Obsah
> Aktuality > Články
> Detaily plánu návratu Američanů
na Měsíc (studie ESAS)
Detaily plánu návratu Američanů na Měsíc (studie ESAS)
Na konci roku 2005 byl na serveru SpaceRef.com
zveřejněn plný text studie ESAS, na základě které byl v září 2005 vyhlášen plán
návratu Američanů na Měsíc. Zveřejněný text obsahuje řadu detailů tohoto plánu
včetně zdůvodnění hlavních rozhodnutí. Pro ty, kdo nemají čas nebo možnost celý
anglický text pročítat (800 stran), jsem připravil stručný heslovitý výtah,
doplněný o pár mých poznámek.
Použité
zkratky a pojmy:
ESAS = Exploration Systems Architecture Study (diskutovaná studie)
CEV = Crew Exploration Vehicle (výzkumná kosmická loď pro posádku)
CLV = Crew Launch Vehicle (nosná raketa pro posádku)
CaLV = Cargo Launch Vehicle (nosná raketa pro náklad)
EDS = Earth Departure Stage (stupeň pro odlet od Země)
dokument popisuje a analyzuje devadesátidenní studii ESAS (květen - červenec
2005)
jde o NASA implementaci Vize kosmického výzkumu (vyhlášené G.Bushem v lednu
2004)
důvody studie:
určit základní požadavky na CEV pro zajištění obsluhy ISS (co nejdříve
po ukončení STS)
určit základní požadavky na systémy pro lunární a Marsovské výzkumné
programy
vyvinout koncept referenční výzkumné architektury pro trvalé lunární
výzkumné operace (pilotované i "robotické")
identifikovat klíčové technologie potřebné pro tyto referenční systémy
a jejich další rozvoj
výsledky studie mohou být použity v budoucích projektech a kontraktech,
ale nejsou závazné
1.1 Úvod
v lednu 2004 G.Bush vyhlásil Vision for Space Exploration (VSE) obsahující:
obnovení pilotovaných letů na Měsíc do roku 2020
ukončení letů STS do roku 2010
vývoj a zprovoznění Crew Exploration Vehicle (CEV) do roku 2014
byl založen Exploration Systems Mission Directorate (ESMD)
v březnu 2004 byl zveřejněn Request for Proposals (RFP) pro CEV i když chyběly jasné požadavky na systém
preferovaná architektura v tu dobu předpokládala až 9 startů EELV pro jednu misi na Měsíc
v dubnu 2005 byl administrátorem NASA jmenován M.Griffin a ten rozhodl:
urychlit vývoj CEVu a zprovoznit ho už v roce 2011 (pro lety k ISS)
co nejdříve vybrat jediného kontraktora CEVu
zrušit plánovaný demonstrační let zmenšeného modelu CEVu
soustředit se na existující technologie (nosiče odvozené z STS)
sestavit tým pro studii ESAS
ESAS tým měl cca 20 kmenových členů a stovky spolupracovníků
hlavní zkoumané oblasti: CEV, nosiče, lunární architektura, technologie
byly prozkoumány desítky kombinací různých možností a vybrány ty optimální (pro VSE)
pro hodnocení byly využity referenční mise DRM (Design Reference Missions):
doprava posádky pro ISS (Crew Transport To and From ISS) [6 měsíců pobytu na ISS]
doprava nehermetizovaného nákladu pro ISS (Unpressurized Cargo Transport to ISS)
doprava hermetizovaného nákladu pro ISS (Pressurized Cargo Transport To and From ISS)
doprava nákladu pro lunární základnu (Lunar Outpost Cargo Delivery) [kdekoliv na Měsíci]
doprava posádky (s menším nákladem) pro lunární základnu (Lunar Outpost Crew with Cargo)
(pilotovaný) výzkum Marsu (Mars Exploration) [18 měsíců pobytu na Marsu, půlroční přelety]
1.2. Pravidla a předpoklady
na začátku byla stanovena základní pravidla a předpoklady
bezpečnostní:
viz. standardy NASA
přerušení mise (abort) je možné kdykoliv v průběhu mise
nouzový návrat z povrchu Měsíce nesmí být delší než 5 dní
