Выбор баллистической схемы полета на Марс

Обычно рассматривается схема предусматривающая:
1. Монтаж корабля на околоземной орбите – в зависимости от применяемых на корабле двигателей масса на орбите сотни или тысячи тонн, что требует многих пусков ракет класса «Энергия» или «Сатурн-5».
2. В большинстве проектов корабль выходит на орбиту вокруг Марса, а затем на поверхность планеты опускается лишь часть полезной нагрузки – относительно небольшой посадочный аппарат.
3. На Землю возвращается небольшой спускаемый аппарат при аэродинамическом торможении
Выбор такой схемы во многом определяется недостатками двигателей – двигатели с высокой тягой имеют малую эффективность (малый удельный импульс - Уи), а двигатели с высоким удельным импульсом – малую тягу, не обеспечивающую быстрый разгон в гравитационном поле вблизи планет.
Интересно было бы определить оптимальную схему полета при использовании ядерных импульсных двигателей (типа взрыволета Сахарова) свободных от вышеуказанных недостатков. Исходя из опубликованных данных по американскому проекту «Орион» Уи такого двигателя можно принять равным 7500сек, создаваемое ускорение 3g.

Для такой системы наилучшим может оказаться максимальное использование двигателя с высоким удельным импульсом и тягой для всех изменений скорости полета, включая посадку и взлет корабля.
В свое время Сахаров предлагал в проекте ядерного взрыволета запуск двигателя после подъема корабля при помощи химических ракетных двигателей на высоту 1,0 км над поверхностью Земли.
Конечно, ни какой выброс радиации в атмосферу по сегодняшним требованиям неприемлем – ядерно-импульсный двигатель должен запускаться в космосе – так же, например, как и газо-фазный ЯРД. Т.е. на высоте более 100 км.
Подъем на такую высоту при помощи ЖРД или РДТТ требует характеристической скорости (с учетом гравитационных потерь) около 3000м/сек. Для ЖРД на керосиново-кислородном топливе (например, РД-170) соотношение стартовой массы к конечной массе = 2,7. Т.е. при стартовой массе в 2700т (меньше чем у «Сатурн-5») в космос может быть поднята масса в 1000т. Если принять сухую массу подъемной химической ступени в 200т, то горизонтальный разгон в космосе до 8000м/сек, начинает аппарат массой 800т. При УИ=7500сек полезный груз на околоземной орбите 717т. В пять раз больше чем у «Сатурн-5»!
В целях безопасности трасса выведения должна проходить над труднодоступными малонаселенными районами или океаном. Кроме того, запуск ядерно-импульсного двигателя должен производиться вдали от плоскости экватора вне зоны так называемой «геомагнитной ловушки» заряженных частиц, что бы избежать появления искусственных поясов радиации вокруг Земли. Т.е. севернее или южнее 60 параллели.
Подходящим может быть космодром Плесецк с запуском на северо-восток. Трасса выведения пройдет над северным Уралом, Таймыром, Восточной Сибирью, пересечет Камчатку и далее над глубоководными районами Тихого океана. Конструкция топливных ядерных зарядов должна иметь теплозащитное покрытие и небольшой парашют, чтобы в случае аварии обеспечить их безопасный спуск на Землю.
Экипаж (4-5 человек) при старте находится в двух расположенных рядом в носовой части под общим обтекателем спускаемых аппаратов типа «Союз». Эти СА испытаны при входе в атмосферу со второй космической скоростью при полетах «Зонд 5-7». Вход в СА - через общий орбитальный отсек, соединенный боковыми тоннелями с остальной частью корабля.
В случае аварии на начальном участке полета головной обтекатель вместе с обеими СА отбрасывается системой аварийного спасения.
Полет производится по траектории «безостановочного облета» Марса. В случае отказа основного двигателя и невозможности выйти на орбиту вокруг Марса, корабль возвращается на Землю после облета планеты примерно через 700 суток. При этом коррекция траектории производится вспомогательными ЖРД.
Такая траектория требует начальной геоцентрической скорости, порядка 12500м/сек. Т.е. разгонный импульс схода с околоземной орбиты в 4500 м/сек. Масса корабля после выхода на траекторию полета к Марсу составит 674 тонны.
Энергопитание корабля производится от двух жестких выдвижных панелей солнечных батарей размером 10х12м расположенных в районе магазинов топливных зарядов (propellant magazines). Перед включением основного двигателя панели втягиваются между магазинами. Такое расположение (ребром к двигателю-источнику радиации) минимизирует радиационное повреждения полупроводниковых элементов и увеличивает стойкость конструкции к перегрузке при работе двигателя. Ориентация солнечных батарей на Солнце производится путем закрутки корабля вокруг поперечной оси перпендикулярной плоскости батарей (как у «Союза»).
