direct, a statek z termicznym napędem jądrowym o sile ciągu 44 tysięcy niutonów byłby niewystarczający do wysłania Battlestar Galactica na Marsa. Dlatego, z powodu nieokreślonego programu misji, planiści NASA projektowali silniki o sile ciągu od 330 tysięcy do l, l miliona niutonów. Ponadto wielu ludzi z otoczenia Borow-skiego reprezentowało rozmaite instytucje, które liczyły na otrzymanie sporych zastrzyków pieniężnych na wybudowanie gigantycznej instalacji testowej; starali się więc wpłynąć na niego, by uwzględniał ich interesy. Poza tym szefowie Borow-skiego w programie NTR byli dyrektorami NASA i popierali koncepcję zakrojonego na wielką skalę i długotrwałego programu opracowania i budowy rakiety NTR, przeto sprzeciwiali się chodzeniu na skróty, pozwalającemu szybko i tanio skonstruować niedużą rakietę NTR. W rezultacie wygrała frakcja, która opowiadała się za wielkim programem NTR. NASA zmarnowała możliwości wiążące się z SEI, przygotowując plany wielkiego programu NTR, który kosztowałby 6 miliardów dolarów, wyłącznie na potrzeby SEI; prace nad ogromnymi urządzeniami zaplanowano na 12 lat. Rezygnacja z SEI pociągnęła za sobą zarzucenie programu NTR. Gdy losy programu zostały przesądzone, szczury uciekły z tonącego okrętu i zostawiły osamotnionego Borowskiego, który zaczął przekonywać do niewielkie-

LOT NA MARSA • 153

go programu NTR. Jak dotąd wstrzymano wszelkie czynności w tej sprawie.

Sądzę, że gdyby podjęto odpowiednią decyzję, Stany Zjednoczone mogłyby uruchomić niewielki program NTR, którego rezultatem byłaby gotowa do lotu rakieta o sile ciągu 44 tysięcy niutonów, impulsie właściwym 850 s, zbudowana w cztery lata kosztem od 500 milionów do miliarda dolarów. Oceny te są wynikiem szczegółowych badań i dyskusji z weteranami programu NERYA oraz innymi ekspertami, pracującymi nad tymi zagadnieniami w przemyśle i różnych laboratoriach. Kosztów realizacji programu nie można zaniedbać, ale są one porównywalne z kosztami pojedynczego startu promu kosmicznego, a w rezultacie stanęlibyśmy wobec całkowicie nowych możliwości podróży w przestrzeni kosmicznej. Skoro termiczny silnik jądrowy ma bardzo wiele potencjalnych zastosowań, warto zaangażować się w jego produkcję, niezależnie od tego, czy planujemy wysłać ludzi na Marsa, czy nie.

Trudno jednak zaprzeczyć, że obecnie proponowanie wykorzystania energii jądrowej w badaniach kosmosu jest ryzykowne. Dlatego grupa inżynierów związanych z Laboratorium Sił Lotniczych im. Philipsa w Albuąuerąue w Nowym Meksyku, najwyraźniej zakładając, że lepszy rydz niż nic, starała się doprowadzić do konstrukcji słonecznych silników termicznych; gdy piszę te słowa, grupie udało się uzyskać fundusze na realizację niewielkiego programu badawczego, zakładającego opracowanie systemu oraz przetestowanie go w locie. STR to stara koncepcja, po raz pierwszy wysunięta przez weterana niemieckiego programu V-2, Kraffta Ehricke'a, w latach pięćdziesiątych, nigdy jednak nie zbudowano takiej rakiety. Skupione światło słoneczne stanowi źródło mocy STR, co pozwala na rezygnację z reaktora jądrowego, lecz z powodu rozproszenia światła słonecznego trudno byłoby zbudować rakietę STR o sile ciągu przewyższającej około 440 niutonów. Ponadto, z oczywistych względów, system byłby zupełnie nieprzydatny w zewnętrznych częściach Układu Słonecznego. Mała siła ciągu STR uniemożliwia jednorazowe umieszczenie statku misji Mars Direct, znajdującego się na LEO, na trajek-

