Способ защиты космических объектов
Владельцы патента RU 2366594:
Изобретение относится к методам и средствам защиты от систем противокосмической обороны, оснащенных преимущественно инфракрасными системами обнаружения и наведения. Оно может быть использовано для защиты отделяемых ступеней баллистических ракет, искусственных спутников Земли, спускаемых космических аппаратов. Способ предусматривает использование набора теплоизолированных друг от друга экранов, охлаждаемых до различных температур. Эти экраны последовательно сбрасывают так, чтобы обеспечить минимальный тепловой контраст как по отношению к фону окружающей среды, так и к подстилающей поверхности на разных участках траектории полета. Последний экран сбрасывают после входа космического объекта в плотные слои атмосферы, по исчезновении плазменного свечения от его поверхности. Техническим результатом изобретения является повышение надежности защиты космического объекта на всей траектории его полета и расширение области возможного применения. 1 ил.
Изобретение относится к способам защиты космических летательных аппаратов от средств противоракетной обороны, содержащих инфракрасные (ИК) системы обнаружения, сопровождения и наведения. Оно может использоваться для защиты многоразовых космических кораблей, отделяемых ступеней баллистических ракет, искусственных спутников на стадии их выведения или коррекции орбит, спускаемых космических аппаратов. Известен способ защиты космических объектов (КО) от средств ИК обнаружения, связанный с охлаждением до криогенных температур внешней поверхности КО [US 4986495].
Недостатками указанного способа являются:
— высокая сложность обеспечения охлаждения до криогенных температур;
— понижение температуры поверхности возможно не для всех КО ввиду возникновения термоупругих напряжений поверхности, приводящих к падению их прочностных характеристик, способных спровоцировать преждевременное разрушение КО при входе в плотные слои атмосферы.
Известен также способ защиты КО от систем ИК наведения, рассмотренный в [2], в котором предлагают размещать головную часть внутри алюминиевого кожуха с двойными стенками, зазор между которыми заполнен жидким азотом. Для уменьшения величины отраженного кожухом теплового излучения, создаваемого Землей, предлагают придавать его поверхности соответствующее оптическое качество и использовать благоприятную ориентацию КО. Недостатком указанного способа является невозможность изменения температуры кожуха при изменении температуры окружающего фона, в результате чего снижается его маскирующее свойство.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является способ, основанный на охлаждении защитного экрана, располагаемого вокруг КО, причем в качестве защитного экрана используют внешний слой корпуса КО [3]. Охлаждение экрана осуществляют путем подачи в зазор между оболочкой обтекателя с внутренним слоем теплоизолятора, под которым устанавливают КО на ракете-носителе, и внешним слоем корпуса КО паров кипящего жидкого азота с температурой 77К непосредственно перед стартом ракеты. Защитный эффект заключается в том, что после сбрасывания обтекателя и движении КО по баллистической траектории в ближнем космосе, температура КО близка к температуре окружающего фона (100-120К). Вследствие низкой тепловой контрастности снижается эффективность использования ИК систем обнаружения и наведения средств поражения противокосмической обороны.
Недостатками наиболее близкого технического решения являются:
— охлаждение внешнего слоя корпуса в некоторых случаях невозможно из-за технических условий эксплуатации аппаратуры и оборудования КО;
— использование единственного охлажденного экрана только с одной фиксированной температурой не обеспечивает надежной защиты на всей траектории полета, т.к., во-первых, в процессе полета происходит эффективный нагрев экрана солнечным излучением, а также собственными тепловыми потоками от более нагретой массивной части КО. Кроме того, определенный вклад в нагрев вносит трение при соприкосновении с атмосферными газами даже при условии их достаточной разреженности; во-вторых, тепловой контраст КО с окружающим фоном различен для разных участков траектории движения как из-за изменения температуры фона, так и из-за изменяющихся условий наблюдения за КО. Так, один и тот же КО на различных участках траектории могут наблюдать с помощью аппаратов, находящихся на более высоких орбитах, и тогда фоном будет служить подстилающая поверхность Земли с температурой порядка 300К, а на других участках — в направлении, параллельном поверхности Земли, и тогда температура фона составит 80-120К. Возможны также и другие варианты;
— использование в качестве защитного экрана внешнего корпуса КО не обеспечивает его защиту на конечном участке траектории движения, когда в плотных слоях атмосферы на поверхности возникает плазменный слой, являющийся демаскирующим фактором с широким спектром электромагнитного излучения.
