Почему бы не отправиться на Марс через 2 месяца?

Ответ на ваш заглавный вопрос «Почему бы не отправиться на Марс через 2 месяца?» уже ответили. Деньги. Много-много денег.

Прежде всего следует отметить, что ответ на другой вопрос: «Почему люди не отправились на Марс?» во многом то же самое. Деньги. Однако денег, чтобы поехать туда за два месяца, во много раз больше, чем денег, чтобы поехать туда за восемь месяцев. Или даже полгода. Чтобы попасть туда за два месяца, вы поднимаетесь по очень крутой части экспоненциального ракетного уравнения.

Сборка транспортного средства на НОО существенно не меняет общую массу, требуемую на НОО. Все, что это дает, — это позволяет вам использовать больше меньших ракет-носителей вместо меньшего количества больших ракет-носителей. (Я говорю «все», но на самом деле отсутствие необходимости разрабатывать новые гигантские ракеты-носители — это значительное снижение затрат.)

Имейте в виду, что «единственное» в вашем «Если бы единственным препятствием в достижении этого было бы большое количество требуемого топлива» скрывает важный факт, что вам нужно доставить топливо туда, где оно должно быть использовано. Туда и тратятся все деньги.

Чтобы ответить на другой вопрос в теле о том, насколько больше топлива и как его минимизировать, см. эту статью для некоторых исследований быстрых переводов и минимизации их затрат. В этой статье вы можете увидеть только$\Delta V$покинуть орбиту Земли и покинуть орбиту Марса (не считая посадки и взлета с Марса или Земли в этом отношении), мы идем от$5.6\,\mathrm{{km}/s}$к$28.6\,\mathrm{{km}/s}$! И это сводится только к 2,5 месяцам поездки, а не к вашим двум месяцам.

Обратите внимание, что скорость находится в показателе степени ракетного уравнения. Вы здесь даже не умножаете, а возводите экспоненциальный член в пятую степень , чтобы приблизиться к своим двум месяцам. Каким был этот экспоненциальный член, в первую очередь зависит от удельного импульса ракет, которые вы используете. Для типичного химического двигателя срок составлял около 3,5 для передачи Хомана. Это доходит до 580 за 2,5-месячный перевод! Примерно в 170 раз больше массы.

Это примерно в 170 раз дороже . При массовом производстве такого количества больших ракет-носителей можно было бы сэкономить на обучении, но мы все еще говорим о стократной стоимости. Даже если предположить ядерные тепловые ракеты с удельным импульсом$1000\,\mathrm{s}$, то получение 2,5-месячных переводов будет стоить в 10 раз дороже. Даже если я представлю себе попытку добыть Фобос для возврата топлива, мы все равно говорим о многократных затратах. И это все замалчивает массу двигательных установок - я предполагал для них нулевую массу, где их учет с постановкой уменьшил бы эффективный удельный импульс. Я также упустил из виду стоимость прибытия к обоим телам на гораздо более высоких скоростях, требующих гораздо более массивных систем входа или выхода на орбиту.

Нет проблем с более длительным временем передачи, которые нельзя было бы решить с гораздо меньшей массой. Например, больше припасов, больше радиационной защиты, центрифуга для гравитации и т. д. Таким образом, значительно быстрее добраться туда было бы во много раз дороже, без каких-либо очевидных преимуществ, кроме уменьшения скуки.

Учитывая, что мы никого не отправляли даже в один раз дороже, теперь ответ на ваш вопрос должен быть предельно ясен.

В другом вопросе - Пропорции возвращающегося космического корабля по сравнению с массой топлива - я исследовал уравнение ракеты Циолковского и его тиранию. В соответствующей ссылке НАСА Дон Петтит объясняет, что даже при использовании переходной орбиты Хомана между Землей и Марсом, которая является наиболее экономичной, требуется примерно такое же изменение скорости, чтобы выйти из НОО и направиться к Марсу. с панели запуска на LEO. Откуда берется эта энергия? Ну, это происходит от выталкивания сверхгорячих газов из выхлопной трубы.

Таким образом, учитывая массу космического корабля, приблизительно равную массе орбитального корабля «Спейс шаттл» (просто в качестве примера; марсианский аппарат может быть больше, а может и меньше), что составляет 110 тонн плюс до 24 тонн груза, чтобы доставить его на НОО, мы обычно сжигаем около 725 тонн топлива LH2/LOX через главные двигатели плюс около тысячи тонн перхлоратного топлива в SRB. Полная взлетная масса «Шаттла» составляет 2 тысячи тонн, из которых орбитальный аппарат и груз составляют не более 6,7% от полной взлетной массы. Несущей конструкции танка и SRB присуща некоторая масса, не учитываемая здесь, но не такая большая, как вы думаете; внешний бак SLWT, например, имеет пустую массу всего 3,7% от его загруженной массы.

