В начале 60-х годов известный писатель-фантаст Артур Кларк в своей книге «Черты будущего», привел таблицу, в которой он спрогнозировал научно-технические достижения человечества до конца XXI века. В частности, он предсказывал посадку на Луну в 1970 году, а на Марс — в 1980 году. Но если с Луной вышло все как нельзя лучше, то Марс явно не уложился в прогноз, хотя проектов марсианской экспедиции было великое множество.
Вообще-то говоря, Марсу по части внимания со стороны писателей-фантастов повезло гораздо больше других планет. В этом смысле он даже опередил Луну. В принципе, в этом нет ничего удивительного. Уже в средние века во времена Галилея даже в небольшой телескоп можно было увидеть безводные и безжизненные лунные пространства, усеянные кратерами. Правда, Герберт Уэллс в начале ХХ века пытался населить нашу ближайшую соседку "селенитами", живущими в недрах Луны, однако последователей у него не нашлось.
Марс же всегда привлекал внимание своим необычным красным цветом. Еще больший интерес вызвало сообщение, сделанное Джованни Скиапарелли, о марсианских "каналах". Естественно, что каналы в общественном сознании были твердо связаны с наличием разумной жизни на "красной" планете. Как барометр общественного интереса стали появляться многочисленные фантастические романы о путешествиях на Марс. Причем "марсианская" тематика захватила даже далеких от фантастики писателей. Достаточно вспомнить «Аэлиту» Алексея Толстого и марсианские приключения капитана Картера, написанные родным "отцом" Тарзана Эдгаром Берроузом. Можно также упомянуть «Красную звезду» А. Богданова и «Звездоплавателей» Ж. Рони-старшего. Ну а писать на марсианскую тему писателям-фантастам, кажется, сам Бог велел. Пожалуй, самым заметным событием в мире научной фантастики стало появление романа Герберта Уэллса «Война миров». Радиопостановка по нему, поставленная в 1939 году в виде репортажа о нашествии «марсиан» на нью-йоркском радио, вызвала нешуточную панику среди слушателей.
Впрочем, рассказы о полетах на Марс и другие планеты Солнечной системы в первой половине ХХ века можно было встретить только в научно-фантастических романах. Общий уровень развития ракетной техники того времени не позволял рассуждать об этом сколь-нибудь серьезно. Впервые об этом по-настоящему заговорили после окончания второй мировой войны. И первым это сделал создатель фашистского «оружия возмездия» Вернер фон Браун. Будучи интернированным на полигоне Уайт-Сэндз вместе с 60 своими коллегами по Пенемюнде, он в 1947-1948 годах написал книгу о пилотируемой экспедиции на Марс. В 1950 году эта книга, содержащая математические выкладки, была опубликована в Западной Германии, а еще через 3 года — в США.
Согласно В. фон Брауну для проведения экспедиции к Марсу должна быть запущена флотилия из 10 кораблей со стартовой массой 4000 тонн каждый. Общий экипаж всей экспедиции — 70 человек. Из 10 кораблей семь предназначены только для выхода на орбиту Марса. Три корабля несут крылатые посадочные аппараты. Перелет к Марсу должен занять 8 месяцев.
Первый крылатый аппарат совершает горизонтальную посадку на ледяной полярной шапке Марса с использованием лыжных шасси. После чего экипаж совершает переход на гусеничном вездеходе с полюса на экватор, где строится посадочная полоса для встречи следующих двух планеров, которые приземляются уже с помощью колес. После посадки отвинчиваются треугольные крылья планеров, а их фюзеляжи переводятся в вертикальное положение для последующего старта. Для работы и жилья космонавты устанавливают сферический надувной модуль, в котором им придется провести 400 суток.
После старта с поверхности Марса взлетные корабли сближаются с оставшимися на орбите семью кораблями, после чего космонавты переходят в них через открытый космос. Стыковку Вернер фон Браун не предусматривал. Обратный перелет с выходом на околоземную орбиту также продолжался 8 месяцев.
Сборка всей этой флотилии должна была осуществляться на околоземной орбите, для чего по оценке автора потребовалось бы 950 грузовых трехступенчатых ракет. При этом каждая ракета при стартовой массе 7000 тонн, из которых 5583 тонны топлива, выводила на орбиту полезный груз массой всего лишь 40 тонн. С позиций сегодняшнего дня такая ракета кажется каким-то мастодонтом, способным перевозить лишь ничтожно малый груз. Для примера: ракета-носитель «Сатурн-5» при стартовой массе менее 3000 тонн поднимала 130 тонн полезного груза. Впрочем, надо сделать скидку на то, что Вернер фон Браун ориентировался на технические характеристики своего же детища — «Фау-2» и совершенно не учитывал возможности использования водорода и ядерных ракетных двигателей.
В целом же весь проект выглядел достаточно фантастическим, хотя многие детали были прописаны достаточно подробно, в том числе математические выкладки. Чуть позже, в 1954 году, роман фон Брауна был опубликован в журнале «Кольерс». В примечании автор предположил, что полет человека к Марсу состоится через сто лет, а может быть и позже. Кто знает, возможно, именно Вернер фон Браун окажется прав.
В 1956 году, когда давным-давно закончилась изоляция Вернера фон Брауна, и он в Редстоунском арсенале АВМА в Хантсвилле занимался созданием баллистических ракет «Редстоун» и «Юпитер» для Армии США, в печати вышла книга под названием «Исследование Марса». Ее авторами были фон Браун и Вилли Лей. Это еще раз показывает истинные пристрастия создателя «оружия возмездия» фашистской Германии. На сей раз, в качестве прогнозируемого срока называлось ближайшее десятилетие, причем желательным выглядело использование ядерных ракет. Но в книге авторы хотели показать реализуемость экспедиции к Марсу на базе технологии 50-х годов.
Самым существенным в варианте 1956 года было сокращение марсианской флотилии с 10 до двух кораблей, а экипажа — с 70 до 12 человек. Каждый корабль при старте с земной орбиты весит 1870 тонн. Один из кораблей несет крылатый посадочный аппарат массой 177 тонн. На другом находится сферический жилой отсек диаметром 8 метров. После выхода на марсианскую орбиту 9 из 12 космонавтов переходят в планер и совершают посадку со скоростью 190 км/час на лыжных шасси в экваториальной области. Все, что происходило на Марсе, полностью повторяло раннюю версию фон Брауна за исключением перехода с полюса на экватор. Для жилья космонавты должны были развернуть полусферическую надувную палатку диаметром 6 метров.
После года исследований взлетная ракета стартует с поверхности Марса. Орбитальный корабль забирает своих товарищей и стартует к Земле. Масса корабля после выхода на круговую околоземную орбиту высотой 90 тысяч километров составит 38,4 тонны. Экипаж марсианского корабля перевозится на орбитальную станцию с помощью транспортного корабля. Сам же марсианский корабль остается на этой орбите в качестве памятника первопроходчикам космоса.
Несмотря на сокращение в 5 раз состава экспедиции, количество грузовых и пилотируемых кораблей, необходимых для сборки на орбите марсианской экспедиции, уменьшилось всего лишь с 950 до 400. Вся сборка должна была продолжаться 7 месяцев, причем ракеты стартовали бы дважды в день.
И этот проект выглядел тоже достаточно фантастично. Но уже через год полетел первый спутник, через три — люди впервые увидели фотографию обратной стороны Луны. Начиналась космическая эра. События развивались стремительно, и многие верили в реальность космических полетов к Луне, Венере, Марсу и другим планетам Солнечной системы, причем в самые ближайшие годы. Вообще, первопроходцы космоса были романтиками в самом хорошем смысле этого слова. Как пример можно привести отчет, написанный в ноябре 1959 года в Лаборатории реактивного движения, перешедшей под юрисдикцию НАСА. В нем высказывалось предположение о возможности высадки человека на Луну в 1966-1967 годах, создание лунной базы и облет Марса — в начале 70-х годов, а проведение марсианской экспедиции — в середине 70-х годов. Причем за основу принималась схема Вернера фон Брауна, опубликовнная в 1956 году.
Начало космической эры и полетов в космос повлекли за собой буквально лавину проектов по освоению планет Солнечной системы. И зачастую их разрабатывали не государственные организации типа НАСА, а частные компании и отдельные энтузиасты. К последним относился Филип Боно, специалист по проектам космических аппаратов компании «Боинг». Он часто выступал с оригинальными проектами. Одним из первых стал проект марсианского корабля, доклад о котором был прочитан на собрании Американского Астронавтического Общества в Сиэтле 4-5 августа 1960 года. И хотя в нем отчетливо прослеживались идеи фон Брауна, все же он имел и свои особенности.
По проекту Ф. Боно марсианская экспедиция реализовывалась в однопусковом варианте. На старте марсианский корабль с ракетой-носителем весил 3770 тонн при общей длине 75 метров. Ракета-носитель представляет собой связку из шести боковых и одного центрального блока. На каждом блоке установлен один кислородно-водородный двигатель тягой 680 тонн. На первой стадии разгона работают все двигатели, но топливо (жидкий кислород и водород) поступают лишь из четырех боковых блоков. После израсходования топлива на высоте 60 км они отбрасываются. Работать продолжают три двигателя, но топливо поступает лишь из двух оставшихся боковых блоков. На заключительной стадии разгона с высоты 105 км остается центральный бак с единственным двигателем. Такая связка («кластер») напоминает схему первой ступени ракеты «Сатурн-1». Она напрямую выводила марсианский корабль на траекторию полета к «красной звезде» минуя выход на околоземную орбиту. По такой схеме запускались первые советские и американские «лунники».
Сам марсианский корабль представлял собой посадочный аппарат, к хвостовой части которого были пристыкованы жилой модуль и ракетный блок. Посадочный аппарат напоминал по форме ракетоплан «Дайна Сор», при этом он имел размах дельтовидных крыльев 28,5 метров при длине 37,5 метров. В носовой части планера установлен ядерный реактор для электроснабжения корабля. В процессе перелета экипаж из восьми человек находится в цилиндрическом жилом модуле диаметром 5,5 метров и длиной 13,5 метров. Посадочная ступень и жилой модуль соединены узким переходным туннелем. Ракетный блок, обеспечивающий выход на орбиту Марса и старт с нее, снабжен связкой двигателей от блока «Центавр» компании «Пратт&Уитни».
В качестве даты старта марсианской экспедиции Ф. Боно назвал 3 мая 1971 года. После 259 дней перелета весь экипаж переходит в посадочный аппарат. После разделения жилой модуль с помощью ракетного блока в автоматическом режиме выходит на орбиту Марса. А посадочный аппарат с подлета входит в атмосферу, планирует и совершает посадку на поверхность Марса, используя лыжное шасси. После посадки космонавты разворачивают 6-метровый надувной купол, который служит им жилым отсеком в течение 479 дней пребывания на поверхности Марса. Для перемещения и исследования отдаленных областей используется вездеход. В отличие от схемы фон Брауна у Боно посадочный аппарат стартует по самолетному, используя подъемную силу крыльев. После выхода на орбиту посадочный аппарат стыкуется с жилым модулем и с помощью ракетного блока переходит на траекторию полета к Земле. Перед подлетом от корабля отделяются жилой модуль и ядерный реактор, которые сгорают в атмосфере. Сам планер 24 января 1974 года совершает посадку в пустыне на лыжных шасси.
Стоит отметить, что и фон Брауна и у Ф. Боно при реализации марсианской экспедиции использовались только ЖРД. Причем лишь Боно предлагал в качестве топлива водород, как наиболее энергетически выгодный. Но очевидно, что использование ЖРД приводило к увеличению стартовой массы марсианского экспедиционного корабля. В этом смысле проект Ф. Боно был чересчур оптимистичен и не подкреплен расчетами.
Более продуманной оказалась первая работа по изучению проблем полета к Марсу, проведенная Исследовательским Центром НАСА имени Льюиса, чей доклад был представлен на ежегодном собрании Института аэрокосмических наук 23-25 января 1961 года в Нью-Йорке. В своей работе, начатой еще в ноябре 1957 года, сотрудники Центра рассмотрели возможность применения химических, ядерных и электрических (ионных) ракетных двигателей для межпланетных полетов. Для примера был выбран полет на Марс. Было показано, что энергетически более выгоден более медленный перелет по гомановым траекториям. При этом для старта с орбиты Земли желательно использовать ядерные ракетные двигатели, а при возвращении на Землю выгодно применять не ракетное, а аэроторможение в атмосфере. Для этих целей возвращаемый аппарат имел форму планера с треугольным крылом. В этом же отчете была показана необходимость наличия в жилом отсеке камеры радиационной защиты, служащей убежищем для экипажа в случае солнечных вспышек.
Надо сказать, что уже к тому времени было понятно, что ядерные ракетные двигатели как минимум в два раза по удельному импульсу превосходили химические двигатели. Если самый совершенный кислородно-водородный двигатель 60-х годов имел удельный импульс 430 секунд, то для ЯРД минимальная планка находилась на уровне 850-900 секунд. А чем больше удельный импульс двигателя разгонного блока, тем меньше стартовый вес марсианского комплекса на околоземной орбите при той же полезной нагрузке.
Первое серьезное исследование проблемы создания атомного двигателя для космического полета провели в 1944 году Станислав Улам и Фредерик Хоффман, в то время работавшие по Проекту «Манхэттэн». Проработки по созданию ЯРД начались в США еще в 1955 году под эгидой Комиссии по ядерной энергии. В мае 1961 года во время утверждения программы посадки корабля «Аполлон» на Луну было рекомендовано продолжить работы над ЯРД по программе «Ровер». К этому, кстати, призвал Президент США Джон Кеннеди в своей знаменитой речи 25 мая 1961 года. Был разработан проект «Нерва». НАСА совместно с Комиссией по атомной энергии заключили контракт с фирмами «Аэроджет» и «Вестингауз» на создание двигателя «Нерва» тягой 26 тонн. Отработка двигателя велась на опытных полноразмерных реакторах без сопла «Киви», первое испытание которого прошло в мае 1964 года. Прототип ЯРД был впервые испытан 24 февраля 1967 года на ядерном полигоне в штате Невада на установке «Феб-1Б», что подтвердило его техническую реализуемость. Правда, до сих пор ни один ядерный ракетный двигатель не только не летал в космосе, но даже и не испытывался на огневом стенде. Во многом это объясняется отсутствием реальной потребности в ядерных двигателях, поскольку ни в одной стране работы по пилотируемой марсианской экспедиции даже не дошли до стадии эскизного проекта. Да и в Америке вместе с сокращением финансирования программы «Аполлон» в 1972 году были закрыты работы по ядерному двигателю «Нерва».
В начале 60-х годов опирались в основном на теоретические возможности ЯРД. В предыдущей главе уже рассказывалось о разворачивании работ по программе «Аполлон». Многие компании, участвовавшие в конкурсе за право создания лунных кораблей, справедливо полагали, что после освоения Луны естественным образом приступят к полетам к Марсу, Венере и другим планетам Солнечной системы. И нужно быть готовыми к этому. Потому-то и рождались в недрах различных компаний многочисленные предложения по межпланетным полетам. К ним относится и инженерная записка, составленная в 1961 году сотрудниками компании «Дуглас Эйркрафт» Робертом Лоу и Робертом Джервейсом. Я не буду останавливаться на этой записке, поскольку в ней не слишком хорошо продуманы многие детали полета к Марсу.
Гораздо интереснее рассказать о предложении, высказанном в докладе директора Отделения Научно-исследовательских работ в Центре космических полетов имени Маршалла НАСА Эрнста Штулингера и Джозефа Кинга на Конференции по электрическим двигателям Американского Ракетного Общества 14-16 марта 1962 года в Беркли. Сам Э. Штулингер, который вместе с фон Брауном создавал «Фау-2» для третьего рейха, начал заниматься электрическими двигателями с начала 50-х годов. Электрические ракетные двигатели позволяли увеличить удельный импульс как минимум до 1500 секунд, что сулило большие выгоды. Но у них есть один существенный недостаток — слишком малая тяга. Это приводит к большим затратам времени на разгон и торможение. Именно поэтому ЭРД практически не применяют для перелетов на околоземных орбитах кроме коррекций, а также для полетов к Луне. Ведь, например, полет КА на стационарную орбиту с помощью ЖРД занимает 6 часов, а при использовании ЭРД — 30 суток.
При полетах же к дальним планетам длительный разгон в сфере действия Земли с лихвой компенсируется дополнительной скоростью, приобретаемой за счет высокого удельного импульса при меньших затратах топлива. В результате, удельный вес полезной нагрузки возрастает, а суммарное время экспедиции снижается. Правда, электрические двигатели требуют для своей работы высокий уровень потребляемой электрической мощности. Ее могут обеспечить либо солнечные батареи с огромной площадью панелей, которая возрастает по мере удаления от Солнца, либо компактный ядерный реактор.
