Przejdź do treści

Jak wylądować ciężkim statkiem kosmicznym na Marsie?

img

Do tej pory najcięższym urządzeniem jakie postawiliśmy na powierzchni Marsa był łazik Curiosity o masie 1 tony. Dla przyszłych ambitnych misji robotycznych, a w końcu lotu załogowego potrzeba będzie systemów umożliwiających miękkie przyziemienie dla co najmniej 5 ton, a w niektórych koncepcjach nawet 20 t! Naukowcy w pracy opublikowanej na łamach Journal of Spacecraft and Rockets badają i porównują rozmaite strategie takich ciężkich lotów.

Atmosfera Marsa nie jest idealna dla planowania lądowań misji planetarnych. Jest na tyle gęsta, by sprawić sporo problemów termicznych podczas wchodzenia w nią, ale dla większych ładunków za rzadka, by do lądowania wystarczyły spadochrony. Łazik Curiosity jak również jego następca Mars 2020 stosuje system, w którym najpierw zwalnia z prędkości 30 Machów w kapsule, potem rozwija spadochron, a w ostatniej fazie wykonuje hamowanie rakietowe. Lądowanie systemu MSL (czyli operacja znana pod skrótem EDL - z ang.: Entry, Descent and Landing) reprezentuje stan współczesnej techniki w tym zakresie. 

Niestety, jak przyznaje Zach Putnam, jeden z autorów pracy, którą tutaj omawiamy, spadochrony nie skalują się dobrze dla większych ładunków. W zasadzie nie istnieją spadochrony, które zadziałałyby dla statków kosmicznych o współczynniku balistycznym powyżej 150 kg/m2 (statek z łazikiem Curiosity miał ten współczynnik na poziomie 140 kg/m2). Prędkości otwarcia takich hipersonicznych spadochronów nie mogą praktycznie przekroczyć 2 Mach (marsjański Mach to około 240 m/s). Dlatego być może przy większych misjach trzeba zrezygnować z nich całkowicie i użyć hipersonicznych silników hamujących. Wtedy pojawia się inny problem. Dłuższy czas zwalniania wymaga większej ilości paliwa, większa ilość paliwa to większa masa całego statku, szybko możemy przekroczyć możliwości nośne obecnych rakiet, by w ogóle dostarczyć takie systemy do Marsa. Niestety obecnie technologie rakietowych systemów hamowania hipersonicznego nie są dobrze rozwinięte i na pewno najbliższe misje nie zrezygnują z testowanych i doskonalonych od dziesięcioleci spadochronów.

img
Animacja systemu lądowania łazika MSL z rozłożonym spadochronem hipersonicznym. Źródło: NASA/JPL-Caltech.

Zanim jednak użyjemy spadochronów albo hipersonicznych silników hamujących musimy wykonać kontrolowany lot hipersoniczny. Podczas spadania w atmosferze Marsa, statek generuje siłę nośną, którą można użyć do sterowania. W takim kontrolowanym locie można wytracić sporą część prędkości. Przedłużony lot hipersoniczny zmniejsza oczywiście dokładność z jaką moglibyśmy wylądować. Trzeba wtedy znaleźć złoty środek między możliwym paliwem do zabrania do kontrolowanego opadu rakietowego w ostatniej fazie, a szybowaniem w marsjańskiej atmosferze.

Kontrolowany lot hipersoniczny to niełatwe zadanie. Naukowcy chcieli sprawdzić w jaki sposób tą techniką można zmaksymalizować możliwą do wylądowania masę ładunku. Jakie ścieżki podejścia obrać i jaką kontrolę noszenia, aby wylądować jak najmasywniejszym statkiem.

Badanie pokazuje jak najlepiej użyć wektora siły nośnej przy użyciu różnych strategii kontroli lotu w różnych reżimach dostarczenia ładunku na powierzchnię Marsa, z różnymi charakterystykami statków kosmicznych.

Jakie są wnioski z badań? W skrócie najmniej paliwożerną strategią jest zanurkowanie w atmosferze (wysoki kąt natarcia), potem w odpowiednim momencie (zależnym od prędkości) przejście do lotu bardziej poziomego, by hamowanie w gęstych warstwach atmosfery trwało dłużej, a na końcu opadanie rakietowe z większymi możliwościami kontroli miejsca lądowania. Więcej szczegółów poniżej.

Jak miękko wylądować przyszłym misjom marsjańskim?

Naukowcy wybrali do swoich analiz statki kosmiczne o następującej charakterystyce: współczynnik balistyczny 150-600 kg/m2, współczynnik siły nośnej do oporu 0,1-0,3, prędkości wejścia w fazę EDL 5 km/s - 7,5 km/s i prędkość końcowa potrzebna dla ostatniej fazy kontrolowanego opadu rakietowego lub spadochronowego 360-960 m/s.

Celem analizy było zmaksymalizowanie możliwej do posadzenia na Marsie masy lub zminimalizowanie potrzebnego do operacji paliwa. Naukowcy zignorowali wymogi dokładności miejsca lądowania. Jak zresztą sami podkreślają praktyka przy projektowaniu strategii EDL na początku skupia się właśnie na ustaleniu maksymalnej możliwej masy, dopiero w dalszych pracach dodaje się specyficzne dla danej misji wymagania, takie jak dokładność miejsca lądowania. Pominięto także ograniczenia na osłony termiczne - nie brano pod uwagę maksymalnej temperatury osiąganej podczas wejścia w atmosferę Marsa ani łącznej ilości przyjętego ciepła.

