Jak Dotrzeć Na Marsa.pdf

JAK DOTRZE

NA MARSA

Dziennikarze Scientific

American George Musser

i Mark Alpert przedstawiaj projekty wyprawy za¸ogowej

yprawa na Marsa Ð to nie brzmi zbyt zach«caj-

co. Planeta rzadko zbliýa si« do nas na mniej niý

80 mln km (to ærednia odleg¸oæ pomi«dzy Zie-

mi a Marsem podczas opozycji; w tzw. wielkich opozycjach

jest ona znacznie mniejsza, np. w roku 1924 i 1971 wynosi¸a

zaledwie 56 mln km, podobnie b«dzie w roku 2003 Ð przyp.

t¸um.). Podrý tam i z powrotem musi zaj lata. Naukowcy

i inýynierowie twierdz, ýe potrafi rozwiza g¸wne proble-

my techniczne, przed ktrymi stoi ekspedycja za¸ogowa. Naj-

wi«ksz przeszkod« stanowi ogromne koszty.

Szacowania kosztw marsjaÄskiej misji sprowadzaj si« do

jednej kluczowej wielkoæci: masy pojazdu. Lýejszy pojazd po-

trzebuje mniejszej iloæci paliwa, a to decyduje o kosztach lotu

kosmicznego. Historia planowania wyprawy marsjaÄskiej to

w duýej mierze prby zminimalizowania masy bez nadmier-

nego uszczerbku dla bezpieczeÄstwa i zadaÄ naukowych mi-

sji. W 1952 roku pionier techniki rakietowej Wernher von

Braun przedstawi¸ projekt armady statkw kosmicznych na-

p«dzanych konwencjonalnymi silnikami na paliwo chemicz-

ne Ð startujc z orbity wok¸ziemskiej, mia¸yby ¸czn mas« 37

200 t. Juý samo wyniesienie na orbit« takiej flotylli kosztowa-

¸oby setki miliardw dolarw. Od tego czasu planiæci poszu-

kuj oszcz«dnoæci, proponujc uýycie sprawniejszych silni-

kw jdrowych lub elektromagnetycznych, zmniejszenie liczby

cz¸onkw za¸ogi lub dublowanych systemw, a takýe produk-

cj« paliwa na samym Marsie [ wykres z prawej ].

Wed¸ug najoszcz«dniejszego dzisiaj planu Mars Direct (Bez-

poærednio na Marsa) pocztkowy koszt wynis¸by 20 mld do-

larw Ð roz¸oýone na 10 lat plus 2 mld na kaýdy lot [patrz:

ãNajtaÄszy: lot bezpoæredniÓ, strona 36]. Opracowany przez

NASA tzw. projekt wzorcowej misji odniesienia (design refe-

rence mission) w duýej mierze wzorowany jest na planie Mars

Direct, jednak koszty jego realizacji s w przybliýeniu dwu-

krotnie wyýsze z powodu zwi«kszonych ærodkw bezpieczeÄ-

stwa i za¸ogi liczcej szeæciu zamiast czterech astronautw.

W najnowszej wersji planu NASA przewiduje si« uýycie

trzech pojazdw: bezza¸ogowego ldownika towarowego, kt-

ry dostarczy na powierzchni« Marsa statek powrotny i urz-

dzenia do produkcji paliwa, ldownika mieszkalnego bez za¸o-

Masa na niskiej orbicie wok¸ Ziemi (tony)

0 1000 2000 3000

von Braun (1952)

Stuhlinger i in. (1966)

Boeing (1968)

von Braun (1969)

Jenkins (1971)

90-dniowe studium NASA (1989)

Radziecki plan, nap«d s¸oneczny (1989)

Mars Direct, nap«d chemiczny (1990)

Mars Direct, nap«d jdrowy (1990)

Misja wzorcowa NASA, wersja 1 (1993)

Misja wzorcowa NASA, wersja 4 (1999)

Nap«d VASIMR (2000)

2788

1670

1455

1771

980

355

280

645

437

388

Paliwo na dotarcie do Marsa

Masa netto po wyldowaniu

na Marsie

MASY pojazdw w misjach marsjaÄskich przed startem z orbity wo-

k¸ziemskiej Ð wyznacznik kosztw wyprawy Ð powoli si« zmniej-

szaj. Kaýde oszacowanie obejmuje przewz ¸adunku i jednej za¸ogi.

Podzia¸ nie podany

START I MONTAû

obecnych kosztach transportu na orbit«

(20 mln dolarw za ton«) wys¸anie marsjaÄ-

skiego statku by¸oby zbyt kosztowne.

