Данная статья по большей части является кратким изложением исследования NASA MTAS (Mars Transportation Assessment Study, март 2023). В настоящее время при существующих технологиях реактивного движения важнейшим этапом при планировании пилотируемой экспедиции в дальний космос является выбор траектории полета. Для Марса это выражается в наличии двух видов траекторий: «сonjunction-class» (типа «соединение») и «opposition-class» (типа «оппозиция»).    Траектории типа «соединение» требуют меньших запасов характеристической скорости (т.н. ΔV) за счет использования стартового окна на пути туда и обратно, но требуют много времени 900-1000 дней, из которых время пребывания людей на Марсе порядка 400-600 дней. Траектории типа «оппозиция» — наоборот требуют больше ΔV, но снижают время экспедиции до 560-700 дней и время пребывания людей на Марсе до порядка 30-90 дней.  Небольшое увеличение затрат ΔV на перелет резко (в 3,1 раза) увеличивает массу топлива, которую необходимо выводить на околоземную орбиту для экспедиции. Поэтому изначально траектории типа «оппозиция» не рассматривались NASA в качестве перспективных, но в последние годы концепция поменялась. В новом исследовании MTAS (2023 г.) рассматривается исключительно концепция миссии типа «оппозиция». Для первых пилотируемых экспедиций на Марс крайне важно снизить риски отказа оборудования и радиационное воздействие на экипаж, которые тем больше, чем продолжительней миссия. И в этом плане экспедиция «opposition» класса очень сильно выигрывает. Вышеуказанные заключения привели проектировщиков NASA к следующим выводам: 1) пилотируемая экспедиция должна быть продолжительностью 2 года, траектория типа «оппозиция» в 2030-х гг; 2) время пребывания на Марсе ограничить 30 днями, при этом 2 члена экипажа будут на поверхности планеты, а 2 в это время на орбите Марса; 3) корабль для полета на Марс будет собираться на орбите Луны (на NRHO, если точнее), где от лунной программы Artemis должна быть подготовленная инфраструктура (станция Lunar Gateway); 4) экипаж во время полета будет жить в специальном жилом модуле DSH (Deep Space Habitat), старт к Марсу — с орбиты Луны, возвращение обратно — также на орбиту Луны; 5) для выведения на орбиту полезных нагрузок будет широко использоваться сверхтяжелая ракета SLS от лунной программы (а также сверхтяжелая Starship); 6) будет использоваться длинный обтекатель SLS диаметром 8,6 м; 7) до прибытия экипажа на орбиту Марса должны быть доставлены 3 посадочных модуля массой по 65 000 кг. Рассматривались две концепции движения: ядерные тепловые двигатели NTP (Nuclear Themal Propulsion) и ядерные электрические двигатели (Nuclear Electric Propulsion) в связке с химическими на топливе жидкий метан-жидкий кислород (LCH4+LOX). Влияние радиации на экипаж от различных источников — в исследовании отмечено как нерешенная до конца проблема. По-видимому, в будущем нужно будет искать баланс между более короткими миссиями со снижением радиации от естественных источников (галактические космические лучи и солнечные вспышки) и более продолжительными со снижением радиации от ядерных систем корабля. Схема полета: 1) отправление из системы Земля-Луна – 26.04.2039 (1-й д.) 2) маневр в дальнем космосе – 27.07.2039 (93-й д.) 3) выход на орбиту Марса – 16.02.2040 (297-й д.) 4) отправление с орбиты Марса обратно – 26.03.2040 (336-й д.) 5) пролет Венеры – 06.10.2040 (530-й д.) 6) выход на орбиту Земли – 16.03.2041(691-й д.) Всего 690 дней. Пилотируемая экспедиция — лишь вершина айсберга, она является малой частью длительной, растянутой почти на все 2030-е годы пусковой кампании. Всего для миссии требуется изготовить 7 ядерных двигателей: как минимум 1 ЯРД для отработки технологии, 2 ЯРД для грузовых кораблей, 2 ЯРД для пилотируемого корабля и еще 2 ЯРД требуются для сборки конструкции пилотируемого корабля. Двигатели пилотируемого корабля должны иметь тягу 110 кН и удельный импульс не меньше 870 с, чтобы обойтись разумным количеством топлива. В исследовании принята величина 900 с, чтобы учесть неэффективность запуска двигателя. Каждый двигатель должен быть в состоянии проработать 4 часа, чтобы иметь возможность продолжить миссию, если один из двигателей на корабле выйдет из строя. Максимальное количество пусков