В проекте Э. Штулингера для выработки электроэнергии предлагалось использовать ядерный реактор с тепловой мощностью 115 Мегаватт. В ядерном реакторе нагревается рабочая жидкость до температуры 1450°К (1180°С), которая поступает на турбину. Турбина, в свою очередь, вращает генератор, вырабатывающий электрическую мощность 40 Мегаватт. Избыток тепла сбрасывается через плоские радиаторы общей площадью 4300 м2. Для создания тяги используютя два электрических (ионных) двигателя.
Космический корабль для полета к Марсу по Штулингеру представляет собой ромб в плане с максимальной длиной 150 метров. Основную площадь ромба составляют радиаторы для сброса избыточного тепла ядерного реактора, который расположен на одной из остроугольных вершин ромба. На противоположном конце расположен жилой модуль с камерой радиационной защиты длиной 1,9 метра, диаметром 2,8 метра и массой 50 тонн. Экипаж корабля — 3 человека. Общая стартовая масса корабля — 360 тонн.
В центре ромба установлены два ионных двигателя, вынесенных на штангах. Для их работы в качестве топлива используется цезий. Запас цезия на корабле составляет 120 тонн. В состав экспедиционного корабля также входит марсианский посадочный корабль массой 70 тонн. В процессе перелета для создания искусственной гравитации, составляющей 1/10 от земной, корабль вращается относительно центра масс со скоростью 1,3 оборота в минуту (8 град/с).
Для проведения марсианской экспедиции в начале 80-х годов Эрнст Штулингер предполагал запуск 5 кораблей. Причем три из них несут посадочные аппараты, а два — дополнительные 70 тонн цезия.
В течение первых 56 дней происходит разгон по спирали и выход на траекторию полета к Марсу, из них 20 дней приходятся на полет в радиационных поясах Земли. Этот период экипажи проводят в камере радиационной защиты. Сам перелет до сферы действия Марса длится 148 суток. Скручивание по спирали и выход на низкую марсианскую орбиту занимает три недели.
В течение 29 суток проводятся изучения поверхности Марса с целью выбора места посадки. Затем от одного из кораблей отделяется посадочный модуль без экипажа, который совершает посадку в автоматическом режиме. В случае успешной его посадки следом за ним стартует к Марсу пилотируемый посадочный корабль с экипажем из трех человек, который приземляется недалеко от беспилотного. Если бы первый грузовой корабль потерпел аварию, то второй также полетел бы без экипажа. В случае неисправности пилотируемого посадочного модуля космонавты переходят в кабину грузового корабля, стартуют с поверхности Марса и стыкуются со своим же экспедиционным кораблем. Оставшийся неиспользованным посадочный корабль (если не было аварии одного из кораблей) просто отбрасывается. Запасы цезия равномерно распределяются среди всех кораблей. Даже в случае неисправности четырех кораблей из пяти единственный экспедиционный корабль способен обеспечить обратный перелет всех 15 космонавтов.
Далее события происходят в обратном порядке:
Ø разгон и переход на траекторию полета к Земле — 18 суток;
Ø перелет по трассе Марс-Земля — 268 суток;
Ø полет в сфере действия Земли — 32 суток, из 10 суток внутри радиационных поясов.
В целом, схема полета и состав марсианского экспедиционного комплекса, предложенные Эрнстом Штулингером, оказались достаточно интересными и перспективными. У него нашлись последователи, в том числе и в нашей стране. Но об этом чуть позже.
Гораздо более оригинальным оказался вид межпланетного корабля и его двигательной установки в проекте «Орион», начало работ по которому датируется 1958 годом. Здесь в качестве движителя предлагалось использовать взрывы небольших атомных бомб. Пожалуй, первый серьезный проект использования ядерных зарядов был предложен в 50-х годах компанией «Мартин». Согласно ее проекту в камеру сгорания диаметром 40 метров каждую секунду выстреливалось по одному небольшому ядерному заряду мощностью 0,1 кТ, который и подрывался в центре камеры. Взрыв испарял поступавшую туда же воду, пары которой, истекая через сопло, создавали тягу при удельном импульсе 1150 секунд. Такой двигатель, который получил название импульсного ядерного ракетного двигателя, предлагалось использовать для вывода спутников на околоземную орбиту. Причем сначала работали химические двигатели, которые разогнали бы ракеты до скорости 2,4 км/с, где на высоте 240 км уже включился бы ядерный двигатель. Примерно в это же время в Ливерморской лаборатории Комиссии по атомной энергии работали над аналогичным проектом под названием «Гелиос», но меньших размеров.
В 1955 году Станислав Улам и Корнелиус Эверетт предложили полностью устранить камеру сгорания. Вместо этого в направлении, противоположном движению, выстреливались ядерные заряды вместе с твердотопливными дисками. В результате взрыва диски испарялись, и образовывалось облако плазмы, которая создавало давление на мощную опорную плиту космического аппарата.
Именно такая схема импульсного ядерного двигателя была принята для проекта «Орион», работы по которому начала в 1958 году компания «Дженерал Атомикс». Основателем и руководителем компании был Фредерик де Хоффман, однако, движущей силой проекта стал Теодор Тэйлор, ветеран программы создания ядерного оружия в Лос Аламосе. Хоффман привлек к работам по проекту и физика-теоретика из Института прикладных исследований в Принстоне Фримэна Дайсона. Развивая идеи Улама, Тэйлор и Дайсон предложили объединить ядерный заряд вместе с твердым топливом в один модуль. В качестве топлива был предложен полиэтилен, который хорошо поглощает нейтроны, выделяющиеся при атомном взрыве. В результате была получена (пока только теоретически) высокая скорость истечения струи, большая тяга и высокий удельный импульс (от 10 000 до 1000 000 секунд). Кроме того, ими же была предложена система амортизаторов, связывающих корабль и опорную плиту, для гашения импульсных толчков от ядерных взрывов. В ноябре 1959 года был даже проведено испытание модели для проверки концепции.
Для дальнейшего развития проекта требовалось поддержка и финансирование со стороны государства. Поэтому в апреле 1958 года руководство компании «Дженерал Атомикс» обратилось за поддержкой в Управление Перспективных исследований Министерства обороны США (ARPA), которое согласилось ежегодно выделять на программу» названную «Орион», 1 миллион долларов в год.
Тэйлор и Дайсон были убеждены, что ракеты на химическом топливе, развиваемые НАСА, ограничены по своим возможностям и не способны обеспечить полеты за пределы Луны к другим планетам Солнечной системы. Они хотели создать межланетный корабль достаточно простой по устройству, просторный, а главное реализуемый. По мению Тэйлора крабль должен был бы стартовать с территории одного из ядерных полигонов в штате Невада. Сам корабль должен был быть похож на остроконечную пулю высотой в 16 этажей с опорной плитой диаметром 40 метров. Статовое сооружение представляло собой стартовый стол, установленный на восьми башнях-колоннах высотой каждая 75 метров. Стартовая масса корабля около 10000 тонн.
На начальной стадии подъема ежесекундно должны были выстреливаться ядерные заряды мощностью 0,1 кТ. По мере увеличения скорости полета частота выброса ядерных зарядов снижалась до одного в 10 секунд, а мощность каждого увеличивалась до 20 кТ. Удельный импульс двигателя должен был составить 2000 секунд. Для уменьшения радиоактивного загрязнения атмосферы корабль взлетал вертикально вплоть до выхода за пределы атмосферы.
По мнению авторов проекта при ежегодном финансировании на уровне 100 миллионов долларов вполне реальным были бы полеты к Марсу в 1965 году, а к Сатурну — в 1970 году. При этом масса полезной нагрузки исчислялась бы в тысячах тонн, а численность экипажа составила бы 150 человек.
Однако в 1959 году вошедшее в силу НАСА отобрало все гражданские космические проекты у ARPA, а остальные отошли к ВВС. К тому же НАСА ориентировалось исключительно на химические двигатели и безядерный космос. Проект «Орион» тоже перешел в руки ВВС, но с условием, что ему будет найдено военное применение. Таким образом, из корабля для мирного исследования планет «Орион» превращался в носителя ядерных зарядов для обстрела территории СССР.
В начале 60-х годов участники проекта «Орион» попытались заинтересовать своими идеями Центр космических полетов имени Маршалла. Они предложили создать верхнюю ступень ракеты «Сатурн-5» с импульсным ядерным двигателем. Вместе с кораблем ступень весила бы порядка 60 тонн, однако, удельный импульс двигателя составлял бы от 1800 до 2500 секунд. Диаметр опорной плиты ограничивался диаметром второй ступени ракеты-носителя (10 метров). Опорная плита соединялась с кораблем четырьмя телескопическими амортизаторами.
Для полета на Марс требовалось бы всего два пуска ракеты «Сатурн-5». При массе оборудования в 100 тонн, что составило бы 45% от массы всего комплекса, корабль с экипажем из восьми человек мог бы за 125 суток совершить облет Марса с возвращением на Землю.
Со временем даже директор Центра космических полетов имени Маршалла Вернер фон Браун стал сторонником проекта «Орион». Однако он оказался отвергнут не по техническим, а по политическим мотивам. В августе 1963 года СССР, США и Великобритания подписали международное соглашение о запрещении ядерных испытаний в космосе. Проекту «Орион» был нанесен сокрушительный удар. Любой импульсный ядерный двигатель был поставлен вне закона в соответствии с международным правом. В декабре 1964 года финансирование проекта «Орион» было прекращено.
С одной стороны, конечно, жаль, что такой многообешающий проект был закрыт. Но, с другой стороны, естественными были опасения его противников. А что, если при выведении корабля на околоземную орбиту произойдет авария. Тогда сотни, а, может быть, тысячи тонн ядерных зарядов рухнут на Землю. Произошла бы просто глобальная катастрофа. Да даже при штатной работе импульсного ядерного двигателя происходило бы радиационное загрязнение атмосферы. Да и в ближнем космосе произошло резкое увеличение количества продуктов распада, что привело к сбоям в работе различных околоземных спутников и к нарушению радиосвязи.
Тем не менее, сама идея не умерла, однако в нее внесли коррективы. Вместо ядерного взрыва можно использовать термоядерный взрыв, который не оставляет за собой следа тяжелых радиоактивных ионов. На этом построен проект Британского Межпланетного Общества «Дедал» («Daedalus»), разработанный в середине 70-годов. Его целью является посылка автоматического зонда к «бегущей» звезде Бернарда, у которой, как тогда полагали, имеется планетная система. В качестве двигательной установки служила своеобразная магнитная «камера сгорания» с экраном в виде параболы, куда с частотой 250 Гц выстреливались топливные заряды, представляющие собой гелий-3 в пластиковой оболочке. Мощные электронные лучи в фокусе параболы поджигали топливные заряды, инициируя термоядерный взрыв. Между прочим, на этом же принципе основана и идея управляемой термоядерной реакции, предложенная одним из создателей лазера Н.Г. Басовым. Только вместо электронных лучей для поджигания заряда он, естественно, предложил световые лучи нескольких лазеров, сфокусированных в одной точке.
В результате двухступенчатого разгона межзвездный зонд массой 450 тонн приобретал скорость, составляющую 12% от скорости света. Расстояние в 10 световых лет до звезды Бернарда зонд способен преодолеть за 50 лет. Поскольку включение импульсного термоядерного двигателя у Земли могло бы напрочь сдуть всю атмосферу, старт межзвездного зонда планировался от Юпитера. Сборка двухступенчатого аппарат «Дедал» стартовой массой 54000 тонн также должна была происходить на орбите Юпитера, а из его атмосферы добывался бы гелий-3 для производства топливных зарядов.
Сегодня такая экспедиция выглядит чистой фантастикой. Да и в середине XXI века он вряд ли сможет быть реализован. Разве что к концу XXI века или к началу XXII века человеческая цивилизация достигнет соответствующего технического уровня.
С проектом «Орион» я существенно уклонился от полетов к Марсу, но не от темы. Просто время для него еще не пришло. Но вернемся в начало 60-х годов. После того как была развернута программа «Аполлон» и заключены контракты на создание его основных частей с подрядчиками, НАСА предусмотрительно начало исследования по выбору облика пилотируемых экспедиций к Марсу и Венере. Ответственность за это была возложена на Центр космических полетов имени Маршалла. В марте 1962 года Центр имени Маршалла заключил контракты с компаниями «Дженерал Дайнэмикс», «Локхид» и отделением «Аэронутроник» автомобильного концерна «Форд мотор» на предмет изучения возможности создания межпланетного корабля, способного совершить облет Венеры и Марса, а также выйти на орбиту этих планет с последующим возвращением на Землю. Именно первые буквы назначения программы («A Study of Early Manned Interplanetary Expeditions») образовали ее название — EMPIRE («Империя»). Эта программа рассматривалась как первый шаг к созданию кораблей, которые смогли обеспечить высадку человека на планеты Солнечной системы. Причем в контрактах помимо исследования собственно концепции межпланетного корабля Центр космических полетов имени Маршалла выдвигал также дополнительные требования:
¨ обосновать необходимость создания ракеты-носителя «Нова», отвергнутой создателями программы «Аполлон», и ее грузоподъемность;
¨ подготовить «почву» для последующего развития ядерных ракетных двигателей, также не нашедших применения в программе «Аполлон».
Первая стадия изучения завершилась в январе 1963 года, когда представители всех трех компаний представили отчеты. Инженеры из «Аэронутроник» сосредоточились на облетном корабле. При этом в качестве траектории ими был выбран попутный облет Венеры, как до пролета Марса, так и после него. Стартовая масса корабля на околоземной орбите должна была составлять 170 тонн, что позволило бы вывести весь марсианский комплекс на опорную орбиту с помощью одного пуска гигантской ракеты-носителя «Нова» с грузоподъемностью 225 тонн. Для разгона с опорной орбиты используется ядерный ракетный двигатель типа «Нерва». Разгон проходит в два этапа. На первом этапе использованные топливные баки отбрасываются, а топливо продолжает поступать из неотделяемых баков, которые служат в качестве дополнительной радиационной защиты для жилого модуля с камерой радиационной защиты, расположенного между этими баками. После выхода на трассу перелета еще два жилых модуля выдвигаются на телескопических штангах, и с помощью вращения создается искусственная гравитация. Энергопитание корабля в ходе полета обеспечивается радиоизотопным генератором SNAP-8.
При пролете Марса с борта корабля в атмосферу планеты сбрасываются автоматические исследовательские зонды. Перед подлетом к Земле от экспедиционного корабля отделяется возвращаемый аппарат с экипажем. С помощью автономной двигательный установки аппарат с несущим корпусом переводится на попадающую траекторию с одновременным снижением скорости. А экспедиционный корабль, пролетев мимо Земли, выходит на гелиоцентрическую орбиту. В качестве расчетной даты старта специалисты «Аэронутроник» выбрали астрономическое окно между 19 июля и 16 августа 1970 года.
Специалисты «Дженерал Дайнэмикс» и «Локхид» в рамках первой стадии проекта EMPIRE рассматривали как пролетные, так и орбитальные космические корабли. Ведущим специалистом в «Дженерал Дайнэмикс» по проектированию межпланетных кораблей стал Краффт Эрике, еще один бывший коллега фон Брауна по Пенемюнде, один из участников разработки «Фау-2». В 1945 году вместе с другими немецкими специалистами-ракетчиками он попал в США, а в 1953 году перешел в компанию «Дженерал Дайнэмикс». В конце 50-х годов К. Эрике увлекся изучением возможностей создания межпланетных кораблей для полетов к Венере и Марсу.
В представленном специалистами компании «Дженерал Дайнэмикс» отчете был рассмотрен полновесный марсианский экспедиционный комплекс за исключением марсианского посадочного корабля. Марсианская экспедиция, начало которой намечалось на 1975 год, состояла из трех кораблей модульной конструкции, один из которых был пилотируемым, а два — беспилотными. Беспилотные корабли представляют собой, по сути, склад запчастей для ремонта пилотируемого корабля в случае каких-либо отказов.
Каждый марсианский корабль состоит из следующих элементов.
ü Ступень М-1 для разгона с околоземной орбиты и перевода корабля на трассу Земля-Марс, состоящая из шести топливных баков с жидким водородом разного диаметра (2 бака диаметром 18 метров, 2 бака диаметром 10 метров и 2 бака диаметром 7,5 метров) и 1-4 ядерных ракетных двигателей. Запас топлива на разгонной ступени составляет от 180 до 630 тонн.
ü Ступень М-2 для торможения и выхода на орбиту Марса, состоящая из семи топливных баков диаметром 4,2 метра вокруг бака диаметром 6 метров и одного ЯРД. Запас топлива — от 110 до 330 тонн жидкого водорода.