Przedsi«biorstwa lotniczo-kosmiczne pra-

cuj nad projektami efektywniejszych ra-

kiet, na przyk¸ad Delty 4, i pojazdw no-

ænych wielokrotnego uýytku, jak Venture-

Star. A jednak ýadna z tych maszyn nie zdo-

¸a udwign 130-tonowego ¸adunku. Sa-

turn 5 z czasw programu Apollo wyko-

na¸by to zadanie, podobnie jak Energia, zbu-

dowana w by¸ym Zwizku Radzieckim.

Wznowienie produkcji obu tych rakiet jest

jednak nieekonomiczne. A zatem statek

marsjaÄski najprawdopodobniej b«dzie wy-

s¸any w cz«æciach i z¸oýony na orbicie za

pomoc automatycznego dokowania pod

kontrol z Ziemi. Montaý statku na Mi«-

dzynarodowej Stacji Kosmicznej by¸by nie-

efektywny, gdyý jej orbita ma nachyle-

nie 51.6¡ (pierwotnie 28.5¡,

zmienione nast«pnie, tak by

wy za¸ogowej na Marsa pierwsz i

zarazem najwaýniejsz rzecz jest wys¸a-

nie statku na nisk orbit« wok¸ Ziemi

(200Ð500 km nad powierzchni). Zasadni-

czy problem polega na tym, ýe kaýdy sta-

tek za¸ogowy wykorzystujcy obecn tech-

nik« nap«du potrzebowa¸by ogromne-

go zapasu paliwa na po-

drý do Marsa i w efek-

cie mia¸by ogromn ma-

s«: co najmniej 130 t, a

prawdopodobnie dwu-

krotnie wi«cej. To za du-

ýo dla obecnych rakiet.

Dzisiejsze wahad¸owce

i rakiety o duýym ud-

wigu, jak Tytan 4B mo-

g wynieæ najwyýej 25 t

¸adunku. Ponadto przy

RAKIETY WSPOMAGAJCE

NA PALIWO STAüE

SILNIK GîRNEGO

STOPNIA

PRZESTRZEÁ

üADUNKOWA

üCZNIK

RAKIETA MAGNUM po-

zwoli stosunkowo niedrogo

wys¸a na Marsa pojazd z

pierwszymi astronautami.

Uýywajc tych samych co

wahad¸owiec wyrzutni i ra-

kiet wspomagajcych na pa-

liwo sta¸e, Magnum mog¸a-

by wynieæ 80 t ¸adunku na

orbit« wok¸ziemsk.

SILNIKI

RD-120

ZBIORNIK

CIEKüEGO WODORU

ZBIORNIK

CIEKüEGO TLENU

OSüONA PRZESTRZENI

üADUNKOWEJ

28 å WIAT N AUKI Czerwiec 2000

W e wszystkich propozycjach wypra-

gi, ktry wejdzie na orbit« wok¸ Marsa, oraz za¸ogowego stat-

ku podrýnego (CTV Ð crew transfer vehicle). Jeýeli dwa pierw-

sze pomyælnie dotr do celu, to CTV wyruszy 26 miesi«cy po

starcie obu ldownikw Ð w nast«pnym oknie startowym, gdy

obie planety ponownie zbliý si« do siebie. CTV wyniesie astro-

nautw w rejon Marsa i po¸czy si« z ldownikiem mieszkal-

nym. Ludzie przesid si« do niego, wylduj na powierzchni

planety i sp«dz tam 500 dni. Nast«pnie wystartuj w statku

powrotnym, a CTV oczekujcy na orbicie zabierze ich na Zie-

mi«. Co 26 miesi«cy b«d wyrusza kolejno po trzy pojazdy aý

do utworzenia infrastruktury sta¸ej bazy.

Szacunkowe koszty misji realizowanych wed¸ug tych pla-

nw b«d niýsze niý Mi«dzynarodowej Stacji Kosmicznej czy

programu Apollo. Wydatki NASA cz«sto przekraczaj ustalo-

ne kosztorysy. Dlatego wielu entuzjastw eksploracji Marsa

z takich organizacji, jak Mars Society (Towarzystwo MarsjaÄskie)

i National Space Society (Narodowe Towarzystwo Kosmiczne)

poszukuje nowych sposobw zorganizowania wyprawy.

Najlepiej opracowany projekt ThinkMars (Myæl MarsjaÄska)

przedstawi¸a grupa studentw z Massachusetts Institute of Tech-

nology i Harvard Business School. Proponuj oni utworzenie

dochodowej korporacji do zarzdzania projektem misji mar-

sjaÄskiej Ð zawiera¸aby ona kontrakty na wykonanie poszcze-

glnych zadaÄ z prywatnymi przedsi«biorstwami i oærodkami

badawczymi NASA. Rzd Stanw Zjednoczonych i rzdy in-

nych paÄstw kupowa¸yby miejsca za¸ogowe lub ¸adunkowe na

statku marsjaÄskim po obniýonej cenie. Pozosta¸e potrzebne fun-

dusze uzyskiwano by ze sprzedaýy akcji promocyjnych, praw do

relacji medialnych i licencji na rozwizania technologiczne.

