Как было указано в главе 3, Межпланетный экспедиционный комплекс создается для проведения на первом этапе пяти экспедиций, используя один и тот же межпланетный орбитальный корабль и солнечный буксир многократного использования. Целью этих пяти экспедиций является выбор и подготовка места для создания Марсианской базы. Эта цель достигается решением следующих пяти задач:
• 1 задача: подтвердить в натурных условиях безопасность полета экипажа (4 человека) по маршруту «Земля-Марс-Земля» и надежность посадки марсианского Взлетно-посадочного комплекса без экипажа.
• 2 задача: подтвердить в натурных условиях безопасность точной посадки и взлета экипажа с Марса в составе Взлетно-посадочного комплекса с пребыванием на поверхности Марса 15 суток; экипаж 4 человека, из них двое высаживаются на Марс.
• 3 задача: подтвердить в натурных условиях безопасность проведения экипажем исследований на Марсе в составе пилотируемого марсохода; длительность пребывания на Марсе 30 суток; экипаж экспедиции 6 человек, из них трое высаживаются на Марс.
• 4 задача: провести на Марсе разведку и предварительные работы с целью выбора места и создание Временного аванпоста на Марсе; длительность пребывания экипажа на Марсе 30 суток; экипаж экспедиции 6 человек.
• 5 задача: подтвердить в натурных условиях в составе Временного аванпоста эффективность проведения экипажем исследований на Марсе и скорректировать план развертывания Марсианской базы; длительность пребывания экипажа на Марсе 30-60 суток; экипаж экспедиции 6 человек.

Назначение Марсианской базы, ее структура, а также состав планетного оборудования требуют изучения роли исследований Марса в уменьшении угроз при дальнейшем развитии цивилизации.

Угрозой для цивилизации на планете Земля является вероятность падения на Землю фрагментов астероидов и комет. Согласно работе [10.1] падение в Сибири в 1908 г. космического фрагмента, названного «Тунгусским метеоритом», имело поражающий эффект на площади 60x60 км с тротиловым эквивалентом взрыва 14 Мт (атомная бомба в г. Хиросиме имела мощность 0,020 Мт). Численное моделирование показало, что фрагмент имел диаметр около 100 м, массу 233 000 тонн. В табл. 10.1, взятой из работы [10.2], представлен список астероидов семейства «Apollo», которые до 2010 г. пройдут на расстоянии менее 0,1 а.е. от Земли.

На рис. 10.1 представлено взаимное расположение Солнца, Земли и двух астероидов семейства «Apollo», имеющих период обращения вокруг Солнца четыре и два года соответственно. Видно, что наблюдение за астероидами с Земли при их подлете к Земле за 6-9 месяцев практически невозможно, так как астероид придется наблюдать на фоне Солнца. Наблюдение возможно только за время меньшее 3 или большее 15 месяцев. Срок в 3 месяца считается недостаточным для принятия мер, исключающих столкновение или прохождение астероида на опасном расстоянии от Земли. При запасе по времени в 15 месяцев возникают трудности по обнаружению астероида из-за его удаленности от Земли почти на 3-4 а.е.

Табл. 10.1. Астероиды семейства «Apollo», которые сблизятся с Землей на расстоянии менее 0,1 а.е.

№ п/п	Обозначение астероида	Дата сближения с Землей	Наименьшее расстояние от Земли, а.е.	Наименьшее расстояние от Солнца, а.е.	Условный диаметр астероида, км	Период обращения вокруг Солнца, лет	Наклонение плоскости орбиты, град
1	1991VK	2007,01	0,0679	0,91	1,5	2,50	5,41
2	1862 Apollo	2007,05	0,0714	0,65	1,5	1,78	6,35
3	1989UR	2007,11	0,0406	0,69	1,0	1,12	10,34
4	1989 AZ	2008,01	0,0622	0,87	0,50	2,11	11,76
5	4450 Pan	2008,02	0,0408	0,59	15	1,73	5,51
6	1991VH	2008,08	0,0291	0,97	1,5	1,21	13,91
7	4179Toutatis	2008,11	0,0502	0,91	3,3	3,99	0,47
8	1993 KH	2008,11	0,0992	0,85	0,6	1,37	12,80
9	1991JW	2009,05	0,0813	0,91	0,50	1,06	8,71
10	1994CC	2009,06	0,0163	0,95	1,0	2,09	4,63
11	1991 AQ	2010,01	0,0892	0,49	1,5	3,31	3,21
12	1991JW	2010,01	0,0953	0,91	0,50	1,06	8,71

Наблюдения с помощью космического аппарата «SOHO» говорят, что около Земли пролетает до 100 комет/год, прогноз движения которых очень затруднен, так как кометы со временем распадаются на фрагменты. Поэтому целесообразно рассматривать создание на Марсе или в его окрестностях космической станции по мониторингу за движением астероидов, комет и их фрагментов. По оценкам, приведенным в работе [10.2], общее число фрагментов с размером более 50 метров (примерно размеры «Тунгусского метеорита»), но менее 1000 метров, составляет от 0,5 до 1,5 миллионов, что примерно в 1000 раз больше числа астероидов с размером около километра.

Угрозой для биосферы планеты Земля является также ослабление или исчезновение ее магнитного поля. Согласно работе [10.3], начиная с первых измерений магнитного поля Земли в 1829, обнаружено, что магнитное поле уменьшается более чем на 2,5 % за 100 лет. В результате палеомагнитного исследования Земли был установлен неоднородный характер изменения дипольного магнитного поля Земли на протяжении последних 9000 лет, рис. 10.2, а. Знак полярности магнитного поля не изменялся, но на более продолжительных интервалах времени магнитное поле Земли много раз меняло свое направление, примерно на противоположное, рис. 10.2, б.