ü Ступень М-3 для ухода с орбиты Марса на трассу Марс-Земля аналогичная ступени М-2, но с меньшим запасом топлива (от 60 до 120 тонн жидкого водорода).
ü Ступень М-4 для замедления скорости перед подлетом к Земле с одним ядерным или химическим двигателем. При этом запас топлива для ЯРД составил бы от 5,3 до 9,7 тонны в одном баке диаметром 6 метров, а для ЖРД — от 7,5 до 15 тонн в двух баках.
Кабина экипажа вынесена далеко вперед, что позволяет уменьшить влияние радиации от работающих ЯРД, а также для создания искусственной гравитации. Для защиты от солнечных вспышек имеется камера радиационной защиты. Экипаж корабля состоит из восьми человек. В случае необходимости проведения ремонтных работ в открытом космосе на корабле имеются два космических такси, рассчитанных на одного космонавта. Для энергоснабжения используется радиоизотопный генератор SNAP-8, но могут быть применены и солнечные батареи. На всех кораблях, пилотируемых и беспилотных, есть спускаемый аппарат, напоминающий по форме командный модуль «Аполлона», для входа в атмосферу Земли и возвращения экипажа на родную планету.
При полете на орбите Марса предполагалось провести исследования как самой планеты, так и ее естественных спутников Фобоса и Деймоса с помощью автоматических аппаратов, включая забор грунта и доставку его на борт пилотируемого корабля. Хотя первая стадия проекта «Империя» не предусматривала высадку человека на поверхность Марса, все же специалисты «Дженерал Дайнэмикс» показали возможность включения в состав экспедиционного корабля марсианского посадочного модуля, рассчитанного на экипаж из двух человек и 7-дневное пребывание на поверхности планеты.
Для сборки такого экспедиционного корабля на околоземной орбите команда К. Эрике предполагала использовать лишь одну стыковку модулей, выведенных двумя пусками сверхмощной ракеты-носителя «Пост-Сатурн» с грузоподъемностью 450 тонн. В отчете компании «Дженерал Дайнэмикс» был предложен также график развития технологий для организации марсианской экспедиции в марте 1975 года.
Третьим из участников проекта «Империя» была компания «Локхид». В ее проекте также использовалась искусственная гравитация во время перелета, а возвращаемый аппарат походил на командный модуль «Аполлона». Правда, вместо радиоизотопного генератора для энергоснабжения предлагалась солнечная электродинамическая установка.
Чтобы «обкатать» новые идеи 6-7 июня 1963 года в Денвере прошел симпозиум Американского Астронавтического Общества, на котором присутствовали до 800 ученых и инженеров. Как и следовало ожидать, большинство его докладов было посвящено проблемам пилотируемого полета на Марс. В частности, Гарри Рапп из Бюро перспективных проектов Центра Маршалла, отметив огромную стартовую массу марсианских экспедиционных кораблей, предложил в целях уменьшения массы полезного груза отказаться от искусственной гравитации. В его докладе звучали и другие интересные предложения, например: использование аэроторможения в атмосфере Марса для выхода на его орбиту; полет по траектории с большим временем перелета, но минимальной энергетикой; использование одних и тех же двигателей для всех этапов полета (сбрасываются только баки).
В докладе сотрудников Центра пилотируемых кораблей Дэвида Хэммока и Брюса Джексона был представлен проект марсианского посадочного корабля. В целом, они предложили три схемы марсианской экспедиции. Согласно их проекту для реализации первого варианта с орбиты Земли должны быть запущены два корабля. Первым запускается беспилотный пролетный корабль, который через 200 суток должен достичь окрестностей Марса. Через 50-100 суток с околоземной орбиты стартует пилотируемый корабль. В ходе перелета искусственная гравитация поддерживается вращением корабля и одного из топливных баков разгонной ступени. Через 120 суток перелета от пилотируемого корабля отделяется капсула с экипажем, которая прямо с подлетной траектории входит в атмосферу Марса и осуществляет посадку на его поверхность. Через 40 дней в момент приближения к Марсу пролетного корабля космонавты в капсуле стартуют с поверхности планеты и осуществляют стыковку на пролетной траектории. Конечно, такая схема сулила существенную экономию массы полезной нагрузки, но риск был бы чрезвычайно велик. Достаточно небольшому сбою при старте взлетного корабля с Марса или при стыковке кораблей, и гибель экипажа была бы неизбежна.
Во втором варианте предлагалось использование аэродинамического торможения для выхода экспедиционного корабля на орбиту Марса. Для этой цели сам корабль имел форму треугольника в плане с чечевицеобразным профилем. В вершине треугольника размещался возвращаемый аппарат. На боковой плоской стороне корабля был установлен посадочный корабль. В процессе перелета с помощью телескопических штанг части корабля разносятся на некоторое расстояние для создания искусственной гравитации. Перед подлетом отдельные части корабля соединяются в единое целое. После торможения корабля в атмосфере Марса и выхода на низкую орбиту космонавты в посадочном корабле приземляются на поверхности планеты. Далее все проходит по классической схеме. Здесь также удается получить выигрыш в массе полезной нагрузки, который, однако, в значительной мере съедается за счет теплозащиты, которой необходимо закрыть большую часть экспедиционного корабля.
Третий вариант представлял собой полностью классическую схему, включающую двигатель и топливо для выхода на орбиту Марса. В остальном он напоминал второй вариант. По расчетам Хэммока и Джексона при использовании только химических двигателей марсианский экспедиционный корабль (третий вариант) вместе с разгонной ступенью на околоземной орбите весил бы 1125 тонн. При использовании ЯРД и аэродинамического торможения в атмосфере Марса марсианский экспедиционный комплекс весил бы 270 тонн. В случае замены ЯРД на ЖРД его вес возрос бы до 450 тонн. Столько бы весил корабль и в пролетном варианте с использованием химических двигателей.
Одним словом, проектов была масса. Поскольку с обликом лунной экспедиции НАСА определилось еще в 1962 году, то теперь только Марс представлял собой пространство для фантазии и творчества инженеров и ученых. Причем даже в НАСА статус изучения Марса все время повышался. Если в 1962-1963 годах ответственным за изучение проблем полета на Марс (проект «Империя») являлось бюро перспективных проектов Центра космических полетов имени Маршалла, то в 1963-1964 годах это дело возглавило уже бюро пилотируемых космических полетов штаб-квартиры НАСА. К проблеме полета на Марс подключились и другие центры НАСА. 12 июня 1964 года в Хантсвилле состоялось подведение промежуточных итогов изучения этой проблемы.
Один из докладов представила Лаборатория космических технологий компании TRW, контракт с которой был заключен Центром имени Эймса. По их оценке одной из главных проблем при реализации марсианской экспедиции является колоссальный ее вес на околоземной орбите. Так, например, при старте в 1975 году марсианский экспедиционный комплекс весил бы около 680 тонн. Для снижения этой массы специалисты Лаборатории космических технологий и Центра Эймса предлагали использовать более энергоемкие виды топлива, например, водород и фтор. Другим способом экономии массы топлива и, следовательно, массы полезного груза является использование аэроторможения при выходе на орбиту Марса и при возвращении на Землю. По подсчетам использование атмосферы Марса для торможения позволило бы в 6 раз снизить массу корабля.
Выбор в пользу аэроторможения предъявлял соответствующие требования и к форме самого корабля. Так, экспедиционный корабль по проекту Лаборатории космических технологий и Центра Эймса напоминал по внешнему виду корабль «Аполлон», то есть коническая носовая часть и цилиндрическая центральная часть диаметром 7 метров, но с конической юбкой. Объем жилого отсека — 18 м3. В ходе перелета искусственная гравитация поддерживается вращением корабля и разгонной ступени, соединенных 150-метровым тросом. Вся внешняя поверхность экспедиционного корабля за исключением хвостовой части покрыта теплозащитой. Чтобы избежать выступающих частей, мешающих аэроторможению, марсианский посадочный аппарат массой 11250 кг также расположен внутри основного корабля, а точнее — в его хвостовой части. Возвращаемый аппарат для входа в атмосферу Земли и посадки является аппаратом с несущим корпусом в виде полуконуса. Весь экипаж экспедиционного корабля состоит из шести человек, из них двое совершают посадку на поверхность Марса.
Кроме того, в докладе было показано, что на стартовый вес экспедиции влияет продолжительность пребывания космонавтов на поверхности планеты (оптимальный срок — 10 суток). Снизить стартовую массу можно и за счет исключения из состава экипаж экспедиционного корабля камеры радиационной защиты. В этом случае роль радиационного экрана игр бы толстый слой теплозащиты. Еще один резерв массы — теплозащита возвращаемого аппарата. Простое снижение скорости за счет работы двигателей приводит к росту массы. Но этого можно избежать, если на обратном пути совершить еще и гравитационный маневр с облетом Венеры. Можно это сделать и по дороге к Марсу. Тогда выбирается траектория возврата с минимальной конечной скоростью. Кстати, эти же траектории позволяют попутно снизить общую продолжительность экспедиции на Марс с 3 до полутора лет.
В докладе, представленном компанией «Филко Аэронутроник», были рассмотрены результаты исследований, проведенных компанией с мая по ноябрь 1963 года по контракту с Центром пилотируемых кораблей. Фактически это был первый детальный проект марсианского посадочного корабля. Кроме того, компанией был предложен план создания марсианской экспедиции в течение 10 лет при стоимости 6,2 миллиарда долларов.
Взяв за основу плотность марсианской атмосферы в 10% от земной, специалисты компании предложили посадочный корабль в виде половинки конуса, снабженной двумя маленькими крылышками-стабилизаторами. Масса МПК должна была составлять от 29 до 33,5 тонн, его длина — 9 метров, а максимальная ширина по стабилизаторам — 10 метров. Заметим, кстати, что при реальной плотности марсианской атмосферы менее 1% от земной предложенные аэродинамические свойства МПК лишают его возможности тормозиться маневрировать в атмосфере. Но тогда об этом еще не знали.
Для наглядности в докладе был рассмотрен пуск к Марсу в период с 1971 по 1975 годы. Экспедиционный корабль повторял проект марсианского корабля с аэроторможением сотрудников Центра пилотируемых кораблей Д. Хэммока и Б. Джексона. МПК в процессе перелета также находится на спине экспедиционного корабля, но закрыт противометеоритным термоэкраном. После выхода на марсианскую орбиту высотой 550 км экипаж проводит выбор места посадки. Затем двое (капитан, он же геолог, и биолог) переходят в МПК, который отделяется от основного корабля и тормозится с помощью двигателя. После входа в атмосферу Марса и аэродинамического торможения на высоте 23-30 км раскрывается парашют. Перед посадкой парашют отстреливается, а корабль совершает мягкую посадку с помощью двигателей на четыре посадочные опоры. Жилой отсек для пребывания двух космонавтов на поверхности Марса в течение 10-40 суток расположен в нижней части МПК.
После проведения исследований космонавты стартуют с поверхности во взлетной ракете с помощью посадочного двигателя, причем пустые топливные баки, использованные при посадке, и жилой отсек остаются на Марсе. Выйдя на орбиту, космонавты стыкуются с экспедиционным кораблем. После перехода космонавтов в основной корабль МПК отбрасывается.
Как видно, исследования по проблемам полета на Марс привлекали многих. Сдерживало, правда, слабое знание физики планеты Марс и ее атмосферы. Но для решения этой проблемы НАСА предполагало регулярно запускать к «красной планете» автоматические станции типа «Маринер». А вот отсутствие должного финансирования не позволяло перейти от научно-исследовательских и проектно-изыскательских работ к опытно-конструкторским, во всяком случае, до завершения программы «Аполлон». Таким образом, из рассмотрения выпадало наиболее благоприятное в отношении энергетики стартовое «окно» в 1971 году. Следующее такое «окно» должно было появиться в 1988 году. Поэтому в исследованиях приходилось учитывать и возможность запуска в менее благоприятный период (1973-1985 годы). Характерным явился контракт, заключенный в июне 1963 года Центром имени Маршалла с компаниями «Дженерал Дайнэмикс» и «Дуглас Эйркрафт», названный UMPIRE вместо EMPIRE. Первая буква «U» означала неблагоприятный. В эти годы могли быть реализованы только длительные экспедиции, либо с промежуточным облетом Венеры. Кроме того, специалисты этих компаний в целях экономии веса предлагали отказаться от искусственной гравитации.
5 февраля 1965 года Гарри Рапп, руководитель бюро перспективных проектов Центра космических полетов имени Маршалла, представил итоговый отчет, который суммировал все работы по проблеме создания пилотируемых кораблей для облетов Марса и Венеры, включая проект «EMPIRE». Основной целью было изучение возможности создания межпланетных кораблей с использованием технологии «Аполлон» — «Сатурн» и с запуском во второй половине 70-х годов. Поскольку пилотируемые корабли всего лишь пролетали мимо планет, то их исследования проводились с помощью автоматических зондов, включая искусственные спутники планет, посадочные аппараты и аэростаты в атмосфере планет.
Межпланетный корабль, предназначенный для пролета Марса или Венеры, по мнению Г. Раппа должен будет состоять из следующих элементов (от хвоста к вершине):
ü переходная ферма для стыковки корабля с разгонной ступенью, включающая стыковочный узел и два двигателя для сближения с этой ступенью;
ü сферический жилой отсек с камерой радиационной защиты;
ü небольшая центрифуга для поддержания состояния здоровья космонавтов в условиях невесомости (система искусственной гравитации с вращением всего аппарата отклонена, поскольку является слишком сложной и тяжелой);
ü баки с запасами топлива для коррекции траектории;
ü герметичный ангар для хранения в течение всего полета возвращаемого аппарата типа командного модуля «Аполлона»;
ü ангар для хранения, обслуживания и ремонта автоматических планетных зондов;
ü два радиоизотопных генератора, вынесенных на штангах;
ü на вершине пролетного корабля расположен двигатель от лунной кабины, предназначенный для коррекции траектории.
Для сборки межпланетного пролетного требуется запуск шести ракет «Сатурн-5» и одной ракеты «Сатурн-1В». Первой ракетой «Сатурн-5» на орбиту высотой 485 км выводится сам корабль. При следующих четырех запусках на орбиту выводятся танкеры с жидким кислородом. Шестой ракетой «Сатурн-5» выводится разгонная ступень с запасом жидкого водорода (72 тонны), созданная на базе ступени S-IIB. Следом на корабле «Аполлон» стартуют три космонавта, которые стыкуются с разгонной ступенью. В течение 72 часов они должны обеспечить стыковку с танкерами и перекачку жидкого кислорода в баки разгонной ступени. В противном случае потери водорода от испарения будут слишком велики. Перед включением двигателей разгонной ступени вся связка весит около 105 тонн. После вывода корабля на межпланетную траекторию разгонная ступень отбрасывается.
Перед подлетом к Земле космонавты переходят в командный модуль «Аполлона». С помощью двигателей служебного модуля снижается скорость входа в атмосферу. Полная продолжительность полета — от 661 до 691 дней, в зависимости от используемого стартового окна. Что касается марсианской экспедиции с высадкой на поверхность планеты, то по мнению Г. Раппа, она могла бы состояться в первой половине 80-х годов.
В июне 1965 года аналогичный итоговый отчет представили специалисты компании «Дуглас Эйркрафт», написанного по результатам девятимесячной работы по контракту со штаб-квартирой НАСА. В нем были показаны различия «коротких» и «длинных» перелетов и их преимущества и недостатки. «Короткие» перелеты с общей продолжительностью порядка 600 суток и временем пребывания на Марсе до 30 суток характеризуются большими энергетическими затратами, а, следовательно, большими потребными запасами топлива. «Длинные» траектории значительно более выгодны в энергетическом отношении, однако общая продолжительность всей экспедиции возрастает до 1000 суток, а время пребывания на Марсе или около него — до 400 суток.
В качестве основных принципов, положенных в проект марсианской экспедиции были использование только химических двигателей и аэроторможения в атмосфере Марса. Рассчитывать в 70-е годы на ядерные двигатели, по мнению специалистов «Дуглас Эйркрафт», было бы слишком рискованно. Итак, марсианский экспедиционный комплекс должен был состоять из разгонной ступени длиной 10 метров и диаметром 16,5 метров и марсианского космического корабля. На разгонной ступени в качестве топлива используются водород и фтор.
