Это однажды сгоряча обещал сам Илон Маск для Falcon 9, но решил не заниматься ерундой…

В 2015 году компании SpaceX удалось впервые в истории космонавтики посадить (не разбив) первую ступень ракеты Falcon 9, которая при этом ещё и выполнила основную задачу – вывела спутник на заданную орбиту. Важный этап развития космической техники стал прекрасной реальностью, а затем просто рутиной, частью налаженной доставки космических аппаратов (КА) в ближний космос, на околоземные орбиты.

Лишнее обещание SpaceX – как и зачем спасать вторую ступень?

Публика уже подзабыла, но ведь компания SpaceX в лице лично Илона Маска зачем-то ещё в сентябре 2011 года поведала об амбициозных планах мягко сажать на Землю и вторую ступень Falcon 9. Да, эта компания собиралась и вторую ступень со временем научиться спасать… Вот ссылка.

В SpaceX даже ролик сняли на эту тему (деньги потратили) - там вторая ступень с ножками оптимистично входила в атмосферу тепловым щитом вперед, двигателем назад, а затем тормозилась у самой поверхности этим двигателем. Не простым двигателем, а оптимизированным для вакуума на высотах около 100 км реактивным двигателем Merlin 1D Vacuum с огромным соплом…

Я сразу понял, что это пустые слова и забавные картинки. Понятно, что никому это «достижение» не нужно из-за чисто материальных причин, физических законов. Фанатам Илона Маска этого не объяснишь (имел опыт дискуссий с ними, в том числе и на этой площадке), они верят любым мечтам от своего кумира – словно его слово это закон, который выше законов природы.

Говорил ли Илон Маск про посадку второй ступени искренне или просто троллил своих фанатов? Как он обожает делать уже несколько лет подряд, озвучивая совершенно нереальные сроки полёта Starship на орбиту. Рискну предположить, что с посадкой второй ступени скорее всего был именно второй вариант. Мы имеем дело с тонким троллингом, ну или, политкорректно говоря, социальным экспериментом в сфере доверчивости определённой группы людей. И дело тут не только в том, что Илон Маск вполне технически подкован, чтобы слёту или после пары дней раздумий и расчетов осознать, что затея с посадкой второй ступени Falcon 9 это мертворожденный цирковой трюк не приносящий никакой прибыли.

Куда более важно, что само распределение двигателей Merlin по ступеням Falcon 9 и соотношение массы ступеней и топлива в них говорит о четком и глубоко продуманном чисто экономическом решении Илона Маска и его коллег: спасать большую (увеличенную) первую ступень с 9 двигателями, жертвуя легкой и небольшой второй ступенью с 1 двигателем, стоимостью около 10 миллионов долларов. Выигрыш от спасения первой ступени перекрывает скорбь от потери второй ступени, примерно как 5 к 1. Вполне достаточно для коммерческого успеха. Ну, а наивных желающих спасти всё до конца, можно и слегка потроллить … лет семь подряд.

Только в ноябре 2018 года Илон Маск открыто отказался от идеи повторного использования второй ступени Falcon 9 прямо в Твиттере, отвечая на вопрос пользователя, о чём написали статью. Есть и хорошая статья-разбор по этому решению в ряду статей о других отброшенных проектах SpaceX: https://www.elonx.net/tag/canceled-projects/

Ещё до этого официального решения (ещё в июне 2017 года) критический обзор этой затеи под соответствующим названием «Can SpaceX reuse a second stage?» - «Может ли Space вторично использовать вторую ступень?» сделал видео-блоггер Everyday Astronaut («Каждодневный космонавт») в этом видео: https://youtu.be/4rC2Z5El-8E

Он чётко показал, с использованием наглядных моделей из компьютерной игры Kerbal Space Program, что затея эта со второй ступенью весьма непростая, затратная и только чудом может быть доведена до успеха … в рамках игры. Но при условии создания в 3 раза более мощной ракеты (типа Falcon Heavy) + увеличения массы второй ступени почти в 1.5 раза + уменьшения полезный нагрузки (ПН) в два раза! И это только в компьютерной модели, не беря в расчёт многочисленные и неприятные сюрпризы из нашей суровой реальности...