154 • CZAS MARSA

torii rejsowej Ziemia-Mars. Wchodzi jednak w grę zastosowanie STR do trwającego kilka tygodni manewru, który składałby się z serii „kopnięć" w perygeum orbity, polegających na włączeniu silnika na 30 minut, za każdym razem gdy statek przechodzi przez najniższy punkt swej orbity. W ten sposób statek zostałby przeniesiony z LEO na bardzo eliptyczną orbitę. Z takiej orbity ruszyłby na Marsa po jednorazowym odpaleniu silników chemicznych, a stopień STR zostałby albo porzucony, albo odesłany z powrotem na LEO, gdzie mógłby posłużyć do wysłania na Marsa kolejnego statku. Dla STR różnica prędkości AV, konieczna do przesunięcia statku na orbitę eliptyczną, z której można by opuścić Ziemię, wynosi około 3, l km/s, podczas gdy całkowita różnica prędkości, niezbędna do wysłania na Marsa bezzałogowego statku towarowego, sięga 3,7 km/s; ta sama wielkość dla statku niosącego astronautów przybiera wartość 4,3 km/s. Zatem STR może zapewnić 72-83% napędu, potrzebnego w drodze na Marsa. STR oferuje korzyści porównywalne z NTR, choć nieco mniejsze.

Jakie z tego wynikają korzyści dla planu Mars Direcć? Widzimy, że omówione rozwiązania nie umożliwią szybkich misji na Marsa. Skoro nie dysponujemy futurystycznymi systemami napędu rakietowego, które nie wymagają wysyłania statku po trajektorii balistycznej (jak m.in. silniki wykorzystujące syntezę termojądrową lub antymaterię), dla lotów załogowych należy wybrać trajektorię z możliwością swobodnego powrotu w ciągu 2 lat, po której lot na Marsa trwa 180 dni, niezależnie od przyjętego rodzaju napędu rakietowego. Technologie STR i NTR pozwoliłyby wysyłać większe ładunki przy tej samej masie startowej. NTR może wynieść 60-70% więcej ładunku na trajektorię rejsową Ziemia-Mars w porównaniu z rakietą o napędzie chemicznym, wodorowo-tlenowym, natomiast STR pozwala zabrać 40-50% więcej ładunku w drogę. Oznacza to, że - zakładając wykorzystanie ciężkiej rakiety nośnej o napędzie chemicznym, o udźwigu 140 ton - stosując NTR lub STR można będzie wysłać na Marsa sześcioosobową załogę (trzech mechaników, trzech naukowców - i żadnego lekarza!),

LOT NA MARSA • 155

mając przy tym znacznie większą swobodę w kwestii doboru ładunku misji.

Inne wykorzystanie tych technologii może polegać na zmniejszeniu rozmiaru potrzebnej rakiety nośnej przy zachowaniu całego ładunku: zamiast rakiety nośnej, mogącej wynieść 140 ton na LEO, do wysłania misji wystarczyłaby rakieta 85-tonowa (z NTR) lub 100-tonowa (z STR). Druga z podanych wartości odpowiada udźwigowi „promu kosmicznego C" (czyli zasadniczo rakiety nośnej promu kosmicznego, jednak z pustym miejscem na ładunek zamiast orbitera; NASA ocenia, że taką rakietę nośną można by bardzo szybko zbudować za sumę rzędu 1-2 miliardów dolarów, czyli za znacznie mniej niż wynoszą koszty konstrukcji rakiety klasy Saturn 5). Druga z podanych wartości odpowiada udźwigowi rosyjskiej rakiety nośnej Energia, chociaż stosunkowo wąska przestrzeń ładunkowa w rakiecie Energia musiałaby zostać nieco poszerzona, aby pomieścić zajmujący dużo miejsca zapas paliwa wodorowego, potrzebnego misjom wykorzystującym NTR lub STR.