Целью настоящего изобретения является устранение недостатков прототипа и расширение области применения.
Указанную цель достигают путем создания вокруг защищаемого КО системы экранов, охлажденных до различных температур, которые обеспечивают на различных участках траектории полета минимальную разность температур между КО и фоном окружающей среды или фоном подстилающей поверхности. Защитные экраны размещают под обтекателем и разделяют между собой и КО теплоизолирующими прокладками, что позволяет им сохранять заданные и различающиеся между собой температуры в течение промежутка времени, сопоставимого по длительности со временем полета. Охлаждение экранов осуществляют непосредственно перед стартом подачей паров жидкого азота при температуре около 77К в зазоры между обтекателем и экранами, либо использованием для этих целей непосредственно жидкого азота или какой-либо иной криогенной жидкости. При этом температуру экранов регулируют либо продолжительностью охлаждения в различных зазорах, либо изменением в них давления паров азота. Количество защитных экранов устанавливают исходя из компромисса между ограничением на забрасываемую массу и количеством участков траектории, на которых происходит резкое изменение теплового контраста из-за изменения фона, на котором наблюдают КО. Защитные экраны последовательно сбрасывают с помощью средств пироавтоматики или другим способом таким образом, чтобы на соответствующих участках баллистической траектории КО был обеспечен минимальный тепловой контраст. Температуру экранов устанавливают исходя из этих же требований.
Последний экран сохраняют до входа КО в плотные слои атмосферы на заключительном участке траектории. Именно на этом экране возникнет плазменный слой, который является источником излучения в широком диапазоне шкалы электромагнитных волн. Данный экран полностью сгорает за непродолжительный промежуток времени, после чего плазменное свечение уже не возникает, т.к. к этому моменту скорость падает до уровня, когда контакт поверхности КО с атмосферными газами не приводит к возникновению плазмы, а температура поверхности КО низка благодаря использованию защитных экранов. В случае стойкого к температурному воздействию экрана его сбрасывают в атмосфере после того, как угроза возникновения плазменного свечения от собственной поверхности КО исчезает. При этом светящийся экран представляет собой дополнительную ложную цель. Благодаря этому последний экран осуществляет защиту от средств оптической разведки на заключительном участке траектории полета КО после вхождения в плотные слои атмосферы.
Таким образом предлагаемый способ устраняет недостатки аналогов и прототипа и создает качество, им не доступное.
Проведенный заявителем анализ уровня развития техники, включая поиск по патентным и научно-техническим источникам информации и выявление источников, содержащих сведения об аналогах заявленного технического решения, не обнаружил источников, характеризующихся признаками, тождественными или идентичными всем существенным признакам заявленного способа. Выделение из перечня выявленных аналогов прототипа, как наиболее близкого по совокупности признаков аналога, позволило установить ряд существенных по отношению к предлагаемому заявителем техническому решению отличительных признаков способа защиты космических объектов, приведенных в формуле изобретения. Следовательно, заявленный способ соответствует критерию «новизна».
Проведенный заявителем дополнительный поиск не выявил известные решения, содержащие признаки, совпадающие с отличительными от прототипа признаками заявленного способа. Следовательно, для специалиста заявленное техническое решение не вытекает явным образом из известных образцов техники, т.к. существенные признаки патентуемого решения не возникают в результате преобразования известных устройств. Заявленное техническое решение не основано также на изменении количественного признака (признаков), представлении таких признаков во взаимосвязи, либо изменении вида известных аналогов и прототипа. Следовательно, заявленный способ соответствует критерию «изобретательский уровень».