В ту ли сторону собирались спасать вторую ступень?

Мне в голову пришло, что нелепо спасать посадкой на Землю то, что уже почти выведено на орбиту Земли – надо использовать вторую ступень (и оставшийся запас топлива в ней) именно в космосе! Надо спасать вторую ступень "вверх", на стабильную орбиту и там оставить, а не маниакально стремится спустить её вниз на Землю в целости и сохранности!

Тем более, что даже незапланированное пребывание вторых ступеней на орбите Земли иногда просто поражает воображение.

Каждый год в начале мая жди подарка от Китая...

Так 5 мая 2020 года вторая ступень китайской ракеты «Чанчжэн-5B» CZ-5B (номинально это ступень якобы первая, ибо CZ-5B имеет «полуторную схему» - в качестве первой ступени используются 4 боковых ускорителя, а первая ступень экономит топливо и включается на полную мощь только после их отстрела) успешно вытолкнула на орбиту Земли автоматический прототип китайского космического корабля (для будущих полетов к Луне). И эта "полуторная" ступень осталась на орбите на долгую неделю, пугая общественность.

Даже не попытавшись резко нырнуть в атмосферу, как это делают другие вторые/третьи ступени (например у Falcon 9) с остатком топлива и с продуманной утилизацией над «кладбищем космических кораблей» (пустая и безлюдная южная часть Тихого океана).

Только 12 мая 2020 года эта огромная махина второй (номинально первой) китайской ступени упала в Атлантику около западноафриканской страны Кот-д'Ивуар (Берег слоновой кости). Причём одна труба длиной 12 метров упала в деревне Маоуну (Mahounou), по счастью никого ночью не задев. Фотографии обломков из facebook.

Особую пикантность истории добавила нервозность американцев, чья космическая оборона непрерывно отслеживала эту пустую ступень диаметром 5 метров и длиной в 31 метр с немалым сухим весом в 21.6 тонны. И проплывала эта ступень прямо над совсем не последними американскими городами (Лос-Анджелес и Нью-Йорк), задав американским военным весьма практическую задачку на тему: как точно рассчитать время и место схода с орбиты этой неуправляемой бандуры?

Как мы можем видеть сейчас, эта история повторяется и в мае 2021 с такой же пустой ступенью китайской ракеты CZ-5B, успешно запустившей 29 апреля на орбиту Земли главный модуль Тяньхэ (кит. ??, «Гармония неба и земли») для новой орбитальной космической станции Китая.

Не касаясь аспектов безопасности и ответственности стран за свои «упражнения» в космосе над головами обывателей, давайте зададимся простым вопросом: а можно ли вообще как-то оставить такие ступени в космосе? Можно ли отогнать их на более стабильные орбиты, чтобы потом их там использовать или заправить и послать дальше? Ведь вторые ступени (и популярные ранее третьи ступени) специально разработаны для работы не у Земли в атмосфере (как первые ступени), а для работы в космосе, в относительном вакууме. Зачем же пытаться насильно посадить в атмосфере то, что для атмосферы изначально не предназначено, что рождено «летать в пустоте, а не ползать на дне атмосферы»?

Может спасение и повторное применение вторых ступеней лежит в противоположном направлении: в космосе, на низкой опорной орбиты (НОО) или выше?

Идея о спасении второй ступени на орбите

Моему удивлению не было предела, когда я обнаружил, что эта идея уже оценена в космонавтике и озвучена даже в том же самом ролике видеоблоггера Everyday Astronaut, на 15 минуте: https://youtu.be/4rC2Z5El-8E?t=921 – там говорится о планах ULA относительно второй ступени будущей тяжелой ракеты Vulcan Centaur.

Американский космический консорциум ULA с 2015 года собрался использовать вторую ступень своей ракеты тяжелого класса (ПН на НОО до 27.2 тонны) Vulcan Centaur (первый запуск ожидается в конце 2021 года) для … накопления неизрасходованного при выводе на орбите топлива и его дальнейшего использования для полетов вне НОО. Грубо говоря, предлагается накапливать в одной такой ступени топливо от других ступеней (перекачивать его), чтобы потом использовать эту заправленную ступень как разгонный блок, для полёта какого-нибудь заново пристыкованного КА вне околоземных орбит.