provozní:
CEV zajistí dopravu lidí a nákladu k ISS nejméně do roku 2016 (předpokládaný konec životnosti ISS)
maximální oddělení dopravy lidí od dopravy těžkého nákladu
dostatečná kapacita dopravy k a z ISS (jako při využití STS)
CEV bude startovat z KSC a bude řízen z KSC až do opuštění rampy (clearing of the launch pad)
zbytek pilotovaného letu bude řízen z JSC (Houston)
návratové operace budou řízeny z KSC
architektura musí být rozšiřitelná z lunárních misí k pilotovaným misím na Mars
studie využívá referenční misi na Mars verze 3.0 (Mars DRM 3.0 z roku 1998)
architektura musí zajistit přistání kdekoliv na Měsíci (lunar global access)
architektura bude podporovat trvalou přítomnost lidí na Měsíci (od roku 2022)
nebudou třeba montážní výstupy do kosmu (In-space EVA)
výstupy do kosmu budou uskutečňovány pouze ve výjimečných případech (nouzových operacích)
EELV nosiče pro posádku by potřebovaly nové vyhrazené startovací rampy
technické:
CEV bude navržen pro až 6 lidí pro mise k ISS
CEV bude navržen pro až 4 lidi pro mise na Měsíc
CEV bude navržen pro až 6 lidí pro mise na Mars
návratové těleso CEVu bude mít pro všechny mise stejný tvar (a rozměry)
architektura bude navržena pro mise na Měsíc a Mars a podle potřeby modifikována pro ISS
k jedné pilotované misi na Měsíc nesmí být třeba více než čtyř startů (ze Země)
byly definovány bezpečnostní rezervy pro různé systémy
cenové:
po roce 2005 už by měl být jen jediný CEV kontraktor
nebude původně plánovaný letový test modelu CEVu v roce 2008
cenové odhady budou mít rezervu 20% pro vývoj a 10% pro provoz
termínové:
cílem pro první pilotovaný let CEVu k ISS je rok 2011
cílem pro první novodobé přistání lidí na Měsíci je rok 2018 (nejpozději 2020)
testovací:
musí být provedeny pozemní kvalifikční a integrační testy všech systémů
pro kvalifikaci CEVu je nutný nejméně jeden úplný bezpilotní letový test
pro kvalifikaci LSAMu je nutný nejméně jeden úplný bezpilotní letový test
pro kvalifikaci nosiče posádky jsou nutné tři bezpilotní letové testy
pro kvalifikaci nosiče nákladu je nutný jeden letový test bez drahého nákladu
pro kvalifikaci EDS jsou nutné nejméně dva úplné letové testy bez lidí
před prvním pokusem o přistání na Měsíci je nutný jeden pilotovaný test v kosmu (bez přistání na Měsíci)
další vlivy:
předpokládá se licence a výroba všech součástí v USA
1.3 Lunární architektura
posuzované body setkání
na oběžné dráze Země - EOR (Earth Orbit Rendezvous) [na různých typech oběžných drah]
v libračním bodě L1 Země/Měsíc - LPR (Libration Point Rendezvous)
na oběžné dráze Měsíce - LOR (Lunar Orbit Rendezvous)
na povrchu Měsíce - LSR (Lunar Surface Rendezvous)
postupně vyřazované varianty:
LPR
potřebuje vyšší delta-V a počáteční hmotnost na LEO při stejné dostupnosti všech míst na povrchu Měsíce i stejné možnosti okamžitého návratu (kdykoliv) [oproti ostatním bodům setkání]
Direct-Direct (bez setkání)
potřebuje nosič pro více než 200 tun na LEO (který by prý byl moc drahý a nemotorný)
EOR-Direct (setkání u Země ale přímý návrat z povrchu Měsíce - viz. původní plány Von Brauna)
CEV by musel přistát na Měsíci
SM CEVu by musel zajistit start z Měsíce i TEI, tedy delta-V přes 2400 m/s
CEV by nemusel obsahovat dokovací mechanismus (a celkově by se dost lišil od CEVu pro ISS)
důvody vyřazení: složitost CEVu, nepoužitelnost u ISS, příliš velký SM, malé rezervy, citlivost na suchou hmotnost
