Данные полёты энергетически выгодней, чем схемы быстрых челночных перелётов, требующие организации производства топлива на поверхности Марса из местных ресурсов.

Рассматриваются новые возможности увеличения грузоподъёмности многоразовых межпланетных кораблей, в том числе возможность совершения полётов к Марсу и обратно без дозаправки топливом. Такие челночные перелёты важны на первом этапе создания марсианской колонии, когда ещё не налажено производство топлива из местных ресурсов.

Введение

Текущие планы доставки колонистов на Марс декларируют быстрые перелёты по коротким траекториям – в течение трёх-четырёх месяцев. Основная причина выбора быстрых перелётов – космическое излучение, галактическое и солнечное, длительное воздействие которого смертельно. Это очень энергоёмкие траектории, опасные на финишном участке – торможении в марсианской атмосфере.

Для возвращения кораблей на Землю требуется дозаправка топливом, произведённым из марсианских ресурсов. На создание добывающей и производящей топливо инфраструктуры, а также посадочно-стартового комплекса потребуется время, а это вызовет проблемы на первом этапе доставки грузов и пассажиров на Марс.

Без создания топливной инфраструктуры и космодрома корабли не могут возвращаться, то есть становятся по факту одноразовыми, что удорожает создание обеспечивающей инфраструктуры.

Полёты к Марсу и обратно без дозаправки топливом на поверхности Марса возможны.

Желательно на первом этапе колонизации Марса иметь возможность совершения челночных полётов без дозаправки топливом на Марсе. Такая возможность существует, и она рассматривается в настоящем исследовании.

Полёты к Марсу и обратно без дозаправки топливом на поверхности Марса, только на основе горючего, полученного из заправочных депо на орбите Земли, возможны в случае полётов по малозатратным медленным траекториям, близким по конфигурации к траектории Гомана, длительностью от шести до девяти месяцев. Сейчас, при планировании экспедиций на Марс, такие траектории не рассматриваются из-за опасности долговременного пребывания в межпланетном пространстве, которое пронизывается потоками тяжёлых частиц от галактических источников и солнечных протонов.

Современные корабли не способны обеспечить полную защиту от космической радиации, и при длительном полёте к Марсу члены экипажа получат заболевания, влекущие инвалидность и / или смерть. Поэтому в планах компании SpaceX, основного инициатора разработок марсианских проектов, рассматриваются только быстрые перелёты, порядка нескольких месяцев, несмотря на то, что энергетически они невыгодны и сопряжены с высоким риском в процессе торможения в атмосфере Марса.

Проблема защиты экипажа от космической радиации при длительных полётах решается в проекте Testudo. Принцип защиты, реализованный в проекте, изображён на рис.1. Проект является рационализацией процесса отправки межпланетных кораблей во время пускового окна – вместо поочерёдной отправки кораблей, согласно планам SpaceX, предложена группировка эскадры в плотный рой, в сердцевине которого размещаются пассажирские, а по краям – грузовые корабли, что обеспечивает с избытком защиту от радиации многометровым слоем ракетного топлива [1, с. 36-37].

Проект Testudo создаёт новые возможности для сокращения затрат ракетного топлива, повышения грузоподъёмности и пассажировместимости ракет и сокращения рисков при посадке на Марс. Новые возможности рассматриваются в настоящем исследовании.

Рис. 1. Принцип создания защиты от радиации из кораблей эскадры

Три способа увеличения полезной нагрузки и запасов топлива межпланетных кораблей

Компания SpaceX – основной генератор проектов по организации недорогих регулярных полётов пассажирских кораблей между Землёй и Марсом. Именно поэтому SpaceX является основным источником новейших сведений по теме межпланетных перелётов на основе многоразовых кораблей Starship.

Концепция SpaceX имеет следующий вид. Корабль стартует с околоземной орбиты с максимально возможной скоростью, чтобы до минимума сократить время перелёта. «Из межпланетного пространства корабль входит в атмосферу, либо переходя затем на орбиту, либо переходя непосредственно к посадке. Аэродинамические силы обеспечивают большую часть замедления, затем три центральных двигателя Raptor выполняют финальную посадку.