двигателей предполагается около 8. Технология NTP сопряжена со следующими серьезными проблемами: 1) Единственным топливом, способным дать такой высокий удельный импульс, может быть только водород, который для этого необходимо нагреть до температуры 2700 К. При этом пиковые температуры топлива могут быть на несколько сотен градусов выше температуры водорода на выходе из реактора. Твэлы должны быть изготовлены из жаропрочных материалов и выдерживать коррозию раскаленного водорода. Твэлы CerMet (керамометаллические) могут дать удельный импульс 870 с, а CerCer (полностью керамические) могут дать 900 с с запасом. Однако твэлы CerCer никогда не испытывались в условиях ядерного двигателя и их еще предстоит проверить. Есть также два перспективных материала на основе карбидов, которые могут выдержать еще более жесткие условия (и дать целых 1050 с), но их тоже нужно испытывать. 2) Очень капиталоемкими и трудоемкими являются стендовые испытания нового двигателя. В связи с тем, что в настоящее время в США запрещены эксперименты с радиоактивными материалами на открытом воздухе (как это было в проекте Rover/NERVA), разработка специализированного стенда становится серьезной проблемой. Такой стенд должен полностью улавливать и перерабатывать выхлопные газы от испытываемого двигателя и сам по себе пройти экспертизу радиационной безопасности. 3) Нужно выводить технологию управления криогенными жидкостями на новый уровень, т.к. потребуется хранить жидкий водород в космосе в течение нескольких лет. Водород представляет собой маленькую молекулу и способен легко просачиваться через маленькие зазоры в седлах клапанов и даже через кристаллическую решетку материала. Для снижения утечек водорода до пренебрежимо малых требуется разработать клапаны и муфты с нулевой утечкой, совершенную термоизоляцию и криокулеры большой емкости и эффективности.  Для исключения кипения водород нужно поддерживать жидким при очень низкой температуре 20 К. Это потребует разработать высокопроизводительные криорефриджераторы и передовые системы теплоизоляции.  Наконец, конструкция корабля предполагает наличие большого количества резервуаров, между которыми потребуется перекачивать топливо. Перекачка жидкого водорода никогда не демонстрировалась в условиях микрогравитации. США предполагают решить эти проблемы в ходе лунной программы, но на сегодняшний день технологии находятся на низком уровне зрелости. Схема полета: 1) отправление из системы Земля-Луна – 28.02.2039 (1-й д.) 2) выход на орбиту Марса – 21.12.2039 (297-й д.) 3) отправление с орбиты Марса – 30.01.2040 (337-й д.) 4) пролет Венеры – 09.10.2040 (590-й д.) 5) выход на орбиту Земли – 29.03.2041 (761-й д.) Всего 760 дней. В данном варианте используются сильные стороны каждого типа движения. Сначала при отправлении двигатель большой тяги (ЖРД) быстро меняет скорость корабля, затем включается ионный двигатель малой тяги (ЯЭДУ), который работает месяцами. При подлете к цели, вновь включается двигатель большой тяги для выполнения маневра выхода на орбиту. Реактор корабля находится на 50 м телескопической штанге для изоляции от радиаторов, электроники и жилого модуля. На одной из стенок реактора имеется щит, который создает обращенный к остальному кораблю конус пространства, защищенный от радиации. 20 двигателей на эффекте Холла вынесены на отдельных штангах. Ступень с ЖРД и ступень с жидким метаном и жидким кислородом находится в правой части корабля. И ЯЭДУ, и химическая ступень проектировались самыми большими, какие только смогут поместиться под длинный обтекатель SLS диаметром 8,6 м. В исследовании предполагается, что двигатели на эффекте Холла марсианского корабля будут в целом похожи на 12,5 кВт двигатели, разработанные для Lunar Gateway и работающие от солнечных батарей. Кроме того, NASA продемонстрировало масштабирование технологии двигателей на эффекте Холла до мощности 100 кВт (и тяги 4,6Н). Основываясь на этих данных в исследовании заложен удельный импульс ионных двигателей 2600 с. Удельный импульс химической ступени LCH4+LOX принят равным 350 с. Основным фактором при проектировании ядерной электрической двигательной установки являются радиаторы, от размера которых зависит компоновка корабля и его сборка в космосе. Размер радиатора зависит от