Время перелёта на постоянном ускорении крайне мало. Два корня квадратных из дистанции поделенной на ускорение. Дельта V таких высокоэнергетических орбит измеряется во многих тысячах километров в секунду, и заметно сокращает время любого межпланетного перелёта.

Для 1g постоянного ускорения время полёта Земля-Марс составляет меньше пяти суток - если тот на другой стороне от Земли, разделённый с ней Солнцем. На среднем расстоянии в 225 миллионов километров полёт займёт полнедели. В июле 2018 года минимальное расстояние Земля-Марс составит жалкие 57,6 миллионов километров - и полёт на 1g постоянного ускорения не займёт и пары дней. Для расстояния Земля-Луна такой полёт уложится меньше чем в четыре часа. До Юпитера - около недели.

Одна маленькая проблема.

Нет у человечества таких двигателей, и в обозримое время не будет.

Для химического двигателя теоретический предел достижимого удельного импульса на отсутствующих в природе идеальных материалах и решениях - 500 секунд. Для сравнения - у ранее помянутого лунного двигателя на алюминии - 285 секунд. РД-253 - 316 секунд. У кислород-водородного двигателя RL-10 ракеты "Сатурн" - крайне эффективные 450-465 секунд.

Заметных улучшений здесь можно достичь лишь за счёт высокой скорости истечения рабочего тела. Добиться его можно только переходом с химической энергетики на заведомо лучшую атомную.

За этим в шестидесятые дело не стало.

Оба перспективных атомных двигателя эпохи, импульсный высокой тяги (Orion) и газовый термальный (NERVA), были достаточно подробно обсчитаны, частично построены в металле, и активно испытывались.

Могли они при этом очень и очень многое.

Технический предел удельного импульса газового термального двигателя типа NERVA составляет 850-900 секунд. Теоретический - до 1200, но таких конструкционных материалов у человечества не было в прошлом тысячелетии, и они не особо торопились появиться раньше нынешнего. Выдержать поток раскалённого до звёздных температур (3500-4000 К) водорода не так-то просто.

Тот газовый атомный двигатель, что построили в металле и опробовали на полигоне в любых режимах, включая критические до стадии физического расплавления и теплового взрыва, обладал удельным импульсом не менее 825 секунд.

В таком двигателе через раскалённую атомной реакцией активную зону пропускается криоводород. Так он получает очень большую энергию и стремительно покидает ракету.

Правда, есть и проблемы. Во-первых, соотношение тяги к массе у такого двигателя заведомо меньше единицы. То есть, для взлёта с планеты он не годится. Только для набора скорости в космосе, где тяга почти не важна.

Во-вторых, список актуальных недостатков, до устранения которых двигателем пользоваться затруднительно до полной невозможности, длиннее чем у "танка победы" Т-34.

Советский аналог РД-0410, к слову, показал себя не сильно лучше, хотя разрабатывался достаточно продолжительное время.

Дело в том, что срок жизни двигателя, в зависимости от рабочей температуры активной зоны, крайне ограничен. Речь идёт о считанных часах, а то и просто одном часе вообще. В результате, изделие подсознательно воспринимается многоразовым, но в реальности обладает сроком жизни примерно в один перегон туда-обратно. Для гарантии лучше бы и вовсе пользоваться многоступенчатой схемой и выбрасывать потерявший доверие агрегат хотя бы на полдороге.

Ограничено и количество включений-выключений. Нагрузка в этот момент достаточна, чтобы заметно сократить общий ресурс двигателя - суммарно пусков эдак в десять.

Сам водород стремительно портит материалы двигателя, тем более - при высоких температурах. Этот негативный эффект можно ограничить до приемлемых значений, если добавить в поток водорода стабилизирующий химический компонент, но он неминуемо понизит эффективность работы двигателя.

Схема выше подразумевает сохранение активной зоны как единого целого с минимальным "расходом" в процессе работы. Скромное количество атомного топлива позволяет в таких режимах совершать долгие перелёты с достаточно высокой эффективностью.

Но это не единственное решение. Стабильную активную зону можно заменить яростным инферно газообразного ядерного топлива в потоке водорода. Смесь раскалённого до звёздных температур радиоактивного газа повысит удельный импульс конструкции разика так в полтора и больше. Да, значительное количество ядерного топлива будет улетать безвозвратно в одном потоке с рабочим телом, а за ракетой останется многокилометровый радиоактивный хвост.

Но какой атомный панк устоит при выигрыше порядка 2500 секунд удельного импульса?

К тому же, при ста метрах от среза дюзы до капсулы экипажа смертельную дозу радиации может получить лишь тот, кто не защищён ничем и никак. Даже при высокоэнергетической орбите длиной порядка 40 дней в одну сторону до Марса, не говоря уже о более скромных.

Прослойка свинца в считанные сантиметры, топливные баки, аппаратные отсеки и всё остальное в предварительных расчётах снижали эту дозу минимум на два порядка..

Если увеличить расстояние дюза-отсек от ста метров до пары сотен, доза уже падает вдвое. Да, ракета станет похожа на степенно летящую вдаль Эйфелеву башню, но кого это волнует, кроме художника-иллюстратора, которому нужно как-то уместить её в кадре?