Марсианский космический корабль представляет собой усеченный конус длиной 12 метров и наибольшим диаметром 16, 5 метров. Он, в свою очередь, состоит из двигательной установки для выхода на орбиту Марса и схода с нее, возвращаемого аппарата и жилого модуля в виде тороидального двухэтажного отсека весом 40 тонн, предназначенного для размещения 10 человек. Двигательная установка корабля также использует в качестве топлива водород и фтор. Возвращаемый аппарат весом 7 тонн, рассчитаный на 10 человек, по форме напоминает командный модуль «Аполлона», но несколько больше: длина 4,2 метра против 3 метров у «Аполлона». Космонавты находятся в возвращаемом аппарате при работе двигательной установки, во время аэроторможения, а также во время солнечных вспышек. Создания искусственной гравитации для всего корабля не предусматривается. Однако корабль оснащен центрифугой с двумя кабинами для регулярного профилактического воздействия на космонавтов. Для выработки электроэнергии используются три 10-метровых рефлектора солнечной электродинамической установки.
В верхней части корабля расположен также конический марсианский посадочный аппарат массой 71 тонну, рассчитанный на пребывние на поверехности Марса 6 человек в течение 500 дней. Его ширина у основания 10,6 метра, а длина 15 метров. МПК состоит из посадочного модуля, включающего двигатель и посадочные опоры, теплового экрана, парашютов, тороидального жилого модуля объемом 195 м3 и взлетной ракеты с топливными баками. В состав МПК включены также два марсохода массой по 4 тонны для перемещения трех космонавтов по поверхности планеты на расстояние до 500 км в течение 1-2 недель.
Реализация программы пилотируемого полета на Марс по проекту компании «Дуглас» обеспечивается более мощными чем «Сатурн-5» ракетами-носителями. Их грузоподъемность должна составлять 1 миллион фунтов или 450 тонн, а диаметр полезного груза — 22 метра. При первом пуске такой гигантской ракеты на орбиту выводится весь марсианский корабль в сборке, а при втором пуске — полностью заправленная разгонная ступень. После их стыковки на орбите вся связка стартует к Марсу. Время полета по трассе Земля-Марс — 200 суток.
С помощью аэродинамического торможения в атмосфере Марса корабль переходит на эллиптическую орбиту. Затем уже с помощью двигательной установки формируется круговая орбита высотой 800 км.
После выбора района посадки шесть космонавтов переходят в МПК и приземляются на поверхности Марса, используя для этого парашюты и двигатели мягкой посадки. Обратный путь проходит по классической схеме.
Полная стоимость реализации программы в течение более чем 15 лет по расчетам компании «Дуглас Эйркрафт» составит 17,5 миллиардов долларов.
Вообще на середину 60-х годов приходится пик интереса к полетам на Марс. Помимо исследований инициированных НАСА были и самостоятельные работы. Так, руководитель отдела Лаборатория космических технологий компании TRW Роберт Сон, участвовавший в работах по контракту с Центром Эймса в 1963-1964 года, опубликовал в майском номере журнала «Астронавтикс&Аэронавтикс» еще один проект пилотируемого полета на Марс в возможно более ранние сроки. Это можно было сделать в четыре этапа. Первым этапом являлась бы реализация программы «Аполлон» с отработкой ракеты «Сатурн-5», корабля «Аполлон» и орбитальных методов сближения и стыковки.
На втором этапе предлагалось создать на базе программы «Аполлон» научно-исследовательскую лабораторию (AORL) с экипажем из трех человек, а также модификацию корабля «Аполлон» для совершения длительных полетов. Станция выводится на орбиту с помощью ракеты «Сатурн-5» вместе с основным блоком корабля «Аполлон», а размещается вместо лунной кабины в переходном отсеке. Срок — 1970 год.
На третьем этапе небольшая орбитальная станция AORL заменяется на станцию больших размеров MORL, которая станет прототипом полетного модуля межпланетного корабля. Станция выводится на орбиту с помощью ракеты «Сатурн-5». Экипаж станции MORL составит от 6 до 8 человек.
Четвертым этапом является сама марсианская экспедиция. Для ее осуществления необходим запуск 4-5 ракет «Сатурн-5» увеличенной грузоподъемности (до 200 тонн). В результате сборки на орбите создается межпланетный корабль, состоящий из основного блока корабля «Аполлон» на вершине, жилого модуля типа MORL в середине и разгонной ступени. В качестве топлива на всех ракетных блоках используется водород и фтор. Для экспедиции с посадкой на планету в состав экспедиционного корабля входят также двухместный посадочный корабль и ступень для ухода с марсианской орбиты. Выход на орбиту Марса предполагается с помощью аэродинамического торможения. Время пребывания на Марсе — 15 дней. В ходе перелета создается искусственная гравитация. При реализации пролетного варианта достаточно одного пуска ракеты «Сатурн-5» увеличенной грузоподъемности. По прогнозам Р. Сона пролет Марса мог бы состояться в 1975 и 1978 годах, а посадка на Марс — в 1982 году.
Не осталась в стороне от «марсианского поветрия» и компания «Норт Америкэн авиэйшн», бывшая головным разработчиком основного блока корабля «Аполлон». В том же 1965 году ими был предложен межпланетный корабль для облета Марса и Венеры, разработанный на базе корабля «Аполлон». Разгонная же ступень представляла собой ступень S-IIB, также разработанную в этой компании.
Впрочем, тема пилотируемого облета планет Солнечной системы постепенно себя исчерпала. Хотя он мог быть реализован при существующем уровне развития техники, но ведь простой облет ничего не давал нового науке по сравнению с автоматическими станциями типа «Маринер». Так зачем же тратить деньги? Правда, по инерции еще продолжали рождаться проекты пролетных кораблей, но время их ушло. Тот же Вернер фон Браун в ноябрьском номере журнала «Астронавтикс&Аэронавтикс» считал облет Венеры и Марса необходимым шагом на пути к высадке человека на Марс и созданию там постоянной базы.
Для решения этой задачи фон Браун предложил несколько увеличить грузоподъемность ракеты-носителя «Сатурн-5» (вариант «Сатурн MLV-3») со 100 тонн (без довыведения) до 155 тонн. Для запуска в 1978 году облетного корабля первым на околоземную орбиту выводятся сам космический корабль и топливные баки общей массой 124 тонны. Вторым пуском на орбиту выводится стандартный двигательный модуль с ядерным ракетным двигателем «Нерва-2».
Более сложной была бы организация экспедиции с высадкой человека на поверхность Марса, например, в 1982 году. Для сборки на орбите экспедиционного корабля общей массой 1180 тонн потребовалось бы уже 10 запусков ракеты «Сатурн MLV-3». Сам корабль включал бы, помимо полетного модуля и возвращаемого аппарата, марсианский посадочный корабль и 5 стандартных двигательных модулей с ЯРД «Нерва-2» (три для старта с околоземной орбиту, один для выхода на орбиту Марса и еще один для ухода с нее). Экипаж экспедиции — 8 человек, четверо из которых проводят исследования на поверхности Марса в течение 20 дней. Стоит отметить, что такая схема экспедиционного комплекса, предложенная Вернером фон Брауном, нашла последователей. Но об этом чуть позже.
В то же время цифры стартовой массы экспедиционного комплекса просто пугали. Собрать такую махину в невесомости из модулей весом в полторы сотни тонн каждый, да еще в короткий срок, — задача, нерешенная по сей день. Ранее уже рассматривался вариант межпланетного корабля с, предложенный руководителем Лаборатории научно-исследовательских работ Центра космических полетов имени Маршалла Эрнстом Штулингером. За счет высокой удельной тяги ЭРД стартовая масса корабля существенно уменьшалась. Но, обладая высоким удельным импульсом, электрореактивные двигатели имели очень малую тягу, что приводило к большим затратам времени на разгон и торможение. Выступая в марте 1966 году в Балтиморе на очередной встрече, посвященной проблеме полета к Марсу, тот же Э. Штулингер предложил компромиссный вариант. Разгон с околоземной орбиты осуществлять с помощью ЯРД с большой тягой типа «Нерва-2», а в дальнейшем использовать только электрореактивные двигатели. Это позволит в течение короткого времени пересечь радиационные пояса Земли, не подвергая большой опасности экипаж.
Для сборки такого корабля на околоземной орбите высотой 485 км потребовался бы запуск пяти ракет «Сатурн-5» с грузоподъемностью 155 тонн, то есть вдвое меньше чем при использовании одних ЯРД. Если же экспедиция будет состоять из четырех кораблей (для надежности), то потребуется 20 запусков вместо 40.
Марсианский экспедиционный корабль по Э. Штулингеру в варианте 1966 года состоит из центрального модуля с ядерным реактором мощностью 20 Мватт и электрическими ракетными двигателями, 153 тонн запасов топлива, марсианского посадочного корабля массой 57 тонн и космического «такси» для перелетов от одного экспедиционного корабля к другому. С двух сторон от центрального модуля выдвинуты телескопические штанги с размахов в 180 метров, к которым крепятся панели радиаторов для сброса в космос тепла от ядерного реактора. На каждом конце штанги закреплено по одной кабине для экипажа. Общая численность экипажа — 4 человека.
Для старта с околоземной орбиты служит разгонная ступень с четырьмя ядерными ракетными двигателями «Нерва-2». Длина ступени — 54 метра, диаметр каждого из четырех топливных баков — 10 метров, а стартовая масса ступени — 309 тонн, из которых 226 тонн жидкого водорода. Время разгона с околоземной орбиты — 30 минут. После окончания разгона корабль закручивается для создания искусственной гравитации, составляющей 20% от земной.
Через 145 суток полета при входе в сферу тяготения Марса включаются ЭРД, и экспедиционный корабль по спирали в течение 23 дней снижается до круговой орбиты ожидания высотой 1000 км. На этой орбите экипаж экспедиционного корабля с помощью МПК совершает чисто реактивную посадку на поверхность Марса, где проводит исследования в течение месяца. Сам марсианский посадочный корабль по форме напоминает конический командный модуль «Аполлона» с максимальным диаметром 10 метров.
После завершения исследования Марса экспедиционный корабль с помощью ЭРД в течение 17 дней по спирали разгоняется в сторону Земли. Обратный перелет длится 255 суток, причем часть траектории проходит внутри земной орбиты. При входе в сферу тяготения Земли опять включаются ЭРД, и корабль по спирали в течение 5 дней снижается до высоты 30000 км, откуда экипаж забирается транспортным кораблем.
По прогнозам Эрнста Штулингера полет такого корабля мог бы состояться в 1986 году, то есть через 20 лет после написания статьи. Считалось, что реализации такой сложной и дорогостоящей программы потребуется именно порядка 20 лет. Эта цифра фигурировала не только раньше, но и вплоть до настоящего времени. Поэтому на любой вопрос о сроках полета человека на Марс можно спокойно отвечать: через 20 лет
В апреле 1966 года по просьбе председателя Консультативного комитета НАСА по науке и технике, нобелевского лауреата Чарльза Таунса заместитель директора НАСА по пилотируемым космическим полетам Джордж Мюллер организовал исследования по проблеме пилотируемого облета Марса. Работы проводились специально созданной объединенной рабочей группой в бюро пилотируемых космических полетов НАСА и закончились выпуском отчета в октябре того же года. Но группа не ограничилась только облетом, а представила объединенную программу с эволюционным развитием средств и методов исследования Марса, главным критерием которой были максимальная отдача при минимальной стоимости. Причем программа включала как полеты автоматических станций, так и пилотируемых кораблей.
В качестве первого шага было продолжение пилотируемых полетов с увеличением продолжительности пребывания человека в космосе. Фактически это было также целью проекта применения «Аполлона» (1968-1973 годы) или ААР (Apollo Applications Project). В качестве конечной задачи этого этапа ставилось доведение продолжительности пребывания человека в невесомости, сравнимое с временем полета на Марс. Параллельно должны осуществляться запуски к Марсу межпланетных станций «Маринер» (1969-1973 годы) и «Вояджер» (1973 год) — будущий «Викинг».
Следующий этап — осуществление в 1975-1980 годах пилотируемых облетов Марса и Венеры. Полет с высадкой человека на поверхность красной полеты может быть осуществлен после 1980 года с применением ядерных ракетных двигателей. Кроме того, для вывода на околоземную орбиту отдельных частей марсианского экспедиционного комплекса потребуется повышение грузоподъемности ракеты-носителя «Сатурн-5».
Пролетный марсианский корабль состоит из жилого модуля объемом 75 м3, являющегося также модулем орбитальной станции, лабораторного модуля, на внешней поверхности которого установлены солнечные батареи площадью 120 м2 и остронаправленная антенна для связи с Землей диаметром 6 метров, корректирующей двигательной установки и возвращаемого аппарата, аналогичного командному модулю «Аполлона». Возвращаемый аппарат служит также в качестве радиационного убежища в случае солнечных вспышек. В ходе пролета с борта корабля сбрасываются на поверхность Марса автоматические станции, в том числе для забора проб грунта и доставки их на пролетный корабль.
Всего для запуска пролетного корабля требуется четыре улучшенных ракеты-носителя «Сатурн-5». Одна ракета выводит сам корабль, а три остальных — третью ступень с увеличенной заправкой MS-IVB. После сборки именно три ступени MS-IVB последовательно разгоняют марсианский комплекс до второй космической скорости. Перелет до Марса длится 130 суток, но на обратный полет затрачивается уже 537 суток. В ходе обратного перелета корабль достигает пояса астероидов. В целом, это был достаточно реалистичный проект. Его разработчики пытались вдохнуть жизнь в угасающую идею полетов с облетом планет. Их основным аргументов была необходимость исследования проб марсианского грунта на борту корабля во избежание загрязнения атмосферы Земли. Однако эта идея не нашла поддержки. Ведь, в сущности, всю работу выполняли автоматы. Человек требовался лишь для исследования образцов грунта в лаборатории. Но эту лабораторию можно было бы разместить и на борту околоземной орбитальной станции.
Все эти проекты полетов на Марс неплохо выглядели на бумаге. Но пока еще не была выполнена национальная задача десятилетия — высадка человека на Луну по программе «Аполлон». Поэтому нечего было и мечтать хоть о каком-нибудь финансировании марсианских проектов. Тем не менее, многие задумывались о том, что будет после «Аполлона». В это число входили и политики. В феврале 1967 года Консультативным комитетом по науке при Президенте США была подготовлена программа космических исследований после завершения программы «Аполлон». Эта программа должна была стать одним из кирпичиков предвыборной программы хозяина Белого дома Линдона Джонсона в 1968 году. В ней, в частности, подвергалась сомнению полезность и необходимость пилотируемого облета Марса. Гораздо больше пользы науке без риска загрязнения принесли бы исследование автоматами образцов грунта Марса непосредственно на его поверхности. Но, поскольку, такие автоматы слишком сложны, то предлагалось управлять ими с борта пилотируемого корабля, совершающего полет по околомарсианской орбите. И только затем можно было бы приступить к реализации экспедиции с посадкой человека на Марс.
В принципе, этот подход явился первым гвоздем в крышку гроба марсианской пилотируемой экспедиции. Ведь создание сложных автоматов для исследования Марса и любых других тел Солнечной системы есть вопрос лишь времени и денег. Причем денег, все равно, потребуется меньше, чем на пилотируемую экспедицию.
Но пока не было принято политического решения о разворачивании работ по Марсу, НАСА продолжало заключать с различными компаниями контракты на проведение проектно-поисковых работ по выбору облика марсианской экспедиции. В частности, в июле 1966 года Центр космических полетов имени Маршалла НАСА заключил контракт с компанией «Дженерал Электрик» на проведение в течение года работ по марсианскому кораблю с ядерным ракетным и ядерным электроракетным (ионным) двигателем. В принципе, это была дальнейшая разработка проекта Э. Штулингера.
Согласно проекту «Дженерал Электрик» корабль с экипажем из восьми человек должен состоять из 11 модулей. Основу энергетического модуля составляет ядерный реактор массой 3,6 тонны и экран радиационной защиты. Реактор способен вырабатывать электрическую энергию мощностью 3 киловатта. Сброс избыточного тепла происходит через коническо-цилиндрический радиатор.
Следом за радиатором идет модуль электрореактивной двигательной установки, состоящей из 126 ЭРД. Суммарная тяга всей ЭРДУ составляет всего лишь 7,6 кг, а вектор тяги направлен перпендикулярно осевой линии корабля. Четырнадцать баков диаметром по 1,5 метра содержат всего 45 тонн цезия, являющегося топливом для ЭРДУ.
Марсианский посадочный корабль, рассчитанный на пребывание четырех человек в течение 30 суток на поверхности Марса, напоминает МПК, предложенный компанией «Форд Аэронутроник» в проекте 1964 года. Это — треугольное тело с несущим корпусом длиной 17,4 метра, ширина между стабилизаторами — 8,5 метра и максимальной толщиной у основания — 5,7 метра. Высота МПК на поверхности Марса с четырьмя посадочными опорами составляет 26 метров. Масса МПК при сходе с орбиты составляет 96,5 тонн, а при посадке — 63,7 тонны. Посадочный корабль, помимо возвратной ракеты, содержит жилой отсек, шлюзовую камеру и марсоход массой 5 тонн для перемещения экипажа по поверхности Марса.