(další varianty byly posuzovány detailně a mírné optimum bylo zvoleno celkovým hodnocením)
Direct-LOR (viz. Apollo s jedním startem, ale hlavně nový koncept EIRA se dvěma starty ze Země)
EIRA = ESAS Initial Reference Architecture
dva starty ze Země se spojením u Měsíce (2-launch LOR split mission)
1.start: LSAM a jeho EDS, EDS zajistí odlet od Země (TLI) i navedení na LLO (LOI), LSAM čeká na LLO
2.start: CEV a jeho EDS, EDS zajistí odlet od Země (TLI) i navedení na LLO (LOI)
CEV se na LLO spojí s LSAM, celá posádka přestoupí a v LSAM přistane na Měsíci, CEV čeká na LLO
LSAM odstartuje s posádkou z Měsíce na LLO kde se spojí s CEV, posádka přestoupí do CEV
LSAM je odhozen na povrch Měsíce, SM CEVu zajistí odlet k Zemi (TEI), CEV přistane na Zemi
EOR-LOR "2"
dva "těžké" starty (100 tun na LEO), spojení na LEO (při odletu) i na LLO (při návratu)
1.start: velký EDS, čeká na LEO
2.start: CEV a LSAM, spojení s EDS na LEO, EDS zajistí odlet od Země (TLI) a je odhozen
navedení na LLO pro zbytek sestavy zajistí SM CEVu
na LLO se celá posádka přesune do LSAM a v něm přistane na Měsíci, CEV čeká na LLO
LSAM odstartuje s posádkou z Měsíce na LLO kde se spojí s CEV, posádka přestoupí do CEV
LSAM je odhozen na povrch Měsíce, SM CEvu zajistí odlet k Zemi (TEI), CEV přistane na Zemi
EOR-LOR "1.5"
jeden start 125 t na LEO a jeden 25 t na LEO, spojení na LEO (při odletu) i na LLO (při návratu)
1.start (125 t): LSAM a velký EDS, celek čeká na LEO
2.start (25 t): CEV (a jeho SM), spojení s EDS/LSAM na LEO, EDS zajistí odlet od Země (TLI) a je odhozen
navedení na LLO pro zbytek sestavy zajistí LSAM
na LLO se celá posádka přesune do LSAM a v něm přistane na Měsíci, CEV čeká na LLO
LSAM odstartuje s posádkou z Měsíce na LLO kde se spojí s CEV, posádka přestoupí do CEV
LSAM je odhozen na povrch Měsíce, SM CEvu zajistí odlet k Zemi (TEI), CEV přistane na Zemi
jako optimum byla zvolena varianta EOR-LOR "1.5" protože:
má nejnižší pravděpodobnost ztráty posádky (PLOC=1,6%) nebo mise (PLOM=5,9%)
má relativně nízkou cenu "životního cyklu" LCC (Life Cycle Cost)
má možnost robustního technického provedení (CLV odvozený z SRB, LOX/LH2 přistání, tlakované LOX/metanové pohony)
LSAM referenční design (pro EOR-LOR "1.5")
dvojstupňový s jednou kabinou (jako v programu Apollo)
celková hmotnost LSAMu při startu je až 45000 kg, z toho je cca 25000 kg paliva v přistávacím stupni a cca 4700 kg paliva ve vzletovém stupni
vzletový stupeň:
spolu s přistávacím stupněm podporuje 4 lidi po dobu 7 dní na povrchu Měsíce
zajišťuje dopravu posádky na LLO (nízká oběžná dráha kolem Měsíce ve výši 100 km)
zajišťuje i setkání a spojení s CEV a rezervu pro sebenavedení k dopadu na Měsíc (po oddělení od CEVu)
hlavní pohon je tlakovaný LOX/metan systém, 44.5 kN, delta-V až 1866 m/s
manévrovací systém RCS má celkové delta-V 22 m/s
přetlaková kabina je horizontání válec o průměru 3 m a délce 5 m (31.8 m3)
nominální tlak v kabině je 65.5 kPa s 30% obsahem kyslíku
předpokládá se že všichni kosmonauti budou denně vystupovat na povrch současně
při misích delších než 4 dny může být zařazen jeden den volna (bez výstupu na povrch)
kabina obsahuje interní přechodovou komoru
vlastní napájení vystačí na max. 3 hodiny od startu z Měsíce do spojení s CEV
celková hmotnost vzletového stupně je až 10800 kg, z toho je cca 4700 kg palivo (LOX/metan)
