[ Pobierz całość w formacie PDF ]
.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 MARSAtorii 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 STRmoże 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 180dni, niezależnie od przyjętego rodzaju napędu rakietowego.Technologie STR i NTRpozwoliłyby 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 NTRlub STR można będzie wysłać na Marsa sześcioosobową załogę (trzech mechaników, trzech naukowców - i żadnego lekarza!),LOT NA MARSA • 155mając 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 1-2miliardów 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 zostałzainspirowany 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 wszystkie156 • CZAS MARSArozważane 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 SSTOmogła 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) [ Pobierz całość w formacie PDF ]