Полетный модуль вместе с возвращаемым аппаратом выдвигаются на штанге длиной 50 метров для удаления от реактора, а также для создания искусственной гравитации путем вращения относительно центра масс со скоростью 6 оборотов в минуту. Двухэтажный полетный модуль имеет форму цилиндра диаметром 10 метров и высотой 6 метров при массе 33 тонны. Внутренний объем модуля, рассчитанный на проживание в нем восьми членов экипажа, составляет 45 м3. Внутри полетного модуля находится также камера радиационной защиты.
На «крыше» полетного модуля крепится возвращаемый аппарат, который представляет собой тело с несущим корпусом массой 9,5 тонн, длиной 9 метров, шириной 5,3 метра и максимальной толщиной у основания 4 метра.
В отличие от проекта Э. Штулингера в предложениях «Дженерал Электрик» ЭЯРДУ имеет вспомогательный характер. Наличие электроракетных двигателей позволяет более гибко использовать стандартный экспедиционный корабль при разных датах пуска. В то же время операции по выводу на трассу перелета Земля-Марс, выходу на орбиту Марса и отлету с нее осуществляются при помощи двигателей с большой тягой: ЖРД илли ЯРД.
Ступень для разгона экспедиционного комплекса к Марсу состоит из двух модулей топливных баков и одного двигательного модуля. Один из топливных баков диаметром 10 метров и длиной 14 метров содержит 72,6 тонны жидкого водорода, а второй диаметром 10 метров и длиной 22 метра содержит 127 тонн того же топлива. В качестве двигателя для отлета с околоземной орбиты используется ЯРД «Нерва-2» тягой 112 тонн. Полная масса разгонной ступени составляет 325 тонн, а ее длина — 82 метра.
Ступень для вывода экспедиционного корабля на орбиту Марса при диаметре 10 метров и длине 6,5 метра весит 61,9 тонны и оснащена двумя химическими двигателями тягой по 6,8 тонны. В качестве топлива используются жидкий кислород и водород.
Ступень для отлета с марсианской орбиты при том же диаметре и длине 9 метров весит 24 тонны и также оснащена двумя кислородно-водродными двигателями тягой по 6,8 тонны.
Полная стартовая масса марсианского экспедиционного комплекса по проекту компании «Дженерал Электрик» на орбите Земли составляет 682 тонны при общей длине 181 метр. Масса корабля на трассе перелета Земля-Марс составляет 330 тонн, а на трассе Марс-Земля -103,4 тонны.
Для сборки на орбите марсианского экспедиционного комплекса потребуется запуск пяти улучшенных ракет-носителей «Сатурн-5» с грузоподъемностью 160 тонн. Сборка производится в течение 32 суток. В качестве даты старта в проекте было названо 17 мая 1986 года. Общее время экспедиции — 450 суток. По мнению специалистов компании «Дженерал Электрик» создание марсианского экспедиционного корабля обошлось примерно в 10 миллиардов долларов.
Хотя к середине 1967 года была окончательно похоронена идея пилотируемого облета планет Солнечной системы, 3 августа 1967 года Центр пилотируемых космических кораблей в Хьюстоне направил 28 компаниям просьбу о том, как бы они решили следующих пять задач (проблем) при создании межпланетного экспедиционного корабля, предназначенного для облета Марса и Венеры:
Ø конструкция полетного модуля и его применение в качестве основы для создания орбитальной станции с экипажем 6-12 человек;
Ø конструкция возвращаемого аппарат по типу командного модуля «Аполлона», но с увеличением численности экипажа до 6 человек;
Ø конструкция корректирующей двигательной установки;
Ø конструкция лабораторного модуля, включающего один автоматический аппарат для посадки на Марс, забора образцов грунта и доставки их на борт корабля для последующего исследования;
Ø общая схема экспедиционного корабля.
В качестве базовой была принята конфигурация, предложенная объединенной рабочей группой. Одной из компаний, приславших свои ответы, была «Дуглас Эйркрафт». Отвечая на первый вопрос, специалисты компании пришли к выводу, что невозможно оптимальным образом унифицировать конструкцию орбитальной станции и полетного модуля марсианского корабля. По их мнению полетный модуль, рассчитанный на пребывание в нем экипажа из четырех человек, должен быть двухэтажным цилиндром с высотой каждого этажа 2,1 метра и диаметром 6,5 метров, масса модуля — 7,65 тонны. К внешней стороне полетного модуля крепятся на штангах солнечные батареи.
Среди возможных конструкций возвращаемого аппарата специалисты компании «Дуглас Эйркрафт» предложили командный модуль «Аполлона», увеличенный в диаметре на 23 см и весящий 6,5 тонн.
В целом, масса четырех модулей межпланетного корабля (полетный модуль, возвращаемый аппарат, лабораторный модуль и корректирующая двигательная установка) должна составить 38,15 тонны. Причем эта масса практически не зависит от схемы экспедиции. Общая же масса межпланетного корабля, по мнению специалистов «Дуглас Эйркрафт», составит порядка 100 тонн, из которых оставшиеся 61,85 тонны придутся на зонды, метеоритную и радиационную защиту, систему жизнеобеспечения и запасные части.
Сборка марсианского пролетного комплекса начинается запуском с помощью двухступенчатой ракеты-носителя «Сатурн-5» полетного и лабораторного модулей. На вершине ракеты расположен командный модуль (возвращаемый аппарат) вместе с космонавтами. После выхода на орбиту командный модуль отделяется, а затем стыкуется с полетным модулем, куда переходят космонавты. После десятидневных проверок проводится стыковка корабля с первой ступенью разгонного блока, созданного на базе ступени S-IVB, также разработанной компанией «Дуглас Эйркрафт». Количество ступеней S-IVB зависит от конкретной энергетики, необходимой для полета к Марсу. При старте в 1975 году таких ступеней требуется две. Сборка на орбите всего комплекса длится пять дней.
После выхода на траекторию полета к Марсу или Венере дальнейшая программа полета типична для всех пролетных экспедиций, включая дистанционное исследование планеты, а также запуск к ней автоматических зондов.
Сам по себе проект был достаточно хорошо проработан. И в принципе его можно было бы взять за основу для дальнейшей разработки марсианского пролетного корабля. Почти аналогичный проект в сентябре 1967 года был предложен объединенной рабочей группой в штаб-квартире НАСА. Однако, как уже говорилось, идея пилотируемого облета планет доживала последние дни. К тому же, Соединенные Штаты Америки окончательно завязли во Вьетнаме, из-за чего уже в 1967 году дефицит бюджета США составлял 30 миллиардов долларов. Естественно, что в этих условиях пошли под нож все перспективные программы НАСА. В первую очередь это коснулось программы пилотируемого полета к Марсу. Были срезаны ассигнования даже на дальнейшее развитие программы «Аполлон», о чем уже говорилось в предыдущей главе. Как следствие, в ноябре 1967 года была расформирована объединенная рабочая группа по исследованиям планет.
Впрочем, сила инерции была еще достаточно велика. Еще продолжались предпроектные проработки по марсианскому экспедиционному комплексу. И самой серьезной была работа специалистов компании «Боинг» по контракту с Исследовательским центром имени Лэнгли, завершившаяся выпуском многотомного отчета в январе 1968 года. Их взгляд на облик пилотируемого марсианского корабля стал классическим и долгое время цитировался всеми, кто в той или иной степени интересовался полетом к Марсу. Проект базировался на максимальном использовании задела по программе «Сатурн» — «Аполлон». В то же время, его основу составляли разгонные ступени с ядерным ракетным двигателем «Нерва-2». Причем они использовались на всех этапах полета. Однако электрореактивные двигатели и аэроторможение в атмосфере Марса были отвергнуты по причине высокого технического риска. Общая длина марсианского экспедиционного комплекса после сборки на орбите Земли составляет 175 метров, из них 32,5 метра — длина самого корабля, а остальное приходится на космическую ракету.
Космическая ракета представляет собой связку из пяти стандартных ракетных модулей, чья конструкция заимствована от второй ступени S-II ракеты «Сатурн-5». Каждый модуль диаметром 10 метров и длиной 48 метров содержит 175 тонн жидкого водорода и оснащен ядерным ракетным двигателем «Нерва» тягой 88,5 тонн. Диаметр сопла такого ЯРД — 4 метра. Первая ступень космической ракеты, состоящая из трех параллельно расположенных ракетных модулей, предназначена для разгона экспедиционного комплекса на траекторию полета к Марсу. Два других ракетных модуля предназначены для выхода на орбиту Марса и схода с нее для возвращения к Земле.
В верхней части марсианского космического корабля установлен отсек с автоматическими зондами и конический двухступенчатый марсианский посадочный модуль, чьи характеристики и внешний вид заимствованы из проекта компании «Норт Америкэн Рокуэлл», проводившей соответствующие исследования по контракту с Центром пилотируемых космических кораблей с октября 1966 по август 1967 года.
Далее следует переходной отсек со стыковочными узлами для причаливания корабля снабжения, созданного на базе командного модуля «Аполлона», автоматических аппаратов. Переходной отсек, в свою очередь, соединен с четырехпалубным полетным модулем. На первой палубе (ближе к хвосту) находится жилой отсек экипажа с шестью каютами, а также душ и медицинский отсек. На второй палубе расположены командный пост, кают-компания, служащая также столовой, хранилище запчастей и продовольствия, а также камбуз. На третьей палубе в основном содержатся запасы продовольствия, воды и запчастей. Здесь же находится и камера радиационной защиты, оборудованная средствами аварийного управления кораблем. На четвертой палубе оборудованы лаборатории по исследованиям в области электроники, биологии, геофизики, оптики, а также научно-информационный центр.
Последним элементом марсианского экспедиционного корабля является возвращаемый аппарат с абляционным тепловым экраном, парашютами и надувными мешками для посадки на воду.
Для сборки на околоземной орбите марсианского экспедиционного комплекса согласно проекту компании «Боинг» требовался запуск десяти усовершенствованных ракет, получивших обозначение «Сатурн V-25 (S)U». Каждая такая ракета-носитель из двух усовершенствованных кислородно-водородных ступеней MS-IC и MS-II и четырех твердотопливных ускорителей диаметром каждый по 4 метра. Высота ракеты на старте достигала 140 метров, а ее грузоподъемность составила бы 250 тонн.
При первом запуске ракеты «Сатурн V-25 (S)U» без ТТУ на орбиту сборки высотой 420 км выводится сам марсианский космический корабль, включая МПК, полетный модуль и возвращаемый аппарат. Следом за ним с помощью ракеты-носителя «Сатурн-1В» выводится модифицированный корабль «Аполлон» с экипажем из шести человек, который стыкуется с полетным модулем. Основной задачей этого экипажа является сборка и испытания экспедиционного комплекса. При следующих двух пусках на орбиту выводятся ракетные модули, которые последовательно стыкуются с космическим кораблем. Пятый пуск является резервным. При пусках с шестого по восьмой выводятся на орбиту еще три ракетных модуля. После этого сборка завершена. Девятый пуск также является резервным, а при десятом пуске ним с помощью ракеты-носителя «Сатурн-1В» выводится модифицированный корабль «Аполлон» с основным экипажем из шести человек, который заменяет экипаж испытателей-монтажников.
Как уже говорилось, разгон с орбиты Земли и вывод на траекторию полета к Марсу осуществляется с помощью ЯРД «Нерва» трех ракетных модулей первой ступени. После выработки топлива они отбрасываются. Кстати, трасса полета к Марсу, либо обратно, может включать попутный облет Венеры, что позволяет снизить общую продолжительность всей экспедиции с 900-1000 до 460-680 суток. В ходе перелета возможно проведение коррекций траектории с помощью химического двигателя, установленного на второй ступени космической ракеты помимо ЯРД. Сама вторая ступень служит для вывода космического корабля на высокую околомарсианскую орбиту, после чего отбрасывается. Корректирующий ЖРД третьей ступени обеспечивает выход корабля на круговую орбиту высотой 985 км. На этой орбите посадочный модуль с экипажем из трех человек отделяется от экспедиционного корабля, тормозится с помощью двигателя тягой 1,9 тонны, который затем отбрасывается.
Перед посадкой раскрываются посадочные устройства. Продолжительность пребывания космонавтов на поверхности Марса составляет до 30 суток, в течение которых они проводят исследования, в том числе сбор образцов марсианского грунта (до 400 кг). По окончании исследований вторая ступень посадочного модуля стартует с поверхности вместе с космонавтами. После выхода на заданную орбиту они стыкуются с экспедиционным кораблем и переходят в него, а взлетная ракета отбрасывается. Время пребывания на орбите Марса зависит от баллистической схемы экспедиции и может колебаться от 30 суток (с пролетом Венеры) до 400 суток (без облета Венеры). Вывод корабля на траекторию полета к Земле обеспечивает ракетный модуль с ЯРД третьей ступени, которая по выработке топлива также отбрасывается.
Перед подлетом к Земле космонавты переходят в спускаемый аппарат, а пустой корабль с помощью корректирующей двигательной установки направляется на пролетную траекторию с последующим выходом на гелиоцентрическую орбиту.
По оценкам специалистов компании «Боинг» стоимость всей программы полета на Марс составила порядка 29 миллиардов долларов. При этом первые орбитальные испытания полетного модуля и ракетных модулей с ЯРД должны начаться в 1976 году, испытания 6-местного спускаемого аппарата — в 1978 году, а сама марсианская экспедиция с посадкой на поверхность — в 1985-1986 годах.
Как уже говорилось ранее, НАСА параллельно заключило контракты с различными фирмами на проработку отдельных аспектов марсианской экспедиции. В их числе были выбор основных параметров и облика марсианского посадочного корабля. По заданию Центра пилотируемых космических кораблей с октября 1966 по август 1967 года эту работу вела компания «Норт Америкэн Рокуэлл» (бывшая «Норт Америкэн авиэйшн»), которая 12 января 1968 года представила заключительный отчет по этой проблеме.
В представлении специалистов компании МПК должен иметь форму конуса диаметром 9 метров аналогично командному модулю «Аполлона», который был также разработан в этой же компании. Самый легкий вариант МПК при массе 30 тонн мог бы обеспечить пребывание двух человек на поверхности Марса в течение 4 дней. При этом орбита ожидания должна быть низкой круговой.
Самый тяжелый вариант МПК массой 50 тонн рассчитан на пребывание на поверхности Марса экипажа из 4 человек в течение 30 суток. При орбита ожидания — эллиптическая. Если вместо эллиптической принять низкую круговую орбиту, то масса МПК уменьшится до 34 тонн. Если же орбиту ожидания оставить эллиптической, но уменьшить численность экипажа до двух человек, а время пребывания на поверхности до 4 дней, то масса МПК составит 40 тонн. Для схода МПК с орбиты используются семь твердотопливных двигателей, которые после отработки тормозного импульса сбрасываются.
Поскольку начальная форма МПК представляет собой конус, покрытый абляционной защитой, то и вход в атмосферу Марса проходит аналогично входу в земную атмосферу командного модуля корабля «Аполлон». При этом максимальные перегрузки достигают 7 g. При снижении скорости до 4,5М открывается тормозной парашют, который затем вводит в действие основной парашют, роль которого исполняет надувной шар. На высоте порядка 3 км надувной шар отстреливается, одновременно открываются сопла посадочных двигателей, работающих на метане и жидком кислороде, и шесть посадочных опор. Непосредственно перед посадкой МПК способен совершать горизонтальный маневр на расстояние до 6 км. Посадка производится на шесть опор в форме лыж.
На посадочной ступени расположены исследовательская лаборатория (она же — жилой отсек) и шлюзовая камера для выхода космонавтов на поверхность Марса. В системе электропитания МПК используются кислородно-водородные топливные элементы аналогично кораблю «Аполлон».
При старте взлетной ракеты с поверхности Марса посадочная ступень используется в качестве стартового стола. Взлетная ракета двухступенчатая. Первой ступенью являются восемь конических топливных баков, сбрасываемых после израсходования в них жидкого кислорода и метана. Далее берется топливо из двух внутренних баков. После выхода на орбиту производится стыковка с экспедиционным кораблем и переход в него экипажа МПК.
По мнению специалистов компания «Норт Америкэн Рокуэлл» при начале работ в 1971 году высадку человека на Марс можно было бы осуществить в 1982 году.
В принципе, на этом можно было бы поставить точку в американской программе пилотируемого полета на Марс. Однако приход к власти в конце 1968 года республиканской администрации и нового Президента США Ричарда Никсона поначалу породил призрачные надежды у НАСА. Основой для таких надежд послужило формирование новым хозяином Белого дома Объединенной программы пилотируемых космических полетов на период с 1970 по 1980 год. Более того, для этих целей Р. Никсон сформировал специальную Целевую космическую группу во главе с вице-президентом Спиро Агню. НАСА, воспользовавшись случаем, представило в Целевую космическую группу материалы, основанные на результатах работы Объединенной рабочей группы по планетам в 1966 году.
