9.5. Проект EMPIRE
В 1962-1963 годах Центр им. Маршалла NASA проводил изучение возможностей пилотируемых межпланетных полетов. Проект носил наименование EMPIRE (the Early Manned Planetary-Interplanetary Roundtrip Expeditions - ранние пилотируемые планетарно-межпланетные пролетные экспедиции). К разработкам были привлечены компании General Dynamics, Lockheed и отделение Aeronutronic компании Ford Motors.
General Dynamics изучала возможные полеты к Марсу с выходом на орбиту, компании Lockheed было поручено проработать возможные пролетные и орбитальные экспедиции к Марсу. Aeronutronic рассматривала пролетный вариант экспедиции к двум планетам (Марс и Венера).
9.5.1. КК для пролёта Марса и Венеры
Специалисты Aeronutronic рассмотрели две возможных траектории последовательного пролета Марса и Венеры: траекторию, предложенную в 1956 году итальянским ученым Гаэтано Крокко, и так называемую симметричную траекторию.
В табл. 1.62 приведены сравнительные данные, полученные Aeronutronic для рассмотренных траекторий. Массы КК рассчитаны для старта с орбиты ИСЗ.
Масса КК с химическим ЖРД для траектории Крокко не рассчитывалась, т.к. очевидно, что полученный результат будет намного больше, чем с ЯРД, и технически невыполним в рассмотренные сроки.
9.5.1.1. КК с ЯРД для полета по траектории Крокко
При проектировании принималось, что будут использованы ЯРД типа «NERVA», имеющие тягу по 22,7 тс. КК имеет три ЯРД и баки с рабочим телом для них: семь баков первой ступени и два бака второй ступени. После использования рабочего тела баки первой и второй ступени отбрасываются вместе с ЯРД. Экипаж во время полета находится в двух жилых отсеках, которые выдвигаются на расстояние 18,3 м от центральной оси симметрии, после чего КК закручивается со скоростью 3 об/мин для создания искусственной тяжести в отсеках.
КК дополнительно снабжен двухступенчатой ДУ с одним ЯРД (САС), которая может быть использована для экстренного возвращения экипажа, находящегося в возвращаемом аппарате (ВА). ВА может быть возвращен при условии, что с момента старта прошло менее 16,5 часов, и КК удалился от Земли на расстояние менее 12 000 км. При отсутствии аварийной ситуации двигательная установка САС используется для завершения разгона по расчетной траектории. Перелетный КК состоит, таким образом, из двух жилых отсеков, возвращаемого аппарата, радиационного укрытия, ДУ для коррекций траектории и тормозной ДУ, предназначенной для снижения скорости входа в атмосферу Земли при возвращении.
9.5.1.2. КК с ЖРД для полета по симметричной траектории
В проекте рассматривалось два варианта ЖРД: с удельным импульсом 300 с и 410 с.
9.5.1.3. КК с ЯРД для полета по симметричной траектории
Оптимальным вариантом специалисты Ford Aeronutronic определили КК с ядерным двигателем «NERVA» для полета по симметричной траектории.
Стартовая масса КК, который должен быть собран на круговой орбите высотой 300 км, либо выведен на нее сверхтяжелой РН Nova, составляет 188 т. КК оборудован одним ЯРД «NERVA», который должен в течение 48 минут развивать тягу 22,7 тс, разгоняя КК до отлетной скорости 5,3 км/с (дополнительно к орбитальной). После израсходования рабочего тела из баков первой ступени, шесть внешних баков отбрасываются, а центральный бак, на котором закреплен ЯРД, остается. После израсходования рабочего тела из баков второй ступени оставшийся бак первой ступени отбрасывается вместе с отработавшим ЯРД, а 8 баков второй ступени остаются для защиты центральной части КК от метеоритов. Масса КК, выведенного на межпланетную траекторию, составляет 76,7 т. Экипаж КК в составе шести человек занимает места в жилых отсеках, которые, выдвигаются на телескопических штангах в развернутое положение, и КК закручивается вокруг продольной оси со скоростью 3 об/мин для создания в отсеках искусственной тяжести. Масса каждого жилого отсека - 4,5 т.
На заключительном этапе полета КК будет иметь скорость относительно Земли 15,8 км/с. Для снижения этой величины до приемлемой в состав КК была включена тормозная двигательная установка (ТДУ). При сближении с Землей возвращаемый аппарат отделяется и включает ТДУ, снижая скорость до 13 км/с. На рис. 1.372 показан состав КК на основных этапах полета.
   |
Расчетная масса ВА - 14,75 т.
9.6. Облет Марса и Венеры на КК «Apollo»
Проекты КК для облета Марса и Венеры, разработанные в 1962-1963 годов по программе EMPIRE, предусматривали разработку всех составных частей проекта практически заново. В 1965 была поставлена задача максимально использовать в предлагаемых проектах межпланетных полетов технические средства, разработанные в рамках программы «Apollo». Эти проекты рассматривались, как часть программы «Apollo Application Program». Далее рассмотрены некоторые из них. Проекты не были утверждены, так как предпочтение было отдано разработке АМС.
9.6.1. Проект «Apollo-Venus»
В проекте NASA «Apollo-Venus» предлагалось в 1973-1974 годах выполнить облет Венеры пилотируемым КК с экипажем из трех человек.
Проект КК был разработан в двух вариантах, различающихся положением КК «Apollo».
Вариант 1.
Проект заимствовал «мокрую» технологию использования ступени S-IVB в качестве жилого помещения для длительного полета. Старт экспедиции должен был выполняться аналогично полету к Луне по программе «Apollo». Межпланетный космический корабль (МКК), состоящий из КК «Apollo» и ступени S-IVB, выводится на околоземную орбиту с помощью РН Saturn V. после чего КК «Apollo» отделяется и, развернувшись на 180° , пристыковывается к ступени S-IVB. Вместо КК LM, как в лунных экспедициях, в верхней части ступени S-IVB размещена аппаратура ESM, обеспечивающая продувку ступени после выработки топлива и снабжение экипажа необходимыми ресурсами на все время полета. Полная длина МКК «Apollo-Venus» - 33 м.