Niewykluczone, że wyprawa na Marsa mogłaby wyruszyć w ogóle bez pomocy ciężkiej rakiety nośnej. Stany Zjednoczone rozpoczęły ambitny program konstrukcji rakiet jedno-stopniowych wielokrotnego użytku (SSTO); po wykonaniu swego zadania rakiety te nadawałyby się do ponownego wykorzystania. Program został zainspirowany przez wizjonerów, Gary'ego Hudsona i Maxa Huntera, a następnie zyskał silne poparcie dzięki uruchomieniu małej, suborbitalnej rakiety (DC-X, produkcji McDonnell Douglas), którą szybko skonstruował zespół porucznika Pete Wordena z Ballistic Missile Defense Organisation. (Bili Gaubatz, kierownik programu DC-X, zdołał zrealizować projekt za 60 milionów dolarów, co może okazać się przydatnym argumentem, zwłaszcza gdy ktoś będzie twierdził, że na ten cel potrzeba 10 miliardów dolarów i bardzo dużo czasu). Projekt, przejęty obecnie przez NASA i nazwany X-33, boryka się z wieloma trudnościami technicznymi, ponieważ przy założeniu wykorzystania napędu rakietowego na wodór i tlen (co przyjmują wszystkie

156 • CZAS MARSA

rozważane projekty X-33), masa własna SSTO powinna wynosić jedynie 10% całkowitej masy startowej (z paliwem). Stanowi to poważną trudność, gdyż paliwo wodorowe zajmuje bardzo dużo miejsca, a pojazd musi być wyposażony w system ochrony termicznej, który pozwoli rakiecie przetrwać wejście w atmosferę (rakiety jednorazowego użytku nie muszą spełniać tego warunku). Aby rakieta SSTO mogła działać, konieczny jest postęp w licznych dziedzinach - mam na myśli silniki, lekkie materiały strukturalne i systemy ochrony termicznej. Nie rna żadnej gwarancji, że potrzebne rozwiązania technologiczne zostaną znalezione. Niemniej wydaje się, że zaczynają się właśnie poważne prace nad tymi zagadnieniami, a amerykańska wynalazczość rzadko ponosi klęskę, gdy zapewni się właściwe fundusze i postawi odpowiedni problem do rozwiązania. Obecnie kwestia finansowania badań nad SSTO w dłuższej perspektywie wygląda jednak problematycznie. NASA wyznaczyła programowi siedemnastoletni okres realizacji, a nie sądzę, by przez tak długi czas utrzymała się polityczna zgoda w tej sprawie. Mam wrażenie, że program zakończy się niepowodzeniem, jeśli prace nie zostaną radykalnie przyspieszone. Powiedzmy jednak, że program zakończył się pomyślnie. Co z tego wyniknie dla planu Mars Direct?

Aby rakiety SSTO okazały się naprawdę przydatne podczas realizacji misji Mars Direct, potrzeba rozwiązania z silnikiem, przystosowanym do wykorzystania zarówno paliwa wodór/tlen, jak i metan/tlen. (Wystarczyłby też silnik pracujący wyłącznie na metanie i tlenie. Wiodący konstruktor SSTO, Max Hunter, uważa, że paliwo metan/tlen jest równie obiecujące jak wodór/tlen. Większa gęstość paliwa metanowego pozwala na konstrukcję mniejszych, a przez to lżejszych zbiorników, co kompensuje niższy impuls właściwy w porównaniu z paliwem wodorowym). Nie jest to wykluczone: silniki RL-10 firmy Pratt & Whitney, dostosowane do paliwa wodór/tlen, pomyślnie przeszły testy z wykorzystaniem metanu/tlenu. Co więcej, pewna technologia silników rakietowych, opracowana przez Rosjan, pozwala podobno na zamienne stosowanie

LOT NA MARSA • 157

w silnikach skonstruowanych z myślą o wodorze/tlenie mieszanki nafta/tlen, co daje znacznie większą swobodę wyboru paliwa, gdyż metan znacznie bardziej przypomina wodór niż nafta.