Два семейства вторых ступеней (DCSS и Centaur V) с топливной парой водород/кислород достались консорциуму ULA по наследству от двух компаний Boeing и Lockheed Martin, теперь входящих в него, и от двух их ракет (Delta и Atlas соответственно). Возникла идея взять от них лучшее и расширить сферу применения такой «объединенной» второй ступени. Эта вторая ступень в ULA получила название Advanced Cryogenic Evolved Stage (ACES) - диаметр 5.4 метра, высота около 15-18 метров, объем около 300 м3 (3.14159 * 2.7 * 2.7 = 22.9 *15 = 343 м3), масса 5-9(?) тонн, 4 двигателя типа RL-10-C, с возможностью ставить меньшее количество двигателей. https://www.youtube.com/watch?v=Bu72H3jMpuY

Эта ступень ACES приобрела бы невиданное ранее применение на орбитах Земли (и далее) с технологией Integrated Vehicle Fluids (IVF). Суть технологии в том, чтобы лучше изолировать тонкими отражающими пленками/фольгой баки ступени с жидким криогенным топливом и окислителем, добавить снаружи (сбоку от основных двигателей) небольшие легкие двигатели внутреннего сгорания, работающий на парах водорода и кислорода. Такие двигатели нужны для выработки электроэнергии, «умного» расхода лишних паров топлива, для обеспечения импульсов ориентации в поперечном направлении, а также для поддержания давления в баках при помощи системы автогенераторного наддува (Autogenous pressurization). С этими двигателями ступень сможет сама поддерживать ориентацию в пространстве, снижать свой внешний нагрев от солнечных лучей и поддерживать в криогенных баках давление для уверенной работы двигателей даже с минимальным остатком криогенного топлива. Сама идея автогенераторного наддува состоит в том, чтобы подогревать и испарять небольшую часть жидкого топлива для создания давления в баках от испаряющегося газа (метод использовался в ракете Titan с 1968 года, потом в Space Shuttle, был выбран для многострадального супертяжа SLS). Метод позволяет отказаться от дополнительных баков с гелием или азотом для наддува, но требует датчиков и дополнительных устройств, небольших двигателей для нагрева топлива.

С технологией IVF вторую ступень можно было бы оставить на орбите на несколько недель или месяцев, используя её для длительных полётов с 10-кратными включениями основных двигателей. Или, заправив её под завязку (другими аналогичными вторыми ступенями как танкерами), использовать вторую ступень из первого запуска уже как разгонный блок, как буксир для новой ПН, нового КА (от второго запуска), для отдельно выведенного корабля, для полетов далеко от Земли. Судя по этому видео у ULA на эту ступень (и на концепцию раздельного запуска) было действительно много планов, просто целый ворох.

Но как много энтузиастов космонавтики про них хоть что-то слышали? Сколько людей эти планы запомнили?

В ссылках к статье в Википедии я нашёл статью аж 2010 года, где два автора из ULA рассматривают применение этой ступени (для ракет Atlas и Delta IV Heavy) на орбите в виде составной части хранилища топлива, своего рода «бензоколонки» для дозаправки по пути к Луне (на НОО, либо в точках Лагранжа L1 или L2 в системе Земля-Луна). Конечно, это требует усовершенствования самой ступени, снабжения её раскладным щитом в виде конической юбки, для защиты от нагрева солнечным излучением.

Также возможны усовершенствования для создания целого кластера из ступеней, прикрытых от солнечного света другим общим щитом-отражателем.