Badacze wykazali, ýe wyprawa za¸ogowa jest technicznie

wykonalna. Teraz entuzjaæci musz wygra z podatnikami, po-

litykami i szefami biznesu, ktrym przyjdzie p¸aci rachunki.

MISJA WZORCOWA NASA

1 Startuj dwa bezza¸ogowe

statki, s montowane

na orbicie i wys¸ane

na Marsa.

5. CTV powraca na Ziemi«

w cigu szeæciu miesi«cy.

Astronauci przesiadaj si«

do kapsu¸y powrotnej i woduj.

KAPSUüA

POWROTNA

ZAüOGOWY

STATEK

PODRîûNY (CTV)

LDOWNIK TOWAROWY

4. Po 500 dniach astronauci startuj

w statku powrotnym i ¸cz si«

z czekajcym na nich CTV.

LDOWNIK ZAüOGOWY

LDOWNIK

ZAüOGOWY

STATEK

PODRîûNY (CTV)

2. Za¸ogowy statek

CTV startuje

26 miesi«cy

po statkach

bezza¸ogowych.

Podrý trwa

6 miesi«cy.

ZAüOGOWY

STATEK

PODRîûNY (CTV)

3. Po dotarciu na orbit« wok¸ Marsa

astronauci przechodz do krýcego

tam juý ldownika mieszkalnego.

Opuszczaj si« w nim na powierzchni«

w ssiedztwie ldownika towarowego.

STATEK POWROTNY

odpowiada¸o po¸oýeniu rosyjskiego kosmo-

dromu Bajkonur Ð przyp. t¸um.), tymcza-

sem startujc z kosmodromu na przyldku

Canaveral na Florydzie ¸atwiej jest wynieæ

¸adunek na orbit« o nachyleniu 28.5¡. Wa-

had¸owiec dostarczy za¸og« na statek mar-

sjaÄski, gdy tylko zostanie on ukoÄczony.

Aby uproæci montaý, naleýy

zminimalizowa liczb« startw

i po¸czeÄ na orbicie. Inýynierowie

z NASA Marshall Space Flight

Center w Huntsville w Alabamie

zaprojektowali rakiet« o nazwie Magnum,

ktra moýe wynosi oko¸o 80 t na orbit«.

Umoýliwi ona zbudowanie 130-tonowego

statku marsjaÄskiego po zaledwie dwch

startach. Magnum jest przystosowana do

tych samych wyrzutni i rakiet wspomagaj-

cych na paliwo sta¸e co obecne wahad¸ow-

ce. Rakiety wspomagajce taki prom b«d

do¸czane do nowej dwustopniowej rakiety

nap«dzanej trzema silnikami rosyjskiej kon-

strukcji RD-120. Magnum moýe wynieæ ¸a-

dunek o d¸ugoæci 28 m, a pokrywa jej grne-

go stopnia pos¸uýy jako os¸ona termiczna

statku marsjaÄskiego.

Poniewaý Magnum wykorzysta istnie-

jce rakiety wspomagajce i wyrzutnie,

poniesione koszty b«d stosunkowo nie-

duýe: oko¸o 2 mld dolarw na skonstru-

owanie rakiety i 2 mln za ton« ¸adunku

przy kaýdym starcie, czyli 10-krotnie

mniej niý w przypadku wahad¸owca.

Moýna teý zbudowa z podzespo¸w wa-

had¸owca jeszcze pot«ýniejsz rakiet« we-

d¸ug projektu inýyniera Roberta Zubri-

na. W tej rakiecie o nazwie Ares pra-

cowa¸by bardziej wydajny silnik trzecie-

go stopnia, ktry pozwoli¸by wys¸a sta-

tek za¸ogowy bezpoærednio na trajektori«

ku Marsowi.

Udwig na nisk orbit«

(tony)

0 20 40 60 80 100

OBECNE åRODKI WYNOSZENIA

WSPîüCZESNE åRODKI wyno-

szenia s niewystarczajce dla

za¸ogowej wyprawy na Marsa.

Wys¸anie 130-tonowego statku

marsjaÄskiego na orbit« wok¸

Ziemi wymaga¸oby szeæciu star-

tw Tytana 4B, wahad¸owca, ra-

kiety Delta 4 Heavy lub pojazdu

VentureStar Ð ale tylko dwch

startw Magnum.