В период 1965-1980 гг. было экспериментально показано сильное воздействие слабых магнитных полей на химические реакции, включающие свободные радикалы. Была присуждена Ленинская премия 1986 года за цикл работ «Магнито-спиновые эффекты в химических реакциях» [10.4]. Также было обнаружено явление магнитно-изотопной селективности химических реакций, которое было зарегистрировано как открытие в 1985 году.

Общеизвестен также факт, что магнитное поле Земли препятствует проникновению в атмосферу ионизирующей радиации Солнца и космических галактических лучей, защищая тем самым биосферу от негативного воздействия радиации.

Представленные факторы указывают на взаимную обусловленность появления и развития жизни на планете и наличия магнитного поля. Более того, планета должна иметь такой состав и структуру, которые позволяли бы усиливать магнитное поле окружающей космической среды. Так около Земли солнечная плазма имеет напряженность Н = 6·10^-5 Э, а на поверхности Земли Н_З ~0,5 Э, т.е. коэффициент усиления К_у = 10⁴. Как показывают исследования, механизмом усиления является дифференциальное вращение, с разной угловой скоростью, электропроводящих турбулентных жидких слоев ядра планеты. Исследования Марса беспилотными космическими аппаратами, см. главу 1, показали, что 3,6 млрд. лет назад Марс имел атмосферу, гидросферу, влажный теплый климат и был очень похож на планету Земля. Затем случилась катастрофа, Марс потерял часть атмосферы и часть гидросферы. Оставшаяся часть гидросферы превратилась в вечную мерзлоту. Многие увязывают эту катастрофу с охлаждением электропроводящего ядра планеты, с переходом его в твердое состояние и прекращением действия механизма усиления магнитного поля. В настоящее время средняя напряженность магнитного поля Марса составляет у экватора H=6,5·10^-4 Э, т.е. коэффициент усиления К_у = 10.

Имеется и третья угроза, связанная с тем, что Солнце является звездой третьего поколения [10.5], которое благодаря своим небольшим размерам и составу превратилось в долгожителя среди звезд. Возраст Солнца около 5 млрд. лет и основным источником энергии являются термоядерные реакции на основе ядер водорода, т.е. протонов p (водородный цикл):

Такое длительное существование Солнца с характеристиками, изменившимися в небольших пределах, см. таблицу 10.2, способствовало появлению и эволюции планет, которая привела к появлению жизни и цивилизации на одной из планет.

Для нашего Солнца примерно через 4-5 млрд. лет, когда в ядре Солнца выгорит весь водород, водородный цикл сменится гелиевым, который можно представить как реакцию слияния трех ядер гелия: 3 ⁴Не → ¹²С. С накоплением в ядре звезды изотопа углерода ¹²С, начинается реакция взаимодействия ядер гелия и углерода, ⁴Не + ¹²С → ¹⁶O.

Табл. 10.2. Источники внешней и внутренней энергии Земли [10.6]

Вид энергии, мощность в кал/(см2·год)	Время после образования Земли
	4,6 млрд. лет (настоящее время)	500 млн. лет	10 млн. лет
1. Суммарная Солнечная радиация	265 000	170 000	132 000
2. Ультрафиолетовое излучение Солнца, длина волны γ = 20-150 нм	1,4	4-30	100-10000
3. Рентгеновское излучение Солнца, λ = 0,3-6 нм	0,2	7	70-700
4. Радиоактивность земной коры толщиной 35 км	15,5	47	–
5.Тепло, выделяющееся при извержении вулканов	0,15	> 0,15	–
6. Электрические разряды молний	4	4	–

Звезда превращается в красного гиганта с размером конвективной зоны до 1 а.е., так показывает статистика эволюции звезд [10.7]. Земля в этом случае может попасть в конвективную зону звезды и сгореть. Поэтому цивилизация обязана рассматривать вероятность такой угрозы для планеты и разрабатывать меры по сохранению планеты. Одной из мер является недопущение попадания планеты Земля в конвективную зону красного гиганта. Другой мерой может служить освоение цивилизацией запасной планеты, которая находится дальше от Солнца, например, планеты Марс.

Представленный выше фактический материал позволяет определить следующим образом назначение Марсианской базы.

• Определение механизма катастрофы на Марсе, приведшей к потере части атмосферы, гидросферы и ослаблению магнитного поля планеты.

• Поиск жизни и ее следов в прошлом и настоящем на Марсе.

• Определение мер, необходимых для превращения Марса в планету, комфортабельную для постоянного проживания людей.

• Мониторинг движений астероидов, комет и их фрагментов с целью исключения опасные возмущения в системе «Земля-Луна» при их близком пролете и возможное столкновение.

В соответствии с установленным назначением Марсианской базы определена ее структура и следующий состав:

1. Марсианский Взлетно-посадочный комплекс, см. главу 6.

2. Жилой комплекс.

3. Энергетический комплекс.

4. Транспортно-технологический комплекс.

5. Научно-исследовательский комплекс.

6. Комплекс мониторинга астероидно-кометной опасности.

10.2. Жилой комплекс

Жилой комплекс предназначен для проживания на поверхности Марса экипажа в составе от двух до шести человек с длительностью пребывания от 30 до 500 суток по мере развертывания Марсианской базы.

Жилой комплекс должен иметь в своем составе следующие модули:

– командно-жилой модуль.

– научно-исследовательский модуль.

– шлюзовой модуль.

– складской модуль.

– переходный модуль.

Общий вид Жилого комплекса представлен на рис. 10.3. Выбор места для Марсианской базы должен учитывать следующие факторы.