Используя свою аэродинамическую подъёмную силу и передовые материалы теплозащитного экрана, корабль может снижать скорость при входе со скоростью, превышающей 8,5 км/с на Марсе и 12,5 км/с на Земле. Перегрузки (относительно Земли) во время входа составляют примерно 4-6 g на Марсе и 2-3 g на Земле. Нагрев находится в пределах возможностей материалов теплозащитного экрана семейства PICA, используемых на космическом корабле Dragon» [2, с. 38].

В другом документе говорится о меньшей скорости входа в атмосферу. «Starship войдёт в атмосферу Марса со скоростью 7,5 км/с и замедлится аэродинамически. Теплозащитный экран транспортного средства спроектирован таким образом, чтобы выдерживать многократные проникновения, но, учитывая, что транспортное средство входит в марсианскую атмосферу очень горячим, мы всё же ожидаем увидеть некоторое разрушение теплового экрана (аналогично износу тормозной колодки)» .

В любом случае перелёты пассажирских кораблей характеризуются высокой скоростью входа в атмосферу Марса – значительно превышающей 7,5-8,5 км/с. Это обусловлено выбором быстрых траекторий перелёта, чтобы сократить до минимума радиационную нагрузку на пассажиров, поскольку SpaceX не видит возможностей для создания кораблей с эффективной защитой от радиации.

В табл. 1 приведены расчётные сроки достижения Марса, основанные на возможностях корабля Starship при старте с опорной околоземной орбиты при полностью заправленных топливных баках. Среднее время в пути – 113 суток.

Таблица 1. Время полёта на Марс при скоростном перелёте

Скорость отлёта больше 12,5 км/с. Соответственно, весь запас топлива без остатка расходуется на высокоскоростной перелёт с посадкой. Для возвращения корабля на Землю требуется дозаправка корабля на Марсе. «Для полёта на Марс и последующего возвращения на Землю система потребует организации производства топлива на поверхности Марса из местных ресурсов». Таким образом, сокращение до минимума времени перелёта – это не самоцель, а способ сокращения получаемой дозы облучения.

Энергетические издержки этого способа велики – сокращение грузоподъёмности и, соответственно, увеличение удельных издержек на перелёт, увеличение риска катастрофы при торможении в атмосфере Марса.

Проект Testudo позволяет осуществлять полёты к Марсу с меньшими скоростями по энергетически выгодным траекториям и, соответственно, с большим количеством грузов и меньшим риском при посадке из-за меньшей скорости посадки и / или выхода на околомарсианскую орбиту.

Нет необходимости в посадке на Марс всей эскадры – большая часть кораблей может оставаться на орбите, а для доставки пассажиров на Марс целесообразно использовать специализированные посадочные корабли.

В табл. 2 и 3 приведены значения скоростей входа в атмосферу Марса или выхода на низкую круговую орбиту и отлёта с опорной околоземной орбиты в зависимости от выбранной длительности перелёта в сутках. Согласно условиям, принятым для расчётов, при перелёте продолжительностью 113-116 суток максимальная скорость сближения корабля с Марсом составляет 9-11,5 км/с.

При полёте продолжительностью 232-245 суток скорость подлёта составляет 5,7-5,8 км/с. Это значит, что термическая и силовая нагрузка на аэродинамический экран при торможении для медленного перелёта в 2,5-4 раза меньше быстрого, что создаёт во столько же раз лучшие условия для торможения корабля и безопасной доставки пассажиров.

Таблица 2. Продолжительность перелёта в модели с усреднёнными параметрами орбит Земли и Марса

Таблица 3. Продолжительность перелёта в модели периода великого противостояния Земли и Марса

Условие, при котором эскадра Starship сохраняет запас топлива, достаточный для возвращения на околоземную орбиту, предполагает исключение посадки большей части кораблей эскадры на Марс, а также отсутствие грузов и пассажиров на борту возвращаемых к Земле кораблей. Это условие выполняется, так как на первом этапе колонизации пассажиры и грузы будут перемещаться только в одном направлении – от Земли на Марс.

Нет также необходимости в посадке на Марс всей эскадры – большая часть кораблей может оставаться на орбите, а для доставки пассажиров на Марс целесообразно использовать специализированные посадочные корабли. Для этих целей подходит вариант Starship, который разработан для суборбитальных межконтинентальных полётов на Земле, и / или вариант для челночных полётов на Луну с околоземной орбиты – Starship Lunar lander.