Авторы ориентировались на лунную программу «Созвездие» (Constellation), призывая сделать её более открытой для коммерческих участников (что случилось только недавно), которые могли бы доставлять топливо в эту станцию дозаправки. Увы, программа «Созвездие» от Буша-младшего ушла в небытие с приходом к власти Обамы, NASA стало как-то не до этого. В 2017 и программу усовершенствования второй ступени ACES тоже прикрыли, так как военным заказчикам (половина уже назначенных запусков новой ракеты Vulcan Centaur связана именно с военными спутниками США) эти возможности просто не нужны. Но потом оказалось, что сама программа IVF в ULA не совсем закрыта и конструкторы всё же верят в перспективы этой продвинутой технологии, понемногу работают над её применением ко второй ступени ракеты Vulcan Centaur. Искренне желаю им удачи и хочу заметить, что надо шире пропагандировать такой подход к повторному применению вторых ступеней.

Способы спасения и способы дальнейшего применения вторых ступеней

Итак, специалисты из ULA предлагают использовать их улучшенную вторую ступень ACES для дозаправки, накопления топлива на НОО, в точках L2 и L1, для полётов ещё дальше при полной дозаправке.

Я бы сконцентрировался на другом вопросе: как уводить вторую ступень на временную или постоянную орбиту без дозаправки?

А то получается странная экономия — фактически ценой второго запуска ракеты. Да, вторую ступень из первого запуска ракеты мы спасаем для повторного применения в космосе, но для того, чтобы разместить её в нужной точке, на нужной орбите, нам нужен второй запуск, в котором ПН в виде танкера и/или вторая ступень будет использована для дозаправки второй ступени из первого запуска…

И эти компоненты второго запуска будут потом потеряны на орбите дозаправки. Быстро потеряны, если эта орбита низкая, ниже 250-300 км – там, где обычно «застревают» вторые ступени на неделю-другую.

Как этих потерь избежать?

Предлагаю рассмотреть вариант комбинации повторного импульса второй ступени (на остатках топлива) с применением буксира на ионной тяге. Допустим, что после выведения ПН на нужную орбиту, к примеру на ГеоПереходную Орбиту (самый частый случай ГПО: перигей 200 км, апогей 36000 км), во второй ступени ещё остаётся топливо после отделения ПН. Тогда оставшееся топливо можно потратить на переход на другую орбиту, корректировку орбиты, стыковку с прилетевшим (ожидающим там) ионным буксиром.

Такой буксир, помимо обычный для ионного КА составных частей (ионных двигателей, больших панелей солнечных батарей, бака с рабочим телом, систем связи и управления) должен в дополнение иметь: стыковочный узел, совместимый со стыковочным узлом в верхней части второй ступени (прямо под адаптером ПН), автоматическую систему сближения и стыковки, двигатели ориентации (необязательно ионные). В принципе текущие разрабатываемые буксиры трассы Земля-Луна на ионной тяге в той или иной степени этими элементами обладают.

К конструкции второй ступени добавляются: вышеописанная система IVF для длительного применения криогенного топлива, она же система ориентации/боковых импульсов, стыковочный узел в верхнем торце (прямо под адаптером ПН), система дозаправки (вверху, через стыковочный узел или сбоку), автоматическая система сближения и стыковки (совместимая с такой же системой на буксире). Много ли эти узлы добавят к массе второй ступени?

Пример спасения "вверх" второй ступени Falcon 9

Возьмём в качестве примера ту самую вторую ступень ракеты Falcon 9 FT.

Известно, что она весит около 4 тонн, вмещает около 107.5 тонн топлива (точные данные не разглашаются), имеет диаметр 3.66 метра и длину 12.6 метра (объём около 132.5 м3).

Скромная по размерам (куда меньше вышеописанной ACES), но очень эффективная вторая ступень стоимостью около 10 млн долларов, с отличным массовым совершенством! На ней установлен двигатель Merlin 1D Vacuum + со специфическим импульсом в 348 (347) сек, которой может включаться и выключаться 5 и более раз, замолкая почти на сутки и давая тягу снова.

Если постараться, то можно удачно вписать стыковочный узел и систему дозаправки в верхний торец этой ступени, ограничившись добавлением только 150-200 кг массы. Автоматическая система ориентации и стыковки допустим уложится ещё в 50 кг (что-то на эту тему там уже есть), а дополнительные двигатели ориентации + вся система IVF должны уложиться в 200-300 кг. Итого около 400-550 кг дополнительной массы для 4000 кг не усовершенствованной второй ступени — примем добавку в массе за 500 кг.