• Безопасность посадки и взлета с поверхности Марса, что обеспечивается посадкой в экваториальной зоне (± 10°) с максимально низким топографическим участком с более плотной атмосферой.

• Безопасность проживания на поверхности Марса за счет использования рельефа местности и возможности создания искусственных валов или углублений на местности для повышения радиационной безопасности и защиты от Солнечных вспышек. На Земле атмосфера, имеющая поверхностную плотность 1 кг/см² = 1000 г/см², обеспечивает надежную защиту биосферы, в то время как на Марсе эта величина составляет только 10-15 г/см².

Рис. 10.3 Общий вид жилого комплекса в составе марсианской базы

Рис. 10.4

• Рельеф местности должен обеспечить организацию мониторинга астероидно-кометной опасности с наименьшими помехами, вызванными активной деятельностью человека на поверхности Марса.

На рис. 10.4 представлены возможные районы развертывания Марсианской базы, как это представляется сотрудниками ГеоХИ имени В.И. Вернадского.

10.3. Энергетический комплекс

Энергетический комплекс предназначен для электроснабжения Жилого комплекса, технологического и научного оборудования в диапазоне мощностей от 25 до 200 кВт по мере развертывания Марсианской базы с гарантированным ресурсом не менее 15 лет в марсианских условиях.

Энергетический комплекс будет иметь в своем составе:

• атомную станцию для обеспечения гарантированного электроснабжения Марсианской базы в дневные, ночные часы и в условиях пыльной бури;

• солнечную электростанцию для покрытия пиковых нагрузок и обеспечения расширенного производства ракетных компонентов топлив из местных ресурсов.

Для определения оптимального распределения энергомощностей между атомной и солнечной электростанциями был рассмотрен ряд мощностей для атомной станции: 25 кВт, 100 кВт, 200 кВт. Учитывая, что в России была создана ядерная энергоустановка с термоэмиссионным реактором-преобразователем первого поколения (см. главу 5), рассматривалась аналогичная установка второго поколения, а также энергоустановка с газотурбинным циклом преобразования с целью проведения анализа эксплуатационных особенностей каждого типа.

Одной из особенностей пилотируемой экспедиции на Марс является использование атомной электрической станции (АЭС), предназначенной для длительного обеспечения электроэнергией потребителей на поверхности Марса [10.8].

За базовое значение полезной электрической мощности стационарной марсианской АЭС принимается 100 кВт, учитывающее энергопотребление системы жизнеобеспечения для Марсианской базы.

Программа освоения Марса включает в себя также проведение геологоразведочных и буровых работ на поверхности планеты. Для обеспечения электропитания роботизированного геологоразведочного оборудования разрабатывается мобильная АЭС на самоходной платформе электрической мощностью 25 кВт.

К АЭС предъявляются следующие технические требования:

• Габариты планетной АЭС должны вписываться в объем грузового отсека ракеты-носителя с размерами 6,0 м по диаметру и 22 м по полной длине (по цилиндрической части 17 м).

• Объем монтажных работ на поверхности Марса должен быть минимальным и по возможности исключать сварочные работы.

• Суммарная масса составных частей АЭС, доставляемых на поверхность Марса, не должна превышать 10000 кг, а масса мобильной АЭС также не должна превышать 10000 кг, что соответствует грузоподъемности подвижной платформы 30 кН.

• Ресурс работы АЭС на поверхности Марса должен составлять не менее 10 лет.

• Расстояние от АЭС до энергопотребителя (Аванпост или геологоразведовательное оборудование) составляет 1 км.

• Связь стационарных АЭС с марсианской базой должна осуществляться через кабельную сеть с напряжением переменного тока 5 кВ.

• Должны быть предусмотрены необходимые средства обеспечения ядерной и радиационной безопасности на всех этапах их жизненного цикла, удовлетворяющие требованиям современных международных и национальных правил, регламентирующих вопросы безопасности АЭС и космических ЯЭУ.

Система безопасности планетной АЭС разрабатывается с учетом принципов независимости, многоканальности, резервирования и принципа безопасного отказа.

Ядерная безопасность обеспечивается подкритическим состоянием реактора в случае падения, деформирования и заполнения полостей реактора замедляющей или рассеивающей нейтроны средой [10.9].

Рис. 10.5 Компоновка реакторного блока и других компонентов АЭС, общий вид реактора-преобразователя и теплоизлучающие панели в плане

Радиационная безопасность всех стационарных вариантов АЭС обеспечивается радиационной защитой, ограничивающей уровни реакторных излучений в местах нахождения человека заданными значениями.

Радиационная защита стационарных АЭС должна обеспечивать условие непревышения мощности дозы значения 2 сЗв/год при расстоянии АЭС от месторасположения человека 1 км в секторе с углом 90° и возможность присутствия человека у роботизированных устройств на расстоянии 1 км от АЭС.

Управление всеми процессами АЭС при эксплуатации на энергетических режимах автоматизировано и не требует постоянного контроля со стороны участников марсианской экспедиции.

Условия окружающей среды при эксплуатации АЭС на поверхности Марса приведены в главе 1.

При разработке планетных АЭС рассматриваются два альтернативных варианта:

• АЭС на основе термоэмиссионного реактора преобразователя;

• АЭС на основе высокотемпературного газоохлаждаемого реактора с турбомашинным преобразованием энергии по циклу Брайтона.

АЭС на основе термоэмиссионного реактора преобразователя включает в себя реакторный блок, внешнюю боковую радиационную защиту, систему отвода неиспользованного тепла с устройствами для ее развертывания, систему автоматического управления, цезиевую систему, блок вакуумирования цезиевых полостей реактора-преобразователя и откачки из них газовых примесей, а также кабельную сеть и силовые конструкции для крепления сборочных единиц АЭС к опорным конструкциям на поверхности Марса. Оборудование реакторного блока, заключено в герметичный контейнер (корпус), заполняемый инертным газом. Компоновка реакторного блока в герметичном контейнере (без внешней радиационной защиты и блока аппаратуры САУ) и некоторых других компонентов АЭС, а также общий вид реакторного блока показан на рисунке 10.5.