Kontrolę lotu symulowano na zasadzie odchylenia statku w osi kierunku prędkości (bank angle). Zerowe odchylenie statku daje największą siłę nośną. Odchylenie o 180 stopni kieruje wektor siły nośnej pionowo w dół.

Optymalny lot dla końcowej fazy spadochronowej

Wyniki symulacji podzielono na dwie sekcje. Pierwsza miała na celu zmaksymalizować wysokość, na której zostanie osiągnięta odpowiednia prędkość do końcowej fazy lądowania z użyciem spadochronów. Tu przyjęto potrzebę obniżenia prędkości w locie hipersonicznym do Mach 2 (480 m/s). Maksymalizacja wysokości zakończenia lotu balistycznego ma sens przy użyciu spadochronów - chcemy bowiem by spadochrony jak najdłużej działały, a więc opad na nich był jak najdłuższy. Duża wysokość pozwala też dotrzeć do miejsc położonych wyżej na planecie.

img
Obecnie stosowana przez duże łaziki NASA strategia lądowania na Marsie. Korzystał z niej pojazd Curiosity i będzie korzystać łazik Mars 2020. Źródło: NASA/JPL-Caltech.

Optymalny kod natarcia ze względu na największą osiągniętą wysokość wyhamowania do prędkości 2 Mach osiągnięto dla początkowych kątów natarcia między -17 a -13 stopni. Dla początkowych kątów poniżej -15,5 optymalną strategią była dwukrotna zmiana profilu lotu. Najpierw lot z siłą nośną skierowaną w dół, następnie maksymalizacja siły nośnej do góry, a na koniec znów zanurkowanie, kierując wektor siły nośnej w dół. Dla wartości powyżej -15,5 stopnia symulacja wykazała, że najlepiej będzie najpierw lecieć z siłą nośną skierowaną w dół (nurkowanie), a następnie w odpowiednim momencie obrócić się, tworząc maksymalną możliwą siłę nośną skierowaną w górę (lot prawie poziomy).

Optymalny lot dla rakietowego hamowania hipersonicznego

W drugiej sekcji naukowcy za cel symulacji obrali zminimalizowanie potrzebnego paliwa do użycia w przypadku lądowania z hipersonicznym hamowaniem rakietowym. Tutaj już nie powinno zależeć nam na zmaksymalizowaniu wysokości na jakiej osiągniemy docelową prędkość. Duża wysokość, oznacza bowiem dłuższe działanie przyspieszenia grawitacyjnego planety, a w konsekwencji dużo paliwa zużytego do hamowania w ostatniej fazie lądowania.

Żeby więc zminimalizować ilość paliwa statek kosmiczny musi lecieć hipersonicznie tak długo aż znajdzie się na takiej wysokości i z taką prędkością, że jak najmniej paliwa będzie potrzebne do wykonania ostatniej fazy lądowania, tzw. hamowania rakietowego w technice gravity turn (spowalnianie do zerowej prędkości w miarę zniżania, tak, że wektor ciągu silników jest skierowany przeciwnie do wektora aktualnej prędkości).

img
Rakieta Falcon 9 wykonująca lądowanie w ramach misji CRS-11. Jest to przykład systemu, który już wykonuje technikę hamowania z prędkości hipersonicznych za pomocą silników rakietowych. Źródło: SpaceX.

Dla każdej prędkości rozpoczęcia hamowania, kąta natarcia i wysokości na Marsie na której chcemy wylądować istnieje jedna taka wysokość, w której powinniśmy rozpocząć rakietowe hamowanie hipersoniczne, aby wylądować z najmniejszą ilością zużytego paliwa. Oczywiście wartość ta zależy od charakterystyki samego statku kosmicznego i właściwości hamujących silników rakietowych. W tej pracy przyjęto początkową wartość stosunku ciągu do ciężaru (TWR) na poziomie 4 oraz impulsu właściwego silników rakietowych (miara wydajności silników) o wartości 300 s.

Co nie jest chyba zaskakujące, dużo większy wpływ na ilość zużytego paliwa ma współczynnik balistyczny statku i stosunek siły nośnej do oporów niż początkowe wartości prędkości i kąta natarcia. Wyższe prędkości wejścia oraz stromsze ścieżki natarcia również przyczyniają się do oszczędności paliwa.

Okazało się, że przy charakterystykach statku badanych w symulacji można osiągnąć zużycie paliwa na poziomie 0,16 całkowitej masy pojazdu. Optymalną strategią jest krótki nurkujący lot (wektor noszenia skierowany w dół), po którym statek obraca się o 180 stopni i spłaszcza lot hipersoniczny. W obliczonym dopuszczalnym zakresie stanów pojazdu po locie hipersonicznym w zależności od docelowej prędkości końcowej wysokość na której zakończy się lot hipersoniczny waha się w granicach 2-10 km.

Źródło: UNIVERSITY OF ILLINOIS COLLEGE OF ENGINEERING/JPL

Więcej informacji:

Na zdjęciu tytułowym: Artystyczna ilustracja lotu kapsuły z użyciem silników rakietowych do kontroli położenia. Źródło: NASA.