ДУ ступени S-IVB включается, выводя МКК на траекторию полета к Венере. Экипаж при разгоне испытывает перегрузку в обратном направлении, которая не прижимает их к креслам, а отрывает, и космонавты как бы повисают на ремнях. Это сделано с целью выполнить перестроение КК до выхода на межпланетную траекторию, на случай неисправности, из-за которой стыковка КК «Apollo» с разгонным блоком S-IVB окажется невозможной. В этом случае КК «Apollo» может вернуться на Землю, что было бы невозможным, если бы попытка перестроения была бы предпринята после выхода на траекторию полета к Венере.
После завершения разгона МКК к Венере с помощью аппаратуры ESM выполняется слив остатков компонентов, продувка баков S-IVB и заполнение их атмосферой, пригодной для дыхания. Космонавты переходят из КК «Apollo» внутрь водородного бака S-IVB и проводят там практически весь полет до возвращения на Землю.
Авторы проекта предлагали такой график полета:
31.10.1973 года - старт с орбиты ИСЗ;
03.04.1974 года - облет Венеры на высоте 4 800 - 6 400 км над поверхностью;
01.12.1974 года - возвращение на Землю.
При выполнении пролета около Венеры, космонавты должны были сбросить серию зондов:
- шесть атмосферных зондов, которые выполнят атмосферные измерения в разных точках планеты;
- четыре метеорологических зонда-аэростата;
- два зонда жесткой посадки, которые должны выполнять передачу телеизображений во время падения;
- два зонда мягкой посадки, которые должны выполнить передачу телеизображений с поверности Венеры.
Модификация КК «Apollo» заключалась в замене топливных элементов, применявшихся в лунных полётах, на панели солнечных батарей, так как топливные элементы требовали бы очень большого количества топлива в течение года. Солнечные батареи должны были обеспечить достаточную мощность на все время венерианской экспедиции. Кроме того, теплозащитный экран командного отсека должен быть усилен, так как вход в атмосферу при возвращении должен был происходить при более высокой скорости, чем при возвращении от Луны. Должна быть усовершенствована также система ориентации, навигации и связи.
Двигательная установка КК «Apollo» используется как для коррекций траектории, так и для торможения перед входом в атмосферу Земли, чтобы уменьшить скорость входа.
Предполагалось выполнить предварительно испытательные полеты по орбите ИСЗ. В первом полете должна быть отработана процедура слива остатков топлива и просушки баков ступени S-IVB. Длительность полета - несколько недель.
Второй полет предназначался для имитации межпланетного полета в длительном орбитальном полете. МКК «Apollo-Venus» после перестроения с помощью ДУ ступени S-IVB выводится на круговую орбиту высотой около 40 000 км. Эта высота достаточно далека от радиационных поясов Земли, что имитирует условия полёта на Венеру, но достаточно близка к Земле, чтобы в экстренной ситуации экипаж мог в течение нескольких часов вернуться на Землю.
Вариант 2.
Во втором варианте было предложено модифицировать КК «Apollo» таким образом, чтобы исключить необходимость перестыковки и разворота КК. В этом случае экипаж при работе разгонного блока S-IVB будет находиться в оптимальном положении, как при лунных полетах. Модификация КК заключалась в следующем:
- маршевый двигатель КК «Apollo» заменяется на два ЖРД, которые использовались на взлетных ступенях лунного КК LM;
- ЖРД и оборудование служебного отсека отодвигаются от центра;
- в освободившемся пространстве прокладывается туннель-лаз;
- в днище командного отсека и теплозащитном экране проделываются люки, аналогично тому, как это было сделано в КК «Gemini-B»1.
Схема полета по варианту 2 совпадала с первым вариантом.
9.6.2. Проект группы РУППЕ
Группа конструкторов MSFC (Marshall Space Flight Center - Центр космических полетов им. Маршалла, NASA), возглавляемая Гарри О. Руппе, разработала проект межпланетного КК для выполнения пилотируемого облета Марса и Венеры (в двух отдельных полетах).
Проект межпланетного КК показан на рис. 1.376. Цилиндрический корпус КК имеет в передней части герметичный ангар, внутри которого установлен модифицированный КК «Apollo». На вершине конической передней части ангара расположен двигатель, применявшийся в программе «Apollo» на посадочной ступени LM. Двигатель предназначен для коррекций траектории во время перелета. Запас топлива обеспечивает приращение характеристической скорости, равное 500 м/с. В задней части корпуса КК размещен сферический герметичный отсек диаметром 6,1 м, разделенный на жилое помещение и радиационное укрытие. Ангар и отсек-укрытие соединены тоннель-лазом. В герметичных отсеках КК поддерживается давление 0,7 атм. Атмосфера состоит из 50% кислорода и 50% азота. В хвостовой части КК, под коническим переходником, размещены два ЖРД RL-10, обеспечивающие маневрирование КК на околоземной орбите, а также доразгон КК при старте с орбиты ИСЗ к Марсу
9.6.2.1. План полета к Марсу
Группой Руппе был разработан следующий порядок отправки КК к Марсу.
1. 28.04.75 года двухступенчатая РН Saturn V выводит на круговую орбиту высотой 185 км КК без экипажа. В случае неудачного запуска 24.06.75 г. стартует запасная РН с КК-дублером.
2. 28.06.75 г., 06.07.75 г., 07.07.75 г. и 03.09.75 г. на такую же орбиту ракетами-носителями Saturn V выводятся четыре танкера, несущие по 95 т жидкого кислорода. Еще одна РН с танкером должна быть в резерве на случай неудачного запуска одной из предыдущих РН. Если потребуется, резервная РН стартует 06.09.75 года.
3. 13.09.75 г. шестым стартом РН Saturn V на орбиту высотой 485 км выводится разгонная ступень OLV Saturn IIB (Orbital Launch Vehicle - аппарат орбитального старта), представляющая собой модификацию штатной второй ступени РН Saturn V. В частности, ДУ OLV имеет три ЖРД J-2 вместо пяти. OLV несет 80 тонн жидкого водорода.
4. Используя ДУ ориентации и маневрирования, беспилотный КК по команде с Земли переходит на орбиту 485 км и стыкуется с OLV.
5. Танкеры также в автоматическом режиме поднимаются на орбиту 485 км и поочередно стыкуются с OLV, перекачивая жидкий кислород в баки разгонной ступени.
6. Как только перекачка жидкого кислорода из четвертого танкера закачивается, экипаж в количестве трех человек стартуют в КК «Apollo» на РН Saturn 1B, сближаются и стыкуются с межпланетным КК, после чего переходят в него, а КК прибытия отбрасывается.