Межконтинентальный вариант Starship имеет около 850 посадочных мест, тогда как корабли межпланетной эскадры имеют пассажировместимость около 100 человек на корабль. Таким образом, на каждые восемь межпланетных кораблей в составе эскадры приходится один взлётно-посадочный корабль. Посадку и возвращение на орбиту челнок способен совершать с запасом топлива, полученным на околоземной орбите.

Взлётно-посадочные челноки не обязательно возвращать на околоземную орбиту для обслуживания. Достаточно, чтобы последующие экспедиции доставляли запасы топлива для челноков, припаркованных на околомарсианской орбите. Предполагается, что жилые модули доставляются на Марс отдельно в одноразовых капсулах, использующих аэродинамическое торможение.

Прирост массы полезного груза покрывает потребности в топливе для посадочных кораблей, высаживающих пассажиров на Марс с последующим возвращением на орбиту.

Дополнительными, но не обязательными условиями являются следующие. Разгон кораблей при выводе на межпланетную траекторию от Земли к Марсу должен осуществляться межорбитальным бустером. После осуществления разгона бустер тормозится ЖРД и возвращается на околоземную орбиту, и полёт к Марсу совершает полностью заправленный топливом Starship. Возвращение Starship от Марса к Земле должно производиться на высокую эллиптическую орбиту (ВЭО), к примеру, с апогеем на высоте около границы сферы действия Земли.

Соблюдение указанных условий обеспечивает запас топлива, достаточный не только для возвращения, но и для получения тормозного импульса при переходе с межпланетной траектории на околопланетные орбиты (Марса и Земли) за счёт ЖРД, а не за счёт теплозащитного аэродинамического щита. Торможение двигателями имеет более высокую степень надёжности по сравнению с аэродинамическим торможением, так как незначительные дефекты теплозащитного покрытия, полученные от космического мусора на околоземной орбите, способны привести к катастрофе, тогда как большое количество ЖРД при отказе некоторого их числа обеспечивает высоконадёжное резервирование.

Переход на круговую орбиту, высотой 500 км от марсианской поверхности, согласно табл. 2 и 3, при продолжительности перелёта в 245 суток даёт скорость входа, равную 5,7 км/с, а в течение 232 суток – 5,78 км/с. На этой круговой орбите скорость равна 3,32 км/с, что требует выдачи двигателями тормозного импульса величиной 2,09-2,46 км/с, что заведомо ниже характеристической скорости Starship с полностью заправленными баками и полезной нагрузкой в 100 т.

Возвращение корабля к Земле требует незначительного запаса топлива из-за отсутствия полезной нагрузки. На околоземную ВЭО необходимо вернуть 120 т сухой массы корабля. Запас топлива для возвращения – 161-190 т, согласно уравнению К. Э. Циолковского. Данный запас топлива обеспечивает сход с околомарсианской круговой орбиты на траекторию возвращения, получение импульса коррекции в 0,584 км/с (в среднем) для перехода на линии узлов из плоскости орбиты Марса в плоскость орбиты Земли, и импульса в 0,482 км/с для перехода с межпланетной траектории на ВЭО Земли.

В результате сокращения затрат скорости корабля масса груза, доставляемого на Марс, увеличивается со 100 до 506-572 т. С учётом запаса топлива на возвращение корабля, 161-190 т, масса груза, доставляемого на Марс, увеличивается в три-четыре раза – до 316-411 т. Расчёт верен при следующих параметрах корабля: удельный импульс ЖРД – 3,679 км/с; сухая масса корабля – 120 т; характеристическая скорость (Земля – Марс) – 2,644-3,014 км/с; характеристическая скорость (Марс – Земля) – 3,126-3,496 км/с.

Прирост массы полезного груза покрывает потребности в топливе для посадочных кораблей, высаживающих пассажиров на Марс с последующим возвращением на орбиту. На один челнок требуется минимум 1200 т топлива. Это обеспечивается запасами от восьми кораблей по 150 т на каждом. Поскольку прирост массы грузов равен 316-411 т, то создаётся резерв для второй заправки в 166-261 т. Таким образом, прирост массы полезного груза на Starship позволяет увеличить массу топлива для двукратной заправки челноков и осуществления двойных рейсов.