Уменьшим массу ПН для выхода на ГПО с 5500 кг (это норма для ракеты Falcon 9 FT с повторно используемой первой ступенью - максимум составляет 5800 кг, был достигнут при запуске спутника TelKom-4 в августе 2018) до скромных 4000 кг. Да, это потеря массы ПН, но не всегда ведь нужно выводить туда настолько тяжёлые спутники на ГПО (откуда спутники сами переходят на ГСО).

Итого вместо общей сухой массы в 9500 кг для обычной второй ступени (4000 кг) плюс массы обычной ПН (5500 кг) на ГПО выводится сухая масса в 8500 кг для усовершенствованной второй ступени (4500 кг вместо 4000 кг) плюс масса скромной ПН (4000 кг вместо 5500 кг). Уменьшение конечной массы составит 1000 кг или 10.5%.

Для выведения максимальной ПН массой 15600 кг + второй ступени массой 4000 кг на Низкую Опорную Орбиту (НОО) используется всё топливо в первой ступени (минус то, что остаётся для посадки первой ступени) плюс все 107.5 тонн топлива во второй ступени. Дельта Вэ (dV) в итоге составляет 9.4 км/сек.

Для перехода ПН массой 5500 кг + второй ступени массой 4000 кг с НОО на ГПО используется не все 107.5 тонн топлива из второй ступени, а меньше – к сожалению, я не нашёл в сети даже приблизительных оценок остатка топлива во второй ступени в тот момент, когда она уже по высоте и скорости достигла НОО и начинает штурмовать ГПО, где потребуется дополнительная Дельта Вэ (dV) равная 2.5 км/сек. Буду благодарен читателям за ссылки, расчёты и прикидки насчёт этого остатка топлива в Falcon 9 для перехода на ГПО с НОО.

Однако для грубой оценки примем этот остаток условно за 11.5 % или 12.5 тонн топлива (это значение определено просто подбором).

Значит прямо перед ГПО для обычного запуска Falcon 9 общая масса системы: 12.5 + 5.5 + 4 = 22 тонны, а к концу маневра уже на ГПО общая масса системы равна: х + 5.5 + 4 = 10 тонн (с учётом небольшого остатка топлива х, в районе 0.5 тонн). Согласно формуле Циолковского для двигателя Merlin 1D Vacuum + с удельным импульсом в 348 (347) секунд у нас должно получиться dV = 2.5 км/сек достаточная для выхода на ГПО:

dV1 = I * g * Ln (22 / 10) = 348 сек * 9.8 м/сек2 * Ln ( 2.2 ) = 348 * 9.8 *  0.7885 м/сек = 2689.1 м/сек = 2.69 км/сек – получилось и даже с небольшим запасом (остаток топлива побольше будет).

Для случая усовершенствованной «выживаемой» второй ступени с массой 4.5 тонны и уменьшенной до 4 тонн «скромной» ПН общая масса системы при том же остатке топлива составит до ГПО: 12.5 + 4.5 + 4 = 21 тонна, а на ГПО общая масса системы будет: 4.5 + 4 = 8.5 тонн (без учёта остатка топлива).

Заметим, что из-за уменьшенной на 1 тонну (10.5%) общей сухой массы системы второй ступени + ПН, перед ГПО во второй ступени останется не 12.5 тонн как в обычном случае, а на 10-11% больше около 14-15 тонн (тоже грубая прикидка). Тогда перед ГПО общая масса новой системы: 14 + 4.5 + 4 = 22.5 тонны.