7. 26.09.75 года включается ДУ разгонной ступени OLV, которая добавляет к орбитальной скорости КК 5 км/с. После выработки всего топлива OLV отбрасывается, а КК, используя ЖРД ориентации и маневрирования, доводит скорость и направление полета до расчетных значений.
8. Коррекции траектории во время полета выполняются с помощью ДУ коррекции, расположенного в носовой КК.
9. Пролет Марса состоится 03.02.76 года со скоростью 11 км/с. Минимальное расстояние до поверхности Марса составит 792 км. Перед пролетом и после него экипаж осуществляет сброс зондов, которые предназначены как для выхода на околомарсианскую орбиту, так и для достижения поверхности планеты. Общая масса сбрасываемых зондов - 5 т.
10. После сближения с Марсом КК продолжает удаляться от Солнца, погружаясь в пояс астероидов. Максимальное удаление от Земли достигается 13.09 76 года, когда оно составит 3,21 а.е. В это время КК и Земля находятся примерно на одной линии с Солнцем, но по разные стороны от него.
11. 19.07.77 г. экипаж занимает места в командном отсеке КК «Apollo», который все время полета находился внутри ангара, и приступает к проверке всех систем. 23.07.77 г. КК «Apollo» выводится из ангара и покидает оболочку межпланетного КК.
12. 25.07.77 года КК «Apollo» выполняет торможение с помощью маршевой ДУ и снижает скорость сближения с Землей с 15,8 км/с до 11 км/с, после чего проиходит разделение отсеков, и командный модуль с экипажем входит в атмосферу Земли и выполняет спуск и посадку аналогично возвращению лунной экспедиции.
Полет от старта с околоземной орбиты до возвращения длится 688 суток.
9.6.2.2. План полета к Венере
Специалисты MSFC рассчитали также график полета межпланетного КК к Венере, который выглядит следующим образом:
1. 16.08.78 г. - старт с орбиты ИСЗ.
2. 11.12.78 г. - пролет Венеры.
3. 15.04.79 г. - наибольшее удаление от Земли, равное 0,674 а.е.
4. 16.08.79 г. - возвращение на Землю. При торможении маршевой ДУ КК «Apollo» должна быть погашена скорость 2,6 км/с.
Длительность полета в соответствии с расчетом равна 366 суток. Конструкция КК остается неизменной, разница заключается только в меньших запасах топлива.
9.6.3. Проект «APOLLO-MARS»В 1965 году фирма Douglas Aircraft разработала проект осуществления пилотируемого полета в облет Марса с использованием уже создаваемых средств. Этот проект во многом похож на проект группы Руппе, отличаясь только в деталях. Основная разница состоит в использовании в качестве жилого модуля межпланетного КК орбитальной станции MORL.
Космический комплекс для полета к Марсу собирается на орбите ИСЗ. Для вывода на монтажную орбиту составных частей комплекса требуются четыре РН Saturn V. Двумя запусками РН Saturn V на орбиту выводятся две полностью заправленные ступени Saturn S-IVB, оборудованные дополнительной ДУ, предназначенной для орбитального маневрирования. Третья РН Saturn V выводит на орбиту пилотируемый межпланетный корабль, состоящий из состыкованных шестиместного КК «Apollo» и ОКС MORL. Четвертым запуском РН Saturn V на орбиту доставляетcя блок SORD (Support ORbital Docking), который обеспечивает сборку комплекса и проверку систем.
После проверки всех систем комплекс стартует. Первая ступень S-IVB переводит комплекс на высокоэллиптическую геоцентрическую орбиту. Запуском второй ступени S-IVB корабль отправляется на траекторию, обеспечивающую пролет около Марса и возвращение на Землю.
Во время перелета экипаж находится в отсеках MORL, а перед возвращением на Землю занимает места в спускаемом аппарате КК «Apollo».
Перед входом в атмосферу Земли выполняется торможение с помощью ДУ служебного модуля КК «Apollo» для снижения скорости до ~11 км/с, в результате нагрев при торможении в плотных слоях атмосферы не превысит величины, на которую рассчитан СА КК «Apollo».
По мнению специалистов фирмы, полет по предложенной схеме мог бы быть осуществлен уже в 1970-х годах.
9.6.4. ПРОЕКТ ГРУППЫ JAG
В 1965 году в NASA была образована группа по планированию планетарных исследований, названная Planetary Joint Action Group (JAG). Основной целью, поставленной перед группой JAG, была разработка пилотируемой высадки на Марс. В январе 1966 года дополнительно была определена задача пилотируемого пролета около Марса с использованием автоматических зондов, сбрасываемых с межпланетного КК. В октябре 1966 года группа представила проект пролетной экспедиции к Марсу, которая должна была прешествовать полету с высадкой на Марс.
По проекту, марсианский межпланетный космический корабль (МКК) состоял из следующих отсеков:
- отсек корректировочной ДУ, включающей четыре ЖРД и топливные емкости;
- модуль возвращения на Землю, представляющий собой модифицированный командный модуль КК «Apollo». Этот модуль выполняет также роль радиационного убежища экипажа;
- жилой отсек, в котором находятся также индивидуальные каюты членов экипажа;
- отсек управления.
Отсек управления и жилой отсек вместе составляют полетный модуль (Mission Module). Диаметр модуля 4,27 м. По внешней стороне полетного модуля размещены:
- манипулятор;
- биологическая лаборатория;
- телескоп диаметром 1 м;
- стыковочно-шлюзовой отсек;
- антенна диаметром 5,8 м;
- панели солнечных батарей, вырабатывающих 22 кВт около Земли, 8,5 кВт на орбите Марса и 4,5 кВт в поясе астероидов.
Схема полета к Марсу выглядела как описано ниже.
1. Запуском РН Saturn V на орбиту ИСЗ выводится МКК с закрепленным в носовой части КК «Apollo» с экипажем из четырех человек.
2. КК «Apollo» выполняет перестыковку для возможности использования маршевой ДУ.
3. В течение 60 часов на орбиту ИСЗ тремя запусками РН Saturn V выводятся три модифицированные ступени S-IVB.
4. Экипаж, управляя КК «Apollo», выполняет последовательное сближение и стыковку со ступенями S-IVB.
5. Экипаж выполняет перестыковку КК «Apollo» с носового стыковочного узла МКК к стыковочно-шлюзовому отсеку. Экипаж переходит из КК «Apollo» в МКК.