Tytan 4B

Wahad¸owiec

PROPONOWANE åRODKI WYNOSZENIA

Delta 4 Heavy

VentureStar

Magnum

å WIAT N AUKI Czerwiec 2000 29

SYSTEM NAP¢DOWY

poleci z orbity oko¸oziemskiej na Marsa? Projek-

tanci rozwaýaj kilka rozwizaÄ Ð kaýde ma swoje

zalety i wady. Zasadnicz kwesti jest wymiennoæ

si¸y cigu rakiety i sprawnoæci paliwowej. Systemy

o duýym cigu s niczym zajce Ð przyspieszaj

szybciej, ale zuýywaj wi«cej paliwa. Systemy o ma-

¸ym cigu to ý¸wie Ð d¸uýej si« rozp«dzaj, ale

oszcz«dzaj paliwo. Oba mog znale zastosowa-

nie w rýnych fazach tej samej misji. Rakiety o du-

ýym cigu pozwalaj szybko przetransportowa lu-

dzi, podczas gdy pojazdy o ma¸ym cigu s

przydatne do wolnego przewoýenia ¸adunkw lub

statkw bez za¸ogi.

LEGENDA

DO ILUSTRACJI

PALIWO

PRD ELEKTRYCZNY

POLE MAGNETYCZNE

TLEN

SILNIKI CHEMICZNE

Niemal wszystkie wystrzelone dotd pojazdy kosmiczne mia¸y rakietowe silniki chemiczne, kt-

re zwykle spalaj wodr w tlenie, wykorzystujc rozpr«ýajce si« gazy spalinowe do wytworze-

nia cigu (nadal jeszcze stosuje si« znacznie ¸atwiejsze do przechowywania, cho mniej wydaj-

ne paliwa w«glowodorowe, np. naft«, dwumetylohydrazyn« itp. Ð przyp. t¸um.). Ta sprawdzona

technologia gwarantuje najwi«kszy cig, ale

jest ma¸o wydajna. Rakieta z silnikami chemicznymi potrzebowa¸aby olbrzymich ilo-

æci paliwa, aby wynieæ za¸ogowy statek na Marsa. Jeden z projektw zak¸ada wy-

korzystanie 233-tonowego statku, ktry mia¸by rozpocz podrý ze 166 t ciek¸ego

wodoru i tlenu. W trzech stopniach rakiety zastosowano by siedem silnikw RL-10 (wy-

s¸uýony model uýywany w wielu amerykaÄskich rakietach). Pierwszy stopieÄ wpro-

wadzi¸by statek na silnie wyd¸uýon orbit« eliptyczn wok¸ Ziemi, drugi umieæci¸by

go na trajektorii ku Marsowi, a trzeci umoýliwi¸by powrt na Ziemi« po zakoÄczeniu

misji. Kaýdy stopieÄ dzia¸a¸by kilka minut, po czym by¸by odrzucany.

Cig: 110 000 N

Pr«dkoæ wyrzutu spalin: 4.5 km/s

Przyk¸adowy czas dzia¸ania: 21 min

Przyk¸adowy udzia¸ masy paliwa: 55%

PALIWO

WYRZUT

GAZîW

TLEN

CHRISTOPH BLUMRICH

KOMORA SPALANIA

TERMICZNE SILNIKI JDROWE

Rakiety o termicznym nap«dzie jdrowym (NTR Ð Nuclear Thermal Rocket) zbudo-

wano i poddano testom naziemnym w latach szeædziesitych w ramach programu

Rover/NERVA finansowanego przez rzd Stanw Zjednoczonych. Wytwarzaj one cig

dzi«ki przep¸ywowi ciek¸ego wodoru przez reaktor jdrowy na paliwo sta¸e; wodr

podgrzany do temperatury powyýej 2500¡C wyp¸ywa z wielk pr«dkoæci przez dy-

sz« rakiety. Nap«d jdrowy pozwala uzyska dwukrotnie wi«kszy p«d z kilograma

paliwa niý najlepsze silniki chemiczne, a reaktor moýe by wykorzystany rwnieý do

produkcji energii elektrycznej na statku kosmicznym. 170-tonowy statek za¸ogowy

z trzema termicznymi silnikami jdrowymi i za-

pasem oko¸o 90 t ciek¸ego wodoru mg¸by dotrze na Marsa w cigu 6Ð7 miesi«cy. Najwi«ksz

przeszkod« stanowi jednak sprzeciw opinii publicznej wobec umieszczania reaktorw jdrowych

w kosmosie Ð dotyczy to rwnieý wielu innych systemw nap«dowych. NASA nie finansowa¸a ba-

daÄ nad reaktorami do pojazdw kosmicznych przez blisko 10 lat.

WODîR

PR¢T PALIWOWY REAKTORA

Cig: 67 000 N

Pr«dkoæ wyrzutu: 9 km/s

Przyk¸adowy czas dzia¸ania: 27 min

Przyk¸adowy udzia¸ masy paliwa: 32%

CHRISTOPH BLUMRICH

SILNIKI JONOWE

Zaproponowany po raz pierwszy w latach pi«dziesitych nap«d jonowy stanowi jedn z wie-

lu technologii wykorzystujcych pole elektryczne zamiast ciep¸a do odrzucenia czynnika robo-

czego. Paliwo w postaci gazowej, na przyk¸ad pary cezu, lub ksenon, dostaje si« do komory,

gdzie jest jonizowane przez dzia¸o elektronowe podobne do tych w kineskopach telewizyjnych.

