В конечном счете, потребные энергетические затраты для перелета от Земли к планетам существенно увеличиваются с удалением орбиты планеты назначения от центра Земли. Стремление уменьшить энергетические затраты или время полета привело к использованию пролетов мимо других планет с целью направленного изменения гелиоцентрической скорости движения за счет воздействия пролетаемой планеты на космический корабль. Это называется пертурбационным маневром. Можно осуществить полет Земля-Венера-Меркурий с энергетическими затратами, близкими по значению к тем, которые необходимы только для полета к Венере. В то же время, непосредственный полет к Меркурию потребует затрат на приращение скорости примерно в три раза больше, чем для полета к Венере.
В принципе реализация полета на Марс не зависит от дат осуществления экспедиции, а зависит только от скорости, потребной для старта с околоземной орбиты. Однако, если принимать во внимание только энергетические затраты, то оптимальными оказываются "сезонные" даты противостояний. Сокращение времени экспедиции очень существенно для полета космического аппарата с экипажем на борту. Необходимые энергетические затраты для таких "ускоренных" вариантов полета больше, чем для вариантов, близких к гомановским перелетам (без учета гравитационных полей планет).
По мере увеличения стартовой скорости продолжительность экспедиции на Марс будет, конечно, вначале уменьшаться, но не в такой степени, как мы этого желали бы. Если увеличить скорость до 15 км/с, время полета сократится с 259 суток до 79,1 суток, но ожидание на Марсе симметрической траектории не только не сократится, но даже станет более продолжительным: с 454 суток увеличится до 775,5 суток. В результате общий выигрыш по времени окажется очень незначительным.
При увеличении стартовой скорости до 15,8 км/с нас ожидает сюрприз: в этом случае полет может происходить по такой траектории, благодаря которой время вынужденного ожидания на Марсе окажется равным нулю. При этом, космический корабль вынужден будет сразу возвращаться на Землю, а продолжительность всей экспедиции сократилась бы до 149,8 суток - вместо 2 лет и 8 месяцев. Правда, пока все это в теории.
На экспедицию отводится небольшое время, за которое Марс и Земля еще не успеют сильно разойтись в пространстве. В противном случае ей придется ждать целых два года, чтобы планеты оказались в нужных точках орбит. Старт может происходить только в расчетное время - время "сезона".
Особый интерес, с точки зрения улучшения характеристик полета к Марсу, представляют схемы, в которых либо до достижения Марса, либо по возвращении к Земле осуществляется пролет около Венеры, с целью использования гравитационного влияния на формирование последующей траектории. Суммарные энергетические затраты, связанные с сообщением космическому аппарату характеристической скорости, необходимой для достижения конечной цели - Марса, с учетом противостояния планет, могут оказаться меньшими, если полет будет осуществляться пролетом через Венеру. В этих случаях полет может быть сокращен в общей продолжительности до 500 суток, вместо 600 расчетных в других сочетаниях траекторий полета.
Увеличение полезного груза и сокращение времени полета к Марсу и планетам можно получить с применением электрического ракетного двигателя. Этот двигатель имеет малую тягу, но высокий удельный импульс.
Космические двигатели
Путешествие к Марсу посредством современных жидкостных ракетных двигателей без использования каких-либо других средств создания приращения скорости летательного аппарата потребует около двух лет полета, а стартовая масса такого аппарата превысит 1500 т. Чтобы сократить как время полета, так и стартовую массу летательного аппарата, необходимо создать новые, более экономичные и легкие двигательные установки, развивающие большую тягу и отличающиеся более высокой удельной тягой.
Требуемое для осуществления межпланетных перелетов ускорение может быть достигнуто с помощью лишь нескольких типов двигателей, среди которых криогенный жидкостной двигатель на компонентах кислород-водород, ядерные ракетные двигатели, а также гипотетические схемы двигателей, использующие термоядерную реакцию.
Наилучшие перспективы на ближайшие два десятилетия для осуществления относительно непродолжительных (около года или меньше) полетов имеют ядерные тепловые двигатели с твердой или газообразной активной зоной.
В отечественной технике они именуются, следуя собственной терминологии, твердофазными и газофазными. Исходными в классификационной схеме ядерных ракетных двигателей (ЯРД) являются двигатели, использующие тепловую и кинетическую энергии продуктов ядерных реакций. В свою очередь они делятся на реакторные, импульсные, радиоизотопные, аннигиляционные. Реакторные подразделяются на энергоустановки с использованием деления ядер и с синтезом ядер - термоядерные. Системы с делением ядер разделяются на твердофазные, газофазные и коллоидные. Двигатели твердофазные и радиоизотопные испытаны на стендах.