6. После проверки функционирования всех систем МКК выполняется отстыковка носовой стыковочной конструкции и КК «Apollo» без экипажа.
7. Поочередным включением ДУ ступеней S-IVB МКК выводится на траекторию полета к Марсу. Старт должен был состояться в сентябре-октябре 1975 года. Для полета выбрана траектория Крокко.
8. Сближение с Марсом должно было состояться в период с 23.01.1976 года по 04.02.1976 года. Перед сближением с МКК сбрасываюся три зонда-пенетратора массой по 45 кг, орбитальный аппарат массой 4 500 кг, посадочная АМС массой 567 кг и АМС «MSSR»2 массой 5 450 кг для доставки марсианского грунта.
9. АМС «MSSR» представляет собой двухступенчатый взлетно-посадочный аппарат. АМС выполняет забор грунта массой до 1 кг, загружает во взлетную ступень, которая стартует и выходит на траекторию полета МКК, предварительно опережая его.
10. МКК сближается с взлетной ступенью «MSSR», захватывает специальным устройством и присоединяет к узлу стыковочно-шлюзового отсека.
11. МКК, продолжая двигаться по гелиоцентрической орбите, выходит в пояс астероидов и затем по нисходящей ветви траектории начинает сближаться с Землей.
12. Посадка экипажа в модуле возвращения должна была произойти 18.07.1977 года.
2 MSSR - Mars Surface Sample Return - доставка образцов марсианского грунта (англ.).
9.7. Марсианский проект NASA 1969 г.В 1969 году NASA разработала предварительный проект межпланетного космического корабля (МКК) для полета к Марсу. Проект был ориентирован на использование ядерных реактивных двигателей (ЯРД). Сборка МКК выполняется на орбите ИСЗ. МКК состоит из жилого отсека, двигательного отсека с ЯРД и двух разгонных ступеней, также с ЯРД. Также в состав МКК входят пилотируемые десантные КК для высадки на Марс, беспилотные посадочные аппараты, а также сбрасываемые зонды. Экипаж МКК - шесть человек. Длина МКК 82 м, маесимальный диаметр 10 м. Длина разгонных ступеней 49 м, диаметр 10 м. Стартовая масса МКК - 725 т. Для марсианской экспедиции готовятся два одинаковых корабля.
Полет к Марсу происходит по следующей схеме. К собранным на околоземной орбите МКК транспортным КК доставляются экипажи. МКК стартуют с орбиты ИСЗ, используя как ДУ разгонных ступеней, так и собственные ЯРД. Разгонные ступени после выработки топлива отделяются и возвращаются на околоземную орбиту для перезаправки и последующего использования. МКК выполняют перелет к Марсу, где выходят на орбиту ИСМ с помощью своих ЯРД.
С орбиты на Марс высаживаются беспилотные аппараты, имеющие возможность передвижения по поверхности, взятия образцов грунта и доставки их на орбиту. Полученные образцы исследуются экипажами МКК, прежде чем принимается решение о высадке на Марс. Десантные КК состоят из посадочной и взлетной ступеней. ДУ обеих ступеней используют химическое топливо. На рис. 1.378 показан проект десантного КК, разработанный фирмой North American Rockwell в 1968 г. В посадочной ступени имеется марсоход для поездок членов экспедиции, установка для бурения и научное оборудование. По завершении программы исследований экипажи во взлетых ступенях стартуют с Марса, сближаются с МКК, находящимися на орбите ИСМ, выполняют стыковку и переходят в МКК. Взлетные ступени отбрасываются, а МКК включают ЯРД и выходят на траекторию полета к Земле. Траектория проходит мимо Венеры, при пролете около которой с МКК сбрасываются два зонда массой по 900 кг. Возможны разные типы зондов - как посадочные, так и дрейфующие в атмосфере Венеры. При сближении с Землей МКК выходят на околоземную орбиту, откуда экипажи доставляются на Землю транспортными КК. МКК остаются на орбите для обслуживания, заправки и последующего использования.
По расчетам NASA, при принятии решения в 1975 году, полет мог бы быть осуществлен в 1986 году.
4.1.4. Проекты 1961 года
Разработанные в ОКБ-1 в 1959-1961 годах проекты межпланетных пилотируемых кораблей были обобщены в первой половине 1962 года в виде «Плана освоения Марса и Венеры». В этом документе были представлены последовательные этапы создания все более сложных и тяжелых межпланетных кораблей, выполняющих сначала пролеты около Венеры и Марса, а затем и выход на околопланетные орбиты и высадку на поверхность планеты. Все проекты рассчитывались на использование тяжелой ракеты-носителя Н-1.
Проекты представляли собой оценочные расчеты массовых характеристик без конструктивной проработки закладываемых в проект технических решений.
4.1.4.1. Проекты ТМК-М и ТМК-ВЗа основу двух практически идентичных проектов межпланетных кораблей, предназначенных для облета Марса и Венеры, соответственно, был взят проект облетного ТМК, разработанный сектором Максимова Г.Ю. в 1959 году. ТМК должен был состоять из разгонного блока и собственно межпланетного корабля. Рассматривались два варианта разгонного блока, отличавшихся используемым горючим - керосин либо жидкий водород. Окислителем в обоих случаях являлся жидкий кислород. Удельный импульс ЖРД разгонного блока, закладываемый в расчеты, составлял 345 с для керосина и 440 с для жидкого водорода. При одинаковой массе, выводимой РН Н-1 на промежуточную орбиту ИСЗ - 75 т, масса ТМК должна была составить 15 т или 19 т, при использовании керосина или жидкого водорода, соответственно. Масса расходуемых ресурсов должна была составить от двух до четырех (в варианте с жидким водородом) тонн. Масса возвращаемого аппарата равнялась 2,5 т. Длина ТМК должна была составить около 12,5 м, максимальный диаметр корпуса - 3 м.
Задачи облетных межпланетных экспедиций формулировались следующим образом:
- освоение техники кораблевождения;
- научные исследования;
- отработка средств возвращения, навигации и жизнедеятельности.
План работ по созданию ТМК предусматривал разработку эскизного проекта и выпуск технической документации в период июль 1962 года - декабрь 1964 года. На изготовление и отработку отводилось два года. Старт экспедиции к Марсу планировался на начало 1967 года. Следом, летом 1967 года, должен был стартовать ТМК-В к Венере. Полет корабля ТМК-М должен был продлиться около двух лет, полет ТМК-В - несколько больше года.