необходимой эффективности преобразования тепловой энергии в электрическую и допустимой температуры отводимого теплоносителя. Чтобы свести к минимуму риск утечек охлаждающей жидкости, в настоящее время рекомендуется собирать и заполнять радиаторы до их запуска в космос. Таким образом целесообразно разместить радиаторы в одной ракете-носителе с реактором и преобразователем энергии. На основе технологий, разработанных в рамках проекта Prometheus, была разработана концепция складывания радиатора площадью 2500 м2, полностью умещающегося под длинным обтекателем SLS диаметром 8,6 м. Была разработана и более продвинутая конструкция на 4000 м2, но в целях уменьшения количества складок и гибких гидравлических соединений, в исследовании решили остановиться на более простом варианте. Модельная концепция предполагает использование реактора с жидким металлом (эвтектика NaK) в качестве теплоносителя, конверсия энергии – на основе цикла Брайтона с использованием в качестве рабочего тела сверкритического CO2. Используемое в активной зоне топливо – HALEU TRISO (высокопробный низкообогащенный уран со степенью обогащения по 235U 19,75%), конструкция – на основе реактора TCR министерства энергетики США. В альтернативной концепции предлагается топливо UN (высокообогащенный уран со степенью обогащения по 235U 93%), конструкция – на основе старого реактора на быстрых нейтронах SP-100. Также будут рассматриваться другие виды теплоносителей, способы конверсии энергии и другие вещества в качестве рабочего тела. Из-за желания свести к минимуму использование тугоплавких металлов и снизить сложность производства и проблемы с испытаниями, температура на выходе из реактора принята на уровне 1200 К, что соответствует температуре нагревателя в преобразователе энергии 1150 К в конструкции из жаропрочного никелевого сплава. Принятые конструктивные решения и ограничения определяют размер ядерной энергетической системы в 2 МВт. Для планирования миссии была принята мощность ядерной установки 1,8 МВт и еще 0,1 МВт   для жилого модуля и систем корабля. Вкупе с химическим двигателем, необходимым для маневров возле тел с высокой гравитацией, таких как Земля, Луна и Марс, мощность 1,8 МВт является оптимальной для выполнения всех задач миссии. Если обходиться одной только ЯЭДУ без ЖРД, то требуемая мощность двигательной установки вырастет до 5 МВт. Хотя такая конструкция возможна, но она создает дополнительные проблемы при разработке технологии и при компоновке. В 2,5 раза большие радиаторы потребуют многократных запусков ракет-носителей из-за ограниченного объема обтекателя, будут иметь многочисленные гидравлические соединения, которые потребуют сборки и проверки на герметичность в космосе. Такие операции в принципе будут доступны в 2030-е годы для американской космонавтики, но для снижения рисков в первой экспедиции лучше обойтись без них. Более высокая мощность двигательной установки выходит за пределы существующей технологии двигателей Холла и существующих испытательных стендов, и разработка более крупных двигателей для миссии 2030-х годов наврядли возможна. Хотя технология ЯЭДУ является более проработанной, чем технология теплового ЯРД, на разработку и квалификационные испытания нового реактора, системы Брайтона и ионных двигателей потребуется не меньше 12 лет. Для полномасштабных испытаний ионных двигателей понадобятся крупные вакуумные камеры с большой скоростью откачки 1600-1800 тысяч л/с (GRC Vacuum Facility #6 или Armstrong Test Facility-ATF). Как и в концепции NTP требуется разработка запорной арматуры и криокулеров для многолетнего хранения в космосе жидкого метана (темп. кип. 111 К) и жидкого кислорода (темп. кип. 90 К) с околонулевыми потерями, хоть проблема здесь стоит не так остро, как с жидким водородом. Масса выводимой на орбиту полезной нагрузки Цифры можно сравнить с массой МКС - 420 т. Полезная нагрузка Масса полезной нагрузки, т ЯРД (NTP) ЯЭДУ+ЖРД (NEP+CCP) Реактивное топливо 759 708 Топливные баки (сух.) 217 31 Двигательные системы 110 63,5 Ядерные системы 95 114,5 Снабжение 19 19 Жилой модуль 26 26 Посадочные модули 195 (3×65) 195 (3×65) ИТОГО 1421 т 1157 т Большая масса полезной нагрузки в NTP варианте связана с низкой плотностью жидкого водорода (71 кг/м3), что сопоставимо с плотностью пенопласта. Это порождает большое количество дополнительных топливных баков, т.