Принцип действия планетной АЭС с термоэмиссионным реактором-преобразователем и описание ее работы подробно изложены в [10.10-10.15].

Основные технические параметры АЭС на основе термоэмиссионного реактора-преобразователя (РП) представлены в табл. 10.3. Стационарные АЭС электрической мощностью 25, 100 и 200 кВт идентичны по своему составу и конструктивно-компоновочной схеме. В отличие от стационарного варианта в мобильном варианте реакторный блок располагается в горизонтальном направлении на подвижной платформе. В направлении продольной оси платформы и АЭС, ориентированной на район проведения геологоразведочных работ, на платформе последовательно располагаются: радиационно-чувствительная аппаратура АЭС (блоки САУ, автономный источник питания, радиотелеметрические устройства и т.п.), отсек с приводами органов управления РП и блоком системы подачи пара цезия в РП, передняя торцевая радиационная защита этого оборудования, реакторный блок АЭС с боковой радиационной защитой (РЗ), задняя торцевая РЗ, обеспечивающая ослабление излучений реакторного блока в направлении возможного района проведения геологоразведочных работ.

Табл. 10.3 Параметры термоэмиссионных АЭС

Параметр	Значение
Тип АЭС	Стационарная		Мобильная
Полезная электрическая мощность, кВт	100	200	25	25
Тепловая мощность реактора, кВт, не более	1425	2630	380	380
Загрузка урана-235, кг	250	250	40	40
Топливо	Карботанталовое топливо		Диоксид урана
Максимальная температура теплоносителя на выходе из РП, К, не более	1000	1000	873	873
КПД преобразования в конце ресурса, не менее	0,085	0,09	0,085	0,085
Масса АЭС, кг, в том числе: – реакторный блок – система теплоотвода – электрические коммуникации – аппаратура САУ – блок вакуумирования	4000 2600 800 300 250 50	4750 2750 1250 400 300 50	2000 1200 200 100 150 50	2150 1200 400 400 50
Масса радиационной защиты без обваловки реакторного блока марсианским грунтом (с учетом обваловки марсианским грунтом), кг	10750 (1200)	12500	7000	7600
Масса АЭС без обваловки реакторного блока марсианским грунтом (с учетом обваловки марсианским грунтом), кг	14750 (5200)	17000	9000	9850

При разработке стационарных АЭС с термоэмиссионным РП рассматриваются два варианта радиационной защиты: вариант, когда все блоки РЗ входят в состав АЭС и доставляются с Земли; вариант, когда, наряду с блоками РЗ, входящими в состав АЭС, используется обваловка реакторного блока марсианским грунтом (рис. 10.6). Состав и плотность (около 2000 кг/м³) марсианского грунта, используемого для создания обваловки вокруг АЭС в качестве дополнительного средства радиационной защиты, приведены в главе 1.

Рис. 10.6 Схемы защитной композиции основного варианта АЭС: а) – вариант РЗ с доставкой всех защитных блоков с Земли; 6) – вариант РЗ при совместном использовании доставляемых защитных блоков и обваловки из марсианского грунта

Анализ данных вариантов РЗ показал, что масса базового варианта стационарной АЭС мощностью 100 кВт. эл составит около 14750 кг, т.е. будет значительно превышать заданное значение 10000 кг. При использовании обваловки АЭС марсианским грунтом масса доставляемых на поверхность Марса АЭС в сборе резко сократится и составит около 5200 кг. Таким образом, при создании АЭС на основе термоэмиссионного РП с полезной электрической мощностью больше или равной 100 кВт обваловка реакторного блока марсианским грунтом является обязательным условием для удовлетворения требований радиационной безопасности.

АЭС на основе высокотемпературного газоохлаждаемого реактора с тур-бомашинным преобразованием энергии по циклу Брайтона [10.8,10.16] включает в себя:

• реакторный блок (с верхней торцевой радиационной защитой);

• внешнюю боковую радиационную защиту;

• нижнюю торцевую радиационную защиту (для мобильного варианта);

• двухпетлевую газотурбинную установку (ГТУ);

• систему отвода тепла;

• САУ;

• электрические кабели, связывающие реакторный блок с САУ и электрические кабели, связывающие генераторы ГТУ с высоковольтными преобразователями марсианской базы;

• силовые конструкции для крепления АЭС на поверхности Марса.

Теплоносителем энергопреобразовательного контура является гелий-ксеноновая смесь.

В состав замкнутой газотурбинной установки с регенерацией тепла входят два параллельно включенных блока турбокомпрессор-генератора одновального исполнения на половинный расход теплоносителя, рекуперативный теплообменник, совмещенный с нижним силовым днищем реактора, концевой теплообменник-охладитель и магистральные трубопроводы с запорно-регулирующей арматурой.

Система отвода тепла, являющаяся вторым контуром АЭС, предназначена для сброса неиспользованного тепла в концевом теплообменнике-охладителе и охлаждения внешней боковой радиационной защиты за счет прокачки марсианского «воздуха». Принудительная циркуляция марсианского «воздуха» обеспечивается вентиляторами с электроприводом. В зависимости от электрической мощности АЭС их количество может варьироваться от одного до трех штук. В системе предусматривается также резервные вентиляторы с автономным питанием. Частично сброс тепла из контура осуществляется через наружную поверхность боковой радиационной защиты.