4.1.4.2. Проект ТМКЭ-М
В этом проекте предлагалось создать тяжелый межпланетный корабль для полета к Марсу с выходом на орбиту ИСМ. Разгонный блок с ЖРД должен был быть заменен электрореактивной двигательной установкой с удельным импульсом 8 000-10 000 с. Источником энергии для ЭРДУ должен был служить ядерный реактор.
Схема полета принималась такая же, как была рассчитана в проекте ТМК-Э 1960 года - разгон и торможение по спирали при полете к Марсу и аналогичные спиральные разгон и торможение при возвращении к Земле. Общая длительность работы ЯЭРДУ при двух разгонах и двух торможениях - 1 год, длительность экспедиции - 3 года, при этом пребывание на околомарсианской орбите - до 9 месяцев.
В проекте были рассчитаны следующие массовые характеристики ТМКЭ-М:
- начальная масса на орбите - 75 т;
- масса на орбите искусственого спутника Марса - 64 т;
- масса посадочного зонда, отделяемого при пролете Марса - 1 т;
- масса при подлете к Земле - 52 т;
- масса возвращаемого аппарата - 2,5 т.
Старт ТМКЭ-М с экипажем из трех человек планировалось произвести после возвращения марсианской облетной экспедиции - летом 1969 года. В задачи экспедиции входило:
- освоение техники кораблевождения;
- научные исследования с орбиты спутника Марса;
- отработка ЯЭРДУ;
- картографирование Марса;
- выбор мест посадки марсианской экспедиции.
4.1.4.3. Проект ТМКЭ-В
В проекте межпланетного корабля для полета на орбиту спутника Венеры предлагалось сделать следующий шаг по пути создания сложных космических комплексов - сборку из двух объектов, выводимых на орбиту двумя пусками РН Н-1. Собранный на орбите ИСЗ межпланетный корабль ТМКЭ-В должен был быть аналогичен марсианскому кораблю ТМКЭ-М, за исключением большей массы:
- начальная масса на орбите - 100 т;
- масса на орбите искусственого спутника Венеры - 82 т;
- масса посадочного зонда, отделяемого при пролете Венеры - 1 т;
- масса при подлете к Земле - 66 т;
- масса возвращаемого аппарата - 2,5 т.
Длительность полета и время пребывания на орбите ИСВ планировались такие же, как при полете к Марсу - 3 года весь полет и до 9 месяцев на околовенерианской орбите. Несмотря на повышенную техническую сложность проекта по сравнению с марсианским проектом, старт ТМКЭ-В с экипажем из трех человек к Венере предлагалось произвести раньше, чем старт ТМКЭ-М к Марсу - в первом квартале 1969 года. Задачи венерианской экспедиции формулировались аналогично задачам экспедиции к Марсу.
4.1.4.4. Проект СТМКЭ-М
К созданию сборных тяжелых межпланетных кораблей с электрореактивной ДУ (СТМКЭ) планировалось приступить сразу после отправки пилотируемых кораблей на орбиты Марса и Венеры. Задачей этих сверхтяжелых кораблей было осуществление высадки человека на поверхность планет с целью изучения поверхности планет и создания обитаемых научно-исследовательских станций на планетах.
Первым должен был строиться марсианский корабль СТМКЭ-М.
Согласно проекту, СТМКЭ-М должен был собираться на околоземной орбите из трех частей, выводимых тремя запусками РН Н-1. Корабль должен был состоять из следующих модулей:
- перелетный модуль, в котором экипаж (3 человека) находится во время полета к Марсу и возвращения к Земле;
- посадочно-взлетный модуль для высадки на Марс;
- возвращаемый аппарат;
- ЯЭРДУ с запасами рабочего тела.
Общая масса корабля на орбите ИСЗ должна была составить 190 т. После прибытия к Марсу и выхода на орбиту ИСМ по отработанной ранее спиральной схеме, масса комплекса должна была составлять 160 т. Масса посадочно-взлетного модуля - 55 т, в том числе 10 т - доставляемое на Марс оборудование, используемое для выполнения научных работ и для обеспечения жизнедеятельности экипажа. Перед стартом с околомарсианской орбиты масса корабля равнялась 105 т, а к моменту прибытия к Земле - 88 т. В проект закладывалось использование отработанного возвращаемого аппарата массой 2,5 т.
Длительность экспедиции и время пребывания на Марсе определялись из условий возможных траекторий перелета и равнялись, соответственно, 3 года - полная длительность, в том числе на поверхности Марса - около 9 месяцев. Ожидалось, что старт СТМКЭ-М будет возможен в конце 1971 года.
4.1.4.5. Проект СТМКЭ-В
В 1961 году точных данных по атмосферному давлению и температуре на поверхности Венеры еще не было получено, поэтому разработчики космической техники смело планировали осуществить высадку пилотируемых экспедиций на поверхность Венеры. Тем не менее, имевшиеся предположительные данные об условиях на Венере заставляли считаться с большей сложностью посадки на Венеру и последующего взлета (по сравнению с Марсом), что требовало значительного увеличения массы межпланетного комплекса при аналогичной конструктивной схеме. Так, стартовая масса корабля СТМКЭ-В на орбите ИСЗ была оценена в 960 т, что требовало 14 запусков РН Н-1. После выхода на околовенерианскую орбиту (по спирали, как и разгон от Земли) масса комплекса должна была составить 795 т, в том числе 410 т - масса посадочно взлетного модуля. После возвращения десантной экспедиции на орбитально-перелетный модуль масса корабля должна была равняться 385 т, а при приближении к Земле - 318 т. Масса возвращаемого аппарата с экипажем из трех человек по-прежнему принималась 2,5 т.
Длительность экспедиции и время пребывания на Венере принимались аналогичными экспедиции на Марс - 3 года всего, в том числе 9 месяцев на поверхности планеты.
К созданию такого комплекса планировалось приступить не ранее 1971 года, а запуск был бы возможен не ранее 1975 года.
Летом 1962 года С.П. Королев утвердил решение проектировать ТМК с использованием ЖРД, т.к. появления ЭРДУ, пригодных к использованию в космических кораблях, в ближайшие годы не ожидалось.
  |
Проработка проекта тяжелого межпланетного корабля велась в ОКБ-1 вплоть до 1964 года, когда Постановлением Совета Министров СССР и ЦК КПСС была поставлена задача осуществления лунной экспедиции, в связи с чем работы по марсианской экспедиции были остановлены.