Посчитаем оба варианта: с таким же остатком топлива до ГПО (12.5 тонн) и чуть увеличенным остатком топлива до ГПО (14 тонн) за счёт уменьшения массы ПН. И разумеется у нас обязательно должно опять получиться dV = 2.5 км/сек для ГПО:

dV2 = I * g * Ln (21 / 10) = 348 сек * 9.8 м/сек2 * Ln ( 2.1 ) = 348 * 9.8 * 0.741937 м/сек = 2530.3 м/сек = 2.53 км/сек  - получилось как раз.

dV3 = I * g * Ln (22.5 / 10.5) = 348 сек * 9.8 м/сек2 * Ln ( 2.143 ) = 348 * 9.8 * 0.7622 м/сек = 2599.4 м/сек = 2.6 км/сек  - получилось с запасом (значит остаток топлива будет чуть больше 2 тонн).

В результате после выведения уменьшенной ПН на заданную орбиту (ГПО) в баках такой второй усовершенствованной второй ступени из 107.5 тонн топлива останется чуть больше 2 тонн. Дополнительная характеристическая скорость dVn достижимая для усовершенствованной второй ступени с сухой массой в 4500 кг и с запасом топлива в 2000 кг (уже после отделения ПН) равна:

dVn = I * g * Ln ( 6500 кг / 4500 кг) = 348 сек * 9.8 м/сек2 * Ln ( 1.4444 ) = 348 * 9.8 * 0.367694 = 1254 м/сек = 1.25 км/сек

Этого почти хватает для выхода с ГПО на почти вечную ГеоСтационарную Орбиту (ГСО) — ведь для такого маневра нужна dV = 1.6 км/сек. Или на схожий по затратам орбитальный маневр.

Доставка буксиром на ионной тяге

Далее на высокой эллиптической орбите типа ГПО (или уже на ГСО) можно состыковать эту «спасенную» вторую ступень со специальным буксиром на ионной тяге. Буксир стыкуется со второй ступенью сверху. Вся сцепка затем своими двигателями ориентации разворачивается двигателем второй ступени вперед, двигателями буксира назад и медленно, не торопясь ускоряется дальше, за пределы околоземных орбит.

Возьмем в качестве примера ионного буксира элемент Лунной Орбитальной Станции (ЛОС) NASA под названием Электродвигательный Модуль, Power and Propulsion Element (PPE) массой в 5-9 тонн. Масса такой связки этого модуля со второй ступенью будет в районе 10-14 тонн. За предполагаемые 15 лет службы такой буксир даже по самым долгим и экономичным траекториям сможет отвезти в точки L1 или L2 или на ретроградную орбиту Луны от 8 до 12 таких вторых ступеней, при условии пополнения запаса рабочего тела буксира раз в 3-4 года — на нем установлен бак для 2 тонн ксенона, ионные двигатели (их удельный импульс равен 2600 сек) выбрасывают ионы ксенона со скоростью 25 км/сек, расходуя до 22.9 мг ксенона в секунду (82.4 г в час или 1.979 кг в сутки), используя электричество от солнечных батарей (до 50 кВт).

Как создавать кластеры однотипных вторых ступеней?

Инженеры ULA для своих планов «бензоколонки» в космосе предлагали классическое соединение 2-3 ступеней ACES торцами. Но мне это показалось банальным и скучным, неудобным в плане маневров и защиты от нагрева солнечными лучами (щит-отражатель будет не оптимальным по форме).

Потому я подумал о скреплении 6 одноразмерных вторых ступеней, например от ракеты Falcon 9, в более компактную связку параллельно, как на схеме ниже (вид с торца такой системы):

Для сборки такой системы на место сначала нужно доставить центральную цилиндрическую часть (коричневый круг в центре схемы) для объединения пустых ступеней.

Для экономии центральная часть может иметь диаметр меньше 3.66 метра, например 2.1 метра, но она должна в рабочем режиме быть длиннее вторых ступеней Falcon 9 — т.е. длиной более 13 метров. В ней могут располагаться свои маневровые двигатели (с небольшими баками), гироскопы для стабилизации всей системы, телеметрия и системы связи/стыковки с антеннами на одном из торцов, на противоположном торце вполне может быть расположена выдвижная штанга с солнечной батареей или элементы питания на базе РИТЭГ (радиоизотопный термоэлектрический генератор).

Внутри этой центральной цилиндрической части обязательно должны быть упрятаны надувные (или складные) консоли-фиксаторы (указаны на схеме зелёным) для фиксации параллельно 6 вторых ступеней. В полностью надутом состоянии они образуют структуру формой похожую на звезду, если смотреть с торца. Надувать их можно по команде в процессе стыковки с очередной привезённой на место второй ступенью и закреплять ступень тросами-стяжками между надутыми консолями (красные линии на схеме).

После окончании сборки всех 6 штук (или 4 или 8 штук — эта звездообразная схема может быть разной) вторых ступеней можно закрыть их от Солнца. Натянуть щит из фольги, опираясь на выступающие части надувных консолей-фиксаторов, что даст защиту всей структуры от нагрева солнечными лучами.

В сумме 6 вторых ступеней от Falcon 9 FT в таком кластере это около 600-700 м3, до 600 тонн топлива или 700 тонн воды! Такое перспективное применение для накопления воды, добытой на Луне, как это обсуждалось в этой статье на Хабре.

Переработка воды на "бензоколонке"

В принципе, при наличии достаточной электрической мощности от солнечных батарей, такая «бензоколонка» может в ожидании клиентов заняться получением из воды топливной пары водород-кислород, как это уже предлагалось в проекте полета на Марс Mars Base Camp (2017 год) от компании Lockheed Martin.

Там выработкой аналогичной топливной пары из воды электролизом должны были заняться две автоматические топливные станции под названием Water Delivery Vehicle (WDV). На каждой предусмотрены баки с 52 тоннами воды и пустые изолированные криогенные баки для хранения 42 тонн водорода и кислорода. http://www.lockheedmartin.com/content/dam/lockheed/data/space/photo/mbc/MBC_Updates_IAC_2017.pdf (стр. 8-9)

Причём заниматься этим они должны были на орбите Марса, где солнечная энергия заметно скуднее.

Другие применения спасённых вторых ступеней

Что ещё можно делать с такими спасёнными вторыми ступенями?

Жилые и складские модули орбитальных станций? Почему бы и нет?

Два примера:

1. Третья ступень S-IVB от сверхтяжелой ракеты-носителя Saturn V, выпущенная в рамках программы «Аполлон» (предварительный этап), была в 1970-73 гг переделана в первую американскую орбитальную станцию Скайлэб (Skylab = небесная лаборатория), которая худо-бедно, но пролетала с мая 1973 года 2249 дней на не совсем удачной орбите и приняла 3 экипажа по 3 человека.

2. Третья ступень S-IVB от сверхтяжелой ракеты-носителя Saturn V, выпущенная в рамках программы «Аполлон» для экспедиции «Аполло-20», была в 1970-73 гг переделана во вторую американскую орбитальную станцию Скайлэб Б (Skylab B или Advanced Skylab) с запланированным запуском сначала в 1975-76 гг, а потом в районе 1979 года (она слегка переделывалась для совместного применения в виде международной орбитальной станции International Skylab - планировалось даже состыковать её с советской станцией «Салют»). Но эта орбитальная станция не была доведена до полной готовности из-за недостатка финансирования и изменения в планах NASA. C 1976 года она выставлена в Национальном музее воздухоплавания и астронавтики в США под именем Skylab B Orbital Workshop.

Конечно, эти переделки целиком и полностью осуществлялись на Земле, в цеховых условиях с не заправленными ступенями. Но нельзя исключать, что со временем технологии и опыт работ в космосе разовьются настолько, что и в космосе можно будет сделать подобные работы.

Заключение

В данной статье я рассмотрел проблему спасения отработанной второй ступени с противоположных позиций: спасать не «вниз», а «вверх». Надо отметить, что в космонавтике ещё много проблем и аспектов применения вроде уже давно освоенных элементов для которых взгляд с необычной, иногда абсурдной точки зрения может давать интересные и перспективные решения.

Надо чётко осознавать, что освоение космоса - это пошаговая и комплексная задача по строительству не только инфраструктуры на Земле и запуска оттуда ракет, но и по постепенному строительству инфраструктуры и в космосе с использованием всего что доступно сейчас или в будущем.