В табл. 10.4 приведены основные технические параметры АЭС для разных уровней электрической мощности.

Табл. 10.4 Параметры газоохлаждаемых АЭС

Наименование параметра	Значение
Тип АЭС	Стационарная		Мобильная
Полезная электрическая мощность, кВт	100	200	25	25
Тепловая мощность реактора, кВт	368	689	103	103
Загрузка урана-235, кг	106,5	106,5	106,5	106,5
Топливо	Уран-циркониевый карбонитрид
Температура Хе+Не, К на входе в турбину	1500	1500	1500	1500
КПД цикла	0,352	0,362	0,334	0,334
Масса, кг, в том числе: – реактор с оборудованием энергопреобразовательного контура и силовыми элементами крепления; – система теплоотвода; – электрические коммуникации; – аппаратура САУ.	3440 1530 1460 200 250	5020 1930 2590 200 300	2350 1200 800 200 150	2500 1200 800 100 400
Масса радиационной защиты без обваловки реакторного блока марсианским грунтом, кг	6100	7200	4500	5200
Масса АЭС без обваловки реакторного блока марсианским грунтом, кг	9540	12220	6850	7700

Общий вид стационарной марсианской АЭС показан на рисунке 10.7.

В состав реакторного блока входят:

• высокотемпературный газоохлаждаемый реактор;

• верхняя торцевая РЗ;

• управляющие и информационные датчики;

• силовые элементы конструкции.

Рис. 10.7 Планетарная стационарная АЭС: 1 – вентилятор, 2 – концевой теплообменник-охладитель, 3 – ТКГ, 4 – приводы регулирующих барабанов и стержней ядерной безопасности, 5 – верхняя торцевая радиационная защита, 6 – реактор, 7 – боковая радиационная защита

Реактор марсианской АЭС – это аппарат канально-корпусного типа с быстрым спектром нейтронов. Описание конструкции твердофазного газоохлаждаемого реактора подробно изложено в гл.5 и [10.8, 10.10, 10.16-10.24].

Для марсианской АЭС полезной электрической мощностью 25 и 100 кВт конструкция реактора принята единой. При увеличении мощности до 200 кВт активная зона реактора должна быть дополнена еще одним рядом ТВС с одновременным увеличением количества стержней ядерной безопасности.

Охлаждение боковой РЗ осуществляется по кольцевым зазорам марсианским «воздухом». Часть тепла сбрасывается через наружную поверхность боковой радиационной защиты за счет излучения и механизма свободной конвекции. С целью обеспечения требуемого температурного режима в защитных материалах в боковой РЗ стационарной АЭС мощностью 200 кВт предусмотрено увеличенное количество кольцевых зазоров для прохода марсианского «воздуха» по сравнению с вариантами АЭС мощностью 25 и 100 кВт.

Для АЭС на основе высокотемпературного газоохлаждаемого реактора с турбомашинным преобразованием энергии по циклу Брайтона рассматривается вариант размещения стационарной АЭС непосредственно на поверхности Марса в естественном каньоне ландшафта, без заглубления его в грунт, как наиболее «тяжелый» с точки зрения обеспечения допустимой радиационной обстановки в месте расположения марсианской базы. С целью уменьшения массы АЭС боковая РЗ выполнена профилированной с максимальной толщиной в направлении на базу (область прямой видимости). Помимо стационарной АЭС, с целью обеспечения электропитания роботизированных устройств для геологоразведочных работ на поверхности Марса, был разработан вариант мобильной АЭС полезной электрической мощностью 25 кВт.

Основные конструктивные решения и технические характеристики мобильного варианта АЭС идентичны варианту стационарной планетной АЭС полезной электрической мощностью 25 кВт. Для снижения дозовых нагрузок на привод платформы для

Рис. 10.8 Напланетная АЭС в мобильном варианте

транспортного варианта АЭС в ядерном реакторе предусматривается нижняя торцевая радиационная защита, композиционный состав и охлаждение которой выполнены аналогично боковой РЗ. Общий вид планетной АЭС в транспортном варианте представлен на рисунке 10.8.

Рассмотренные варианты марсианской АЭС на основе высокотемпературного газоохлаждаемого реактора с турбомашинным преобразованием энергии (также как и маршевые энергодвигательные установки) базируются, прежде всего, на наличии технологического задела, полученного в рамках выполненных научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по российской (советской) программе разработки ЯРД, см. главу 5, [10.10, 10.25-10.31].

Используемые технические решения при разработке планетных АЭС в рамках марсианской программы могут быть перенесены для решения задач энергообеспечения лунной базы.

10.4. Транспортно-технологический комплекс

Марсианский транспортно-технологический комплекс предназначен для обеспечения:

• автономного проживания экипажа в отдаленных от места посадки районах;

• транспортировки экипажа, оборудования и грузов;

• научных исследований на поверхности Марса;

• строительно-монтажных работ на поверхности Марса.

Транспортно-технологический комплекс формируется на основе пилотируемых и беспилотных марсоходов, а также летательных аппаратов типа дирижабль с дистанционным управлением. Облик и характеристики пилотируемого марсохода должны обеспечить режим работ экипажа, который представлен в табл. 10.5.