Как только Шаттл находится на НОО, это обычно так; он несет небольшое количество топлива для ухода с орбиты и для маневрирования, но основные двигатели не работают до конца полета. Однако сейчас мы говорим о том, чтобы вывести эту массу с НОО и перевести ее на переходную орбиту к Марсу. На самом деле для этого требуется примерно такое же дельта-V, что и для достижения НОО, и, следовательно, примерно такое же количество топлива (мы должны сжечь немного больше топлива, чтобы выбраться из атмосферы из-за сопротивления; уравнение Циолковского предполагает «идеальное» - сопротивление -less - ракета). Итак, возьмите эти 135 тонн, привяжите к ним еще 1725 тонн топлива и, возможно, 140 тонн опорной конструкции, и снова взлетите с НОО в неизвестные места.

... Но подождите, откуда взялось это топливо? Мы должны получить топливо из гравитации Земли хорошо. Это требует от нас поднять 1725 тонн полезной нагрузки на НОО при последующих запусках, чтобы «заправить» наш орбитальный корабль. Предполагая, что мы можем использовать транспортное средство, созданное на основе шаттла, такое как система космического запуска, чтобы сделать это с такой же общей полезной нагрузкой на запуск, что и при запуске шаттла (в конечном итоге это станет возможным; SLS Block II рассчитан на 130 тонн груза). полезной нагрузки на НОО, и мы, вероятно, можем улучшить это), а также если предположить, что космический корабль, который мы запускаем, может сохранить свой топливный бак, а не сбрасывать его, как это делает Шаттл, потребуется около 13 запусков (те запуски, состоящие в основном из большого топливного бака на над большим топливным баком), чтобы доставить на орбиту достаточно топлива, чтобы отправить наш корабль на Марс.

... Но подождите, мы хотим иметь возможность вернуться с Марса. Что ж, для этого требуется такая же дельта-V, как и для того, чтобы туда добраться. Итак, нам нужно 1725 тонн топлива, чтобы вывести наш 135-тонный космический корабль с орбиты Марса и вернуться на Землю. Как это топливо попадает на Марс? Он летит вместе с космическим кораблем. А это значит, что нам нужно более 1725 тонн топлива, чтобы выйти на околоземную орбиту. На самом деле, ему нужны те же 22 425 тонн, которые, по нашим подсчетам, понадобятся нам для доставки 1725 тонн топлива с Земли на НОО, которые теперь будут использоваться для выхода из орбиты Марса. Эти 22 425 тонн будут использованы для выхода с околоземной орбиты и доставки 1860 тонн транспортного средства и возврата топлива на Марс.

И теперь это топливо нужно поднять из-под земного притяжения на НОО, чтобы его можно было привязать к задней части нашей гораздо большей ракеты. Чтобы поднять 22 425 тонн топлива, по 135 тонн за раз, до НОО потребуется еще 166 пусков в дополнение к 13, необходимых для возврата топлива, плюс один пуск для самого корабля, всего 180 пусков с Земли. поверхность на НОО, чтобы вывести этот корабль на орбиту и заправить топливом для его отбытия. Другими словами, нам потребуется больше запусков SLS, несущих только топливо, чем общее количество запусков Saturn V и Shuttle (это единственные два корабля, которые мы когда-либо запускали с грузоподъемностью, даже близкой к выполнению работы). Для каждого из этих запусков требуется 1725 тонн топлива, из которых 310 500 тонн топлива сгорают только для доставки транспортного средства и топлива на НОО. Тогда сам корабль сгорит 22, 425 тонн топлива доставляются на Марс, затем 1725 тонн возвращаются, при этом общий расход топлива составляет около 335 000 тонн. Таким образом, затраты на топливо не так уж велики; для LH2/LOX при смеси 11%-89% и сегодняшних ценах (5,50 долл. США /кг LH2, 0,20 долл. США /кг LOX), мы ожидаем, что стоимость сырого топлива составит около 250 миллионов долларов плюс потери отходящих газов (жидкий водород и кислород не просто остаются в жидкой форме при комнатной температуре). ).

Тем не менее, общие затраты на запуск имеют большое значение. SLS, если он достигнет своих целей по стоимости, будет стоить около полумиллиарда долларов за запуск. 180 пусков для доставки корабля и топлива на НОО представляют собой затраты в размере около 90 миллиардов долларов только на доставку техники в космос. На самом деле проектирование и создание того, что мы запускаем, может стоить более триллиона долларов, учитывая, что оно не может потерпеть неудачу ; если у экипажа есть «проблема» на полпути к Марсу, как у Аполлона-13, шансы на то, что они благополучно вернутся на Землю, равны нулю.

