НАСА снова рассматривает технические условия и возможности для проведения полетов на Марс и создания там базы.
Кроме программы "НЕРВА", нацеленной на разработку ядерных двигателей с твердой активной зоной, в сфере исследовательской деятельности находился ядерный двигатель с газообразной зоной, удельная тяга которого лежит в диапазоне 1500-1600 с.
Проект "Ровер" стал основой для разработки ядерных ракетных двигателей, предназначенных для пилотируемого полета на Марс.
То, что пытаются сделать, представляет собой летный вариант компактного, размерами с письменный стол, реактора, мощность которого соответствует приличной гидроэлектростанции.
В Центре им. Льюиса были проведены оценки различных схем ядерных двигателей применительно к полету на Марс с возвращением корабля на Землю. Рассматривались: схема ядерного двигателя с твердой активной зоной и три схемы с газовой активной зоной - с регенеративным охлаждением элементов двигателя, со сбросом тепла в космос посредством излучателя и с прозрачными стенками, ограничивающими активную зону (типа "лампа"). Были подсчитаны массы космических кораблей, стартующих к Марсу с околоземной орбиты, для различных по своим задачам экспедиций - краткосрочная экспедиций без высадки на Марс продолжительностью не более 200 суток и научно-исследовательская экспедиция с обстоятельным изучением планеты в течение 40-дневного пребывания на ней, посредством оставляемого на Марсе специального мобильного блока массой 140 т.
Согласно расчетам, схема ядерного ракетного двигателя с регенеративным охлаждением и замкнутая цепь (или схема "лампа") позволят осуществить такую экспедицию приблизительно за год, а краткосрочную - за 150 суток, при стартовой массе 130 т. Обеспечивающая большую удельную тягу схема со сбросом тепла в космос посредством излучателя позволит осуществить научно-исследовательскую экспедицию за 200 суток, при стартовой массе 130 т, а краткосрочную - за 80 суток, при стартовой массе 90 т. Во всех расчетах рассмотренных схем, реализация которых намечалась не ранее 2000 г., закладывались данные, соответствующие уровню развития техники того времени, когда проводились оценки.
В 50-е гг. ядерные двигатели с газовой активной зоной привлекли внимание специалистов благодаря своим высоким характеристикам: в то время удельная тяга оценивалась величиной 6000 с при тяге, достигающей 130 кг.
В 60-х гг. рассматривалась замкнутая и открытая схемы ядерных двигателей с газовой активной зоной.
Реализация открытой схемы представляется более простой: необходимо лишь обеспечить требуемое содержание ядерного горючего путем соответствующей организации течения рабочего тела и управления реактором.
Несмотря на обнадеживающие результаты экспериментальных исследований схем газофазного ядерного двигателя в 60-е и 70-е гг., почти все подобные исследования были прекращены в 1975 г. Чтобы получить окончательное заключение о технической возможности создания двигателей с газовой активной зоной, необходимо провести комплексные научно-исследовательские и опытно-конструкторские испытания. Пока неизвестны другие схемы ракетных двигателей, которые используют в качестве топлива добываемые на Земле вещества и которые позволят совершить полет к Марсу с возвращением на Землю в относительно короткие сроки.
Удельная тяга электрореактивного двигателя более высокая и лежит в диапазоне 850-4400 с, однако в области создания таких двигателей еще не вышли за рамки лабораторных исследований. Согласно расчетам, межорбитальный аппарат, снабженный электро-ядерным ракетным двигателем, сможет доставлять с околоземной орбиты на геостационарную груз массой в три раза больший, чем с жидкостными двигателями на криогенных компонентах. Однако из-за низкой тяги электрореактивного двигателя продолжительность такой транспортировки увеличится до 200-400 суток, что может оказаться совершенно неприемлемым для некоторых грузов ввиду длительного нахождения в поясе Ван Аллена. Научно-исследовательские работы по созданию такого двигателя ведутся в лаборатории космической техники ВВС США и должны быть завершены к 2000 г.
Применение ядерных двигателей с непосредственньм преобразованием тепловой энергии в механическую (кинетическую) в межорбитальном аппарате позволит увеличить массу полезного груза в два раза по сравнению с аналогичным аппаратом, снабженным криогенным жидкостным двигателем, при сохранении такой же продолжительности перелета (порядка 5 ч) с низкой орбиты на геостационарную. Согласно оценкам, удельная тяга подобного двигателя составит 1000 с, при сохранении такой же высокой, как и у криогенного жидкостного двигателя, тяги. Недостатком двигателя является радиоактивное излучение, основным источником которого служит активная зона ядерного реактора.