Табл. 10.5. Режим работы экипажа на поверхности Марса для первых экспедиций

№ суток пребывания на Марсе	Режим работы экипажа
1-3	Экипаж проходит адаптацию к условиям Марса, проводит контроль работоспособности систем Взлетно-посадочного комплекса (ВПК) и стыковки пилотируемого Марсохода (ПМХ) к ВПК
4	Экипаж в составе 2 человек проводит контрольный выход из ШО ВПК на поверхность планеты; проводится визуальный анализ состояния ВПК и ПМХ
5	День отдыха и принятия Варианта исследования Марса, подготовка к Поездке № 1 на дальность до 5 км
6	Осуществление Поездки № 1 общей продолжительностью не более 2 часов с возвращением в исходную точку
7-8	Анализ результатов Поездки № 1, дозаправка израсходованных компонентов, подготовка к Поездке № 2 на дальность 10 км
9-10	Поездка № 2 продолжительностью не более 4 часов и возвращение в исходную точку
11-12	Отдых, анализ результатов Поездки № 2, подготовка к Поездке № 3 на дальность 20 км; восполнение израсходованных компонентов
13	Поездка № 3 длительностью 48 часов, возвращение в исходную точку
14	Отдых, анализ результатов Поездки № 3 и всей работы за 13 суток, корректировка программы. Отъезд ПМХ от ВПК, тренировка взлета
	Вариант «А»	Вариант «В»
15-17	Подготовка взлета	Подготовка к Поездке № 4 на дальность 20 км
18	Старт Взлетного модуля из ВПК и выход на околомарсианскую орбиту	Поездка № 4
19-20	Стыковка с МОК	Поездка № 4, продолжение; возвращение в исходную точку
21-22	Проверка систем МЭК для отлета к Земле	Отдых, анализ результатов, поездка № 4
23-24	Резерв времени	Подготовка взлета
25	Отлет к Земле	Старт Взлетного модуля из ВПК и выход на околомарсианскую орбиту
26-27	–	Стыковка с МОК
28-29	–	Проверка систем МЭК для отлета к Земле
30	–	Отлет к Земле

При определении облика и характеристик пилотируемого марсохода учитывался опыт разработки и эксплуатации «Лунохода-1» и «Лунохода-2», см. рис. 10.9. В табл. 10.6 представлены результаты расчетов необходимой мощности марсохода при условии:

– скорость движения по горизонтальной поверхности (α = 0°) со средней скоростью V от 4 до 10 км/час;

– коэффициент сопротивления качению f =0,06;

– скорость ветра до 25 км/час;

– коэффициент аэродинамического сопротивления С_х = 1;

– максимальный угол подъема местности α=35°.

На основании данных таблицы 10.6 номинальная суммарная электрическая мощность составляет на колесах-моторах 20 кВт, с возможностью форсирования до 40 кВт в течение 30 минут. Для пилотируемого марсохода были рассмотрены следующие типы энергоустановок:

• ядерная энергоустановка;

• тепловой двигатель;

• электрохимический генератор (ЭХГ).

Рис. 10.9 «Луноход-1»: Работа с 17.11.1970 по 4.10.1971; масса – 756 кг; длина – 4,42 м; ширина – 2,15 м; высота – 1,92 м; пройденное расстояние -10,54 км

Облик пилотируемого марсохода с ядерной установкой может иметь вид, представленный на рис. 10.10, разработка США. Ядерная установка из-за радиационной опасности дальше не рассматривается.

В качестве теплового двигателя были рассмотрены замкнутый газотурбинный цикл (ГТУ) и цикл Стирлинга со свободной поршневой группой.

Рис. 10.11. Двигательно-энергетическая установка Марсохода

В качестве ЭХГ был рассмотрен топливный элемент (ТЭ), функционирующий за счет постоянного подвода реагентов: водорода и кислорода, которые хранятся в баллонах высокого давления.

В табл. 10.7 представлены результаты термодинамических расчетов неядерных энергоустановок (ЭУ).

Табл. 10.7 Сопоставление основных параметров энергоустановок различного типа для пилотируемого марсохода

Параметр	ТипЭУ
	ГТУ	Двигатель Стирлинга	ЭХГ(ТЭ)
Тип топливной смеси	Al+CO2	Al+CO2	H2+O2
Удельный расход топлива, кг/кВтч	0,5	0,4	0,35
Масса ЭУ (включая теплообменники), кг	250	150	300
Масса топливных емкостей, кг, при длительности поездки: – 30 суток – 5 суток	- -	- -	405 270
Масса запаса топлива, кг, при длительности поездки: – 30 суток – 5 суток	280 118	224 95	196 83
Суммарная масса ЭУ, кг, при длительности поездки: – 30 суток – 5 суток	530 368	374 245	901 653
Полезные побочные продукты	–	–	Дистиллированная вода
Отрицательные воздействия, % (ГТУ – 100 %): вибрация шум высокая температура	100 100 100	≈ 30 ≈ 30 100	≈ 1 ≈ 1 1

На основании данных таблицы 10.7 отдано предпочтение газотурбинной энергоустановке, использующей в качестве горючего мелкодисперсный алюминий, который горит в СO₂ – основной составляющей марсианской атмосферы, или используются остатки топлива Взлетно-посадочного комплекса. Хотя ЭУ с циклом Стирлинга имеет наименьшую массу, но из-за высокого давления в цикле (~120 кг/см²), может представлять опасность для экипажа и дальше не рассматривается.

Рис. 10.12 Пилотируемый Марсоход. Внешняя компоновка

На рис. 10.11 представлена схема ЭУ с газотурбинным циклом с электрической мощностью N_эл=10 кВт. Для надежности на пилотируемом марсоходе используются две таких энергоустановки [10.32].

Рис. 10.13

На рис.10.12 изображен общий вид пилотируемого марсохода с газотурбинной энергоустановкой [10.33]. Габариты марсохода определялись, в частности, удобством одевания скафандров экипажем перед выходом из марсохода на поверхность планеты, а также необходимостью очистки скафандров от пыли после возвращения экипажа в марсоход. Основные исследования на Марсе экипаж будет проводить, находясь в марсоходе. Максимальное удаление членов экипажа от марсохода при выходе не должно превышать 100 метров с продолжительностью автономной работы на поверхности не более 5 часов. При разработке марсианского скафандра максимально учитывается Российский опыт разработки космических скафандров: «Сокол», «Орлан», лунного скафандра. Для проведения строительно-монтажных и ремонтных работ экипажем на поверхности планеты скафандр должен позволять проводить его дооборудование системой «Экзоскелетон», как показано, например, на рис. 10.13 [10.34].