přistávací stupeň:
slouží pro navedení CEV/LSAM na LLO, pro přistání na Měsíci, a pro napájení a LSS až 7 dní na povrchu Měsíce
hlavní pohon je turbočerpadlový LOX/LH2 systém, 4 x 66.7 kN (motor odvozen z rodiny RL-10)
pro řízení je použit RCS systém vzletového stupně
nádrže (5 x LH2 + 2 x LOX) vystačí pro delta-V až 1100 m/s při LOI a 1900 m/s při přistání na Měsíc
stupeň obsahuje i prostor pro uložení nákladu (až cca 2300 kg)
stupeň má 4 přistávací nohy a obsahuje žebřík pro sestup posádky na povrch
slouží i jako startovací plošina pro vzletový stupeň
napájení zajišťují palivové články (LOX/LH2)
stupeň obsahuje i nádrže na dusík a vodu pro posádku (pro snížení hmotnosti vzletového stupně)
na přistávacím stupni jsou i radiátory kapalinového termoregulačního systému
celková hmotnost přistávacího stupně je až 35000 kg, z toho je cca 25000 kg palivo (LOX/LH2)
shrnutí doporučení týmu ESAS pro lunární architekturu:
EOR-LOR jako preferovaný mód (setkání nákladu a posádky u Země při odletu, a setkání CEVu a LSAM u Měsíce při návratu)
důvodem je kombinace vysokého výkonu, nízké ceny, vysoké bezpečnosti posádky a celkově vysoké spolehlivosti
preferovaná sekvence je jeden start CaLV (s EDS/LSAM) následovaný startem CLV (s CEV) a spojením na LEO (tzv. "EOR-LOR 1.5")
po kontrole sestavy na LEO zajistí EDS odlet k Měsíci (TLI) a pak je EDS odhozen
CEV/LSAM se zachytí na nízké dráze u Měsíce (LLO) pomocí přistávacího stupně LSAMu
celá čtyřčlenná posádka pak přejde do LSAMu a přistane s ním na povrchu Měsíce (nepilotovaný CEV zůstane na LLO)
lander obsahuje přechodovou komoru a podporuje až sedmidenní misi na povrchu
po ukončení mise na povrchu zajistí startovací stupeň LSAMu dopravu posádky na LLO a spojení s CEV
posádka přejde zpět do CEV a zbytek LSAMu je odhozen a naveden k dopadu na Měsíc
odlet k Zemi se uskuteční pomocí servisního modulu (SM) CEVu
návratová kabina CEVu (po odhození SM) přímo vstoupí do atmosféry a přistane na padácích na západě USA (na souši)
doporučené aktivity na povrchu Měsíce obsahují vyvážený poměr lunární vědy, využití lunárních přírodních zdrojů a testování technologií a postupů pro případný pilotovaný výzkum Marsu
budování případné lunární základny je možné "přírůstkovou metodou"
spolu s posádkou lander může na Měsíc dopravit 500 kg základního nákladu a až 2200 kg dodatečného nákladu
z takovýchto dílů by šlo postupně stavět základnu, je to ale dost náročné
alternativou je možnost vyvinout čistě nákladní lander s kapacitou až 22 tun nákladu na povrch Měsíce
studie doporučila i prioritní místa přistání pro samostané (průzkumné) mise
z těchto míst bylo pro trvalou základnu jako referenční vybráno místo u jižního pólu
pro napájení základny byl vybrán fotovoltaický systém (tedy bez jaderného zdroje)
jako EDS pro TLI byl doporučen horní stupeň CaLV
pro zachycení u Měsíce (LOI) je třeba nominálně 900 m/s delta-V a pro změny sklonu dráhy bylo doporučeno delta-V 200 m/s (to zajistí okamžitou dostupnost 84% povrchu a 100% povrchu do 3 dnů [čekání] na LLO)
pro LOI a přistání byl doporučen kyslíkovodíkový pohonný systém (LOX/LH2)
pro zajištění možnosti kdykoliv přerušit misi a do 5 dnů se vrátit na Zemi musí mít SM CEVu delta-V nejméně 1450 m/s (to zajistí změnu roviny dráhy až o 90°)