Napi«cie przy¸oýone do pary metalowych siatek (ujemne potencja¸y na kaýdej z nich) oddzie-

la dodatnio na¸adowane jony, ktre zostaj przyspieszone i wystrzelone przez

siatk« na zewntrz silnika. Rwnoczeænie katoda w tylnej cz«æci silnika wprowa-

dza elektrony do wizki jonw Ð pojazd nie gromadzi wi«c ujemnego ¸adunku. Po-

nad rok temu sonda Deep Space 1 rozpocz«¸a pierwszy mi«dzyplanetarny test

takiego silnika. Zuýywa on 2.5 kW energii s¸onecznej i wytwarza ma¸y, lecz sta¸y

cig 0.1 N. Niestety, siatki przyspieszajce czstki, ale rwnoczeænie stajce im

na drodze, nie pozwalaj osign mocy rz«du megawatw, potrzebnej do reali-

zacji marsjaÄskich wypraw za¸ogowych. Ponadto wielki silnik musia¸by czerpa

energi« z reaktorw jdrowych Ð baterie s¸oneczne o mocy ponad 100 kW s zbyt

duýe dla statku kosmicznego.

Cig: 30 N

Pr«dkoæ wyrzutu: 30 km/s

Przyk¸adowy czas dzia¸ania: 79 dni

Przyk¸adowy udzia¸ masy paliwa: 22%

ELEKTRON

JON

SIATKI

KATODA

CHRISTPH BLUMRICH; RîDüO: JAMES S. SOVEY NASA Glenn Research Center

SILNIKI MAGNETOHYDRODYNAMICZNE

Silniki MHD przyspieszaj na¸adowane czstki za pomoc pola magnetycznego, a nie elek-

trycznego. Urzdzenie ma kszta¸t tunelu Ð uformowanego przez zewn«trzn powierzchni«

stoýkow anody oraz osiowy pr«t katody. Napi«cie pomi«dzy dwiema elektrodami jonizuje

czynnik roboczy, powodujc radialny przep¸yw silnego prdu przez gaz i dalej wzd¸uý kato-

dy. Prd p¸yncy katod generuje ko¸owe pole magnetyczne, ktre oddzia¸uje z radialnym

prdem w gazie, przyspieszajc czstki w kierunku prostopad¸ym do obu kierunkw Ð czy-

li osiowo. Czynnikiem roboczym moýe by (wed¸ug rosncej efektywnoæci): argon, lit lub

wodr. Po dziesi«cioleciach zmiennego zaintereso-

wania NASA wznowi¸a w ubieg¸ym roku prace nad

silnikami MHD. W wyniku prb dokonanych w Prin-

ceton University oraz w instytutach badawczych w Rosji, Niemczech i Japonii zbudowano pro-

totyp silnika o mocy 1 MW, w ktrym zastosowano 2-milisekundowe impulsy prdu.

KATODA

Cig: 100 N

Pr«dkoæ wyrzutu: 20Ð100 km/s

Przyk¸adowy czas dzia¸ania: 21Ð25 dni

Przyk¸adowy udzia¸ masy paliwa: 6.7Ð31%

ANODA

30 å WIAT N AUKI Czerwiec 2000

J aki nap«d powinien mie statek za¸ogowy, ktry

SILNIKI HALLA

Podobnie jak przy nap«dzie jonowym, silnik oparty na efekcie Halla wykorzystu-

je pole elektryczne do wyrzucenia dodatnio na¸adowanych czstek (najcz«æciej jo-

nw ksenonu). Rýnica polega na sposobie wytwarzania pola. PieræcieÄ magne-

sw wytwarza radialne pole magnetyczne, ktre zmusza elektrony do krýenia

wewntrz pieræcienia. Ruch elektronw wzbudza z kolei osiowe pole elektryczne

przyspieszajce jony. Zalet tego systemu jest brak siatek Ð jego powi«kszanie

b«dzie ¸atwiejsze niý w przypadku silnika jonowego. Sprawnoæ jest mniejsza,

ale moýna j zwi«kszy przez dodanie drugiego stopnia. Silniki, w ktrych wy-

korzystano efekt Halla, by¸y stosowane w ro-

syjskich satelitach od pocztku lat siedem-

dziesitych, a ostatnio technologia ta po-

wraca do ¸ask w Stanach Zjednoczonych. Najnowsza wersja silnika, efekt wsp¸pracy rosyjsko-

-amerykaÄskiej, zuýywa oko¸o 5 kW i wytwarza cig 0.2 N.