W porządku, powiedzmy, że mamy to, co chcemy. SSTO ma masę własną 60 ton, zabiera 600 ton paliwa (86 ton wodoru i 514 ton tlenu) i może wynieść ładunek 10 ton na LEO. Wysyłamy więc na LEO rakietę SSTO z 10 tonami wyposażenia potrzebnego do odbycia misji na Marsa i zostawiamy ją na orbicie. Następnie transportujemy na orbitę - w serii dodatkowych ponad 20 startów - 200 ton materiału napędowego i 30 ton ładunku. („Ładunek" ten obejmuje 20 ton ciekłego wodoru, który nie zostanie spalony podczas rejsu Ziemia-Mars, lecz będzie użyty do produkcji materiału napędowego na Marsie; wodór ów można jednak przechowywać w zbiornikach paliwowych statku). Mamy więc orbitującą SSTO z 40 tonami ładunku oraz wystarczającą ilością materiału napędowego, by wysłać statek na Marsa po trajektorii minimalnego zużycia paliwa. Nazwiemy ten statek ERY/SSTO 1. Po starcie leci on na Marsa z pełnym ładunkiem, takim samym, jak niesiony przez normalny ERY, wchodzi na orbitę okołomarsjańską i ląduje na powierzchni planety (SSTO, skonstruowana do przetrwania ponownego wejścia w ziemską atmosferę, z łatwością zniesie wejście w atmosferę Marsa, które stawia mniejsze wymagania systemowi ochrony termicznej). Podobnie jak w standardowym planie Mars Direct, rakieta ustawia reaktor i instalację chemiczną, która zacznie produkcję 332 ton paliwa metan/tlen z 20 ton przywiezionego z Ziemi wodoru (320 ton na powrót na Ziemię, 10 ton dla roverów) oraz 9 ton wody. (Konieczne jest wyprodukowanie znacznie większej ilości materiału napędowego, niż w standardowym planie Mars Direct, gdyż SSTO jest rakietą jednostopniową, a ERY - dwustopniową, która przenosi stosunkowo dużą masę wyposażenia i będzie wielokrotnie wykorzystywana. Oba czynniki odgrywają znaczącą rolę, jeśli chodzi o wielkość zapasu paliwa). W tym samym czasie inna rakieta SSTO wynosi na LEO 10 ton ładunku. 24 kolejne starty SSTO służą dostarczeniu dalszych

158 • CZAS MARSA

20 ton ładunku, 220 ton paliwa oraz - podczas ostatniego lotu - wyniesieniu na orbitę astronautów. Ten drugi statek, nazwijmy go Hab/SSTO l, zabiera załogę, 30 ton ładunku oraz wystarczający zapas paliwa, by umieścić statek na 180--dniowej trajektorii koniunkcyjnej Ziemia-Mars. Zakładam, że zestawienie ładunku drugiej rakiety SSTO odbywa się na krótko przed otwarciem się okna, umożliwiającego wysłanie statku na Marsa. W tej sytuacji załoga może wyruszyć w drogę, pod warunkiem że napełnienie paliwem pierwszej rakiety SSTO zakończyło się pomyślnie na powierzchni Czerwonej Planety. 180 dni później, gdy załoga dociera na Marsa, spotykają się na powierzchni z ERY/SSTO 1. Wkrótce po przybyciu astronautów z Ziemi wyrusza drugi bezzałogowy statek SSTO z ładunkiem, ERY/SSTO 2, i po osiągnięciu Czerwonej Planety przystępuje do produkcji paliwa na drogę powrotną załogi następnej misji (służąc jednocześnie za statek zapasowy dla załogi Hab/SSTO 1) - podobnie jak w scenariuszu standardowej misji Mars Direct Astronauci spędzą 600 dni na powierzchni Marsa, po czym wrócą na Ziemię na pokładzie ERY/SSTO l. Krótko po ich starcie z Marsa kolejna rakieta SSTO (Hab/SSTO 2) wyruszy z Ziemi, niosąc następną załogę, która podejmie zadanie zbadania Czerwonej Planety. Statkowi będzie towarzyszyć ERY/SSTO 3, bezzałogowy statek dla trzeciej misji. Załoga Hab/SSTO 2 powróci na Ziemię w ERY/SSTO 2 i tak dalej -misje będą postępowały jedna za drugą, za każdym razem dodając kolejny moduł mieszkalny Hab/SSTO do infrastruktury marsjańskiej bazy. Wszystkie rakiety SSTO, które nie pozostaną na powierzchni Marsa, wrócą na Ziemię, zatem żaden statek się nie zmarnuje - w ten sposób plan staje się bardzo oszczędny.