к. доставка топлива на орбиту начинает лимитироваться не массой топлива, а объемом, который можно разместить под обтекателем ракеты. Масса баков становится как дамоклов меч, а если учесть, что тонны полезной нагрузки в случае NTP и NEP не совсем «одинаковые», т.к. они под разные орбиты (1200х7000 км в концепции NTP и круговую 500 км в концепции NEP), то ситуация здесь становится совсем не в пользу NTP.  Ядерные реакторы NTP Реакторы NTP работают на пределе возможностей материалов. Когда-либо проектировавшиеся конструкции под высокий удельный импульс имели температуру в активной зоне на 100-200 К ниже температуры плавления стенки. Водород в данном случае является не только реактивным топливом, но и теплоносителем реактора, и его случайный дисбаланс легко приведет к расплавлению активной зоны и выходу из строя. Попытки сделать реактор более надежным утяжеляет конструкцию и приводит к падению тяговооруженности двигателя до TWR≈3, что сводит на нет преимущество высокого удельного импульса ЯРД по сравнению с традиционными химическим двигателями. Также водород способен взаимодействовать с нейтронами, делая их тепловыми, что ускоряет реакцию распада урана-235, но, с другой стороны, более быстрый поток водорода лучше охлаждает реактор. Не следует забывать и о тепловом расширении водорода. Все эти явления усложняют управление реактором. Важным фактором при разработке материалов является высокотемпературная водородная коррозия твэлов. Из-за этого явления продолжительность работы ЯРД с высоким Isp ограничена временем в несколько часов. Получается так, что ЯРД с высоким Isp работает недолго, а более долгоживующие ЯРД имеют низкий Isp. Использование высокопробного низкообогащенного урана HALEU (содержание 235U 5-20%) – в космической ядерной энергетике и двигателях началось сравнительно недавно в результате политического решения не использовать высокообогащенный уран, применяемый для изготовления ядерного оружия. 235U – единственный изотоп, встречающийся на Земле в практическом изобилии и расщепляющийся тепловыми нейтронами. Однако нейтроны, рождающиеся при каждом делении 235U, являются быстрыми и должны быть термализованы, чтобы эффективно поддерживать цепную реакцию в уране. Если не замедлять нейтроны, то активная зона даже при обогащении 19,75% должна быть большой и тяжелой, чтобы содержать достаточно урана-235 для достижения критической массы. Типичные наземные энергетические реакторы имеют большие активные зоны на тепловых нейтронах, работающие на низкообогащенном уране (LEU), в канадском реакторе CANDU даже используется природный уран с содержанием 235U 0,7%. Для них нет нужды ограничивать массу и размеры, но для космических приложений размер и масса - важнейшие факторы проектирования. У руководства NASA есть намерения добиться необходимых характеристик NTP с использованием топлива низкообогащенного урана с замедлителями на основе гидридов циркония ZrH и иттрия YH. В исследовании отмечается, что это сильно усложнит конструкцию. Существующие концепции основаны на использовании высокообогащенного урана (NERVA 1960-е и SNTP 1990-е).  Реактора на HEU (высокообогащенном уране, с содержанием урана-235 более 20%, обычно 93%) разрабатывались с 1950-х гг. Такие реакторы обычно работают на быстрых нейтронах, характеризуются простой и надежной конструкцией. Быстрые нейтроны могут поддерживать реакцию деления, хотя и с меньшей эффективностью, чем тепловые нейтроны, но это допустимо при избытке урана-235. Реактор на высокообогащенном уране потенциально может стать самым легким по массе решениемдля космической ядерной энергетики и двигателей. Ядерные реакторы NEP Реакторы NEP работают при более низких температурах, чем реакторы NTP, но должны работать дольше. В целом, по прогнозам, реактор NEP будет менее сложным в разработке, учитывая более низкие рабочие температуры и стационарный режим работы, который больше похож на земные реакторы. Реакторы с более высокой температурой желательны для повышения эффективности системы преобразования энергии, а также для увеличения температуры отвода тепла для минимизации размера радиатора. Рабочая температура космических энергетических реакторов обычно