MAGNES PIERåCIENIOWY

Cig: 30 N

Pr«dkoæ wyrzutu: 15 km/s

Przyk¸adowy czas dzia¸ania: 90 dni

Przyk¸adowy udzia¸ masy paliwa: 38%

RDZEÁ MAGNETYCZNY

SILNIKI INDUKCYJNE

KONDENSATOR CEWKA

ETAP 1

ETAP 2

Silniki tego typu to kolejna technologia ponownie rozpatrywana przez

NASA. Urzdzenie dzia¸a na zasadzie sekwencji gwa¸townie zmienia-

jcych si« wydarzeÄ, ktre podobnie jak w silniku MHD wytwarzaj prosto-

pad¸e pola elektryczne i magnetyczne. Proces ten rozpoczyna si«, gdy

dysza wyrzuca strumieÄ gazu (zwykle argonu), ktry rozpr«ýa si« na

powierzchni p¸askiej cewki elektrycznej o ærednicy oko¸o 1 m. Nast«p-

nie bateria kondensatorw wy¸adowuje si«, wytwarzajc impuls prdu

w cewce trwajcy oko¸o 10

s. Radialne pole magnetyczne generowa-

ne przez impuls indukuje ko¸owe pole elektryczne w gazie, jonizujc go i

zmuszajc czstki do ruchu obrotowego w kierunku przeciwnym do

wymuszonego przez impuls prdu.

Poniewaý ich ruch jest prostopad¸y do pola magnetycznego, zostaj one wypchni«te na ze-

wntrz. W odrýnieniu od innych silnikw elektromagnetycznych silnik indukcyjny nie potrze-

buje elektrod, ktre po prostu zuýywaj si«, a jego moc moýe by podnoszona dzi«ki proste-

mu zwi«kszaniu cz«stoæci impulsw. W systemie o mocy 1 MW impulsy powinny nast«powa

200 razy na sekund«.

DYSZA

Cig: 20 N

Pr«dkoæ wyrzutu: 50 km/s

Przyk¸adowy czas dzia¸ania: 110 dni

Przyk¸adowy udzia¸ masy paliwa: 14%

SILNIK VASIMR

Silnik plazmowy o zmiennym impulsie w¸aæciwym (VASIMR

Ð Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket) stano-

wi pomost mi«dzy systemami o duýym i ma¸ym cigu. Pali-

wo tego silnika Ð g¸wnie wodr Ð najpierw zostaje zjonizowa-

ne za pomoc fal radiowych, a nast«pnie w«druje do centralnej

komory, ktr przenika pole magnetyczne. Tu czstki zaczy-

naj wirowa wok¸ linii si¸ pola magnetycznego z pewn na-

turaln cz«stoæci. Bombardujc czstki falami radiowymi o tej samej cz«stoæci, silnik podgrzewa je do temperatury 10 mln stopni. Dy-

sza magnetyczna przekszta¸ca ruch wirowy w osiowy i wytwarza cig. Regulujc tryb nagrzewania i magnetyczny d¸awik, pilot moýe

kontrolowa wielkoæ odrzutu Ð mechanizm dzia¸a analogicznie do samochodowej skrzyni biegw. Przymykajc d¸awik, uzyskujemy

wysoki bieg: redukuje on liczb« wylatujcych czstek (a wi«c cig), ale utrzy-

muje ich wysok temperatur« (a wi«c pr«dkoæ wylotu). Otwarcie d¸awika od-

powiada niskiemu biegowi: wysoki cig, ale niska wydajnoæ. W pojedzie

kosmicznym b«dzie si« uýywa niskiego biegu i dopalaczy, aby oderwa si«

od orbity wok¸ziemskiej, po czym wysokiego biegu do podrýy mi«dzyplane-

tarnej. NASA zamierza przetestowa w kosmosie silnik o mocy 10 kW w ro-

ku 2004, jednak wyprawa marsjaÄska wymaga 10 MW.

MAGNES

CENTRALNA KOMORA GRZEWCZA

ANTENA RADIOWA

DüAWIK

Niski bieg Wysoki bieg

Cig:

1200 N

40 N

Pr«dkoæ wyrzutu:

10 km/s

300 km/s

Przyk¸adowy czas dzia¸ania:

2.1 dnia

53 dni

Przyk¸adowy udzia¸ masy paliwa: 46%

2.4%

ûAGLOWCE SüONECZNE

W s¸onecznych ýaglowcach Ð pojazdach niczym z literatury fanta-

stycznonaukowej Ð wymiennoæ mi«dzy cigiem a sprawnoæci do-

prowadzona jest do maksimum. Popychane s delikatnym ciænie-

niem æwiat¸a s¸onecznego, s¸abym lecz darmowym. ûagiel powinien

mie co najmniej 4 km 2 powierzchni, aby przewie 25 t z orbity

oko¸oziemskiej na Marsa w cigu roku. Musi by wykonany z ma-

teria¸u o g«stoæci powierzchniowej nie przekraczajcej 1 g/m 2 (dzi-

siejsze w¸kna w«glowe s prawie tak cienkie). Nast«pnym wyzwa-

niem b«dzie rozwini«cie tak wielkiej i jednoczeænie delikatnej

struktury. W roku 1993 rosyjskie konsorcjum Regatta dokona¸o roz-

wini«cia w kosmosie zwierciad¸a Znamia o powierzchni 300 m 2 , jed-

nak podczas drugiej prby w ubieg¸ym roku zwierciad¸o splta¸o

si«. NASA niedawno podj«¸a si« finansowania analogicznego pro-

jektu ýagla magnetycznego,

wykorzystujcego wiatr s¸o-

neczny (na¸adowane czstki

p¸ynce ze S¸oÄca) zamiast

æwiat¸a s¸onecznego.

SüOWNIK TERMINîW RAKIETOWYCH

Cig: si¸a, ktr silnik rakietowy danego typu wytwarza

w czasie lotu, wyraýona w newtonach (N).

Pr«dkoæ wyrzutu: pr«dkoæ, z jak czynnik roboczy

opuszcza silnik, miara wydajnoæci paliwa.

Przyk¸adowy czas dzia¸ania: czas, przez ktry silnik mu-

si pracowa, by nada pr«dkoæ ucieczki ¸adunkowi o ma-

sie 25 t umieszczonemu na orbicie wok¸ Ziemi. Jest on

odwrotnie proporcjonalny do cigu.

Cig: 9 N/km 2 (w odleg¸oæci Ziemi

od S¸oÄca)

Pr«dkoæ wyrzutu: nie dotyczy

Przyk¸adowy czas dzia¸ania: 58 dni

Przyk¸adowy udzia¸ masy paliwa: cz«æ ca¸kowitej ma-

sy statku, jaka przypada na paliwo (w powyýszym scena-

riuszu). Iloæ paliwa zaleýy wyk¸adniczo od pr«dkoæci

wyrzutu.

å WIAT N AUKI Czerwiec 2000 31

JAK TRAS¢ WYBRA?

z niskiej orbity wok¸ Ziemi, na ktrej statek ma juý duý pr«dkoæ

Ð silniki musz j wwczas zwi«kszy o mniej wi«cej 3.5 km/s. (Przy

starcie z orbity ksi«ýycowej przyrost mg¸by by jeszcze mniejszy,

dlatego Ksi«ýyc uwzgl«dniano we wczeæniejszych planach misji mar-

sjaÄskich. W nowszych wersjach pomija si« go jako niekonieczne

i drogie rozwizanie.) Po osigni«ciu rejonu Marsa silniki hamuj-

ce statku lub hamowanie atmosferyczne (tzw. aerobraking) mu-

sz doprowadzi do zmniejszenia jego pr«dkoæci o mniej wi«cej

2 km/s, aby wszed¸ na orbit«, lub o 5.5 km/s, by wyldowa¸.

Etap powrotny to odwrcenie powyýszej sekwencji.

Ca¸a podrý zajmie przeci«tnie nieco ponad 2.5

roku: 260 dni na kaýdy etap i 460 dni na Marsie.

W praktyce z powodu eliptycznoæci i nachy-

lenia wzajemnego orbit planetarnych opty-

malna trajektoria moýe by nieco krtsza lub

nieco d¸uýsza. W g¸wnych projektach, jak

Mars Direct czy wzorcowa misja NASA, fa-

woryzuje si« trajektorie koniunkcyjne. Za-

k¸ada si« jednak skrcenie lotu przez spale-

nie niewielkiej iloæci dodatkowego paliwa.

Staranne zaplanowanie trasy moýe zapew-

ni statkowi naturalny powrt na Ziemi« w ra-

zie awarii silnikw. (To strategia podobna do

zastosowanej w locie Apollo 13).

TRAJEKTORIE KONIUNKCYJNE

tarcia na Marsa jest tzw. orbita przejæciowa Hohmanna. Jest ona

elips styczn do orbity Ziemi i do orbity Marsa, co pozwala mak-

symalnie wykorzysta ruchy orbitalne planet. Statek kosmiczny wy-

ruszy, gdy Mars wyprzedzi Ziemi« o kt oko¸o 45¡ (pozycja ta po-

wtarza si« co 26 miesi«cy). Nast«pnie podýy lotem

beznap«dowym, aý dogoni Marsa i zostanie przez nie-

go przechwycony dok¸adnie po przeciwnej stronie

S¸oÄca w stosunku do wyjæciowej pozycji Ziemi.

Tak konfiguracj« planet astronomowie nazy-

waj koniunkcj. Aby powrci na Ziemi«

astronauci b«d oczekiwa, aý Mars wyprze-

dzi Ziemi« o kt oko¸o 75¡. Wystartuj ww-

czas po ¸uku wewn«trznym i pozwol Ziemi

dogoni i przechwyci ich statek.