К 1964 году было просчитано два варианта выведения ТМК на околомарсианскую орбиту - с использованием тормозного ракетного блока и путем аэродинамического торможения в атмосфере Марса. В первом случае масса комплекса, собираемого на орбите ИСЗ, должна была составить 1 141 т, во втором - только 378 т. В связи с этим за основу дальнейшего проектирования был принят вариант ТМК с аэродинамическим торможением.
На момент прекращения работ проект выглядел следующим образом.
Марсианский пилотируемый космический комплекс (МПКК) собирается на орбите из блоков массой 75 т, которые выводятся на орбиту несколькими пусками РН Н-1. Сборка начинается с выведения на орбиту монтажного отсека сферической формы с шестью стыковочными узлами. С одной стороны к монтажному отсеку стыкуется межпланетный корабль, состоящий из марсианского орбитального комплекса (МОК) и марсианского посадочного комплекса (МПК), а с другой - ракетный разгонный комплекс (РРК), состоящий из центрального и четырех боковых модулей.
МОК, в свою очередь, состоит из тяжелого межпланетного корабля (ТМК) и разгонного ракетного блока (РРБ) для отправки ТМК с орбиты спутника Марса к Земле. В состав ТМК входит возвращаемый аппарат (ВА) с корректирующей двигательной установкой (КДУ) и орбитальный модуль (ОМ). ОМ представляет собой цилиндрический корпус, разделенный на отсеки: агрегатный, рабочий, жилой отсек и отсек-оранжерея.
С одного торца к ОМ крепится ВА с КДУ и РРБ, а на другом торце ОМ размещен параболический экран - солнечный концентратор. По оси ОМ в центре экрана находится стыковочный узел, к которому пристыкован посадочный комплекс МПК, защищенный обтекателем.
К обтекателю МПК присоединен тормозной экран, по форме совпадающий с солнечным концентратором орбитального модуля. МПК, находящийся под обтекателем, состоит из посадочной ступени с посадочным устройством, взлетной ступени и капсулы возвращения.
Сборка длится несколько месяцев, возможно, до года. Для выполнения сборочных работ и проверки всего оборудования на орбиту в КК «Союз» периодически доставляются экипажи космонавтов-сборщиков. После завершения сборки на подготовленный комплекс прибывает экипаж МПКК. Численность экипажа - три человека.
После включения РРК выводит марсианский корабль на траекторию полета к Марсу. На время полета по межпланетной траектории МПКК ориентируется на Солнце таким образом, чтобы солнечный концентратор создавал на отсеке оранжереи максимальный поток солнечной энергии. На трассе полета выполняются коррекции траектории для попадания в заданный коридор входа. Перед входом в атмосферу Марса МПКК ориентируется посадочным комплексом вперед и выполняет торможение с помощью тормозного экрана, переходя на эллиптическую орбиту спутника Марса.
В течение нескольких витков происходит дальнейшее торможение в атмосфере и снижение высоты апоцентра орбиты, затем происходит отделение посадочного комплекса с двумя членами экипажа, а затем ДУ орбитального комплекса в апоцентре орбиты выдает небольшой импульс для перевода комплекса на круговую орбиту за пределами атмосферы. Посадочный комплекс продолжает снижение, используя тормозной экран и лобовой щит. После выполнения баллистического торможения лобовой щит и обтекатель с тормозным экраном сбрасываются, и МПК выполняет посадку с помощью ДУ посадочной ступени.
После завершения работ на поверхности Марса экипаж размещается в возвращаемой капсуле, и взлетная ступень выводит капсулу на орбиту ИСМ. Капсула сближается с ожидающем на орбите МОК, и стыкуется с ним. Экипаж марсианской экспедиции переходит в МОК, капсула отбрасывается, и РББ разгоняет ТМК по траектории полета к Земле.
После окончания разгона РББ отбрасывается, а ТМК ориентируется солнечным концентратором на Солнце, создавая условия для роста растений в оранжерее. Коррекции траектории выполняются с помощью КДУ.
При приближении к Земле экипаж занимает места в возвращаемом аппарате, ВА отделяется и входит в атмосферу Земли, где тормозится с использованием аэродинамического качества ВА, а затем выполняет спуск и посадку на парашюте.
Начальная масса МПКК на орбите ИСЗ - 378 т. Для доставки такого груза на орбиту требовалось пять ракет-носителей Н-1. Масса комплекса после выхода на орбиту спутника Марса - 83,1 т, в том числе ТМК - 16,8 т, РРБ - 36,3 т, МПК - 30,0.
Масса ТМК и МПК, в свою очередь, складывалась из следующих составляющих:
Предполагалось, что при возникновении аварийной ситуации при перелете к Марсу экипаж может спастись, отцепив посадочный комплекс МПК и направив ТМК к Земле, используя РРБ.
Экспериментальную отработку МПКК планировалось выполнять для каждого модуля по отдельности. Так, для отработки орбитального модуля ТМК предполагалось создать и испытать на орбите прототип ОМ, в виде ТОС - тяжелой орбитальной станции, проектирование которой также было начато в 1964 году.
С.П.Королев одобрил разработанный проект МПКК и утвердил предложенную дату старта марсианской экспедиции - 1974 год.
К сожалению, именно в 1974 году, после закрытия программы Н1-Л3, вместо планировавшегося старта МПКК произошло уничтожение всех материалов по марсианскому кораблю и ТОС.
4.2. Этап II (1966-1972 г.г.)
4.2.1. Проект «Мавр»
В 1966 году разработка межпланетной экспедиции была поручена ЦНИИМаш, который затребовал из ОКБ-1 все материалы по ТМК. На основе переработки полученных из ОКБ-1 материалов был подготовлен проект межпланетного корабля для полета к Марсу. Для сокращения времени полета было решено использовать гравитационный маневр при пролете Венеры. Проект получил название «Мавр» (МАрс - ВенеРа1). Программа полета предусматривала полет экипажа из шести человек. На Марс и Венеру при пролете должны быть сброшены автоматические посадочные зонды, передающие информацию на пролетающий корабль.
1 Иногда сокращение МАВР расшифровывают, как «МАрс - Венера Разом».