Имеются другие возможности дополнительного увеличения массы полезной нагрузки Starship. Выгодно выводить корабль не на низкую круговую орбиту за счёт торможения тягой ЖРД, а на ВЭО с последующим поэтапным преобразованием в круговую орбиту за счёт аэробрейкинга.

Осуществление аэробрейкинга не требует использования на корабле специального теплозащитного покрытия, поскольку реализуется при слабых термодинамических нагрузках на корпус корабля. Выигрыш состоит в том, что сокращается расход топлива на манёвр перехода от межпланетной траектории к околопланетной орбите.

При выходе корабля с межпланетной траектории на ВЭО с апоцентром на расстоянии 578 тыс. км и перицентром на расстоянии 3889,5 км (высота от поверхности – 200 км) его скорость в перицентре ВЭО равна 4,87 км/с при скорости входа 5,58-5,94 км/с. Тормозной импульс в рассматриваемых двух случаях получает следующие значения:

5,58 − 4,87 = 0,71 (км/с);

5,94 − 4,87 = 1,07 (км/с).

В результате характеристическая скорость полёта к Марсу уменьшается с 2,644-3,014 км/с до 1,264-1,624 км/с. Однако 0,096 км/с добавляется в связи с импульсом перехода на низкую круговую орбиту после аэробрейкинга. Соответственно, сокращается расход топлива, и масса полезной нагрузки увеличивается до 793-887 т. За вычетом 168-199 т, запаса топлива для обратного полёта, масса полезной нагрузки, доставленной на Марс, составит 595-719 т вместо 100 т при полётах по быстрой траектории.

Сброс пассажирских челноков и грузовых капсул должен производиться в момент перехода корабля с межпланетной траектории на ВЭО. Иначе пассажирам придётся ждать посадки 55 суток – времени полного оборота корабля по такой орбите.

В перспективе способ с аэробрейкингом может быть дополнен технологией использования кинетической энергии блока кораблей для захвата и накопления СО₂ из атмосферы Марса. Захват атмосферных газов может производиться головным гиперзвуковым диффузором или модифицированными соплами неработающих ЖРД при полёте кораблей кормой вперёд. Газ сжимается, поступает в баки, свободные от топлива, остывает и сжижается системой охлаждения. Затем СО₂ за счёт процесса Сабатье и электролиза (300 кВт) преобразуется бортовой установкой в метан и кислород.

В случае использования грузовых кораблей до разгрузки их начальная масса на ВЭО равна 913-1007 т, а после аэробрейкинга с накоплением масса вырастет до 1286-1419 т, согласно расчётам на основе уравнений неупругого столкновения. Прирост массы составит 373-412 т, и 95% прироста преобразуется в 136-150 т CH₄ и 271-300 т O₂ при наличии на борту запаса 34-37,5 т водорода. Времени для преобразования достаточно – до 454 дней ожидания обратного отлёта.

В пятипроцентном остатке содержится 2,7% азота. На его основе может быть получено перспективное горючее – дициан (C₂N₂), которое с учётом окислителя даёт ракетное топливо в количестве 41,7-46,1 т. Его производство не связано с безвозвратным потреблением водорода, поэтому его производство перспективно не только и не сколько на орбите Марса, но прежде всего на его поверхности.

Рассмотренным примером с аэробрейкингом не ограничиваются варианты повышения эффективности перелёта. Выгоден вариант парковки кораблей не на НКО, а на ВЭО. Без специальных манёвров старт с ВЭО для возвращения на Землю невозможен – большая ось эллипса не будет иметь нужного положения. Однако существует возможность перехода корабля на новую ВЭО с необходимым положением при малых энергетических затратах. На рис. 2 показана принципиальная схема выхода корабля на ВЭО Марса и старта с неё к Земле.

Рис. 2. Схема выхода корабля на ВЭО и её трансформации для старта к Земле

Исходные данные для расчёта межорбитального маневрирования.

• Апоцентр марсианской ВЭО – 578 тыс. км.
• Перицентр орбиты марсианской ВЭО – 3889,5 км.
• Скорость корабля в апоцентре орбиты – 0,0315 км/с.
• Скорость корабля в перицентре орбиты – 4,677 км/с.
• Период обращения корабля по ВЭО – 55 сут.
• Большая полуось ВКО – 578 тыс. км.
• Скорость корабля на ВКО – 0,272 км/с.
• Период обращения корабля по ВКО – 154 сут.

Требуемая коррекция возможна в апоцентре ВЭО. На расстоянии 578 тыс. км скорость корабля равна 0,031 м/с. Скорость корабля на высокой круговой орбите (ВКО) на таком же расстоянии – 0,272 км/с. Переход с ВЭО на ВКО возможен при импульсе ЖРД в 0,241 км/с. Перемещение корабля по ВКО обеспечивает занятие нужной позиции для перехода на новую ВЭО с требуемыми параметрами.

Соответственно, для ухода с ВКО на новую ВЭО требуется тормозной импульс ЖРД тоже в 0,241 км/с. В сумме затраты скорости составляют 0,482 км/с. Однако теперь для старта к Земле из перицентра ВКО требуется скорость 2,251-2,621 км/с вместо 3,222-3,592 км/с. Это приводит к сокращению запаса топлива на возвращение до 101-125 т. В результате масса полезного груза увеличивается до 660-780 т.

При возвращении челноков имеющийся запас топлива обеспечивает выход только на низкую круговую орбиту (НКО). Поэтому для их возвращения в состав эскадры необходимо вывести на НКО корабли-заправщики.

Принципиальная схема маневрирования между ВЭО и ВКО показана на рис.3.

Рис. 3. Схема перехода с ВЭО прибытия на ВКО и перелёта на ВЭО отбытия

Возвращение эскадры кораблей в околоземное пространство выгодно производить на ВЭО, так как это требует незначительного тормозного импульса ЖРД – 0,482 км/с при возвращении по траектории Гомана.

Исходные данные для расчёта возвращения на околоземную ВЭО.

• Апогей околоземной ВЭО – 929 тыс. км.
• Перигей околоземной ВЭО – 6571 км.
• Скорость корабля в апогее – 0,0776 км/с.
• Скорость корабля в перигее – 10,976 км/с.
• Период обращения корабля по ВЭО – 36,85 сут.
• Большая полуось ВКО – 929 тыс. км.
• Скорость корабля на ВКО – 0,655 км/с.
• Период обращения корабля по ВКО – 103,14 сут.

Выводы

Решение проблемы создания защиты от космической радиации позволяет сократить скорости перелёта к Марсу и повысить грузоподъёмность ракеты. Выигрыш настолько велик, что позволяет увеличить запас топлива до величины, достаточной для возвращения кораблей к Земле без дозаправки топливом, произведённым из марсианских ресурсов.

В типовой схеме для полёта на Марс и последующего возвращения на Землю транспортная система требует организации производства топлива на поверхности Марса из местных ресурсов. В новой схеме для полёта на Марс и возвращения на Землю дозаправки на поверхности Марса не потребуется, достаточно будет лишь топлива из заправочных депо на орбите Земли перед полётом на Марс.

Определяются три основных способа сокращения расходов топлива на полёт к Марсу и создания запасов для обратного полёта к Земле.

Общий для всех способов принцип – исключается посадка на Марс всех кораблей эскадры. Для основной массы кораблей с пассажировместимостью до 100 человек прибытие завершается выходом на орбиту вокруг Марса. Посадку на Марс производят специализированные челноки с пассажировместимостью до 850 человек. Разделение корабля на орбитальную часть и посадочный модуль – предложение пионера космонавтики Александра Игнатьевича Шаргея (псевдоним Ю. В. Кондратюк) [5; 6]. Предложение по использованию отдельного посадочного модуля было реализовано в проекте «Аполлон», вопреки первоначальному сопротивлению Вернера фон Брауна и его команды.

Другие ключевые моменты. Старт к Марсу осуществляется при помощи многоразового межорбитального бустера, сообщающего кораблю всю необходимую скорость. Возвращение корабля осуществляется на околоземную ВЭО, что выгоднее возвращения на круговую орбиту. При этом, возможно, в целях повышения безопасности перигей ВЭО следует поднять с 200 км до 3000 км – за пределы зоны концентрации космического мусора.

Первый способ: корабли выводятся на низкую околомарсианскую орбиту высотой около 500 км. Посадочные челноки совершают доставку пассажиров на Марс. Грузы доставляются в одноразовых капсулах. Посадочные ЖРД капсул демонтируются и возвращаются на орбитальные корабли взлётно-посадочными челноками. Способ увеличивает массу грузов в три раза: от проектных 100 т до 316-411 т.

Второй способ: корабли выводятся на сильно вытянутую эллиптическую орбиту, к примеру, с параметрами 3889,5 × 578 000 км. В момент перехода десантируются грузы и пассажиры. Посредством аэробрейкинга ВЭО преобразуется в низкую круговую. После забора челноков осуществляется возвращение на околоземную орбиту.

Способ увеличивает массу грузов почти в шесть-семь раз – до 595-719 т. В перспективе реализация аэробрейкинга с накоплением СО₂ из атмосферы обеспечит производство топлива на орбите до 374-412 т на каждый грузовой Starship. Возможная конструкция газосборного устройства показана на рис. 4. Высокую эффективность (при условии неракетного старта с Деймоса) должен иметь накопительный аэробрейкинг межорбитальных буксиров, на которых в качестве балласта используют реголит Деймоса. В конце операции реголит сбрасывается и падает на Марс (или утилизируется на орбите), газ перекачивается в топливный танкер, буксир поднимается за новой порцией реголита.

Третий способ: корабли с межпланетной траектории переводятся на ВЭО и с этой же орбиты, после её коррекции, стартуют к Земле. Способ увеличивает массу грузов в семь-восемь раз – до 660-780 т.

Необходимо отметить, что продолжительность перелёта по рассмотренным схемам не ограничивается 232-245 днями – за счёт сокращения массы груза до проектной величины в 100 т время перелёта может быть сокращено до 150-180 суток.

Убеждение скептиков в вечной прикованности цивилизации к Земле заставляет их выбирать экспансию в тесных рамках планеты и предпочитать борьбу за истощающиеся ресурсы на Земле вместо мирного освоения практически неограниченных ресурсов Солнечной системы. Опыт практической колонизации Марса неизбежно трансформирует такое архаичное мышление.

Применение предложенного способа особенно актуально на первом этапе колонизации Марса, когда полёты на эту планету будут происходить при отсутствии промышленности по производству ракетного топлива из марсианских ресурсов, и / или недостаточного производства топлива. При налаженном производстве топлива настоящий способ обеспечивает резервирование.

Исключение торможения в атмосферах Марса и Земли или ограничение его аэробрейкингом устраняет проблему надёжности теплозащиты и её регулярного восстановления. Аэробрейкинг не требует специальной и уязвимой тепловой защиты.

Накопительный аэробрейкинг с балластом из реголита способен стать отдельным, самостоятельным четвёртым способом исключения заправки топливом на Марсе. Расчёты показывают, что заправка на поверхности Марса может быть полностью заменена заправкой на орбите топливом, произведённым из марсианского «воздуха» за счёт механической энергии реголита Деймоса.

Челноки, доставляющие грузы и пассажиров на Марс, могут получать необходимый запас топлива на орбите. Эта возможность открывается в случае использования реголита в качестве рабочего тела механических реактивных двигателей, на финальной стадии аэробрейкинга – при движении корабля-накопителя «воздуха» по низкой круговой орбите. Тяга от выброса реголита нужна для компенсации силы торможения при заборе атмосферных газов.

Современные центробежные метатели способны выбрасывать тела со скоростями 1800-2200 м/с. Согласно закону сохранения импульса в этом случае на каждые 100 т реголита будет аккумулироваться от 52 т до 64 т СО₂. С учётом ранее накопленной массы СО₂, в процессе перехода с ВЭО на НКО, итоговая масса составит 84-96 т на каждые 100 т реголита Деймоса. Запасы реголита практически не ограниченны, поэтому производство ракетного топлива в космосе способно полностью заменить его производство на поверхности.

Пакет кораблей может выполнять роль межпланетной пересадочной станции-лайнера, курсирующей между Землёй и Марсом. Полёт станции не пассивный, как в известных проектах, – она осуществляет маневрирование за счёт ЖРД, благодаря малым энергозатратам перехода на ВЭО. Производятся остановки возле планет на эллиптических орбитах, для приёма – высадки пассажиров и заправки топливом.

Решение проблемы обеспечения кораблей топливом для обратного полёта способствует ускорению колонизации Марса.

Успешная колонизация Марса окажет позитивное влияние на формирование общекосмического типа мышления, особенно важного для политиков. Современное политическое мышление – это мышление скептиков, сомневающихся в перспективах космической экспансии. Убеждение скептиков в вечной прикованности цивилизации к Земле заставляет их выбирать экспансию в тесных рамках планеты и предпочитать борьбу за истощающиеся ресурсы на Земле вместо мирного освоения практически неограниченных ресурсов Солнечной системы. Опыт практической колонизации Марса неизбежно трансформирует такое архаичное мышление.

Рис. 4. Конструкция газосборного устройства для аэробрейкинга с накоплением СО₂

Литература

1. Майборода А. О. Эффективные способы защиты от космических факторов в межпланетном полёте и внеземной колонии // Воздушно-космическая сфера. 2021. № 3. С. 32-41.
2. E. Musk. Making Life Multiplanetary (67th International Astronautical Congress, Guadalajara, Mexico, 27 September 2016) [Электронный ресурс] // SpaceX.com. URL: https://www.spacex.com/media/making_life_multiplanetary_2016.pdf (Дата обращения: 14.03.2022).
3. Landing on Mars [Электронный ресурс] // SpaceX.com. URL: https://www.spacex.com/vehicles/starship/ (Дата обращения: 14.03.2022).
4. Making Life Multiplanetary (The 68^th International Astronautical Congress (IAC) in Adelaide, Australia, 25–29 September 2017) [Электронный ресурс] // YouTube. 2017. 29 September. URL: https://youtu.be/tdUX3ypDVwI (Дата обращения: 14.03.2022).
5. Кондратюк Ю. В. Тем, кто будет читать, чтобы строить // Пионеры ракетной техники: соч. 1918–1919; публ. 1938 / Под ред. Т. М. Мелькумова. М.: Наука, 1964. 670 с.
6. Pionery raketnoǐ tekhniki / Editor-in-chief: Melʹkumov T.M. Washington, D.C., USA: National Aeronautics and Space Administration, 1965 (NASA technical translation; vol. F-9285). 162 p.

References

1. Mayboroda A. O. Effektivnye sposoby zashchity ot kosmicheskikh faktorov v mezhplanetnom polete i vnezemnoy kolonii. Vozdushno-kosmicheskaya sfera, 2021, no. 3, pp. 32-41.
2. E. Musk. Making Life Multiplanetary (67th International Astronautical Congress, Guadalajara, Mexico, 27 September 2016). SpaceX.com. Available at: https://www.spacex.com/media/making_life_multiplanetary_2016.pdf (Retrieval date: 14.03.2022).
3. Landing on Mars. SpaceX.com. Available at: https://www.spacex.com/vehicles/starship/ (Retrieval date: 14.03.2022).
4. Kondratyuk Yu. V. Tem, kto budet chitat', chtoby stroit'. Pionery raketnoy tekhniki: soch. 1918–1919; publ. 1938. Ed. T.M. Mel'kumov. Moscow, Nauka, 1964. 670 p.
5. Pionery raketnoǐ tekhniki. Editor in chief Melʹkumov T.M. Washington, D.C., USA: National Aeronautics and Space Administration, 1965 (NASA technical translation; vol. F-9285). 162 p.

© Майборода А. О., 2021
Автор рисунков – Александр Майборода
Графика рисунков – Дмитрий Анисимов

История статьи:

Поступила в редакцию: 21.02.2022

Принята к публикации: 15.03.2022

Модератор: Плетнер К. В.

Конфликт интересов: отсутствует

Для цитирования: Майборода А. О. Полёты к Марсу и обратно без дозаправки марсианским топливом // Воздушно-космическая сфера. 2022. № 1. С. 18-29.