Согласно предложениям НАСА в 1970-1971 годах должны состояться шесть лунных экспедиций, в 1972 году — запуск первой орбитальной станции «Скайлэб» и еще две лунные экспедиции, в 1973 году — орбитальная станция «Уоркшоп 2» и три расширенных лунных экспедиции, в 1974 году — первый полет пилотируемого космического буксира, способного обеспечить доставку на Луну экспедиции продолжительностью до 28 дней, в 1975 году — первый полет модуля космической станции, рассчитанной на полет 12 человек в течение 3 лет, и многоразового транспортного корабля, в 1976 году — полет модуля космической станции на окололунной орбите, в 1977 году — первый полет межорбитального буксира с ЯРД «Нерва», способного перевозить грузы с низкой орбиты на геосинхронную или окололунную орбиту, в 1978 году — начало строительства лунной базы. Вершиной этой программы был полет человека на Марс в 1980 году или вскоре после него.
Забавно, но эти предложения существенно превышали возможности НАСА и самих Соединенных Штатов Америки. Более того, они коренным образом расходились с реальными планами НАСА, в том числе по лунным экспедициям. Уже прошли через Конгресс бюджетные сокращения, а в НАСА все еще находились неисправимые мечтатели. И самым неисправимым из них оказался Вернер фон Браун. Марс был его «голубой мечтой». Именно он детализировал предложения НАСА в Объединенную программу пилотируемых космических полетов, озвученные 4 августа 1969 года. Главным в них была подготовка и проведение пилотируемой марсианской экспедиции, начиная с 1981 года.
За основу фон Брауном был взят проект марсианского посадочного корабля компании «Норт Америкэн Рокуэлл» и проект марсианского экспедиционного комплекса, предложенного компанией «Боинг». Основным отличием было использование многоразовых буксиров с ЯРД «Нерва-2» тягой 90 тонн и удельным импульсом 825 секунд, которые после разгона корабля к Марсу тормозились и возвращались обратно на околоземную орбиту для повторного использования. Для надежности экспедиции к Марсу стартовали сразу два корабля. Если один из кораблей выходит из строя, то все 12 членов экспедиции могут возвратиться на другом корабле. Масса каждого марсианского корабля при старте составляет 725 тонн, из которых 75% — топливо.
Еще одним отличием проекта Вернера фон Брауна является отсутствие прямого возвращения космонавтов на Землю. Во избежание загрязнения Земли марсианскими микроорганизмами корабли выходят на околоземную орбиту и стыкуются с орбитальной станцией, где космонавты и доставленные образца пород проходят исследование. Конечная масса марсианского корабля на околоземной орбите составляет 72 тонны, то есть 1/10 от начальной массы.
Несмотря на героические усилия руководства НАСА, связанные с попыткой расширить пребывание человека в космосе, интерес к пилотируемой космической программе падал. Особенно это стало заметно после первых шагов Нейла Армстронга и Эдвина Олдрина по Луне. Однако снижение финансирование началось еще раньше. Если в 1967 году бюджет НАСА составлял 6 миллиардов долларов, то в 1969 году он был урезан до 4 миллиардов. Почти вдвое сократилось и количество сотрудников НАСА. Во многом это было связано с расширяющейся войной в Индокитае. Впрочем, если бы Советский Союз опередил США с пилотируемым облетом Луны или с доставкой на Землю автоматами образцов лунного грунта, возможно, мы бы сейчас рассуждали о посадке человека на Марс как о деле свершившимся. Но в результате НАСА пришлось бороться за место под Солнцем, отбиваясь от многочисленных критиков, упрекавших руководство НАСА в непомерных затратах на свои программы и отрыве от реальных нужд государства.
Учитывая, что новую республиканскую администрацию и самого Ричарда Никсона мало интересовали космические проблемы, вполне естественным кажется сворачивание не только программы «Аполлон», но и ААР («Пост-Аполлон»). Что уж говорить о полете человека на Марс с огромными потребными затратами, когда все больше денег уходило на войну во Вьетнаме. Следствием этого явилась переориентация НАСА в конце 1970 года, которое возглавил ставленник Р. Никсона Томас Пейн на создание многоразового транспортного корабля. Правда, поначалу в понятие многоразовых транспортных систем входили и межорбитальные буксиры с ядерной двигательной установкой. Такие буксиры могли бы обеспечить колонизацию Луны при относительно небольших по сравнению с программой «Аполлон» затратах. Их же можно было использовать и для запуска марсианского экспедиционного комплекса, что уже предлагал Вернер фон Браун. Причем сами буксиры с ЯРД должны были выводиться на орбиту с помощью многоразового корабля «Спейс Шаттл», который должен был заменить систему «Сатурн» — «Аполлон».
В течение 1969-1970 годов специалисты компаний «Макдоннел Дуглас», «Локхид» и «Норт Америкэн Рокуэлл» по контракту с Центром имени Маршалла вели исследования по выбору облика многоразового транспортного корабля с ядерной двигательной установкой. Сам корабль или межорбитальный буксир выводился на орбиту с помощью двухступенчатой ракеты-носителя «Сатурн-5» (INT-21), а его последующая дозаправка обеспечивалась крылатыми многоразовыми кораблями. Его основным назначением была перевозка грузов с низкой орбиты на геостационарную, а также к Луне. Связку из таких буксиров можно использовать для полета к Марсу.
В качестве примера специалистами компании «Макдоннел Дуглас» был рассмотрен полет марсианского экспедиционного комплекса в 1988 году с попутным облетом Венеры. Общая продолжительность такой экспедиции составила бы 560 суток, а время пребывания в окрестностях Марса — 30 суток. Основу космической ракеты должны были составлять четыре многоразовых буксира с ЯРД, вмещающих 549 тонн топлива (жидкого водорода). При этом каждый из буксиров к моменту старта марсианской экспедиции уже совершил бы несколько полетов, доставляя грузы на геостационарную или лунную орбиту. Тем самым была бы подтверждена их надежность. Конфигурация космического корабля была заимствована из проекта компании «Боинг» 1969 года. Масса самого корабля — 119,6 тонны (122,5 тонны у «Боинга»).
Первые модуля ракетных модуля с ЯРД поднимают апогей марсианского корабля доя 19000 км, после чего отделяются и снижаются до начальной круговой орбиты высотой 400 км. Третий ракетный модуль выводит корабль на траекторию полета к Марсу. Он же используется на первом этапе торможения у Марса, после чего отделяется и, пролетая мимо Марса, выходит на гелиоцентрическую орбиту. Это — единственный, безвозвратно теряемый модуль. Четвертый ракетный модуль обеспечивает выведение корабля на эллиптическую околомарсианскую орбиту 400 км на 17600 км с периодом обращения 13,5 часов. Выбор эллиптической орбиты ожидания снижает потребные запасы топлива в ракетном модуле, но увеличивает необходимые запасы топлива в посадочном модуле.
После 30 дней пребывания у Марса четвертый ракетный модуль обеспечивает старт корабля к Земле. Он же при последнем включении выводит корабль на сильно вытянутую околоземную орбиту (400 км на 60000км) с периодом обращения 24 часа. На этой орбите с кораблем стыкуется межорбитальный буксир, который доставляет его на низкую круговую орбиту. Таким образом, из четырех ракетных модулей с ЯРД три могут быть повторно использованы в последующем.
Такая концепция марсианской экспедиции была бы приемлема, если бы за основу была принята максимальная программа НАСА, включающая регулярные полеты к Луне для строительства лунной базы. Без этого многоразовые буксиры с ЯРД просто превращались в одноразовые. Но, как уже говорилось, в США шло планомерное сокращение ассигнований на космос. Правда, в НАСА еще оставались неисправимые оптимисты, надеявшиеся, что следующей целью после Луны станет Марс, причем работы по марсианской пилотируемой экспедиции начнутся сразу после окончания лунной программы. Их надежды привели даже к созданию в декабре 1969 года Группы по выработке требований к пилотируемой межпланетной экспедиции, куда вошли представители штаб-квартиры и всех Центров НАСА.
В феврале 1971 года эта группа, руководимая Моррисом Дженкинсом, подвела итоги своей работы. В качестве реперной точки была взята дата старта марсианской экспедиции в 1987-1988 годах. Причем старту должен предшествовать 11-летний период создания и испытаний элементов комплекса.
Следует отметить, что при сборке марсианского экспедиционного комплекса должны были использоваться полностью многоразовые транспортные корабли «Земля-орбита». Но, если выводить модули экспедиционного корабля выводить в грузовом отсеке шаттла, понадобится 30 модулей. Это был явный перебор. Поэтому было предложено крылатую вторую ступень заменить на модуль массой 270 тонн и диаметром 7,2 метра, который, используя те же кислородно-водородные химические двигатели что и на первой ступени, самостоятельно выходит на орбиту. Эти модули после дозаправки их жидким кислородом и водородом используются как ступени космической ракеты марсианского экспедиционного комплекса.
В целом, состав марсианского корабля напоминает классическую схему, предложенную компанией «Боинг». В верхней части корабля находится ангар для автоматических зондов общей массой 14 массой и марсианского посадочного корабля массой 50 тонн. Полетный модуль массой 50 тонн также имеет четыре палубы. На верхней палубе размещается командный пост. На второй палубе — две спальных каюты, рассчитанные на одного космонавта каждая, склад для хранения продовольствия, камбуз и система жизнеобеспечения. На третьей палубе — одна одноместная каюта, прачечная, биолаборатория и система жизнеобеспечения. На четвертой палубе — еще две каюты, камбуз, туалет и резервный командный пост. Высота каждого этажа 2,2 метра. Полезная площадь этой «квартиры» 115 м2. Верхние две палубы могут быть герметично изолированы от нижних двух. Четвертая палуба имеет усиленную защиту и служит убежищем в случае вспышек на Солнце. Сквозь все четыре палубы проходит сквозной туннель, который ведет с одной стороны в ангар полезного груза, а с другой — к энергетическому модулю. На первой и третьей палубах от туннеля имеются выходы на боковую поверхность полетного модуля, оканчивающихся стыковочными узлами. Экипаж марсианского корабля состоит из 5 человек.
Следующий далее энергетический модуль длиной 20 метров и массой 15 тонн оснащен двумя солнечными батареями. За энергетическим модулем последовательно идут три ракетных модуля с ЖРД. Завершает все это строение, а точнее, с нее начинается, первая ступень космической ракеты, состоящая из трех параллельно соединенных ракетных модулей.
Общая масса топлива всех шести ракетных модулей при старте с околоземной орбиты составляет 1,35 миллиона тонн. Для заправки марсианского комплекса таким количеством топлива потребуется 64 пуска шаттлов, что тоже, конечно, перебор.
Старт с околоземной орбиты и разгон к Марсу происходит в несколько стадий. На начальной стадии включаются двигатели двух «боковушек», которые переводят марсианский комплекс на вытянутую эллиптическую орбиту после чего отделяются. Затем центральный модуль первой ступени еще больше повышает апогей эллиптической орбиты. Однако отделяется он после второго включения в апогее, необходимого для поворота плоскости орбиты. Эти модули с помощью межорбитальных буксиров возвращаются на низкую круговую орбиту для последующего использования их после дозаправки.
Вывод марсианского экспедиционного корабля на трассу Земля-Марс осуществляется с помощью четвертого ракетного модуля, который уже не спасается. После окончании разгона полностью раскрываются солнечные батареи, а корабль закручивается со скоростью два оборота в минуту для создания в полетнгом модуле эквивалента лунной тяжести (1/6 g). Перелет к Марсу длится полгода.
Коррекции траектории осуществляются с помощью двигательной установки пятого ракетного модуля. Он же выводит корабль на вытянутую околомарсианскую орбиту (320 на 16000 км), после чего отделяется. После 15-дневного изучения поверхности Марса и выбора места посадки три космонавта — пилот-геолог, врач и биолог — переходят в МПК и совершают посадку на поверхность Марса. На борту экспедиционного корабля остаются командир экспедиции и бортинженер. В качестве марсианского посадочного корабля группа Мориса Дженкинса выбрала проект, описанный в отчете компании «Норт Америкэн Рокуэлл» в 1968 году.
Продолжительность пребывания космонавтов на Марсе составляет 45 суток. Для исследования удаленных районов они используют два небольших негерметичных вездехода по типу лунного «Ровера». Максимальная скорость марсохода 16 км/час. После окончания исследований и сбора образцов марсианского грунта космонавты стартуют с поверхности и стыкуются с орбитальным кораблем. Прежде чем воссоединиться с основным экипажем они проходят небольшой карантин.
С помощью шестого ракетного модуля корабль переводится на трассу Марс-Земля. Перелет до Земли длится 330 суток, в течение которых осуществляется гравитационный маневр вблизи Венеры, что позволяет сократить общую продолжительность марсианской экспедиции. Все тот же шестой модуль обеспечивает вывод корабля на вытянутую околоземную орбиту. Межорбитальный буксир доставляет полетный модуль на низкую орбиту, откуда космонавтов может забрать шаттл. Последний из ракетных модулей также может использован для последующих полетов.
Этот отчет не получил широкого распространения, поскольку к этому моменту стало ясно, что администрация Р. Никсона не поддерживает марсианские устремления НАСА. Центр тяжести перемещался на создание многоразового космического корабля «Спейс Шаттл». Более того, было исключено финансирование по проекту «Нерва» на 1972 год, то есть работы по созданию ядерного ракетного двигателя в США фактически прекратились. Такой поворот дел привел к резкому снижению интереса в США к марсианской пилотируемой экспедиции. По сути дела до 1981 года в американской печати не появилось ни одного проекта пилотируемого полета на Марс.
В СССР проектирование ЯРД началось со второй половины 50-х годов. Этими работами занимались КБ главных конструкторов А.М. Люльки (ОКБ-165), С.А. Лавочкина (ОКБ-301), В.М. Мясищева (ОКБ-23), М.М. Бондарюка (ОКБ-670), В.П. Глушко (ОКБ-456) совместно с рядом научно-исследовательских институтов — НИИТП (бывший НИИ-1), ЦИАМ, Институтом атомной энергии, ВНИИТМ. Причем, если С.А. Лавочкин прорабатывал применение атомного двигателя для своей крылатой атомной ракеты (КАР) «375», а В.М. Мясищев — для стратегических бомбардировщиков М-30 и М-60, то коллективы, возглавляемые В.П. Глушко, М.М. Бондарюком и А.М. Люлькой, разрабатывали именно атомные двигатели для самолетов, баллистических и крылатых ракет. Проблема использования ядерных двигателей для полетов в космос тогда еще не ставилась.
Теоретически ядерный ракетный двигатель с твердофазным реактором позволяет получить в 2-4 раза больший удельный импульс чем при использовании ЖРД. Вполне естественно, что в 50-х годах именно за счет применения ядерной энергетики предполагалось совершить прорыв во многих областях техники. Но если применение ядерных реакторов в чистом виде в качестве силовой установки для подводных лодок и надводных кораблей себя оправдало, то при попытках использовать ядерный двигатель в авиации и ракетной технике встретились серьезные проблемы, не решенные до конца и по сей день. Однако в конце 50-х годов технические проблемы еще не давили на создателей ракетно-космической техники. Потому-то С.П. Королев при первых проработках тяжелых ракет предполагал использовать ядерные двигатели на верхних ступенях. Более того. В соответствии с Постановлением ЦК и Совета Министров СССР № 711-339 от 30 июня 1958 года коллективы ОКБ-670 (М.М. Бондарюк) и ОКБ-456 (В.П. Глушко) получили задание на предварительные работы по созданию ядерного реактивного двигателя для перспективных космических ракет и МБР.
Согласно тому же Постановлению в ОКБ-1 проводились научно-исследовательские работы по изучению возможностей создания баллистических ракет и ракет-носителей с ядерными двигателями. В частности, в 1959 году были разработаны проекты одноступенчатой МБР со стартовой массой 87 тонн и ядерным двигателем тягой 140 тонн (ОКБ-456), а также МБР со стартовой массой 100 тонн и ядерным двигателем тягой 150-170 тонн (ОКБ-670). В проекте же ядерно-химической ракеты ЯХР-2 на второй ступени должен был устанавливаться ядерный ракетный двигатель тягой 140-170 тонн при удельном импульсе не менее 430 секунд, причем работать он начинал перед отделением «боковушек». В качестве рабочего тела для ЯРД предлагалось использовать либо чистый аммиак (ОКБ-456), либо его смесь со спиртом (ОКБ-670).