На чертеже показан пример реализации предлагаемого способа. Защищаемый космический объект 1 размещают на последней ступени ракеты-носителя 2. Поверх КО располагают обтекатель 3, под которым размещают последовательность защитных экранов 4 в количестве 1…n. Защитные экраны разделяют между собой теплоизолирующими прокладками 5. Конструкцию и материал экранов выбирают для решения конкретной задачи, в частности, один из экранов может быть изготовлен пустотелым с двойной стенкой для заполнения жидким азотом с температурой кипения 77К или иной подходящей криогенной жидкостью. Экраны в процессе полета отделяют последовательно с помощью средств пироавтоматики (на чертеже не показаны). Температуру экранов устанавливают путем подачи паров кипящего жидкого азота в зазоры между экранами (средства подачи паров на чертеже не приведены), они могут быть размещены, например, на второй ступени ракеты-носителя.
Предлагаемый способ защиты космических объектов может быть реализован следующим образом. Космический объект 1, например, головная часть ракеты или отделяемый от нее блок размещены на последней ступени ракеты-носителя 2 под поверхностью обтекателя 3. В зазоре между 1 и 3 размещают набор из нескольких защитных экранов 4, разделенных теплоизолирующими прокладками 5. Охлаждение экранов осуществляют через зазоры между ними с помощью паров жидкого азота (кипение жидкого азота при атмосферном давлении происходит при 77К). Средства подачи паров (на чертеже не показаны) могут быть размещены, например, на последней ступени ракеты-носителя 2. Температура охлажденного экрана определяется временем охлаждения и давлением паров. С учетом теплопотерь эта температура может составлять 100К, при необходимости получения более глубокого охлаждения экран может быть изготовлен в виде пустотелой полости с двойными стенками, между которыми заливают жидкий азот. При таком способе охлаждения температура поверхности экрана может составлять 80-85К. При использовании других криогенных жидкостей температура поверхности экрана может быть дополнительно понижена.
При выходе из плотных слоев атмосферы, после того как отработают двигательные установки и сбрасывается обтекатель головной части, основным демаскирующим КО фактором является собственное тепловое излучение головной части, которая сильно нагревается при контакте с атмосферными газами. Тепловой фон окружающей среды на различных участках траектории (верхние слои атмосферы и ближний космос) характеризуется температурой, которая изменяется в пределах 80-120К. В этих условиях тепловой контраст между КО и фоном достигает сотен Кельвинов, что в совокупности с характерной скоростью движения, делает его хорошо различимым для систем обнаружения и наведения, использующих фотоприемники для регистрации инфракрасного излучения в диапазонах 5-7 и 8-12 мкм. После отделения обтекателя температура КО по заявляемому способу падает до температуры фона, что снижает эффективность его обнаружение в ИК-диапазоне системами, осуществляющими наблюдение на этом фоне. Если через некоторое время (на последующем участке траектории полета) становится актуальным наблюдение КО на фоне подстилающей поверхности (земная поверхность, поверхность мирового океана и т.д.) с температурой порядка 300К, то с помощью систем пироавтоматики первый экран сбрасывают и обнажают следующий, температуру которого заранее устанавливают близкой новому состоянию фона. Число защитных экранов определяет возможность повторения приема при дальнейших изменениях соотношения температура фона — температура КО. Температуры экранов определяют заранее при планировании траектории движения КО.
Последний экран сгорает после входа КО в плотные слои атмосферы и образования на нем плазменного свечения таким образом, что после этого из-за потери скорости свечение не возникает на собственной поверхности защищаемого КО. Расчет характеристик такого экрана — задача инженерная и может быть выполнена на основании оценок скорости движения КО в плотных слоях атмосферы, поэтому здесь не рассматривается. В качестве возможного варианта может быть рассмотрена конструкция не разрушаемого экрана, который сбрасывают после падения скорости движения до уровня, не связанного с образованием плазменного слоя.
Таким образом, предложенный способ обладает более широкой областью применения, т.к. позволяет обеспечить защиту не только при полете в свободном космическом пространстве, но и при входе в плотные слои атмосферы.
1. Патент US 4986495 А, 22.01.1991 г.
2. Countermeasures. A Technical Evaluation Operational Effectiveness of the Planned US National Missile Defense, April 2000. Security Studies Program, Massachusetts Institute of Technology.
3. Патент RU №2294865, 2007 г.