Zauważmy, że każda misja na Marsa przeprowadzana według tego schematu wymaga w sumie 49 lotów SSTO. Byłoby groteskowe, gdyby SSTO działały w sposób zbliżony do współczesnych rakiet, startujących z częstością jednej na miesiąc. Jeśli jednak wierzyć osobom opowiadającym się za zastosowaniem SSTO, mogą one działać w sposób przypominający raczej współczesne samoloty, które wykonują parę

LOT NA MARSA • 159

lub więcej startów w tygodniu. Podejście to wiąże się z wykorzystaniem bardzo zaawansowanych technologii. Poza wymogiem, by rakiety SSTO osiągały nie znaną jeszcze dziś skuteczność i operatywność, konieczne będzie przetaczanie z jednej SSTO do drugiej ciekłego tlenu i ciekłego wodoru na orbicie, w warunkach zerowej grawitacji. Zarówno ciekły tlen, jak i ciekły wodór są płynami kriogenicznymi (ultrazim-nymi), a nigdy dotąd nie przelewano płynu kriogenicznego z jednego zbiornika do drugiego w warunkach zerowej grawitacji. Operacja ta może spowodować wiele problemów. Płyny te zamroziłyby elastyczny zbiornik, gdybyśmy chcieli go użyć, a pompy nie pracują w warunkach zerowej grawitacji, ponieważ nie ma wówczas sposobu na doprowadzenie płynu do miejsca ssania (pompa po prostu wyrzuci część płynu, po czym będzie bezczynna). Możliwe byłoby jednak przyspieszenie pojazdu przez odpalenie silników sterujących bądź doprowadzenie do powolnego obrotu zbiorników na platformie; wtedy dałoby się użyć urządzenia włoskowate oraz inne, wykorzystujące napięcie powierzchniowe, do kontroli ruchów płynu. Ponadto, przynajmniej w przypadku tlenu, możliwa jest kontrola ruchu płynu za pomocą magnesów. (Ciekły tlen jest paramagnetykiem - przystawiając magnes, można unieść go do góry). Krótko mówiąc, wprawdzie sytuacja nie jest beznadziejna, trzeba jednak włożyć jeszcze sporo pracy, by uzyskać potrzebne rozwiązania.

Na razie więc stawiam na tradycyjną wersję planu Mars Direct, zakładającą wykorzystanie jednorazowych rakiet nośnych, paliwa chemicznego, roverów ciągniętych przez konie (no, może nie dokładnie tak) i innych prymitywnych urządzeń Ciemnych Wieków ery kosmicznej. Być może są lepsze sposoby dostania się na Marsa; skorzystamy z nich, gdy tylko będą dostępne. Sądzę jednak, że najprawdopodobniej wcześniej dotrzemy na Marsa. Przypomnijmy sobie, co się mówiło kiedyś o zdobywcach siedmiu mórz - potrzebni byli żelazni ludzie i drewniane statki, a nie drewniani ludzie i żelazne statki. Podobnie będzie z Marsem. Możemy dostać się na Marsa, dysponując wyłącznie dzisiejszym sprzętem.

160 • CZAS MARSA

RÓŻNICA PRĘDKOŚCI AV I PRĘDKOŚĆ HIPERBOLICZNA

W rozdziale tym dużo mówiłem o różnicach prędkości AV i prędkości hiperbolicznej. Choć ze sobą powiązane, AV i prędkość hiperbo-liczna to dwie różne wielkości.

Zmiana prędkości AV, mierzona w jednostkach prędkości, na przykład km/s, jest podstawową „walutą" w dziedzinie konstrukcji rakiet. Znając masę własną M statku kosmicznego (tj. masę statku bez materiału napędowego), ilość paliwa P i prędkość gazów odrzutowych C danego silnika rakietowego, możemy wyznaczyć wartość AV, jaką może osiągnąć rozważany układ, posługując się równaniem, nazywanym równaniem rakietowym:

P)/M= eAV/c.