В июне 1960 года Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР технические требования были изменены, и ОКБ-670 была поручена разработка эскизного проекта атомного ракетного двигателя (АРД) с тягой 300-400 тонн, использующего в качестве рабочего тела жидкий водород. В 1960-1961 годах проведенные исследования дали положительные результаты, положенные в основу эскизного проекта двигателя АРД-200 (шифр «021») для ракеты-носителя Н-1. Проект был выпущен и передан в ОКБ-1 в конце 1961 года. Летом 1962 года в Госкомитете по использованию атомной энергии состоялась защита эскизного проекта атомного РД. Он получил положительную оценку. Было решено продолжать работы по АРД, но уже с тягой 30-40 тонн (двигатель получил наименование АРД-3), поскольку именно на такую тягу проектировался американский ЯРД «Нерва».
Однако к этому моменту С.П. Королев сделал выбор в пользу применения жидкостных ракетных двигателей на всех ступенях ракеты Н-1. Это было связано с высоким техническим риском и связанным с этим длительным циклом отработки ЯРД, что могло бы существенно задержать создание Н-1. Хотя в перспективе С.П. Королев по-прежнему рассматривал возможность применения ЯРД на верхних ступенях ракет.
Тогда же начались работы по теме РД-022, связанные с созданием бортового источника электропитания на базе ядерного реактора (тема БЭС-5), а также электроядерных двигательных установок для космических аппаратов, в том числе плазменного и ядерного электроракетного двигателя. Эти работы были подкреплены Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 25 сентября 1958 года и 23 июня 1960 года. Более того, ОКБ-1 выдало техническое задание ОКБ-670 на разработку электроракетного ядерного двигателя, получившего название ЭЯРД-6.
В соответствии с тем же Постановлением от 25 сентября 1958 года ОКБ-670 под руководством М.М. Бондарюка в содружестве с ведущими организациями страны, такими как ОКБ-52, КБ-1 ГКРЭ, ФЭИ, ОКБ-12, Сухумский ФТИ, ИЛ ВАР и другими была разработана уникальная ядерная энергоустановка БЭС-5 для ИСЗ космической системы морской разведки и целеуказания системы УС-А. Основу ядерной энергетической установки БЭС-5, получившей название «Бук», составил атомный реактор БР-5А с жидко-металлическим (калиево-натриевым) теплоносителем мощностью 5 кВт. Первый запуск спутника УС-А с ядерной энергоустановкой на борту состоялся 27 декабря 1967 года («Космос-198»). Всего был запущен 31 спутник системы морской разведки и целеуказания с ЯЭУ «Бук». В течение 70-80-х годов в НПО «Красная звезда» была создана более совершенная ядерная энергоустановка ТЭУ-5 с термоэмиссионным реактором-преобразователем электрической мощностью 5 кВт, которая получила название «Топаз-1». Для ее отработки в НПО «Южное» в Днепропетровске был создан экспериментальный аппарат «Плазма-А». Всего было осуществлено два запуска этого аппарат с ЯЭУ «Топаз-1»: 2 февраля 1987 года («Космос-1818») и 10 июля 1987 года («Космос-1876»).
Все это я написал только для того, чтобы подчеркнуть, что в СССР с конца 50-х годов закладывалась серьезная база для применения атомной энергии при освоении космического пространства. Естественно, что рождались и проекты пилотируемых полетов к планетам Солнечной системы с использованием атомной энергии. В первую очередь стоит отметить предложения в проект Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР, выдвинутые С.П. Королевым в 1960 году. В них помимо создания тяжелых ракет-носителей Н-I и Н-II с ЯРД на верхних ступенях предлагалась целая программа освоения планет Солнечной системы, включающая создание межпланетных кораблей с экипажем 2-3 человека для облета Марса и Венеры, а также для посадки на Венеру и Марс.
Чуть позже эти предложения были уточнены, были даже названы сроки:
ü создать межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для облета Луны с возможностью непродолжительного нахождения около Луны с последующим возвращением на Землю (объект КЛ). Срок создания объекта КЛ — 1961-1964 годы;
ü создать межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для полета к Марсу и Венере с облетом этих с последующим возвращением на Землю (объект КМВ). Срок создания объекта КМВ — 1962-1965 годы.
При этом предполагалось использовать для разгона межпланетных кораблей до второй космической скорости ЯРД и электрореактивные двигатели малой тяги. Надо сказать, что для подобных предложений у С.П. Королева были определенные основания. С 1959 года в отделе М.К. Тихонравова две группы проектантов вели проработки вариантов марсианской экспедиции. Группа под руководством Глеба Юрьевича Максимова предлагала вариант тяжелого межпланетного корабля ТМК для облета Марса и Венеры. Ракета Н-1 должна была выводить на круговую орбиту корабль с кислородно-керосиновым разгонным блоком, который затем переходил на пролетную траекторию мимо Марса, потом, используя гравитационное поле Марса, приближался к Земле, а спускаемый аппарат возвращался на Землю. ТМК имел массу 75 тонн, длину 12 метров, диаметр гермоотсека 6 метров, экипаж 3 человека, общее время полета 2-3 года. Был предусмотрен приборный отсек, который также служил в качестве радиационного убежища во время солнечных вспышек. Кроме того, ТМК включал рабочий (со шлюзом для выхода в открытый космос), биологический, агрегатный отсеки, спускаемый аппарат и корректирующую двигательную установку (КДУ). После выведения на траекторию полета на корабле развертывались солнечные концентраторы и батареи электропитания, а также антенны связи с Землей и начинался многомесячный безостановочный полет. Полет осуществлялся с вращением ТМК вокруг своей оси для обеспечения искусственной силы тяжести. Кстати, ТМК послужил основой для выбора характеристик перспективной ракеты-носителя Н-1. Позже, когда в ОКБ-1 приступили к реальному планированию экспедиции, разработки группы Максимова легли в основу проекта «МАВР», предусматривавшего полет к Марсу с промежуточным облетом Венеры.
Проект группы К.П. Феоктистова поначалу базировался на сложной многопусковой схеме со сборкой ТМК на околоземной орбите и последующим разгоном корабля к Марсу. По расчетам специалистов для проведения марсианской экспедиции необходимо было при 20-25 пусках собрать (состыковать) на низкой околоземной орбите из отдельных блоков марсианский пилотируемый комплекс стартовой массой 1630 тонн. После экспедиции продолжительностью 2,5 года (непосредственная посадка на Марс, пребывание на поверхности и обратный полет) к Земле возвращается лишь часть корабля массой всего 15 тонн.
Цифры явно на грани фантастики. Поэтому в 1960 году этой же группой был предложен проект экспедиции на Марс на космическом корабле с электрореактивными двигателями и ядерным реактором как источником энергии. Корабль массой 75 тонн собирался на околоземной орбите из модулей, выводимых ракетой-носителем Н1, и затем с помощью ЭРД стартовал в сторону Марса с экипажем из 6 человек, трое из которых вместе с оборудованием совершали посадку на поверхность Марса, для чего предусматривалось пять аппаратов сегментально-конической формы. При этом масса корабля на траектории полета к Марсу составляла 30 тонн.
Посадочный комплекс представлял собой поезд на крупногабаритных колесных шасси, который состоял из пяти платформ: платформы с кабиной экипажа с манипулятором и буровой установкой, платформы с конвертопланом для разведочных полетов над Марсом, двух платформ с ракетами (одна запасная) для возвращения экипажа с поверхности Марса на корабль, находящийся на орбите, платформы с силовой ядерной энергоустановкой. Поезд в течение одного года должен был двигаться по поверхности Марса, проводить исследования его поверхности и передавать информацию на орбитальный корабль для ретрансляции ее на Землю. После окончания работ экипаж с образцами грунта и другими результатами исследований возвращался на орбитальный корабль и затем стартовал к Земле. К сожалению, крупным недостатком проекта было то, что из-за чрезвычайно малой тяги ЭРД (всего 7,5 кг) разгон корабля должен был производиться по раскручивающейся спирали в течение... нескольких месяцев.
Серьезной проблемой, препятствовавшей широкому использованию ЭРД, являлось то, что для их функционирования необходимо наличие на борту космического аппарата очень мощного источника электроэнергии. Например, для ТМК требовались огромные панели солнечных батарей площадью около 36000 м2. Конечно, о столь крупногабаритной конструкции тогда не могло быть и речи. Для электропитания ЭРД марсианского корабля предполагалось использовать компактный ядерный реактор с безмашинным способом преобразования тепловой энергии.
Этот вариант ТМК состоял из ядерного реактора мощностью 7Мвт, ЭРД с удельным импульсом 10000 секунд, удлиненного конического бака с рабочим телом для ДУ и огромного радиатора-испарителя в форме длинного цилиндра.
Для защиты экипажа и систем от рентгеновского излучения при работе ЯЭУ служил теневой радиационный экран, расположенный непосредственно за реактором, а для защиты жилых помещений ТМК от инфракрасного излучения радиатора — тепловой экран. За ним помещалось радиационное убежище с биозащитой. Другие блоки ТМК включали рабочий и жилой отсеки со спускаемым аппаратом. Большие по сравнению с проектом группы Г.Ю. Максимова запасы по массе позволяли разместить на ТМК требуемое количество приборов и систем. Полная продолжительность экспедиции составляла три года, из которых общее время работы ЭРД — около года.
При проектировании ТМК большое внимание уделялось созданию системы обеспечения жизнедеятельности (СОЖ) экипажа с замкнутым циклом. Наличие такой СОЖ позволило бы резко сократить потребные запасы кислорода и продовольствия, необходимые для обеспечения экипажа. Для отработки прототипа замкнутой СОЖ на Земле ОКБ-1 в содружестве с Институтом медико-биологических проблем (ИМБП) и заводом «Звезда», разрабатывающим катапультные системы для самолетов, скафандры и системы жизнеобеспечения, построило аналог жилого отсека ТМК — наземный экспериментальный комплекс (НЭК), в котором испытатели Г.Мановцев, В.Улыбышев и А.Божко провели целый год.
Одной из проблем, так и не разрешенных участниками проекта, было практически полное отсутствие знаний о длительном воздействии невесомости на организм человека. Чтобы уйти от проблемы, был предложен вариант ТМК с искусственной тяжестью, создаваемой вращением отдельных блоков вокруг оси. Однако сравнительно небольшие размеры "центрифуги" приводили к возникновению кориолисовых ускорений, искажающих восприятие человеком тяжести и вредно воздействующих на организм. Путевку в жизнь получила идея использовать вращение не на всем протяжении полета, а лишь на отдельных его участках, да и то кратковременно.
Менее напряженный в "весовом" отношении вариант группы К.П. Феоктистова казался более перспективным, и работы по нему значительно продвинулись, вылившись в целое направление по разработке ЭРД и ЯЭУ. Так, в частности, в состав эскизного проекта по Н-1, выпущенного в 1962 году, вошли «Материалы по ЯЭРД для тяжелых межпланетных кораблей». А с 1965 году в ОКБ-1 был разработан эскизный проект ядерного электроракетного двигателя ЯЭРД-2200 для межпланетного корабля с экипажем. Двигатель ЯЭРД-2200 имел двухблочную схему из двух независимых блоков с ЯЭУ и ЭРДУ, каждый из которых развивал электрическую мощность 2200 Вт. Суммарная тяга ЯЭРД составляла 8,3 кг, а удельный импульс электроплазменных двигателей — 5500 секунд. Однако к середине 60-х годов почти все силы ОКБ-1 были брошены на реализацию приоритетной широкомасштабной программы высадки на Луну Н1-Л3, что стало тормозить разработку ТМК.
Несмотря на то, что работы по ТМК были задвинуты на второй план, сразу несколько организаций в 60-х годах продолжали работы по ядерному ракетному двигателю. О работах ОКБ-670 под руководством М.М. Бондарюка уже говорилось. Специалистами НИИ-1, научным руководителем которого был М.В. Келдыш, в 1967 году был разработан технический проект ядерного реактора ИР-100 мощностью 100 кВт. Параллельно в недрах министерства среднего машиностроения силами специалистов курчатовского института атомной энергии, обнинского института физики и энергии и других разрабатывался «петлевой» реактор ИВГ. Ракетную часть ЯРД, получившего название РД-0410, разработало воронежское КБХА. Его проектными характеристиками предусматривались тяга на уровне 3,6 тонн, удельный импульс — 925 секунд, тепловая мощность реактора — 196 МВт, максимальная температура водорода, проходящего через реактор, — 3100° К, количество включений — 10.
Ракетная часть двигателя РД-0410 испытывалась в НИИХимммаш под Загорском, а для испытаний реактора на Семипалатинском ядерном полигоне были построены две специальные шахты. В 1976 году был проведен первый энергетический пуск реактора ИВГ-1. Там же испытывался и реактор ИР-100. Испытания, проведенные в период с 1978 по 1981 годы, подтвердили проектные характеристики реакторов. Однако в полной сборке ядерный ракетный двигатель ни в нашей стране, ни в США никогда не испытывался.
После того, как С.П. Королев в начале 60-х годов отдал предпочтение ЯРД, разрабатываемому М.М. Бондарюком (ОКБ-670), В.П. Глушко увлекся созданием газофазного ядерного ракетного двигателя. Его отличие от классического твердофазного реактора заключается в создании высокотемпературной урановой плазмы, удерживаемой с помощью внешнего магнитного поля. Водород, проходя через такой реактор, нагревается до температуры 9000° К, при этом удельный импульс двигателя достигает 2000 секунд. Это почти вдвое превышает удельный импульс твердофазного ЯРД, но ниже чем у электроракетных двигателей. Правда, в отличии от последних, у ядерного ракетного двигателя с газофазным реактором может быть достигнута вполне приличная мощность. Специалистами КБ «Энергомаш» (бывшее ОКБ-456) совместно с НИИТП (бывший НИИ-1) и ФЭИ был разработан проект трансформируемой ядерно-энергетической двигательной установки РД-600, которая могла работать в двух режимах:
ü двигательном (газофазном) тягой 17 тонн при удельном импульсе 2000 секунд — на разгонном и тормозном участках траектории;
ü энергетическом (твердофазном) с электрической мощностью 200 кВт для обеспечения внутренних нужд КА без расхода рабочего тела. Режим обеспечивается замкнутым газотурбинным контуром, преобразованием тепловой энергии в электрическую с помощью МГД-генератора и сбросом избыточного тепла через холодильник-излучатель.
Работы по ЯРД с газофазным реактором велись в течение 1963-1974 годов. После начала разработки в КБ «Энергомаш» ЖРД РД-170 для ракеты-носителя «Энергия» все работы по ядерно-ракетной тематике в этой организации были практически свернуты. До натурных исследовательских экспериментов дело так и не дошло, поскольку не было решено слишком вопросов по газофазному реактору.
К началу 1969 было очевидно, что лунное состязание вчистую проиграно. В то же время НАСА уже рассматривала честолюбивые планы пилотируемой экспедиции на Марс. Советским ответом был проект «Аэлита». И В.П. Мишин, и В.Н. Челомей, и М.К. Янгель, конкурируя между собой, представили проекты марсианских экспедиций.
28 мая 1969 года В.П. Мишин, возглавивший ЦКБЭМ после смерти С.П. Королева, подписал аванпроект ракетно-космической системы Н-1М, в котором рассматривались пути модернизации базового носителя для существенного расширения его возможностей, а также проекты создания новых кораблей для полета к Луне и планетам.
Одним из наиболее удачных стал проект марсианского экспедиционного комплекса (МЭК), подготовленный группой К.П. Феоктистова, имевший следующие отличительные черты: продолжительность полета на Марс и обратно корабля с экипажем из шести человек — 630 суток; пребывание на орбите искусственного спутника Марса (ИСМ) 30 суток; пребывание на Марсе посадочного отсека с экипажем из трех человек — 5 суток. МЭК общей массой 299 тонн включал межпланетный орбитальный корабль массой 60 тонн, в котором размещался экипаж из 6 человек и основные бортовые системы; марсианский посадочный корабль массой 50 тонн для посадки на поверхность Марса; возвращаемый аппарат массой 8,6 тонны для спуска экипажа на Землю; энергетическую двигательную установку из реактора ЯЭРД ЯЭ-1М мощностью до 5000 кВт с электрореактивными двигателями с суммарной тягой 9,5 кг и удельном импульсе до 8000 секунд. В качестве вспомогательных двигателей корабля должны были обычные ЖРД.