ограничивается материалами топлива, корпуса высокого давления и деталей в системе преобразования энергии (например, турбины систем Брайтона или Ренкина). Предполагается, что эти пределы составят ~1200 К для никелевых суперсплавов в системе преобразования энергии, ~1500 К для тугоплавких сплавов и ~1800 К для керамических материалов. Активные зоны NEP обычно проектируются для работы за «теневым» экраном конической усеченной формы для уменьшения гамма- и нейтронного излучения работающего реактора и защиты систем космического корабля и экипажа. Щиты плотные и тяжелые, обычно больше и тяжелее, чем сам реактор, и их размер соответствует форме реактора. По этой причине желательны компактные активные зоны, что влияет на теплоперенос реактора (который определяет объем каналов теплоносителя в активной зоне), а также на выбор между высокообогащенным ураном и HALEU (HALEU требует большего объема и топлива, и замедлителей). Использование высокообогащенного урана в конструкции активной зоны на быстрых нейтронах приводит к созданию самого простого, компактного и легкого космического энергетического реактора, особенно для небольших систем мощностью до нескольких МВт. В исследовании отмечается, что разработка системы HALEU с гораздо более низкой плотностью топлива требует использования гидридных замедлителей для активной зоны теплового спектра. Это создает аналогичные проблемы проектирования, что и HALEU NTP, и повышает риск разработки. Активная зона космического энергетического реактора с замедлителем должна содержать высокотемпературные гидриды, такие как ZrH или YH, при температуре менее ~ 1000 К в течение многих лет работы, в то время как топливо в активной зоне обычно более горячее (~1200 К для эталонного проекта NEP). Время работы при высокой температуре определяет как долго материал замедлителя будет сохранять эффективность, т.к. гидриды со временем распадаются и водород улетучивается.  Вышеуказанные проблемы обрекают космическую программу на использование высокообогащенного урана. Единственная причина рассматривать низкообогащенный уран – смягчение политических проблем, решение проблем с безопасностью и лицензированием. Реактивное топливо NTP Серьезные проблемы, связанные с жидким водородом, описаны выше. Реактивное топливо NEP Жидкий ксенон Xe очень удобен в качестве реактивного топлива ионных двигателей, т.к. имеет низкий потенциал ионизации, легко хранится в сверхкритическом состоянии при избыточном давлении 70-140 бар без необходимости в криогенном охлаждении. Плотность жидкого Xe 2900 кг/м3, что больше плотности кирпича. Жидкие метан и кислород также достаточно плотные: плотность LCH4 410 кг/м3 (плотность дубовой древесины), плотность LOX 1140 кг/м3 (больше плотности воды). Единственная проблема - накопить достаточно ксенона, который содержится в очень малой концентрации в атмосфере Земли. Воздух сжижается во многих местах по всему миру, т.к. очищенный кислород необходим для производства стали. Воздух сжижается в ходе серии стадий все более холодной конденсации, а благородные газы аргон, криптон и ксенон конденсируются последними. Многие заводы по сжижению газа не имеют оборудования для разделения этих трех газов в конце линии конденсации. Для миссии человека на Марс потребуется несколько лет мировых поставок ксенона при нынешних темпах производства. Решение этой проблемы включает в себя накопление запасов ксенона в течение нескольких лет и расширение инфраструктуры для очистки ксенона на существующих установках по сжижению воздуха по всему миру. Команда MTAS выполнила детальную оценку стоимости обоих вариантов полета на основе лучших доступных исторических данных, эвристического анализа, экспертных заключений и коллегиальных обсуждений. В целом из текста MTAS складывается стойкое впечатление, что лететь человеку на Марс в 2039 г. рановато, даже для США. В настоящее время страны не состязаются в марсианской гонке. Сейчас мы видим вялое начало лунной гонки, которая продлится наверно 20-25 лет, а уже потом, когда будет опыт эксплуатации обитаемой базы на поверхности Луны, вот тогда можно будет отправляться к Марсу. Автор статьи ставит на начало 2049 г. (самая правая часть картинки с затратами ΔV). Интересно будет зайти сюда позже и узнать: сбылся прогноз или нет?