Stele verzi – pe umerii atomului: Boeing IMIS

IMIS – Boeing

Punctul culminant al unui deceniu de studii despre misiuni interplanetare cu echipaj uman, sistemul IMIS era cea mai avansata si performanta arhitectura propusa in timpul epocii de aur a NASA. Utilizand cinci trepte modulare cu propulsie nucleara, misiunea era gandita sa asigure accesul unui echipaj uman pe suprafata planetei Marte in orice profil orbital, de la conjunctie si opozitie, cu asistenta gravitationala de la Venus sau fara ea..

IMIS este o abreviere de la Integrated Manned Interplanetary Spacecraft, in traducere nava spatiala interplanetara integrata cu echipaj uman. Raportul care a caracterizat sistemul a fost, la fel ca cele de dinainte, publicat in 4 volume, dintre care primul si ultimul (continand definitia sistemului) sunt disponibile pentru curiosi aici si aici. Primul raport a fost publicat in Ianuarie 1968, in plin avant al misiunilor Apollo, la capatul a 14 lunii de studiu, sub contract cu NASA Langley (numarul constractului fiind N68-19238).

Spre deosebire de majoritatea misiunilor precedente, IMIS lua in calcul descoperirile facute de Mariner 4 referitoare la atmosfera martiana (Venus este inclusa printre posibilele destinatii, dar numai ca survoluri orbitale, din motive de ostilitate extrema a suprafetei).

Capabilitatile acestea extraordinare nu erau lipsite de dezvavantaje: nava in sine era gigantica, si promitea sa fie extrem de scumpa. De altfel, studiul de referinta face un calcul al costurilor pe care le-ar fi presupus un program ipotetic centrat pe aceasta arhitectura, rezultatul fiind o cifra de 30 de miliarde de dolari pentru primele doua misiuni. Dolari ai anilor 60, adica aproximativ cu 50% mai mult decat Apollo (echivalentul modern ar fi undeva in jur de 220 miliarde).

Profilul de misiune preferat era unul dezvoltat de catre NASA Lewis in 1959-1961 si era aplicabil pentru perioada 1975-1990, prima aterizare fiind preconizata in 1985-86, cu un program de dezvoltare de 10 ani, similar cu Apollo.

 

Arhitectura sistemului

Vehiculul era organizat in felul urmator:

Imagine realizata dupa o schema din raportul initial. Adnotatii si cod de culori realizat prin amabilitatea lui Winchel Chung, autorul projectrho

ROZ BOMBON: Motoarele primare – NERVA cu miez solid si cu hidrogen pe post de masa de reactie;
BLEU: Motoare secundare – FLOX/metan, pentru schimbari/ajustari de curs;
ROSU: Modul de propulsie 1 (PM-1). Trei ansambluri NERVA+ rezervor (~5,100 m/s)
ORANJ: Modul de propulsie 2. Un singur ansamblu NERVA+rezervor. Treapta folosita pentru a frana pe orbita martiana (~5,300 m/s)
GALBEN: Modul de propulsie 3. Un singur ansamblu NERVA+rezervor. Treapta folosita pentru plecarea de pe orbita martiana (~5,800 m/s)
VERDE: Incarcatura utila. Modulul de misiune (modulul habitat), Modul de Excursii Martiene (Lander martian), Sarcina utila experimentala, Modul de reintrare terestra (vehicul de aterizare)

Raportul foloseste o exprimare specifica: sarcina utila este denumita “nava spatiala” (spacecraft), cele 5 module nucleare poarta numele de “sistem de acceleratie spatiala” (space acceleration system) si intregul ansamblu poarta numele de “vehiculul spatial” (space vehicle). Asta va fi terminologia pe care o vom folosi si noi.
 

Profilul misiunii

Raportul propune si analizeaza mai multe configuratii posibile de misiuni, impartite pe categorii cum ar fi “misiuni de conjunctie / opozitie”, survoluri rapide sau cu insertie orbitala si sedere de durata pentru Venus si Marte. In total, raportul analizeaza 20 de scenarii diferite, diferentele majore fiind date de masele variabile ale vehiculului, necesitatea incluziunii, dupa caz, a vehiculului de aterizare, s. a. . Duratele acestor misiuni varia intre 460 si 1060 de zile.

Profilul clasic de misiune era pentru un zbor outbound de 200 de zile, o sedere pe suprafata planetei de 30 de zile, si un zbor de intoarcere de 230 de zile, rezultand o durata totala de 460 de zile. Ea se desfasura astfel:

• vehiculul este intai asamblat pe orbita. Asamblarea se realizeaza folosind o varianta de Saturn V, denumita Saturn V-25(S)U. Acest lansator adauga 4 motoare cu combustibil solid de 156 de inch primei trepte, inlocuia motorul J-2 al treptei a treia cu un motor NERVA nuclear, si adauga o cochilie aerodinamica mult marita, pentru a acomoda rezervoarele treptelor modulare cu un diametru de 10 metri. Ar fi avut inaltimea de 153 metrii (comparativ cu cei 112 metrii ai Saturn C-5), masa la decolare de 6440 tone (comparativ cu 2970 tone pentru C-5) si putea ridica o sarcina utila de 249 tone pe LEO (dubla fata de C-5).


Desi nu s-a realizat o diagrama a lansatorului propriu-zis, el ar fi fost similar cu modelul central din diagrama de mai sus, doar cu lungimea ceva mai mare. Saturn C-5-ul folosit de Apollo este cel din extrema stanga

• odata asamblat, vehiculul incepe arderea de insertie pe traiectoria trans-martiana. Scutul de meteoriti este ejectat, pentru a reduce din masa. Delta-V-ul arderii este intre 3645 m/s si 3989 m/s. La sfarsitul arderii, toate cele trei motoare impreuna cu rezervoarele lor aferente sunt ejectate. Traseul de ejectare este ales in asa fel incat sa minimizeze radiatia emisa catre echipaj si pe un traiect menit a nu intalni planeta Marte sau Luna. Treapta aruncata este astfel inscrisa pe o traiectorie heliocentrica (si poate constitui un pericol de radiatie, dar, in fine…).
• In timpul tranzitului catre Marte, treapta a doua (PM-2) realizeaza trei corectii de traseu folosind sistemul sau de propulsie FLOX-metan. FLOX este un amestec hipergolic de fluor lichid si oxigen lichid pe post de oxidanti, cu metanul pe post de combustibil. Aspectul hipergolic face ca aprinderile de motor sa se poata realiza cu certitudine, chiar daca amestecul in sine este extrem de exploziv. Prima ardere se realizeaza la 5 zile dupa plecare, urmatoarea la 25 de zile si ultima cu 20 de zile inainte de inscrierea pe orbita martiana.
• In timpul apropierii de Marte, sistemul secundar de propulsie si scutul de meteoriti sunt ejectate. Treapta a doua, PM-2, realizeaza arderea de captura cu un delta-v cuprins intre 2568 m/s si 2947 m/s, inscriindu-se pe o orbita inalta martiana. Apoi PM-2 este aruncat.
• Motoarele FLOX-metan al treptei PM-3 reduc orbita navei pana la o altitudine de 1000 km, punand astfel si distanta intre ea si treapta a doua radioactiva.
• Echipajul petrece urmatoarele 5 zile cautand un posibil loc de amartizare, facand experimente si observatii orbitale, si pregatind MEM-ul pentru amartizare.
• 3 dintre cei 6 membrii ai echipajului sunt imbarcati pe MEM si amartizeaza la locul pre-decis, sau in apropierea lui daca se dovedeste a fi necorespunzator.
• Echipajul planetar exploreaza planeta vreme de 30 de zile, in vreme ce echipajul orbital continua experimentele si monitorizeaza operatiunile planetare. Tot atunci se realizeaza eventuale reparatii a vehiculului.
• La sfarsitul celor 30 de zile, MEM-ul decoleaza din nou si este andocat cu vehiculul orbital. Echipajul si cele 5 tone de mostre adunate sunt tranferate, iar, la final, MEM-ul este si el aruncat.
• Scutul de meteoriti si sistemul de propulsie al PM-3 este ejectat, si se initiaza arderea motorului NERVA, inscriind vehiculul pe orbit trans-terestra, cu un delta-v cuprins intre 4969 m/s si 5811 m/s. La sfarsitul arderii, PM-3 este si el aruncat.
• In timpul voiajului spre casa, motoarele FLOX-metan ale modulului de misiune realizeaza si ele trei arderi.
• Cu o zi inainte de sosire, echipajul si mostrele martiene sunt mutate in modulul de reintrare atmosferica. Modulul de misiune este parasit, realizand o ultima ardere pentru a se da la o parte din calea EEM-ulul.
• EEM-ul foloseste franare prin frecare atmosferica pentru a-si reduce viteza si a ateriza.

Timpul total al misiunii era cuprins intre 460 si 540 de zile, cu un delta-v total intre 11,400 m/s si 12,400 m/s.

Reprezentare schematica a etapelor misiunii

 

Modulul de propulsie

Caracteristici tehnice ale modulului:

• Tip motor: NERVA Alpha
• Lungime motor: 12.2 m
• Diametrul duzei la evacuare: 4.12 m
• Masa de reactie: LH
• Diametrul rezervorului: 10.6 m
• Lungimea rezervorului: 35 m
• Masa de reactie: 175 t
• Volum masa de reactie: 2590 m^3
• Masa totala: 227 t

Caracteristici tehnice ale motorului:

• Masa motor: 11585 kg
• Masa scut de radiatie: 880 kg
• Masa cadrului cu zabrele: 476 kg
• Viteza de evacuare: 8338 m/sec
• Tractiune: 868,000 N
• Putere reactor: 4000 MW
• Debit: 108.41 kg/sec

In urmatorul articol intentionez sa acopar un sistem NASA denumit “naveta nucleara reutilizabila”. Ei bine, configuratia acelui sistem era foarte similara cu cea a unui astfel de modul. In esenta, un astfel de modul era alcatuit dintr-un motor NERVA si un rezervor de hidrogen lichid.

Pe componente:

• rezevorul avea o componenta interna (care era insasi structura de depozitare a hidrogenului) si o cochilie externa. Aceasta din urma era folosita ca si structura de rezistenta in timpul lansarii, dar si ca scut pentru micrometeoriti. Era alcatuita din 4 sectiuni circulare legate prin fasii. Aceste fasii erau ejectate inainte de prima ardere, permitand astfel scutului de meteoriti / cochiliei sa se desprinda. Ramanea numai rezervorul intern pe durata arderii.
• motorul era de tip NERVA Alpha, o configuratie bazata pe XE-PRIME cu cateva modificari pentru siguranta. Motorul era si el inconjurat de o cochilie/ treapta intermediara cu doua straturi. Stratul exterior era, din nou, cu rol de protectie contra micrometeoritilor si pentru rezistenta la sarcini in timpul decolarii de pe Pamant. Stratul interior era tot pentru sarcini, insa numai in timpul arderii propulsive.

Modulul avea si o linie de alimentare cu diametrul de 20 de cm, pentru a fi conectata cu alte module in timpul misiunii. Astfel, devenea posibil transferul de hidrogen dintr-un modul in altul. Ele prezentau, de asemenea, sisteme de andocare care putea fi de tip mama sau tata, permitand modulelor sa fie conectate ca piesele de Lego.

Rezervorul avea o structura interna cu grinzi cu zabrele, la fel ca sus-mentionata naveta nucleara. Rezervorul, grinzile si suportul motorului erau construite din aluminiu (usor si care nu se fisureaza la temperaturile hidrogenului lichid). Rezervorul era astfel dimensionat pentru a incapea pe un lansator Saturn V (atat ca masa, cat si ca diametru).

Motorul era asezat pe aceasta structura, intr-o incastrare articulata (permitandu-i sa-si schimbe orientarea in timpul arderii).

SUS: Diagrama unui modul de propulsie; JOS: Diagrama motorului NERVA folosit pe modulul de propulsie

Referitor la radiatie, raportul a considerat ca cea mai buna protectie pentru echipaj este hidrogenul aflata in PM-3. Acesta ar fi umbrit habitatul in timpul arderii (care, de altfel, nu ar fi durat decat 27 de minute).

Probleme ar fi aparut in timpul arderii PM-3: pe masura ce nivelul de hidrogen scadea, nivelul de protectie scadea si el. Aici, studiul propune si dezbate doua modalitati posibile de mitigare a problemei: un scut de radiatie format din apa, situat in jurul axului central al puntii a treia din modul, si un strat de oxid de beriliu ca ar fi actionat ca un scut-umbra, situat deasupra motorului. Se dezbat argumentele pro si contra dar, in final, nu s-a reliefat o propunere concreta, configuratia ramanand la latitudinea NASA (cei curiosi pot vedea argumentele la paginile 194-199 in raportul final, aici).
 

Modulul de misiune

Modulul de misiune era partea din nava care ar fi servit drept habitaclu pentru echipaj pe durata misiunii. Nava era preconizata a folosi gravitatie simulata centrifugala, prin modelul “porumbelului in tumba”, similar cu conceptul EMPIRE GD Astfel, in timp ce nava accelera prin arderea motoarelor, directia de inainte ar fi fost inspre podea, iar forta gravitationala ar fi actionat inspre tavan. In timpul voiajului, cand nava incepea sa simuleze gravitatie, directia jos s-ar fi schimbat. Nu se specifica in raport cum s-ar fi imprimat miscarea de rotatie, dar putem presupune ca s-ar folosi propulsoarele auxiliare cu FLOX/CH4 (ele insele fiind articulate). E de mentionat ca rotatia ar fi trebuit oprita ori de cate ori era nevoie de o ardere a motoarelor principale.

MM-ului ii era atasat Modulul de Excursie Martiana (MEM) care ar fi purtat astronautii pe suprafata planetei si inapoi. De asemenea, inspre motoare, era atasat si modulul de reintrare in atmosfera terestra.

MM-ul era impartit in compartimentul echipajului (CC) si sistemele auxiliare. CC-ul insusi avea patru punti, si era de forma cilindrica, cu o lungime de 12.1 m si un diametru de 6.7 m . La fel ca si alte componente ale navei, el avea propriul sau scut pentru micrometeoriti, si avea pereti despartitori semisferici la capete. Volumul total era de 347 m^3, volumul presurizat de 283 m^3, cu un volum liber de 153 m^3, adica 25.5 m^3 per astronaut. Suprafata totala a puntilor ar fi fost de 112 m^2, cu inaltimea tavanului de 2.1 m.

Impartirea CC-ului pe punti era considerata vitala pentru a separa diferite tipuri de activitati pe categorii (spre ex, navigatie, relaxare, igiena, etc) Aranjamentul era de asa natura incat sa minimizeze interfata / distanta intre doua operatiuni de aceeasi natura.

Diferitele dulapuri si cabinete situate pe pereti erau fixate si nu exista posibilitatea de a le scoate pentru a efectua reparatii peretilor exteriori. Acest neajuns a fost, insa, considerat acceptabil dat fiind scutul exterior pentru micrometeoriti (desi raportul mentioneaza ca experimentele realizate pe Manned Orbital Laboratory aratau ca se putea economisi masa renuntand la cochilia-scut si folosind mecanisme cu balamele pentru acces la reparatii).

Diagrama schematica a navei spatiale

Puntea I:
-era menita a fi folosita pentru activitati relativ silentioase. Aici sunt situate cabinele de somn, dispensarul si facilitatile de ingrijire personala. Fiecare membru al echipajului are proria sa cabina, precum si facilitati de depozitare. Cabinele ofera liniste si intimitate echipajului si permit unui membru sa fie izolat daca e necesar. Volumul unei cabine este de aproximativ de 3.1 m^3.
-dispensarul include si facilitati de monitorizare fiziologica si psihologica, echipament medical/dentar si echipament sportiv pentru antrenamente scheleto-musculare si cardio-vasculare.
-de asemenea, sunt incluse un dus pentru gravitatie 0 si toaleta (amuzant denumita “sistem de management al deseurilor”). Langa toaleta este si sistemul de recuperare a apei din urina. Dupa ce este procesata, aceasta este transferata in niste rezervoare de depozitare situate pe Puntea II.
-in portiunea superioara a Puntii I este un chepeg care duce catre EEM (vehiculul de reintrare atmosferica). In centrul podelei, exista un chepeg cu diametrul de 0.91 m, care duce catre Puntea II.

SUS: Diagrama Puntii I; JOS: Diagrama Puntii II

Puntea II:
-cuprinde activitati de mare intensitate: centrul de comanda si control, stocarea si prepararea hranei si zonele de recreere.
-centrul de comanda si control urma a fi ocupat constant, pentru monitorizarea parametrilor navei si traiectoriei
-facilitatile pentru hrana includ provizii pentru apa fierbinte, un frigider/congelator si provizii de hrana pentru 500 de zile. Este inclusa si o zona de cinare.
-alta sectiune a puntii contine si o unitate pentru apa menajera / condensare. Apa pentru consumul echipajului provine din facilitatile de reprocesare a apei de pe Puntea I si din rezervele de apa de pe Puntea III.
-tot pe Puntea II se afla si zone libere pentru recreere, spatii de intalnire si stocare a pieselor de schimb.
-intre zona de recreere si zona de preparare a hranei se afla un bloc electronic, cu o serie de componente incluzand si giroscoapele de control a momentului (CMG).
-in centrul podelei este un chepeg presurizat care da inspre adapostul de radiatie de pe Puntea III, si sas-uri non-presurizate care permit accesul catre zonele de depozitare a echipamentelor de pe Puntea III.

Puntea III:
-inaltimea acestui compartiment este de 3.1 m in loc de 2.1 m din cauza prezentei adapostului de radiatie.
-adapostul de radiatie este format dintr-un compartiment interior cu un diametru de 3.1 m si inalt de 2.1 m. El serveste si pe post de adapost de urgenta in caz de depresurizare pentru perioade scurte de timp. Volumul total este de 17 m^3 cu aproximativ 1.7 m^3 disponibile per membru al echipajului. El urma sa fie folosit in caz de trecere prin centurile Van Allen, in cazul unei furtuni solare sau in timpul aprinderii motorului din treapta PM-3. Pentru ca adapostul putea fi ocupat pentru perioade lungi de timp si in timpul aprinderilor, era necesar ca adapostul sa aibe rezerve de urgenta de mancare, apa si igiena personala, precum si rezerve separate de aer si circuite de control atmosferic. Fiecare membru al echipajului are propriul sau compartiment de stocare cu provizii si costume presurizate (astfel ca membrii ai echipajului pot iesi si repara defectiunile).
-Ecranarea de radiatie este asigurata de un ecran de 0.5 cm de apa care serveste si pe post de depozitare a deseurilor si a hranei. Majoritatea proviziilor initiale de hrana pentru cele 500 de zile sunt si ele stocate aici, cu o densitate de 137 kg/m^2. Panourile podelei pot fi indepartate pentru a ajunge la rezervele de hrana din depozitul de echipamente.
-depozitul de echipamente de pe aceasta punte include o zona care se extinde 0.6 m, dinspre interior spre exterior si in jurul periferiei. In aceasta zona de depozitare sunt trei containere de apa cu diametrul de 0.6 m, precum si spatii libere ce pot fi utilizate in cazul unor misiuni care depasesc durata de 1000 zile. Tot aici sunt situate si echipamentele de control a mediului, unitati de control a atmosferei si reactoare Bosch pentru purificare atmosferica

Puntea IV
-cuprinde laboratoarele asociate programului experimental, echipamentele de control a parametrilor experimentali si instalatiile de procesare si stocare a datelor.
-in total sunt 5 laboratoare, respectiv pentru optica, geofizica, electronica, biostiinte si informatii stiintifice. De la laboratorul de optica se extinde o ecluza cu diametrul de 30 de inch pentru recuperarea si schimbarea rolelor de film de pe exteriorul navei.
-localizata central pe aceasta punte sunt sas-urile care duc inspre adapostul de radiatie, si, pe partea opusa, ecluzele care duc inspre MEM, vehiculele logistice, si sas-urile pentru ectivitati extra-vehiculare.
-sub podeaua acestei punti sunt localizate unitatile de manevrare extra-vehiculare folosite in combinatie cu costumele spatiale pentru a realiza operatiuni in afara navei.

SUS: Diagrama Puntii III; JOS: Diagrama Puntii IV

 

Modulul de Excursie Martiana

Sincer ar fi foaaarte multe de spus despre acest sistem. Atat de multe incat nu am sa-l prezint decat succint aici, in speranta ca voi ajunge sa public un articol separat despre el (desi la ce backlog am, nu cred ca va fi foarte curand, motiv pentru care imi cer scuze de pe-acum). Pentru curiosii care vor sa afle mai mult pana atunci, le recomand pagina dedicata de pe projectrho.

In esenta acest sistem nu era proiectat de catre Boeing ci adaptat de la un concept realizat de North American Rockwell. Acesta este un trend pe care il regasim si in ziua de astazi, diferite studii refolosind componente de hardware care au fost deja definite in alte studii de referinta (un alt exemplu mai modern ar fi nave de transport martian care folosesc module gonflabile Transhab, ele avand deja parametrii definiti).Astfel se realizeaza o economie de timp de proiectare.

Conceptul insusi a aparut ca urmare a dezvaluirilor sondei Mariner 4 referitoare la atmosfera martiana (mai precis, ca aceasta are o densitate medie a atmosferei de numai 6 hPa, fata de cele 10-12 crezute pana atunci). Aceasta revelatie a facut multe dintre landerele generice precedente (cum ar fi landerul Lockheed si Aeronutronic MEM) sa fie perimate. Ele nu ar fi functionat.

Ca atare, Rockewell a fost contractata sa realizeze un nou proiect de vehicul de amartizare. Acestia au facut o treaba excelenta, realizand un vehicul modular, cu doua trepte, similar modulului Apollo. Modularitatea sa ii permitea sa fie reproiectat in functie de fiecare arhitectura de misiune in parte. Spre exemplu, modulul generic avea masa de 49 de tone si putea transporta intre 2 si 4 oameni, dar pentru IMIS, Boeing a ales o configuratie pentru 3 oameni si 30 de zile sedere, de 43 de tone.

Treapta inferioara folosea combustibil solid (si inca unul inedit, si anume beriliu, care putea dubla si ca scut neutronic in spatiu in caz de urgenta) pentru aterizare. O buna parte din viteza ar fi fost pierduta prin franare aerodinamica, motiv pentru care nava refolosea forma de lacrima a capsulelor spatiale standard, asigurrand astfel o enorma stabilitate in timpul amartizarii.

La finalul celor 30 de zile, treapta superioara s-ar fi desprinz de “baza” si ar fi purtat astronautii si cele 5 tone de mostre pe orbita, pentru a fi transferate in nava aflata in asteptare.

Rockewell MEM, in configuratia IMIS

 

Concluziile autorului

Off, draga Boeing… ce-ai fost si ce-ai ajuns…

Studiul de mai sus este cel mai bine inchegat din era eroica a explorarii spatiale. Nivelul de detaliere este mult superior celor din studiile UMPIRE si EMPIRE (si, imi este teama ca nu-i pot face suficienta dreptate intr-un singur articol). Este primul studiu care abordeaza concret teme sensibile care au fost relativ putin explorate anterior, precum nivelul de radiatie primit de la motoare, de la raze cosmice sau de la centurile Van Allen, sistemele de mentinere a vietii, proviziile, si singurul care prezinta o abordare concreta (chiar daca usor periculoasa) pentru a realiza o amartizare si o sedere decenta pe suprafata planetei rosii. Are de toate!

Din pacate pentru noi, la momentul sau, nu a avut un lucru crucial: bani. Istoricii spatiali au denumit proiectul IMIS “batalia de la Waterloo” a NASA, in sensul ca, desi este extrem de bine pus la punct, el reprezinta momentul maxim de disjunctie intre ceea ce NASA credea ca ar trebui sa primeasca si ceea ce a primit in realitate.

Poate suna ciudat sa spunem asta, dat fiind ca rapoartele au fost publicate in ajunul primei aselenizari. Pentru cei ce se indoiesc, trebuie sa clarific: Apollo a fost un accident al istoriei. Era, in primul rand, un semnal catre sovietici si catre inreaga lume. Ca sa-l citez pe Phil Metzger: “I think governments in the Cold War got the idea that the purpose of space is primarily geopolitical signaling both to allies and to adversaries, so they want big flashy programs rather than long term incremental progress toward some goal that they don’t understand” (o sesizare la fel de adevarata si in ziua de astazi, din pacate).
Multi istorici cred ca Apollo ar fi fost probabil anulat prin preajma anului 1967 daca Kennedy ar fi trait si ar fi prins un al doilea mandat. De altfel, data de 1967 era cea initial inaintata pentru prima aselenizare (un termen de 7 ani; mult prea optimist). Deja, in 1965, era evident ca rusii ramaneau in urma si ca pericolul umilirii geopolitice trecuse (la urma urmei, exploziile gigantice ale rachetei N-1 erau dovada clara ca programul spatial sovietic era in degringolada la acel moment).

Dar iata ca istoria a jucat o festa interesant, curmandu-i viata presedintelui american si aducand la putere un vicepresedinte fara program de guvernare propriu, aprinzand, in acelasi timp, un val imens de simpatie si sprijin politic care a permis agentiei spatiale (la acea vreme condusa efectiv de ingineri si vizionari ambitiosi si indrazneti) sa-si duca pana la capat misiunea initiala, pe fondul unor critici mult diminuate.

Cu Apollo 9 urmand sa intre in palmares, si cu IMIS pe hartie, NASA spera sa-si cumpere un viitor luminos. La urma urmei, spre deosebire de conceptele prezentate in cadrul EMPIRE, motorul nuclear al IMIS nu era unul de hartie, ci unul cat se poate de real. NERVA XE, prototipul motorului Alpha ce urma a fi folosit de IMIS era in curs de asamblare si urma sa-si inceapa in acelasi an campania de teste. Rover se dovedise un succes, si NASA nu trebuia decat sa incerce sa mentina inertia momentului.

Din pacate, alegerile pentru Congres si viata politica au respins categoric planurile NASA. Respingerea a fost atat de puternica incat in decada 1970-1980 nu vom mai gasi nici un studiu pentru misiuni martiene cu echipaj uman. Pur si simplu, nici unul nu a mai fost contractat. Nevoia se evaporase, odata cu ambitia agentiei care s-a vazut fortata sa se intoarca pe dos si sa incerce, chinuit, sa obtina un avion orbital (viitoarea Space Shuttle).

Dar impactul studiului IMIS s-a propagat in timp. Maturitatea conceptului si faptul ca era ultima arhitectura studiata a facut ca, in anii 80, cand gustul pentru misiuni martiene a capatat din nou amploare, el sa fie folosit ca si referinta de baza pentru viitoarele arhitecturi (cel mai pregnant in Raportul de 90 de zile prezentat Congresului in 1989).

Tehnologic vorbind, IMIS era o solutie de forta bruta, urmarind performante maxime credibile cu pretul unui cost final greu de inghitit. Comparativ cu arhitecturile moderne, care mai toate folosesc resurse matiene indigene (ISRU, adica productie de combustibil pe Marte folosind atmosfera martiana ca sursa de materii prime), e non optim. O arhitectura bazata pe un stil Apollo, cu o nava non-reutilizabila care se imputineaza pe masura ce-si realizeaza misiunea, abandonand si trepte foarte scumpe (si care iti bronzeaza organele interne daca te apropii prea mult de ele odata ce au fost folosite). De asemenea, comparativ cu vehicule moderne (cum ar fi Starship) IMIS nu poate fi realimentata pe orbita, iar munca de dezvoltare necesara pentru a realiza rezervoare care sa nu piarda hidrogen e probabil mult subestimata.

Dar, la vremea cand a aparut, a fost prima arhitectura de misiune cu adevarat plauzibila, si felxibilitatea sa extraordinara dpdv al maselor, experimentelor si orbitelor ma face sa inclin catre ideea ca, daca NASA nu ar fi fost gatuita, acestea sau un concept foarte similar ar fi fost arhitectura de baza utilizata pentru explorarea martiana.

In final, va voi lasa niste date tehnica si ilustrate dragute. Sa ne auzim cu bine!

Propulsie: nuclear-termica
Franare martiana: propulsiva
Tip de misiune: opozitie/conjunctie/swingby
Tip de transport: integrat / all-up (adica o singura nava purta tot echipamentul misiunii)
An lansare: 1985
Echipaj: 6
Incarcatura utila martiana: 5 t
Timp de zbor inspre Marte: 200 zile
Timp de sedere pe suprafata: 30 zile
Timp de intoarcere: 230 zile
Timp total misiune: 460 zile
Masa orbitala: 1226 tone standard
Lungime: 177 metrii standard
Raport masic: 0.71 (adica 71% din masa vehiculului era masa de reactie)
Masa per membru de echipaj: 204 tone
Sarcina utila necesara lansatorului: 249 tone
Numar de lansari necesare asamblarii orbitale: 6
Vehicul de lansare: Saturn V-25(S)U
Cost: $30 miliarde (1968)
Delta-V: 13,400 m/sec

Artist: Robert McCall, imagini adunate de James Vaughan

Marian Dumitriu (Checkmate)

Surse:
1. https://spaceflighthistory.blogspot.com/2015/06/empire-building-ford-aeronutronics-1963.html
2. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/realdesigns.php#id–EMPIRE_(Aeronutronic)
3. https://history.nasa.gov/monograph21.pdf
4. https://archive.org/details/nasa_techdoc_19640000998
5. http://www.astronautix.com/e/empireaeronutronic.html

6. http://www.astronautix.com/i/imis1968.html
7. http://www.astronautix.com/n/nerva-1.html
8. http://www.astronautix.com/n/nervaalphaengine.html
9. http://www.astronautix.com/n/nervagammaengine.html
10. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/realdesigns.php#id–Boeing_IMIS
11. http://www.projectrho.com/public_html/rocket/excursion.php#rockwellmem
12. https://ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=19680009769
13. https://ntrs.nasa.gov/citations/19680009779