pro start z Měsíce a pro SM CEVu byl doporučen kyslíkometanový pohonný systém (LOX/metan) [asi i kvůli výhledové možnosti vyrobit metan na Marsu z místních zdrojů]
zvolená architektura umožňuje využití jejich prvků i pro ISS (LEO) a výhledově i pro lety k Marsu
zvolená architektura má také dobré možnosti dalšího růstu a vylepšování (evoluce)
1.4 CEV
je třeba vyvinout a postavit kosmickou loď na dopravu a pobyt posádky pro
LEO a pro mise k Měsíci a Marsu
referenční design CEVu obsahuje přetlakovou kabinu CM pro až 6 lidí, záchranný
systém LAS a servisní modul SM
první pilotovaný start CEVu k ISS je předpokládán v roce 2011
základní návrh počítá se čtyřmi členy posádky pro lunární mise
při kratším letu k ISS nebo k MTV (Mars Transfer Vehicle) může CEV mít
až šestičlennou posádku
základní
varianty CEVu:
Block 1A (posádka k ISS)
až 6 osob, CM 9342 kg, SM 13558 kg, celkem 22900 kg, LAS, náklad
400 kg, dV 1544 m/s
Block 1B (hermetizovaný náklad k ISS)
0 osob, CM 11381 kg, SM 11519 kg, celkem 22900 kg, náklad 3500
kg, dV 1096 m/s
CDV ISS (nehermetizovaný náklad k ISS)
0 osob, CM 12200 kg (speciální), SM 6912 kg, celkem 19112 kg, náklad
6000 kg, dV 330 m/s
Block 2 (posádka k Měsíci)
až 4 osoby, CM 9506 kg, SM 13647 kg, celkem 23153 kg, LAS, dV 1724
m/s
Block 3 (posádka k Marsu)
až 6 osob, LAS
ve studii jsou přesné popisy všech variant CEVu
byly prozkoumány různé tvary kabiny ale nakonec se studie vrátila ke "zvětšenému
CM Apolla"
shrnutí
doporučení pro CEV:
oddělený CM, SM a LAS pro dosažení dobré variability a nízké ceny
přebytečná zásoba delta-V pro mise k ISS může být využita např. ke
zvýšení dráhy ISS
(podle mých odhadů by CEV/SM měl zvládnout zvýšit dráhu 300 tunové
ISS o 50 km i více)
tvar CM s tupou špičkou odvozený z Apolla byl zvolen kvůli láci, rychlosti
a jistotě návrhu
průměr 5.5 m CM dovoluje umístit šestičlennou posádku vedle sebe (nemusí
být nad sebou)
velikost CEV je maximální vzhledem k možnostem uvažovaného nosiče CLV
je doporučen stykovací systém LIDS, který není přímo slučitelný s ISS
a vyžaduje adaptér
LOX/metanový pohonný systém byl zvolen kvůli dobrému Isp a slučitelnosti
se vzletovým stupněm LSAM
LOX/metanový pohonný systém bude třeba teprve vyvinout a otestovat
v kosmu
na CM se nepočítá s žádnou dodatečnou antiradiační ochranou (jen hliník,
izolace a kompozity konstrukce)
fotovoltaické panely kombinované s akumulátory byly zvoleny kvůli možnosti
dlouhodobých misí
je doporučeno přistávání na souši (snazší záchrana a znovupoužitelnost)
ale CEV musí zvládnout i přistání do vody
při návratu od Měsíce je doporučen vstup do atmosféry s řízeným skokem
(korigovaným v apogeu skoku)
startovací záchranný systém LAS vyvine zrychlení 10-g a je odhozen
brzy po zapálení druhého stupně CLV
CM by měl být vícenásobně použitelný
1.5 Nosné rakety a stupně pro odlet od Země (EDS)
CLV
CLV by měl být k dispozici nejpozději v roce 2011
modifikace EELV rakety by musely být příliš rozsáhlé, proto byl zvolen nosič odvozený z STS
první stupeň čtyřsegmentový SRB, nad ním druhý stupeň na LOX/LH2 s motorem RS-25 (upravený SSME)
nosnost cca 25 tun na LEO dráhu se sklonem 28.5° a cca 23 tun na dráhu se sklonem 51.6° (ISS)
CaLV
z hodnocení nejlépe vyšel opět nosič odvozený z STS (ale v in-line konfiguraci nákladu)
dva pětisegmenové boostery odvozené z SRB a centrální LOX/LH2 stupeň s 5 x RS-25
nosnost až cca 125 tun na LEO 28.5° nebo 54.6 tun k TLI (asi bez EDS?)