МЭК предполагалось создать путем стыковки на орбите Земли двух беспилотных блоков массой по 150 тонн, выводимых в космос носителями Н-1М, причем общая длина корабля достигала 128 метров. Первый блок — марсианский орбитальный комплекс (МОК) и марсианский посадочный комплекс (МПК), второй — комплекс ЯЭРДУ. После стыковки блоков под действием тяги ЭРД, который в качестве рабочего тела использовал расплавленный литий или цезий, предполагался длительный разгон корабля по постепенно раскручивающейся спирали. После выхода МЭК из радиационных поясов Земли следовало осуществить подсадку экипажа с использованием кораблей типа 7К-Л1, оснащенных средствами сближения и стыковки на высокой околоземной орбите и запускаемых на траекторию полета с помощью ракеты-носителя «Протон» с разгонным блоком Д.
Блок ЯЭРДУ представлял собой два "запараллеленных" реактора большой мощности, расположенных в крайней точке комплекса и экранированных от других систем теневой защитой и коническим баком с рабочим телом ЭРД (расплавленный литий). Между теневой защитой и баком по кольцу были расположены электроплазменные движители, выхлопные струи которых, бьющие под небольшим углом к образующей конуса бака, также служили своеобразным радиационным экраном от излучения реакторов. Далее следует телескопический раздвижной двухсекционный радиатор-излучатель энергоустановки, в передней части которого имеется агрегат для стыковки с другим блоком, включающим МОК и МПК. Здесь же расположены теневой экран для тепловой защиты обитаемых отсеков комплекса. За ним возвращаемый аппарат МОК, который должен был входить в атмосферу Земли со скоростью, превышающей вторую космическую. Экипаж после длительного полета в невесомости мог плохо переносить перегрузки, а потому разработчики предусматривали выбор рациональных форм СА с повышенным аэродинамическим качеством (0,45). Рассматривались типичная "союзовская" "фара" увеличенного размера (диаметр — 4,35 метра, высота — 3,15 метра), чечевица диаметром 6 метров или клиновидное аэродинамическое тело. Далее шли отсеки комплекса МОК. Они имели вертикальное построение в семь этажей: приборно-агрегатный, рабочий, лабораторный, биотехнический, жилой, салон и отсек двигателей ориентации.
Предполагалось, что после окончания активного участка разгона «Земля — Марс» ЭРД выключаются, энергетическая установка переходит в режим "холостого хода" и комплекс в течение 150 суток совершает пассивный полет. Затем начинается второй активный участок полета к Марсу — торможение перед входом в сферу действия Красной планеты (61 сутки), полет по скручивающейся спирали для выхода на орбиту ИСМ (24 суток), в результате чего МЭК оказывается на околомарсианской орбите.
Во время 30-суточного пребывания на орбите ИСМ от комплекса отделяется МПК с тремя космонавтами, который совершает мягкую посадку на поверхность Марса.
МПК имел раскрываемый аэродинамический экран, снаружи которого крепился сбрасываемый навесной отсек для стыковки на орбите ИСЗ и торможения и схода МПК с орбиты ИСМ. МПК был оснащен посадочной ступенью с ЖРД, цилиндрическим жилым отсеком, соединенным с кабиной космонавтов посредством люка-лаза, а также двухступенчатой взлетной частью МПК со сферической кабиной. На всех ступенях в качестве топлива использовались пентаборан и перекись водорода с удельным импульсом 380 секунд.
Выполнив исследования в течение 5 суток, с Марса стартует взлетная часть МПК, которая выходит на орбиту, осуществляет взаимный поиск, сближение и стыковку с МОК. Космонавты переходят в жилые отсеки орбитального комплекса, а ненужный уже посадочный корабль отбрасывается. Двигатели МОК включаются на режим разгона, который продолжается 17 суток в сфере действия Марса и еще 66 — вне его пределов. После длительного пассивного участка, когда траектория комплекса проходит на максимально близком расстоянии от Солнца (между Венерой и Меркурием), следует 17-суточный активный участок возврата. Фактически это коррекция траектории с целью уменьшения длительности полета путем увеличения скорости. Далее снова идет пассивный участок, а за трое суток до полета к Земле ЯЭРДУ включается вновь, уменьшая скорость комплекса. При входе в сферу действия Земли от МЭК отделяется спускаемый аппарат, а сам корабль переводится на пролетную траекторию. Общая продолжительность экспедиции составила бы 630 суток.
В том же аванпроекте Н-1М рассматривался вариант межпланетного экспедиционного комплекса с использованием ядерных ракетных двигателей РО-31, разрабатываемых в тот момент в КБ Химавтоматики (бывшее ОКБ-154) под руководством А.Д. Конопатова, возглавившего коллектив после гибели С.А. Косберга в 1965 году. Этот двигатель, работающий на водороде, при тяге 40 тонн имел удельный импульс 910 секунд. В этом случае МЭК, имеющий форму карандаша длиной около 200 метров, помимо марсианского орбитального и посадочного кораблей состоял из трех ступеней, каждая из которых была оснащена ЯРД. На первой ступени стояло 6 ЯРД, на второй — 2 и на третьей один ядерный двигатель РО-31. Для сборки комплекса на орбите необходим был запуск пяти тяжелых ракет-носителей Н-2. Общая продолжительность экспедиции составила бы около 1000 суток.
Тогда же, потеряв надежду участвовать в лунной гонке, В.Н. Челомей решил стать первым на Марсе. В соответствии с приказом министра общего машиностроения С.А. Афанасьева от 30 июня 1969 года в рамках темы «Аэлита» в ЦКБМ началась разработка проекта ракеты-носителя УР-700М и марсианского корабля МК-700.
Предварительные проработки показали, что масса марсианского экспедиционного комплекса на орбите Земли должна составлять по меньшей мере 900-1000 тонн, а еще лучше 1200-1400 тонн. Использование ракеты УР-700 затянет время сборки, поскольку потребуется 10 запусков такой огромной ракеты. Поэтому были рассмотрены несколько вариантов гигантских ракет-носителей. При этом В.Н. Челомей использовал тот же модульный принцип что и на УР-700. На УР-700М (она же УР-900) грузоподъемностью 240 тонн первые две ступени образовывали связку уже не из 9, а из 15 блоков, на каждом из которых должен был стоять двигатель РД-270 тягой 640 тонн на АТ и НДМГ разработки КБ «Энергомаш» под руководством В.П. Глушко. При создании этого двигателя для экономии времени решили вместо создания единого турбонасосного агрегата использовать два меньшей мощности. Для самовоспламеняющихся компонентов, каковыми являются АТ и НДМГ, требуется их абсолютно синхронная подача в камеру сгорания. Однако все 29 попыток запуска двигателя при огневых испытаниях закончились взрывом. Оставшийся экземпляр этого двигателя и по сей день хранится в музее предприятия. На четвертой ступени предполагалось использовать ядерный ракетный двигатель РД-0410.
Значительно более тяжелый вариант УР-700М при стартовой массе 16000 тонн имел грузоподъемность уже 750 тонн. Чаще всего именно этот вариант ракеты-носителя называли УР-900. Для сборки марсианского корабля достаточно было уже запустить две такие ракеты. Компоновка ракеты УР-700М в целом напоминала компоновку УР-700, однако при этом В.Н. Челомей отошел от любимого гептила. Взрыв на старте такой ракеты с токсичными компонентами топлива привел бы к гибели целые регионы нашей страны. Поэтому для первой и второй ступеней были выбраны кислород и керосин, а для третьей ступени — кислород и водород. Каждый из блоков первой ступени имеет диаметр 9 метров и оснащен восемью двигателями тягой по 600 тонн разработки КБ «Энергомаш» (кислородно-керосиновый вариант РД-270). Центральный блок второй ступени при диаметре 12,5 метров оснащен 12 кислородно-керосиновыми двигателями тягой по 600 тонн. Третья ступень установлена на второй ступени и имеет такой же диаметр (12,5 метров). На третьей ступени установлены шесть кислородно-водородных двигателей типа НК-35 с тягой в пустоте по 220 тонн.
Первым пуском ракеты УР-700М на орбиту выводится сам корабль МК-700. В его верхней части располагается возвращаемый аппарат по типу ВА ТКС, но с увеличенным до 5 метров диаметром основания. Далее следует жилой модуль диаметром 10 метров и длиной 15 метров. На его поверхности крепятся панели солнечных батарей, размах которых достигает 20 метров. Солнечные батареи являются вспомогательным источником электроэнергии в случае отказа ядерной энергетической установки. Вслед за жилым модулем расположен основной модуль длиной 45 метров, который содержит марсианский посадочный аппарат, исследовательские зонды и ракетную ступень с ЯРД. Эта ракетная ступень с ЯРД массой 450 тонн служит для выхода на орбиту Марса и старта к Земле. На остальную часть корабль отводится масса в 250 тонн.
Вторым пуском УР-700М на орбиту Земли выводится ракетная ступень с ЯРД, обеспечивающая после стыковки двух модулей разгон экспедиционного корабля к Марсу. Масса ракетной ступени составляет примерно 700 тонн, ее диаметр — 12,5 метров, а длина — 75 метров.
Досрочно в апреле 1970 года был выпущен проект МК700, а следом, в октябре, и проект доработанной ракеты УР-700М. Однако уже при разработке предложений по этой программе стало ясно, что эффект воздействия полета первого человека на Марс на общественное мнение будет непропорционально мал по сравнению с материальными затратами, положенными в основу полета. По различным оценкам марсианская пилотируемая программа обошлась бы Советскому Союзу в 30-40 миллиардов рублей, что почти на порядок превышало затраты на советскую лунную программу Н1-Л3. Естественно, что такие расходы нашей стране оказались просто не по карману. Поэтому проект дальнейшего развития не получил.
Пытаясь все же спасти свой проект, В.Н. Челомей предложил в 1974 году экспедицию с простым облетом Марса. Для этой цели достаточно было бы одного пуска ракеты-носителя УР-700М грузоподъемностью 250 тонн. При этом разгонный блок был бы оснащен ЯРД РД-0410. Экипаж, состоящий из двух космонавтов должен был провести в невесомости 730 суток. Для его возвращения на Землю предлагалось использовать возвращаемый аппарат от ТКС. Однако этот проект всерьез и не рассматривался.
В момент работ по теме «Аэлита» в отечественной космонавтике создалась сложная ситуация. Стало очевидно, что "лунная программа" с ее первоначальным престижно-пропагандистским напором провалилась. Поэтому в начале 70-х официально было заявлено о создании орбитальных станций, одной из целей которых было выяснение возможности длительно летать в космосе без искусственной тяжести. По мнению многих отечественных специалистов, работа по станциям могла идти в рамках проекта ТМК. Необходимо было постепенно отработать ракету Н-1, что позволяло создать тяжелую орбитальную станцию как этап ТМК, а затем совершить одну из грандиознейших и впечатляющих экспедиций XX века. В этом случае наша космонавтика шла бы "своим путем", не вступая в изнуряющую "лунную" гонку.
Накопив опыт, можно было бы приступить к реализации непосредственно "лунной" или "марсианской" программы.
Решение было принято, хотя задача облета Марса на тот период была не менее престижна. Да и осуществить ее было проще, чем высадку на Луну. Однако полное прекращение работ по одному из ключевых элементов обеих программ - ракете Н-1 - поставило крест на полетах и к Луне, и к Марсу.
После закрытия работ по лунной программе и ракете Н-1 в ЦКБЭМ фактически прекратились работы и по ТМК. Правда, после выхода в свет Постановлений от 8 июня 1971 года и 15 июня 1976 года были активизированы работы по созданию энергодвигательного блока с термоэмиссионной ядерной энергетической установкой 11Б97, развивающей электрическую мощность до 550 кВт. Масса такой ЯЭУ составляла 10-14 тонн.
Именно ЯЭУ 11Б97 послужила основой ядерного межорбитального буксира, проект которого был разработан НПО «Энергия» в 1978 году как составная часть многоразовой космической системы «Буран». Развивая эту тему, в 1982 году были выпущены технические предложения по ядерному межорбитальному буксиру «Геркулес» полезной электрической мощностью 550 Вт. Электроракетные двигатели буксира развивали тягу 2,5 кг при удельном импульсе 3000-4000 секунд. Основной задачей межорбитального буксира «Геркулес» была транспортировка грузов массой до 100 тонн, выводимых ракетой-носителем «Энергия», на геостационарную орбиту.
Только в 1986 году, когда создание многоразовой космической системы «Буран» выходило на финишную прямую, в НПО «Энергия» был рассмотрен еще один проект экспедиции на Марс, который во многом использовал технические решения 1969 года.
Основными отличиями были введение двух реакторов вместо одного для надежности, использование принципов построения систем, отработанных на орбитальных станциях. Этот проект отличала реальность технических решений и повышенный уровень безопасности экипажа. Форма марсианского посадочного корабля была изменена с фарообразной на «несущий корпус». Оригинальное использование двух реакторов мощностью по 7,5 МВт позволяло экипажу вернуться на Землю при возникновении нештатных ситуаций на любом участке межпланетной траектории. Но 1986 год — это год Чернобыля, и предложение вывести на орбиту аж два ядерных реактора — мини-Чернобыля встретило бы возражение на всех уровнях. Поэтому при рассмотрении в 1989 году следующего проекта марсианской экспедиции было предложено вместо ядерного реактора использовать экологически чистую систему с применением пленочных солнечных батарей на линейных разворачиваемых фермах, отработанных на станциях «Салют-7» и «Мир». Особенность данного проекта заключалась в том, что предлагалась программа исследований Марса с последовательным наращиванием средств, начиная от автоматов и кончая пилотируемой экспедицией. Экспедицию на Марс планировалось провести в три этапа:
¨ первый — отработка принципов марсианского экспедиционного комплекса на модели комплекса, собираемой на станции «Мир» с помощью кораблей «Прогресс». Эта модель направлялась к Марсу с научно-исследовательской аппаратурой массой до 1,3 тонны;
¨ второй — генеральная репетиция пилотируемой экспедиции, в ходе которой солнечный буксир доставлял на поверхность Марса два посадочных аппарата вместо одного, причем на одном из них полностью отрабатывалась схема посадки и возвращения экипажа, а на втором, с несколькими марсоходами (масса около 20 тонн), проводилось детальное исследование поверхности Марса;
¨ третий — пилотируемая экспедиция на Марс.
Основу марсианского экспедиционного комплекса должен составлять солнечный буксир с использованием самого экономичного двигателя — электрореактивного, электричество для которого дадут пленочные солнечные батареи. Марсианский корабль состоит из трех основных частей: жилого блока (орбитального модуля), аппарата для посадки на поверхность и солнечного буксира. Предполагается, что первоначальная масса комплекса составит 350 тонн, в том числе, жилого блока — 80 тонн, посадочного аппарата — 60 тонн, аппарата для возвращения на Землю — 10 тонн. Солнечный буксир, на котором крепятся две панели солнечных батарей общей площадью 80000 м2, будет иметь массу 40 тонн, а топливо — 160 тонн. Каждая из панелей будет иметь размер 200·200 метров. Мощность, вырабатываемая солнечными батареями у Земли составит 7,6 МВт, а у Марс — 3,5 МВт.
Экипаж корабля состоит из 4 человек, из них двое будут находиться на поверхности Марса в течение 7 дней. Общая продолжительность экспедиции составит 720 суток.
Сборка комплекса на околоземной орбите производится с помощью четырех пусков ракеты-носителя «Энергия» или двух пусков ракеты «Вулкан». В отличие от предыдущих проектов предполагалось, что марсианский корабль, возвратившись из окрестностей Марса на околоземную орбиту, может долгое время работать как орбитальная станция, предназначенная для проведения технологических экспериментов, требующих больших энергетических мощностей.
В связи со сложной экономической ситуацией в стране о полете человека к Марсу в ближайшем будущем говорить не приходится. Тем не менее, проработки в этом направлении ведутся, но об этом чуть позже.
Как уже говорилось, в США после завершения программы «Аполлон» резко снизился интерес марсианской пилотируемой экспедиции. Все усилия были направлены на создание многоразового космического корабля «Спейс Шаттл». Только после первого старта шаттла 12 апреля 1981 года начали появляться публикации, описывающие возможные проекты полета человека на Марс. При этом непременным условием строительства на орбите марсианского экспедиционного корабля были использование многоразового корабля «Спейс Шаттл», а также тяжелых носителей, созданных на его основе. Пожалуй, первой такой публикацией после долгого перерыва стала статья «Пилотируемый полет на Марс в 1995 году» Боба Паркинсона, появившаяся в журнале Британского межпланетного общества (JBIS) в октябре 1981 года. По его оценке использование шаттла снизило бы стоимость марсианской экспедиции до 4 миллиардов долларов. При этом к 1990 году должны быть созданы следующие транспортные средства:
Ø тяжелая ракета-носитель с использованием элементов шаттла;
Ø межорбитальный буксир;
Ø 130-тонная ступень на базе S-IVB для доставки тяжелых полезных нагрузок на геостационарную орбиту;
Ø автономный модуль «Спейслэб».