Жизнеобеспечение экипажа производится системой аналогичной системе станции «Мир». Т.е. полная регенерация воды и снабжение кислородом и пищей из запасов. Если принять, что одному человеку в сутки требуется 1кг (брутто) сублимированной (сиречь обезвоженной) пищи и 4кг регенерационных патронов на основе кислородосодержащих веществ, то экипажу на 1000 суток (три года) потребуется 25 тонн запасов. Штатная продолжительность экспедиции около двух лет – траектория возращения несимметрична траектории прибытия. Но в случае невозможности своевременного старта с Марса запас жизнеобеспечения на лишний год позволит вернуться по гомановской траектории.
Окрестности Марса достигаются примерно через130 суток после старта. Корабль переходит на низкую орбиту, что при выбранной траектории требует ХС, порядка 5000м/сек. Масса корабля после выхода на орбиту =630тонн. Общее время нахождения в районе Марса – несколько месяцев. После обследования Фобоса и Деймоса, выбора с орбиты места посадки ВЕСЬ корабль совершает посадку. Действительно, весь корабль рассчитан на 3g и защищен с кормы плитой с абляционным покрытием. Топливные ядерные заряды также покрыты теплозащитой по вышеизложенным причинам.
Ракетное торможение при спуске с высокой орбиты потребует, примерно 5000м/сек ХС. Такое торможение состоит из нескольких этапов с целью проверки работы импульсного ядерного двигателя в атмосфере Марса на различных высотах (метод «тормозных эллипсов») – энергетически при этом ничего не теряется. На каждом витке после выхода из атмосферы можно осмотреть теплозащитный экран и прочие элементы конструкции - по результатам анализа состояния корабля принять решение на продолжение спуска или отказа от посадки. Окончательно скорость гасится в перигее на высоте 1000м над точкой посадки. Масса корабля после торможения составит 587т.
Далее аппарат в горизонтальном положении совершает спуск со средней скоростью 10м/сек при помощи ЖРД на долго хранимых компонентах топлива. Управление кораблем при спуске производится космонавтами из орбитального отсека на носу корабля с визуальным уточнением места посадки. Такой спуск в течение 100сек в условиях марсианской гравитации потребует примерно 400м/сек ХС. При Уи ЖРД=325сек понадобится 70т топлива типа амил + гептил. Перед посадкой выдвигаются посадочные опоры – по 4-5 штук с каждой стороны аппарата и амортизируют удар о поверхность. Масса корабля после посадки =517т.
Взлет корабля происходит в обратном порядке – подъем при помощи химических ЖРД на высоту 1000м, (что требует примерно ХС=100м/сек и 15т топлива) и горизонтальный разгон ядерным двигателем до скорости обеспечивающей возвращение на Землю (9000м/сек) с попутным облетом Венеры для уменьшения скорости входа в атмосферу Земли. Масса корабля после выхода на траекторию возвращения =430т. При 100 тонной полезной нагрузке, на конструкцию, радиационную защиту и т.п. остается 330т. При подлете к Земле опять включается импульсный ядерный двигатель и остаток зарядов (весь резерв топлива) тратится на торможение перед входом в атмосферу. Космонавты совершают посадку в двух спускаемых аппаратах (по типу траектории «Зонд-7») с двумя погружениями в атмосферу, остальная конструкция аппарата падает в Индийский океан.
Общая характеристическая скорость экспедиции, обеспечиваемая основным двигателем составит:
8000+4500+5000+5000+9000+1500(резерв)=33000м/сек. При приращении скорости на один импульс в 30м/сек, потребуется 1100 ядерных зарядов. Стоимость одного заряда примерно $1000`000. Общая стоимость топлива 1 миллиард 100 миллионов. Стоимость самого корабля будет примерно равна стоимости современной атомной подводной лодки. Со стартовой ступенью еще на миллиард потянет.
На Экспедиция на Марс: миссия невыполнима? пишут: «Ожидается, что стоимость экспедиции составит около двадцати миллиардов долларов. Причём, Россия в состоянии покрыть лишь менее трети этой суммы».
По вышеизложенной схеме, за 5,0гигабаксов Россия сама могла бы осуществить свою миссию на Марс.
Договор о запрещении ядерных испытаний допускает мирное использование ядерных взрывов.
Старт взрыволета с Марса – посадочные опоры и взлетные ЖРД сброшены:

Трехмерная модель взрыволета

Выгодно ли лететь на Марс через Луну, используя её как гравитационную рогатку или скорее пращи? (или как называется такой способ ускорения КА за счёт гравитационного притяжения массивного гравитирующего объекта).

Сам принцип гравитационной пращи няз позволяет сообщить КА довольно большое ускорение (см Вояджеры), которое в принципе зависит только от точности прицеливания. Конечно плоскости орбиты сильно не совпадают, но поперечную составляющую можно компенсировать опять же прицеливанием и коррекцией орбиты. Вероятно можно подобрать наивыгоднейшие сочетания движений Марса и Луны.
Возможно ли за счёт этого метода получить энергетическую и временную выгоду?