Научное оборудование марсианской базы должно позволять экипажу проводить исследования по:

• эффективной добыче воды на Марсе;

• очистке воды;

• электролизу воды для получения водорода и кислорода;

• реализации химической реакции (реакция Собатъе) 4Н₂+СO₂=СН₄+2Н₂O

• ожижению кислорода и метана, хранению и заправке баков взлетной ракеты; схема солнечной ожижителъной установки представлена в главе 5.

В табл. 10.8 представлен перечень научного оборудования, которое может использоваться во время первых экспедиций на Марс [10.35].

Табл. 10.8 Научное оборудование первых экспедиций на Марс

Назначение научного оборудования	Масса, кг
Комплект геологической аппаратуры для проведения полевых работ: ручной инструмент, TV-камеры, контейнер для образцов, инструмент для документирования.	335
Геофизические инструменты	400
Метеорологические инструменты	200
Буровой станок для скважин глубиной 10 м	260
Буровая установка для скважин глубиной 1 км	20000

Высокое содержание СO₂ в атмосфере Марса (95%) позволяет рассматривать его в качестве источника для синтеза таких пищевых продуктов, как:

– углеводы – С_nН_2nO_n;

– глицерин – С₃Н₅(ОН)₃

– этанол – C₂H₅OH.

Впервые синтетические углеводы были получены в 1861 году русским ученым А. М. Бутлеровым из формальдегида (СН₂ОН) с применением различных катализаторов и получили название «формозные сахара». В настоящее время во ВНИИХИММАШ (Россия) работы проводятся в таких направлениях, как:

• фотохимический синтез формальдегида из СO₂ и Н₂O с последующей полимеризацией в сахара;

• синтез углеводов из СO₂ и Н₂O при действии тлеющего электрического разряда;

• изыскание новых катализаторов и определение наиболее благоприятных условий и механизма реакции полимеризации формальдегида в углеводы – С_nН_2nO_n

Одним из важных направлений исследований на Марсе будет также определение возможности целенаправленного изменения климата на Марсе, чтобы сделать его более приемлемым для проживания человека.

Рассматриваются варианты:

• сублимация полярных шапок на Марсе с помощью орбитальных отражателей солнечного света;

• добавление в атмосферу специальных газов, обеспечивающих увеличение парникового эффекта на планете.

10.5. Выводы

Основным назначением Марсианской базы должно быть:

• обеспечение научного прогноза развития Земли в ближайшие столетия; на основе сравнительного анализа развития Земли и Марса в прошлом;

• поиски следов жизни в прошлом и настоящем, выявление роли магнитного поля на зарождение жизни;

• обеспечение астероидно-кометной безопасности системы «Земля-Луна».

10.6. Список использованной литературы

10.1. «Следы космических воздействий на Землю». Под редакцией А. Н. Дмитриева. Издательство, «Наука», СО. Новосибирск, 1990.

10.2. D. W. Cox, J. H. Chestek «Doomsday Asteroid.» Prometheus Book, New-York, 1996.

10.3. К. П. Белов, Н. Г. Бочкарев. «Магнетизм на Земле и в Космосе». М., «Наука», 1983.

10.4. Ежегодный справочник «Наука сегодня». М., «Знание». Вып. № 15, 1988 г.

10.5. И. С. Шкловский. «Звезды. Их рождение, жизнь и смерть». М., «Наука», 1977.

10.6. Н. Д. Холленд. «Химическая эволюция океанов и атмосферы». М., «Мир», 1989.

10.7. Г. М. Рудницкий. «Планетные системы красных гигантов». Журнал «Земля и Вселенная», № 4, 2005.

10.8. С.В. Баринов, М.С. Беляков, Р.Е. Литвиненко, В.Д. Колганов, О.Н. Логачев, Е.А. Ромадова, В.П. Сметанников и др. Концепция напланетной АЭС для освоения Марса на основе высокотемпературного газоохлаждаемого реактора с турбомашинным преобразователем энергии по газовому циклу Брайтона: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.669-678, М., 2005.10.9. СВ. Баринов, М.С. Беляков, А.С. Каминский, B.C. Кузнецов и др. Принципиальные решения по ядерной и радиационной безопасности ЯЭДУ марсианской экспедиции: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.679-682, 2005.

10.10. Машиностроение. Энциклопедия. Том IV -25 Книга 2 «Машиностроение ядерной техники». Стр. 496. М.: Машиностроение, 2005.

10.11. П.В. Андреев, Е.Е. Жаботинский, А.Я. Галкин. Концепция термоэмиссионной АЭС для энергоснабжения марсианской базы: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник тезисов, М., 2005.

10.12. С.П. Зацерковный, А.И. Кузин, К.А. Павлов, Г.А. Шевцов. Применение ТЭМ для решения перспективных космических задач. – Статья в научно-техническом журнале «Авиакосмическая техника и технология». Российская инженерная академия, № 2, М., 2000.

10.13. П.В. Андреев, А.Г. Еремин, Е.Е. Жаботинский и др. Основные положения использования космических термоэмиссионных ЯЭУ второго поколения в составе ТЭМ с учетом возможностей современных средств выведения: Доклад на 5-ой Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе». Сборник докладов, ч. 1. Подольск, 1999.

10.14. П.В. Андреев, И.П. Богуш, Г.А. Зарицкий и др. Обоснование характеристик термоэмиссионных космических ЯЭУ второго поколения. Проектные и экспериментальные результаты: Доклад на 5-ой Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе». Сборник докладов, ч. 1. Подольск, 1999.

10.15. П.В. Андреев, B.C. Васильковский, Зарицкий Г.А. и др. Проблемы космической энергетики и роль ядерных энергетических установок в их решении: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.31-38, М., 2005.

10.16. СВ. Баринов, М.С. Беляков, Р.Е. Литвиненко, О.Н. Логачев, Е.Л. Ромадова, и др. Концепция напланетной АЭС для освоения Марса. – Статья в Годовой отчет ФГУП НИКИЭТ имени Н.А. Доллежаля, М., 2005.

10.17. Н.Н. Пономарев-Степной, В.П. Сметанников, B.C. Рачук, И.И. Федик. Космические ядерные энергетические и энергодвигательные установки на основе реактора с внешним преобразованием тепла твердофазной активной зоны: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.61-68, М„ 2005.

10.18. СВ. Баринов, М.С. Беляков, О.Н. Логачев, Т.И. Рожкова и др. Концепция маршевой ядерной энергодвигательной установки для осуществления пилотируемой экспедиции на Марс: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.683-696, М., 2005.

10.19. Ядерные ракетные двигатели. Под редакцией академика А.С. Коротеева. М., «Норма-Информ», М., 2001.

10.20. СВ. Баринов, О.Н. Логачев. Результаты расчета нейтронно-физических характеристик активных зон реакторов ЯЭДУ: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.627-634, М., 2005.

10.21. И.И. Федик. Перспективные топливные и конструкционные материалы для ЯЭДУ: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.25-30, М., 2005.

10.22. В.Ю. Вишневский, И.Д. Дараган, Е.К. Дьяков, В.Н. Загрязкин, В.А. Зайцев. Термодиссоциирующее топливо ЯЭДУ с турбомашинным преобразованием энергии: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.375-380, М., 2005.

10.23. В.Д. Колганов, Е.Л. Ромадова. Методика комплексного системного подхода к априорной оценке ресурса ядерной энергодвигательной установки: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.559-568, М., 2005.

10.24. А.Д. Иванов, О.Н. Логачев, Е.Л. Ромадова. Анализ и систематизация данных по свойствам кандидатных конструкционных материалов оборудования ЯЭДУ: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.591-598, М., 2005.

10.25. Н.Н. Пономарев, В.М. Талызин, В.А. Павшук, В.К. Уласевич, В.П. Сметанников, Ю.С. Черепнин, И.И. Федик, В.П. Денискин, Е.К. Дьяков, Ш.Т. Тухватулин. Исследовательский высокотемпературный реактор (к 30-летию энергетического пуска ИВГ1) – Статья в журнал «Атомная энергия», т.98, вып.3, март 2005.

10.26. В.П. Денискин, Е.К. Дьяков, Ю.С. Васильев, А.Н. Колбаенков, А.А. Колодешников, В.А. Павшук, О.С. Пивоваров, Н.Н. Пономарев-Степной, В.П. Сметанников, А.Н. Тихомиров, Ш.Т. Тухватулин, В.К.Уласевич, И.И. Федик, Ю.С. Черепнин. Реактор ИВГ.1. Опыт и итоги 30-летней эксплуатации: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.11-20, М., 2005.

10.27. Ю.С. Васильев, В.А. Гайдайчук, О.С. Пивоваров, А.Н. Колбаенков, А.А. Колодешников. Перспективы использования стендовой базы ИАЭ НЯЦ РК для возобновления реакторных исследований элементов и узлов ЯЭДУ: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в республике Казахстан. ЯЭ-2005», Сборник тезисов. Курчатов, 2005.

10.28. B.C. Голубев, И.Д. Драган, В.А. Павшук, Н.В. Петрунин, Е.С. Субботин, В.Е. Хвостионов. Ампульные испытания твэлов ЯЭДУ-ЯРД в режимах вспышек мощности импульсного реактора ГИДРА: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.421-424, М., 2005.

10.29. Э.Г. Гордеев, А.С. Каминский, В.А. Павшук, Л.Я. Тихонов. Обобщение результатов экспериментальных исследований реакторов ЯРД и ЯЭДУ на критических сборках РНЦ «Курчатовский институт»: Доклад на Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе-2005», Сборник докладов, с.425-428, М., 2005.

10.30. С.А. Попов. Состав стендовой базы для автономной и комплексной отработки ядерных энергодвигательных установок на основе ЯРД: Доклад на российско-американском совешании «Космические ядерные энергодвигательные установки 2005», Сборник тезисов докладов, М., 2006.

10.31. В.И. Пригожий, В.В. Мишин. Стендовая база КБХА для экспериментальной отработки оборудования ЯЭДУ: Доклад на российско-американском совешании «Космические ядерные энеродвигательные установки2005», Сборник тезисов докладов, М., 2006.

10.32. В. Ф. Семенов, А. С. Тартышников, Л. И. Подольская. «Облик и характеристики макетов и моделей Энергодвигательного комплекса и Космической платформы. Пилотируемый марсоход». НТО. № 3604, Центр Келдыша, 2002.

10.33. Проект № 2120. Том 1. «Общие характеристики экспедиции на Марс». МНТЦ, М., 2005.

10.34. Y. Umetani, Y. Yamada, Т. Morizono.»Skil Mate, Wearable Exoskeleton Robot».50th. IAC, 4-8 Oct, 1999, The Netherlands. IAA-99-IAA.10.1.06.

10.35. «Mars Field Geology, Biology, and Paleontology Workshop». Lunar and Planetary Institute, Space Center Houston, 1998.