(D

Z równania rakietowego wynika, że stosunek (M + P)/M, tzw. stosunek mas, rośnie wykładniczo wraz ze wzrostem AV/C. Dla AV/C = l stosunek mas wynosi e1 = 2,72, dla AV/C = 2 wynosi e2 = 7,4, dla AV/C = 3 stosunek mas równy jest 20, l, a dla AV/C = 4 - 54,6. Zależność wykładnicza jest bardzo silna: niewielka zmiana AV/C może pociągać za sobą wielki skok stosunku mas. W rzeczywistości sytuacja przedstawia się jeszcze gorzej, gdyż masa własna obejmuje nie tylko ładunek, który staramy się wysłać, ale także masę zbiorników paliwowych i silników rakietowych, napędzających statek, a oba te dodatkowe obciążenia zależą jeszcze od P. Stąd przy wzroście AV/C masa statku kosmicznego rośnie w tempie szybszym niż wykładnicze; przyrost ten jest tak gwałtowny, że - w zależności od ciężaru właściwego materiałów konstrukcyjnych i gęstości materiału napędowego - masa jednostopniowej rakiety zmierza do nieskończoności już między AV/C = 2 a AV/C = 3! Z tego powodu konstruktorzy rakiet dają z siebie wszystko, byle tylko zmniejszyć AV i zwiększyć C.

Przy okazji zainteresuje, być może, Czytelnika, że wartość prędkości gazów odrzutowych rakiety, wyrażoną w m/s, otrzymujemy, mnożąc impuls właściwy rakiety Isp przez 9,8. Aby otrzymać prędkość gazów odrzutowych w km/s, trzeba pomnożyć Isp przez 0,0098.

C [m/s] = (9,8) x (Isp), C [km/s] = (0,0098) x (Isp).

(2)

Różnica prędkości AV, jaką silniki rakietowe statku kosmicznego muszą wytworzyć, nie pokrywa się z prędkością hiperboliczną, będącą względną prędkością rakiety w momencie opuszczania planety

LOT NA MARSA • 161

lub przybywania na nią. Następująca zależność wiąże prędkość hi-perboliczną Vh, różnicę prędkości osiągniętą przez silniki rakietowe statku kosmicznego AV oraz maksymalną prędkość przylotu zbliżającego się statku Vr:

(V0 + AV)2 = Ve2

V2 = Vr2,

(3)

gdzie V0 jest prędkością statku kosmicznego w najniższym punkcie orbity wylotu, a Ve - prędkością ucieczki z danej planety (dla Ziemi Ve wynosi 1 1 km/s, a dla Marsa 5 km/s). Rysunki 4.3 i 4.4 ilustrują zależność między czasem trwania lotu, prędkością hiperboliczną, AV i masą misji, przyjmując, że w rejs międzyplanetarny z niskiej orbity okołoziemskiej bądź orbity okołomarsjańskiej startuje statek kosmiczny o masie 20 ton.

12-r

E S

0_ E

6-

4 -

całkowita masa wyprawy

Av z LEO

prędkość hiperboliczną

160 200

czas trwania rejsu (dni)

Rys. 4.3. Współzależność średniego czasu lotu międzyplanetarnego, prędkości hiperbolicznej, AV i masy statku kosmicznego dla lecącego na Marsa 20-tonowego statku, opuszczającego Ziemię z niskiej orbity okołoziemskiej (LEO), wykorzystującego paliwo chemiczne (mieszanina wodór/tlen, zapewniająca impuls właściwy Isp = 450 s). Zwróćmy uwagę, że dla okresu poniżej 170 dni masa misji zaczyna stromo piąć się w górę.

162 • CZAS MARSA

całkowita masa wyprawy prędkość hiperboliczna Av z LMO

.* n)

73 (S Q. E

160 180 200 czas trwania rejsu (dni)

Rys. 4.4. Współzależność czasu lotu międzyplanetarnego, prędkości hi-perbolicznej, AV i masy statku kosmicznego dla lecącego na Ziemię 20-tonowego statku, opuszczającego Marsa z niskiej orbity okołomars-jańskiej (LMO), wykorzystującego paliwo chemiczne (mieszanina metan/tlen, zapewniająca impuls właściwy Isp = 380 s). Zwróćmy uwagę, że masa misji nie rośnie gwałtownie, dopóki nie staramy się skrócić czasu lotu poniżej 170 dni.

Дата добавления: 2015-10-28