Kaýdy etap wymaga dwukrotnego w¸czenia

silnikw do zmiany przyspieszenia. Startujc

z powierzchni Ziemi i uzyskujc pr«dkoæ oko¸o

11.5 km/s, statek uwolni si« od przycigania Ziemi

i osignie orbit« przejæciow. Inne rozwizanie to start

ODLOT Z MARSA

PRZYLOT

NA MARSA

ODLOT

Z ZIEMI

PRZYLOT

NA ZIEMI¢

TRAJEKTORIE OPOZYCYJNE

PRZYLOT

NA MARSA

N aukowcy z NASA w planach misji tradycyjnie uwzgl«dniaj trajektorie opozy-

ODLOT

Z MARSA

cyjne, poniewaý umoýliwiaj one skrcenie podrýy. S bowiem okresy, kiedy

Ziemia maksymalnie zbliýa si« do Marsa, co astronomowie okreælaj jako opozycj«.

Plan wykorzystania tych trajektorii przewiduje dodatkowe w¸czenie silnikw na

trasie, by zwi«kszy pr«dkoæ statku. Typowa podrý zajmie 1.5 roku: 220 dni w dro-

dze na Marsa, 30 dni na planecie i 290 dni na powrt. Trajektoria powrotna odchyla

si« ku S¸oÄcu, statek b«dzie mia¸ moýliwoæ manewru grawitacyjnego w pobliýu We-

nus, po czym dogoni Ziemi«. Kolejnoæ etapw moýe by zamieniona Ð wtedy dolot

b«dzie d¸uýszy niý powrt. Mimo ýe trajektorie tego typu od dawna juý nie by¸y bra-

ne pod uwag« Ð d¸ugi czas lotu przy krtkim pobycie na Marsie Ð mog okaza si«

uýyteczne w przypadku pot«ýnych rakiet jdrowych lub misji cyklicznych, ktre za-

k¸adaj wahad¸owy ruch statkw pomi«dzy planetami bez zatrzymywania.

PRZYLOT

NA ZIEMI¢

ODLOT

Z ZIEMI

TRAJEKTORIE MAüEGO CIGU

waj niewiele paliwa, s jednak zbyt s¸abe, by wyrwa statek

z pola ziemskiej grawitacji od razu. Musz stopniowo poszerza

orbit«, oddalajc si« od planety po spirali niczym samochd zjeý-

dýajcy serpentynami z gry. Osigni«cie pr«dkoæci ucieczki mo-

ýe zaj rok Ð za¸oga nie powinna by przez tak d¸ugi czas naraýo-

na na promieniowanie z otaczajcych Ziemi« pasw radiacyjnych

van Allena. Ale transportowi towarw

to nie przeszkadza; ludzi zaæ moýna do-

wie ãkosmiczn takswkÓ (rodzajem

wahad¸owca) do pustego statku, gdy ten

b«dzie juý blisko punktu ucieczki. Kiedy

juý do niego wsid, odpal dodatkowy

silnik, by odlecie na Marsa. Moýe to by

silnik zarwno o duýym, jaki i ma¸ym

cigu. Jedna z analiz drugiej wersji za-

k¸ada prac« silnika indukcyjnego przez

40 dni, nast«pnie 85-dniowy lot beznap«-

dowy i kolejne 20 dni dzia¸ania silnika

w rejonie Marsa.

Silnik VASIMR daje jeszcze inne moý-

liwoæci. Pracujc na niskim biegu (umiar-

kowany cig i niska wydajnoæ), przez

30 dni rozp«dza¸by pojazd, ktry odda-

la¸by si« od Ziemi po spirali. Paliwo zgromadzone w zbiornikach

os¸oni astronautw przed promieniowaniem. Przelot mi«dzypla-

netarny zajmie kolejne 85 dni. Pierwszy etap trasy statek odb«-

dzie na wysokim biegu, w po¸owie zostanie w¸czony bieg niski

i wtedy rozpocznie si« hamowanie. Po dotarciu w rejon Marsa

cz«æ statku oddzieli si« i wylduje, podczas gdy reszta zawiera-

jca modu¸ do podrýy powrotnej minie planet« i kontynuujc ha-

mowanie, osignie orbit« wok¸ Marsa 131 dni pniej.

WEJåCIE

NA ORBIT¢

WOKîü

MARSA

PRZYBYCIE

NA MARSA

(OBLOT)

30-DNIOWA ORBITA SPIRALNA

ODLOT

Z ZIEMI

100

Odleg¸oæ (promienie Ziemi)

32 å WIAT N AUKI Czerwiec 2000

D la rakiet o duýym cigu najekonomiczniejszym sposobem do-

R akiety o ma¸ym cigu na przyk¸ad z silnikami jonowymi zuýy-

Plik z chomika:

Inne pliki z tego folderu:

Inne foldery tego chomika: