W styczniu 1968 roku Boeing opublikował raport będący wynikiem 14 miesięcy badań nad możliwością załogowej wyprawy na Marsa. Zintegrowany załogowy statek do lotów międzyplanetarnych był ostatecznym wynikiem badań prowadzonych przez NASA przez całą dekadę i stał się punktem wyjścia, od którego rozpoczęto ponowne projektowanie wypraw marsjańskich w latach osiemdziesiątych XX wieku. Zaprojektowany przez Boeinga statek miał wykorzystać: pięć stopni rakietowych zasilanych termojądrowymi silnikami NERVA (PPM) do wysłania licznych bezzałogowych sond, załogowy lądownik (MEM), główny moduł wyprawy z kwaterami dla załogi (MM) i dwustożkowy moduł do wejścia w atmosferę Ziemi po zakończeniu misji (EEM). Obliczono że gdyby IMIS był już gotowy, dzięki swojej elastycznej, modułowej budowie mógłby wykorzystać 15 z 20 możliwości wylotu na Marsa lub Wenus, które pojawiły się w okresie 1975-1980.

Źródło: http://www.astronautix.com/craft/imis1968.htm

Tłumaczenie: Joanna Jodłowska


IMIS 1968 – prawa autorskie © Mark Wade
Inna nazwa: zintegrowany załogowy statek do lotów międzyplanetarnych (Integrated Manned Interplanetary Spacecraft) Klasa: lot załogowy. Typ: wyprawa na Marsa. Państwo: USA. Projektant: Boeing.

Statek miał wykorzystać moduł załogowy MEM, zaprojektowany dla centrum lotów kosmicznych Marshall przez North American i opracowany między październikiem 1966 a sierpniem 1967. Był to pierwszy projekt lądownika uwzględniający informacje o niewielkiej gęstości marsjańskiej atmosfery, uzyskane podczas misji Mariner 4.

Wykorzystano profil misji wypracowany przez ośrodek NASA w Lewis, w latach 1959-1961. Statek mógłby wykonywać loty zarówno w koniunkcji jak i opozycji, z przelotem koło Wenus lub bez niego, w niemal wszystkich sytuacjach z wyjątkiem tych najbardziej niekorzystnych. Całkowity koszt dwóch pierwszych misji IMIS oszacowano na 30 miliardów dolarów, czyli 50% więcej niż kosztował program Apollo. Założono, że jeżeli prace nad wyprawą rozpoczęłyby się pełną parą w 1976 roku, pierwsze lądowanie na Marsie możliwe byłoby w latach 1985-1986.


Misja IMIS 1968 – streszczenie:

  • Klasyczny statek NASA o modułowej budowie, napędzany przez rakiety termojądrowe i przeznaczony do załogowych lotów międzyplanetarnych. Projekt opracowany przez Boeinga opisywał go szczegółowo – projekty innych wykonawców były podobne, ale mniej szczegółowe
  • Napęd: termojądrowy
  • Hamowanie na Marsie: na silniku
  • Typ misji: opozycja
  • Pojedynczo czy wszyscy naraz: wszyscy naraz
  • Wykorzystywanie marsjańskich surowców: nie
  • Planowany rok startu: 1985
  • Załoga: 6
  • Ładunek na powierzchni Marsa, w tonach: 5
  • Lot do celu, w dniach: 200
  • Pobyt na Marsie, w dniach: 30
  • Całkowite trwanie misji, w dniach: 460
  • Całkowity ładunek potrzebny na niskiej orbicie ziemskiej, w tonach: 1226
  • Całkowite potrzebne paliwo, w tonach: 873
  • Wypełnienie paliwem: 0,71
  • Masa w przeliczeniu na członka załogi, w tonach: 204
  • Udźwig pojazdu wynoszącego na orbitę, w tonach: 249
  • Liczba lotów wymaganych do wyniesienia całego ładunku na orbitę: 6
  • Wynoszenie za pomocą: Saturn V-25(S)U

Koszt przeprowadzenia (w dolarach): 30 000,000 milionów. Uwagi o kosztach: w dolarach według ich wartości z 1968 roku, dotyczy wydatków na dwie misje. Załoga: 6. Trwałość: 1100. Długość: 177,40 m. Podstawowa średnica: 10,00 m. Największa średnica: 30,00 m. Przestrzeń dla załogi: 200,00 m3. Masa: 1 225 500 kg. Główny silnik: NERVA. Ciąg głównego silnika: 2 601,700 kN. Paliwo głównego silnika: napęd nuklearny lub wodór Paliwo głównego silnika: 873 000 kg. Impuls właściwy silnika głównego: 850 sek. Maksymalna zmiana prędkości: 13 400 m/s.


IMIS 1968 częściowy przekrój perspektywiczny – prawa autorskie © Mark Wade
PPM. Inna nazwa: Podstawowy moduł napędzający (Primary Propulsion Module). Klasa: holownik. Cel: Mars. Państwo: USA. Projektant: Boeing.

Podstawowy moduł napędzający uwzględniał najlepsze dostępne w latach sześćdziesiątych rozwiązania wykorzystujące termojądrowe stopnie rakietowe do misji międzyplanetarnych. Był to typowy stopień rakietowy wyposażony w silnik NERVA ale zmodyfikowany tak, aby możliwe było dokowanie i składanie stopnia na orbicie, przechowywanie (przez okres do trzech lat) i ponowne skraplanie służącego za paliwo ciepłego tlenu oraz przekazywanie paliwa niżej położonym stopniom.

Masa modułu – szczegóły:

  • Płynny wodór (paliwo): 174.600 kg
  • System silnika termojądrowego NERVA: 14.500 kg
  • Zbiornik na paliwo: 22.700 kg
  • Wyposażenie stopnia: 2.700 kg
  • Osłona przed meteorytami: 19.000 kg
  • Połączenie międzystopniowe: 5.200 kg
  • Margines bezpieczeństwa (11%): 6.800 kg

Trwałość: 1100. Długość: 48,20 m. Podstawowa średnica: 10,06 m. Największa średnica: 10,06 m. Masa: 245 600 kg. Główny silnik: NERVA. Główny silnik: 14 500 kg. Ciąg głównego silnika: 866,900 kN. Paliwo głównego silnika: Napęd nuklearny lub wodór Paliwo głównego silnika: 174 600 kg. Impuls właściwy silnika głównego: 850 sek.

MM.Inna nazwa: Główny moduł wyprawy (Mission Module). Klasa: lot załogowy.Typ: orbiter Marsa. Cel: Mars. Państwo: USA. Projektant: Boeing.

Główny moduł wyprawy mógłby być modyfikowany zależnie od wymagań konkretnej wyprawy międzyplanetarnej. Miał mieć długość 23 metrów i składać się z (od dziobu ku rufie):

  • długiego na 8 metrów ciśnieniowego hangaru dla modułu MEM
  • tunelu zapewniającego załodze dostęp do modułu EEM
  • czterokondygnacyjnej ciśnieniowej przestrzeni dla załogi o wymiarach 6,7 metra średnicy i 8 metrów długości
  • tuneli prowadzących do dwóch bocznych punktów dokowania dla pojazdów logistycznych ekspedycji oraz do tylnego przejścia do modułu MEM
  • rozszerzającej się ku tyłowi części, którą łączyła główny moduł wyprawy z częścią międzystopniową modułu MEM (średnica końcowa łącznika: 10,06 metra)

Rockwell Mars 1969 – prawa autorskie: NASA
Na jednym z pięter pomieszczenia dla załogi znajdować się miała przestrzeń do prowadzenia badań. Na drugim schron, na wypadek gdyby statek znalazł się pod wpływem silnego promieniowania słonecznego. Trzecie piętro miało zajmować centrum dowodzenia a na czwartym mieściłyby się kwatery załogi. Całkowita powierzchnia tego czteropiętrowego kompleksu wynosić miała około 130 metrów kwadratowych. Jednak nie cała służyłaby załodze, ponieważ miano tam także przechowywać około 23 tony sprzętu. Po odliczeniu powierzchni, którą miał on zająć, dla załogi pozostawało około 90 metrów kwadratowych – niezbyt dużo jak na sześcioosobową załogę, która miała spędzać tam nawet do trzech lat. Całkowita masa modułu byłaby różna, w zależności od długości wyprawy, ze względu na różny zapas prowiantu i części zamiennych. Masa minimalna, przewidziana dla wyprawy wykonywanej podczas opozycji Marsa i trwającej 460 dni, wynosiłaby 37.600 kilogramów. Maksimum, obliczone dla wyprawy wykonywanej w koniunkcji i trwającej 1040 dni, to 52.300 kilogramów.

Trwałość: 1100. Długość: 23,00 m. Podstawowa średnica: 6,70 m. Największa średnica: 8,30 m. Masa: 37 600 kg.

MEM. Inna nazwa: Moduł załogowy (Mars Excursion Module). Klasa: lot załogowy. Typ: lądownik marsjański. Cel: Mars. Państwo: USA. Projektant: North American.

Moduł załogowy MEM został zaprojektowany dla centrum lotów kosmicznych Marshall przez North American i opracowany między październikiem 66’ a sierpniem 67’. Był to pierwszy projekt lądownika uwzględniający informacje o niewielkiej gęstości marsjańskiej atmosfery uzyskane podczas misji Mariner 4.

Pod kątem aerodynamiki jego budowa wzorowana była na module dowodzenia Apollo, czyli na powszechnie rozumianym wzorcu. Podczas wchodzenia w atmosferę Marsa, przeciążenie wynosiłoby maksymalnie 7G. Osłona termiczna została zaprojektowana tak, aby nadawała się zarówno do wchodzenia w atmosferę Marsa jak i Ziemi, co miało pozwolić na szczegółowe przetestowanie jej na orbicie Ziemi przed jakąkolwiek wyprawą na czerwoną planetę. Lądowanie miało natomiast przebiegać następująco – po zwolnieniu mniej więcej do prędkości dźwięku, kapsuła miała zostać ustabilizowana przez zwykły spadochron, a potem przez specjalny spadochron hamujący. Na wysokości 3 kilometrów na powierzchnią, spadochron hamujący zostałby odrzucony, a włączyłby się silnik napędzany płynnym tlenem lub metanem – dzięki niemu kapsuła miała miękko lądować na powierzchni. Przewidziany zapas paliwa pozwalałby jej na 2 minuty unoszenia się na silniku. Natomiast dzięki sześciu wspornikom lądownik miał sobie poradzić z lądowaniem na pochyłej powierzchni (do 15 stopni).

MEM miałby budowę modułową, a więc zależnie od tego czy załadowano na pokład paliwo służącego do wzniesienia się na orbitę, części wewnętrzne modułu i zapasy do wykorzystania na powierzchni planety, jego masa wahałaby się od 30 do 49,4 tony. W swojej najlżejszej wersji, lądownik mógł służyć tylko dwóm członkom załogi i zapewniać 4 dni pobytu na planecie, a potem przetransportować ich na orbiter położony na niskiej orbicie. Wersja najcięższa nadawałaby się dla czterech członków załogi i zapewniała im 30 dni pobytu, a także mogła rozwinąć prędkość wystarczającą do tego aby dotrzeć do orbitera stacjonującego na znacznie wyższej orbicie eliptycznej. Ponieważ można także było wykorzystać dowolny wariant mieszczący się pomiędzy tymi dwoma ekstremami, MEM nadawałby się do przeprowadzania bardzo różnorodnych misji.

Po zbadaniu powierzchni Marsa i pobraniu odpowiednich próbek, załoga miała wrócić do czekającego na orbicie statku macierzystego za pomocą stopnia powrotnego, który mógłby się oddzielić od reszty modułu. Paliwo potrzebne do wejścia na orbitę zapewniałoby osiem przyczepianych do stopnia zbiorników, z których każdy zostałby odłączony po wykorzystaniu znajdującego się w nim paliwa. Natomiast paliwo z rdzenia stopnia, miało być wykorzystane do dokowania na orbicie.

Zespół North American obliczył, że jeżeli lądowanie na Marsie miałoby się odbyć w 1982 roku, prace nad IMIS należałoby rozpocząć w 1971. Przed podjęciem właściwej wyprawy miały być zorganizowane loty próbne na orbicie Ziemi – trzy dwustopniowe rakiety Saturn V i trzy rakiety Saturn I miały wynieść sześć obiektów testowych na różne trajektorie orbitalne i suborbitalne. Natomiast ostatni test, zaplanowany na rok 1979, polegać miał na tym, że na różnych orbitach miały się znaleźć MEM i CMS Apollo z załogą. CMS miał wykonać skuteczny manewr dokowania prze MEM, załoga miała wejść na pokład MEM i odbyć lot powrotny z lądowaniem na powierzchni Ziemi.