За основу был взят проект облетного ТМК, разработанный в ОКБ-1 сектором Максимова в 1959 г. В конструкцию корабля был введен радиотелескоп для исследования Марса и Венеры при пролете, а также отсек для крепления и обслуживания сбрасываемых зондов. Отсек имел четыре крепежных узла, к двум из которых крепились сферические венерианские зонды (посадочный и орбитальный), а на третий узел устанавливался составной марсианский зонд, включающий два модуля - посадочный и орбитальный. Посадочный зонд имел сбрасываемый теплозащитный экран диаметром 6 м. К четвертому крепежному узлу крепился отделяемый астрономический отсек длиной около 7 м.
На основе данных Института медико-биологических проблем (ИМБП) от искусственной тяжести было решено отказаться, а для снятия отрицательного воздействия невесомости в состав комплекса оборудования была включена центрифуга.
Экипаж МК «Мавр» должен был состоять из шести человек. Спускаемый аппарат для возвращения экипажа на Землю размещался в донной части корпуса корабля, непосредственно примыкая к жилому отсеку. Вокруг возвращаемого аппарата размещались четыре блока корректирующих двигателей, по два ЖРД в каждом блоке. Топливные баки удлиненной цилиндрической формы были закреплены с наружной стороны жилого отсека и создавали дополнительную радиационную защиту. Запас топлива (азотный тетраоксид и несимметричный диметилгидразин) обеспечивал приращение характеристической скорости корабля, равное 1,46 км/с.
Старт корабля «Мавр» должен был состояться в 1975 году. Длительность полета - 480-600 суток.
Расчетная скорость входа возвращаемого аппарата в атмосферу Земли - 13,5-15,0 км/с.
Ниже приводится весовая сводка межпланетного корабля «Мавр».
Масса корабля на орбите ИСЗ 151 т,
в том числе:
| отсек оранжереи отсек лаборатории астроотсек универсальный жилой блок марсианский зонд венерианский зонды возвращаемый аппарат грузовой ВА запас топлива |
2,385 т, 17,100 т, 5,440 т, 71,500 т, 8,000 т, 1,250 т, 7,000 т, 0,800 т, 37,250 т. |
12.07.1968 г.директором ЦНИИМаш Мозжориным Ю.А. был утвержден научно-технический отчет по проекту «Мавр», представлявший собой техническое предложение по возможной экспедиции с расчетами траекторий полета. Задача доставки блоков МК «Мавр» на околоземную орбиту, решение проблемы сборки и конструкторская проработка блоков МК в отчете не рассматривались.
4.2.2. Проект «Аэлита»
30 июля 1969 г. появился приказ Министра общего машиностроения №232 о разработке ракетно-космического комплекса, обеспечивающего экспедицию на планету Марс. Разрабатываемому проекту было присвоено название «Аэлита». Экспедиция на Марс была запланирована на 1985 год.
В разработке участвовали ЦКБЭМ (бывшее ОКБ-1; ракета-носитель, марсианский корабль) и ЦНИИМаш (посадочный комплекс). Свой проект МК-700/УР-700М разработало КБ В.Н. Челомея.
4.2.2.1. Марсианский экспедиционный комплекс ЦКБЭМ
При проектировании экспедиции разработчики ЦКБЭМ ориентировались на модифицированную РН Н-1М, которая разрабатывалась в это время.
Проект марсианского экспедиционного комплекса (МЭК) базировался на материалах проекта тяжелого межпланетного корабля ТМК-Э, подготовленного ОКБ-1 в 1960 году, и новых данных по плотности атмосферы Марса, полученных в 1964 г. американской АМС «Mariner 4». Схема полета МЭК «Аэлита», в основном, повторяла схему полета ТМК-Э: сборка на орбите, разгон по спирали с помощью электрореактивных двигателей, выход на орбиту спутника Марса по спирали, высадка марсианской экспедиции.
МЭК «Аэлита» должен был состоять из трех модулей:
- ядерная электрореактивная двигательная установка (ЯЭРДУ);
- межпланетный орбитальный корабль (МОК);
- марсианский посадочный корабль (МПК).
ЯЭРДУ включает ядерный реактор и блок электрореактивных двигателей с запасами топлива. Ядерный реактор для обеспечения радиационной безопасности вынесен на раздвижном телескопическом радиаторе на значительное удаление от отсека экипажа и отделен радиационным экраном.
МОК, имеющий форму цилиндра с диаметром 4,1 м, разделен на 5-6 этажей (агрегатно-приборный отсек, спортзал, бытовой отсек, лаборатория, оранжерея). С одного торца МОК, перед радиационным экраном, расположен спускаемый аппарат, в котором экипаж должен возвращаться на Землю, а на другом закреплен марсианский посадочный корабль (МПК). Спускаемый аппарат должен был иметь форму «фары», но бoльших размеров: диаметр 4,35 м, высота 3,15 м. Рассматривались также другие конструкции СА: типа «чечевицы» диаметром 6 м, «несущий корпус» и др.
МПК состоит из тормозной ступени, аэродинамического тормозного экрана и взлетной ступени с кабиной экипажа. Конструкция МПК, также как и схема торможения и посадки, в основном заимствована из проекта марсианского корабля 1964 года. Полная длина МЭК «Аэлита» - 175 м, стартовая масса - 150 т. Экипаж - четыре человека.
Доставка МЭК «Аэлита» на орбиту ИСЗ выполняется двумя пусками РН Н-1М. Первая РН выводит ЯЭРДУ, а вторая - комплекс МОК + МПК. После автоматической стыковки на орбите МЭК начинает спиральный разгон вокруг Земли в беспилотном режиме. После того, как МЭК оказывается за пределами радиационных поясов, стартуют ракеты-носители «Протон» с КК 7К-Л1, которые доставляют экипаж на борт МЭК. Экипаж до окончания спирального разгона выполняет полную проверку всех систем МЭК и, в случае обнаружения неисправностей и принятия решения об отмене полета к Марсу, на этих же КК покидает МЭК и возвращается на Землю.
Основные отличия проекта МЭК «Аэлита» от ТМК-Э заключались в следующем:
- для выведения на орбиту используется модифицированная РН Н-1М;
- разгон МЭК через радиационные пояса происходит без экипажа на борту;
- численность экипажа уменьшена до четырех человек;
- количество посадочных модулей в составе МЭК уменьшено с пяти до одного.