EDS
LOX/LH2 stupeň s 2 x J-2S+ motory [odvozené z rakety Saturn] (celková počáteční hmotnost cca 227 tun)
zapaluje se suborbitálně a hoří 218 s pro navedení zbytku+LSAM na LEO (28.5°, 300 km)
pro TLI hoří 154 s (zrychlení tedy musí být až 2 g a možná i více)
nosnost pro TLI až 65 t (na přechodovou dráhu k Měsíci)
1.6 Stanovení potřebných technologií
hlavní
oblasti potřebných výzkumných projektů
struktury a materiály,
ochrana,
pohon,
napájení,
termoregulace,
avionika a software,
řízení prostředí a zabezpečení životních podmínek (LSS),
podpora posádky a ubytování,
mechanizmy,
využítí místních přírodních zdrojů (ISRU),
analýza a integrace,
operace.
grafy potřebného financování (viz. studie)
1.7 Plánovaný postup
2010
- ukončení provozu STS
2005-2011 - vývoj CEV a CLV
2008-2014 - "robotické" mise k Měsíci (sondy)
2010-2018 - vývoj LSAM, CaLV a EDS
2018 - první novodobé přistání lidí na Měsíci
2012-2021 - vývoj systémů pro umístění na povrch Měsíce
2018 a dál - budování základny na Měsíci (v roce 2022 připravena k trvalému
pobytu posádky [půlroční směny])
2021 a dál - vývoj systémů pro mise na Mars
1.8 Výhody (navržené architektury)
seznam výhod proti Apollu:
dvojnásobný počet osob na povrchu Měsíce;
čtyřnásobný počet člověkohodin pobytu na povrchu Měsíce (pro krátkodobé mise);
CM CEV má trojnásobný objem oproti CM Apolla
možnost přistání kdekoliv na povrchu Měsíce a možnost okamžitého návratu na Zemi (kdykoliv);
možnost trvalého pobytu lidí na lunární základně;
demonstrace systémů a technologií pro pilotované mise na Mars;
využívání lunárních přírodních zdrojů;
výrazně vyšší bezpečnost a spolehlivost misí.
další výhody a vlastnosti:
využití nosičů odvozených z STS bylo vyhodnoceno jako výhodnější (levnější, bezpečnější, spolehlivější) než odvozeniny z EELV;
odvození z STS umožňuje snadnější přechod lidí i vybavení k novým misím;
těžký nosič CaLV je použitelný i pro pilotované mise na Mars;
koncepce CLV s CEV umístěným na špičce nosiče a využití LAS zvyšuje bezpečnost startu prosti STS;
použití tvaru kabiny odvozeného z Apolla bylo shledáno nejvýhodnějším pro CEV;
využití modulárního CEV CM a SM pro různé typy misí je cenově výhodné;
volba přistání na souši a vícenásobná použitelnost CM CEVu dále zvyšuje výhodnost systému;
použití LOX/metanového pohonu na CEV SM a vzletovém stupni LSAM umožňuje využití místních zdrojů na Měsíci a Marsu;
volba "EOR–LOR 1.5" přístupu pro lunární mise je nebezpečnější a nejlevnější variantou pro návrat lidí na Měsíc.
Moje doplňkové poznámky (A.H.)
ve studii nejsou využita žádná jaderná zařízení (pohony, zdroje)
v hodnocení nebyly vůbec uvažovány pohony s nízkým tahem a vysokým Isp (VASIMR,
iontové apod.) [teoreticky by mohly být použitelné při dopravě nákladů k Měsíci]
nevím proč nebyla podrobněji zhodnocena varianta Direct-LOR s jedním startem
(jako Apollo)
v roce 2006 byly plánované nosiče pojmenovány Ares
1 (CLV) a Ares 5 (CaLV)
v roce 2006 byla transportní loď CEV pojmenována Orion
Použité
zkratky a pojmy:
základní
varianty CEVu:
shrnutí
doporučení pro CEV:
hlavní
oblasti potřebných výzkumných projektů
2010
- ukončení provozu STS