Как отметил @oefe в комментариях, в своем вопросе вы уже довольно хорошо рассмотрели причины, по которым не следует использовать прямой запуск на Марс, поэтому я предполагаю, что вы просто не уделили достаточно времени всем этим довольно сложным концепциям. уточните в своем уме, и я укажу вам на красиво написанное и относительно легкое для понимания описание, которое должно помочь в этом. Из «Основ космического полета» Лаборатории реактивного движения НАСА, раздел I, глава 4. Межпланетные траектории :

Путешествуя между планетами, рекомендуется свести к минимуму массу топлива, необходимого вашему космическому кораблю и его ракете-носителю. Таким образом, такой полет возможен с текущими возможностями запуска, и затраты не будут запредельными. Количество необходимого топлива во многом зависит от того, какой маршрут вы выберете. Поэтому большой интерес представляют траектории, которые по своей природе требуют минимального количества топлива.

Переходные орбиты Хомана

Чтобы запустить космический корабль с Земли на внешнюю планету, такую ​​как Марс, с использованием наименьшего возможного топлива, сначала учтите, что космический корабль уже находится на солнечной орбите, когда он находится на стартовой площадке. Эта существующая солнечная орбита должна быть скорректирована, чтобы космический корабль мог добраться до Марса: перигелий желаемой орбиты (самое близкое сближение с Солнцем) будет на расстоянии орбиты Земли, а афелий (самое дальнее расстояние от Солнца) будет на расстояние орбиты Марса. Это называется трансферной орбитой Хомана. Часть солнечной орбиты, по которой космический корабль движется от Земли к Марсу, называется его траекторией.

...

                                             

                                                 ^{Земля на Марс по орбите с наименьшей энергией}

^{Цитата и источник изображения: Лаборатория реактивного движения НАСА «Основы космического полета», раздел I, глава 4. Межпланетные траектории.}

И так далее, и я предлагаю прочитать всю партию. Это самое простое и при этом достаточно полное описание экономики межпланетных космических полетов , которое я могу придумать, и иногда все, что нужно, это прочитать или услышать его другими словами, чтобы действительно понять его. Еще один ресурс, который я предлагаю, — это также чтение сообщения в блоге Эмили Лакдавалла о том, почему MAVEN и Mars Orbiter Mission идут такими разными путями к Марсу? Но я бы сначала начал с NASA JPL, так как он касается концепций, а затем перешел к реальному примеру, как описано в блоге Эмили.

Так что, как видите, все сводится к экономике. Например, ожидается, что проект Mars One будет использовать 4 отдельных запуска Delta IV Heavy (четыре из самых мощных ракет, доступных в настоящее время) для запуска необходимых частей на низкую околоземную орбиту (НОО), использовать сборку на орбите, а затем запустить все из них на переходную орбиту Хомана к Марсу. Если бы они попытались запустить все требуемые части на более прямую траекторию, им пришлось бы использовать гораздо больше пусков (это грузоподъемность тащит вас внизи вам потребуется больше топлива, чтобы достичь космической скорости для более прямой траектории, требующей большего дельта-v, что добавляет больше массы, что требует большей тяги, до тошноты), и делать это одновременно для сборки внутри траектории, иначе в итоге вы получите части, бесконечно преследующие друг друга. Другими словами, у нас просто нет грузоподъемности для более прямой траектории к запуску на Марс. И даже если бы мы это сделали, мы все равно смогли бы запустить гораздо большую массу к Марсу, требуя меньше дельта-v, используя траекторию перехода Хомана.

В дополнение к приведенным выше ответам следует добавить, что, если вы можете добраться до Марса очень, очень быстро, вы прибудете туда с очень высокой скоростью относительно Марса. Это значительно усложняет задачу посадки на Марс. Кроме того, если что-то пойдет не так при высадке на Марс, марсианские исследователи устремятся в глубокий космос без пути назад. План Mars Direct предусматривал переводы Хомана отчасти потому, что, если что-то пойдет не так во время высадки на Марс (или на пути к Марсу), орбита может быть продолжена обратно на Землю вместо этого с минимальным потреблением топлива.

Все ответы выше имеют очень хорошие моменты. Но это еще сложнее. Даже с предположительными двигательными установками будет очень трудно быстро добраться до Марса. Следуя наблюдению Верца (закрытая ссылка, извините) о том, что если передача будет достаточно быстрой, мы можем избежать длительного ожидания возвращения, я стал соавтором предварительного исследования, оценивающего требуемую массу, чтобы уйти и вернуться достаточно быстро, используя современные и даже очень спекулятивная двигательная установка. Исследование было принято к публикации в J. Astronautical Sciences, но препринт доступен здесь .. Вывод таков, что даже при очень, умозрительном, двигательном комплексе потребуется много-много! - массы, чтобы сделать это. Более подробное исследование только для импульсивных маневров также было представлено в этом году на Международном астронавтическом конгрессе (резюме здесь , скоро будет представлено в журнал), и вывод в основном тот же: нам нужны гораздо лучшие двигательные установки, чтобы рассмотреть возможность движения намного быстрее, чем обычное решение типа Хомана.