График полета выглядел следующим образом:
- разгон по спирали с опорной орбиты ИСЗ - 75 суток;
- прибытие экипажа на борт МЭК;
- продолжение разгона по спирали - 15 суток;
- пассивный полет по баллистической траектории - 135 суток;
- торможение перед сближением с Марсом - 61 сутки;
- торможение по спирали для выхода на рабочую орбиту спутника Марса - 24 суток;
- пребывание на орбите ИСМ - 30 суток, в том числе:
- подготовка к высадке экспедиции в составе двух человек - 7 суток;
- высадка и работа десантной экспедиции на поверхности Марса - 5 суток;
- возвращение десантной экспедиции;
- продолжение исследований с орбиты ИСМ - 18 суток;
- разгон по спирали вокруг Марса - 17 суток;
- разгон по траектории полета Марс-Земля - 66 суток;
- пассивный участок полета - 90 суток;
- промежуточный разгон на участке полета - 17 суток;
- пассивный участок полета - 97 суток;
- торможение перед входом в атмосферу Земли - 3 суток.
Экспедиция на Марс должна была продолжаться 630 суток. Траектория возвращения была проложена таким образом, что часть полета МОК находился между орбитами Венеры и Меркурия.
Детальная проработка конструкции корабля не выполнялась в связи с большой загруженностью ЦКБЭМ работами по теме лунной экспедиции Н1-Л3.
Работы по проекту «Аэлита» были прекращены в 1972 году распоряжением Министра общего машиностроения.
4.2.2.2. Проект МК-7004.2.2.2.1. Облетный вариант МК-700
ЦКБ Машиностроения (ЦКБМ, бывшее ОКБ-52) под руководством Генерального конструктора В.Н.Челомея в 1969 году в рамках темы «Аэлита» подготовило технические предложения по организации марсианской экспедиции. Предусматривалось создание марсианского комплекса, масса которого на орбите ИСЗ составила бы 1 400 т, в том числе масса корабля МК-700, отправляемого к Марсу - 140 т. Для выведения комплекса на орбиту по частям должна была использоваться ракета-носитель УР-700М (УР-900).
Отсек экипажа корабля и возвращаемый аппарат должны были создаваться на основе конструкции транспортного корабля ТКС 11Ф72. В качестве маршевого двигателя марсианского корабля планировалось использовать ядерный двигатель РД-0410. Длина корабля МК-700 - 140 м, максимальный диаметр - 12,5 м. Экипаж - два человека.
Длительность экспедиции должна была составить два года. Высадка на Марс не планировалась.
4.2.2.2.2. Посадочный вариант МК-700М
В процессе работ над проектом облетного корабля МК-700 возникла идея дополнить состав комплекса посадочным модулем, разработанным на основе лунного корабля ЛК-700. Для доставки на орбиту ИСЗ составных частей марсианского посадочного комплекса МК-700М было предложено разработать супер-ракету УР-900.
Работы по марсианской тематике были остановлены в 1972 году распоряжением Министра общего машиностроения.
4.2.2.3. Планетный исследовательский комплекс
В ЦНИИМаше в рамках проекта «Аэлита» была проведена большая исследовательская работа по определению состава планетного исследовательского комплекса (ПИК). Были рассмотрены следующие варианты:
1. «Научный» вариант.
ПИК представляет собой шестиколесный трехсекционный марсоход высокой проходимости, получивший рабочее название «Поезд». Первой секцией является жилой блок с кабиной управления движением, санузлом, каютами членов экипажа, шлюзом для выхода на поверхность и рабочей лабораторией с комплектом научного оборудования. Вторая секция «Поезда» несет ракету возвращения экипажа на орбиту. Ракета возвращения, двигатель которой работает на пентаборане и перекиси водорода, должна вывести на околомарсианскую орбиту встречи с МК модуль с экипажем и результатами научных изысканий. Масса модуля - 2,2 т. В третьей секции устанавливается энергоблок с ядерным реактором типа «Ромашка» мощностью в 100 кВт, теневой радиационной защитой и излучателем. Диаметр колес «Поезда» 3-4 м, давление на грунт - 0,3-0,84 кгс/см2. Экипаж - три человека: пилот-планетолог; врач-биолог; инженер-механик-пилот. Предполагалось, что «Поезд» за месяц пребывания на Марсе сможет пройти около 1 500 км. Этот вариант ПИК имел очень большую массу из-за радиационной защиты ядерного реактора. Название «научный» этот вариант ПИКа получил в связи с тем, что в нем ставилась задача получения максимального количества научных данных.
2. Модифицированный «научный» вариант.
В этом варианте сделана попытка уменьшить посадочную массу ПИК путем использования марсианского грунта в качестве радиационной защиты реактора. Грунт с помощью шнекового устройства автоматически загружается между двойными стенками корпуса энергоблока сразу после посадки ПИКа на Марс. Масса «Поезда» в этом случае составляет 45-50 т сразу после посадки и 122 т с загруженным грунтом.
3. «Бинарный» вариант.
ПИК доставляется на Марс по частям. Сначала совершает посадку автоматический модуль массой 50 т, затем, используя первый модуль как «маяк», на Марс садится второй модуль массой 46 т с экипажем из трех человек. Экспедиция была рассчитана на 30 суток.
4. Вариант СЛаб + «джип».
Общая масса - 80 т. ПИК состоит из стационарной лаборатории (СЛаб), ракеты возвращения массой 18 т, и «джипа» - открытого колесного электромобиля высокой проходимости с радиусом 20 км. Экспедиция была рассчитана на пребывание на Марсе экипажа из трех человек в течение 30 суток.
5. Сокращенный вариант СЛаб + «джип».
Общая масса - 45 т, в т.ч. масса ракеты возвращения - 17 т. Количество членов экспедиции - три человека, длительность пребывания на Марсе - семь суток. Посадка на Марс выполнялась с помощью тормозного экрана диаметром 18 м, имеющего форму скошенного конуса.
6. «Приоритетный» вариант.
Общая масса - 23 т, в т.ч. масса ракеты возвращения - 12 т. Диаметр тормозного экрана посадочного устройста - 12 м. Экипаж экспедиции - два человека, длительность пребывания на Марсе - четверо суток. Этот вариант не был рассчитан на получение научных данных, его задача - простое «флаговтыкательство».
Работы по теме «Аэлита» были остановлены в 1972 году распоряжением Министра общего машиностроения.
4.3. Этап III (1986-2000 г.г.