Koszt przeprowadzenia (w dolarach): 4 100,000 milionów. Uwagi o kosztach: wyrażone w dolarach według ich wartości w 1967 roku. Załoga: 4. Trwałość: 30. Długość: 9,00 m. Podstawowa średnica: 9,00 m. Największa średnica: 9,00 m. Przestrzeń dla załogi: 4,00 m3. Masa: 49 400 kg. Paliwo głównego silnika: ciekły tlen lub metan. Zasilanie: ogniwa paliwowe.

EEM. Inna nazwa: moduł do wchodzie w ziemską atmosferę (Earth Entry Module). Klasa: lot załogowy. Typ: moduł statku kosmicznego. Cel: powrót z załogowych misji międzyplanetarnych – wchodzenie w atmosferę Ziemi z wysokość prędkością. Państwo: USA. Agencja zlecająca: NASA Langley. Projektant: Boeing.

Moduł do wchodzenia w atmosferę był wyjątkowym, nowym projektem opracowanym przez centrum NASA im. Langleya i Boeinga. Ten dwustożkowy moduł miał sprowadzać na Ziemię sześcioosobową załogę i tonę próbek. Prędkość wchodzenia w atmosferę mogła wynosić do 18 km/sek.

Wykorzystanie modułu EEM pozwoliłoby na znaczące zmniejszenie masy wyprawy – nie byłoby potrzebne paliwo, które normalnie miałoby być wykorzystane do hamowania na silniku w atmosferze Ziemi. Jednak lądowanie z użyciem EEM było manewrem niebezpiecznym i już opracowany rok później projekt von Brauna wrócił do konwencjonalnego hamowania na silniku, które pozwalało na większy margines błędu. Masa EEM miała być różna, zależnie od ilości użytego materiału ochronnego, który miał się stopić podczas wchodzenia w atmosferę. Przy prędkości wejścia wynoszącej 18,3 km/sek. planowanej dla powrotu z wypraw na Marsa wykonywanych podczas opozycji, moduł mógłby ważyć nawet 7900 kilogramów. Natomiast w wersji najlżejszej, przy prędkości 11,6 km/sek. przewidzianej dla wypraw na orbitę Wenus, moduł ważyłby zaledwie 6300 kg. Po stopieniu od 1100 do 2700 kilogramów materiału ochronnego, EEM zwolniłby do prędkości poddźwiękowej – otwarłyby się spadochrony, a zbiorniki wypornościowe miały pozwolić kapsule na bezpieczne lądowanie na wodzie.

Załoga: 6. Trwałość: 1 dzień. Przechowywanie na orbicie: 1 100 dni. Długość: 5,60 m. Podstawowa średnica: 3,20 m. Największa średnica: 3,20 m. Masa: 7 900 kg.


IMIS 1968 – kalendarium:

  • 15 kwietnia 1966 – NASA potrzebuje projektu załogowej wyprawy marsjańskiej (lądowania lub przelotu), który nie byłby „oparty na sprzęcie Apollo” – Dyrektor centrum lotów kosmicznych im. Geogre’a Marshalla, Robert R. Gilruth, streścił stanowisko ośrodka w Houston przedstawione podczas odbytych 2 dni wcześniej rozmów z zarządcą ds. lotów kosmicznych. Georgem E. Muellerem. Mówił, że NASA potrzebuje projektu załogowej wyprawy kosmicznej, który nie byłby „oparty na sprzęcie Apollo” (i zasugerował, że celem takiego projektu NASA powinien być załogowy przelot badawczy koło Marsa lub lądowanie na planecie). Powtórzył także, że martwi go brak równowagi między celami stawianymi programowi Apollo a dostępnymi środkami i ilość zmian, które wprowadzono zarówno od strony projektowania jak i zastosowanego sprzętu. Stwierdził, że zarówno on osobiście jak i całe centrum im. Marshalla chce brać udział w pracach przy programie Apollo, ale wyraził obawę, że „przyszłość załogowych lotów kosmicznych (...) jest zagrożona, ponieważ nie mamy jasnych celów, a obecne podejście wydaje się nam technicznie nieprawidłowe.”

Bibliografia:

  • Baker Larry L. Manned Interplanetary Spacecraft. W: Northwest Professional Engineer, Summer/Fall 1968. Dostępny na stronie źródłowej.