Способ защиты космических объектов, основанный на создании вокруг космического объекта экрана, охлаждаемого для минимизации разности температур объекта и фона, отличающийся тем, что используют набор теплоизолированных друг от друга экранов, которые охлаждают до различных температур и последовательно сбрасывают так, чтобы обеспечить минимальный тепловой контраст как по отношению к фону окружающей среды, так и фону подстилающей поверхности на разных участках траектории полета, причем последний экран сбрасывают после входа космического объекта в плотные слои атмосферы по исчезновении плазменного свечения от его поверхности.
Источник
Способ защиты космических аппаратов
Владельцы патента RU 2532003:
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для космических аппаратов (КА). Отстреливают кассету с устройством формирования защитного экрана вдоль линии визирования в сторону потенциально опасного управляемого объекта, формируют с заданными интервалом времени, циклограммой функционирования и массогабаритными параметрами в виде колокола с основанием на безопасном расстоянии от КА экран в виде объемно-распределенного образования инжекцией микродисперсных углеродосодержащих частиц. Изобретение позволяет повысить защиту КА от управляемых объектов. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области космической техники, а именно к методам и средствам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения с объектами искусственного происхождения различной массы, а также защиты от средств поражения в случае преднамеренного нападения на космические аппараты с помощью управляемых средств и устройств наблюдения космического базирования.
Известен способ защиты космических объектов, заключающийся в том, что перед космическим объектом на минимально допустимом расстоянии от него развертывают защитный экран в направлении возможного использования средств нападения, перекрывая экраном зону досягаемости космического объекта указанными средствами и сообщая экрану скорость и траекторию полета, близкие к скорости и траектории полета космического объекта, защитный экран в сложенном виде закрепляют краями на поверхности космического объекта, а перед зоной досягаемости средств нападения сообщают этим краям ускорение с составляющими вдоль и в сторону от траектории движения космического объекта, обеспечивая указанное развертывание защитного экрана, который выполняют в виде пространственно разнесенных поражающих элементов, соединенных гибкими средствами крепления на расстояниях, меньших геометрических размеров средств нападения [1].
Недостатками данного способа является низкая эффективность при предотвращении столкновения с группой объектов, обусловленная ограниченным количеством экранов, которые можно разместить на защищаемом объекте. Использование известного способа неэффективно для защиты космических аппаратов от столкновения с объектами, геометрические размеры которых меньше расстояния между поражающими элементами экрана. При этом размеры потенциально опасных объектов предварительно неизвестны. Необходимо отметить сложность и громоздкость упаковки такого экрана на КА, так как такого вида экран должен иметь размеры, сопоставимые с зоной поражения КА. В случае сбоя в работе устройства отделения экрана КА может получить повреждения от поражающих элементов.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому способу является способ защиты космических аппаратов (КА), заключающийся в том, что защита космического аппарата осуществляется путем формирования отделяемого защитного экрана. Отделяемый защитный экран формируют перед отделением от КА в виде твердого тела малой плотности путем выдувания газом из полимерного материала с малым временем затвердевания, полимерный материал или его смесь с применяемым для выдувания экрана газом обладают свойством детонации при столкновении с потенциально опасным объектом.
При обнаружении приближения потенциально опасных объектов рассчитывают габаритные размеры и массу экрана, достаточные для разрушения опасного объекта или группы объектов до мелкодисперсного состояния и отклонения взрывом фрагментов разрушенного объекта с траектории защищаемого КА, после чего формируют и отделяют в направлении потенциально опасных объектов необходимое количество экранов, требуемой массы и габаритных размеров. Экраны могут формироваться из вспененного полимерного материала или аэрогеля, путем вспенивания жидкого полимерного материала или выдувания порошкообразного компонента газом, непосредственно перед отделением от защищаемого аппарата [2].
Недостатками данного способа являются:
— формирование защитного экрана происходит непосредственно перед отделением от КА, что может в случае возникновения неполадок в устройстве формировании и выдувания защитного экрана он останется прикрепленным к КА. Это приведет к нарушению работоспособности КА;
— масса, размер и количество необходимой для защиты КА экранов зависит от точности определения (расчетов) размеров, массы, вида опасных объектов, приближающихся к КА;
— формируемый экран имеет неопределенную конфигурацию с трудно прогнозируемым центром масс, что создает сложность при задании необходимого направления его отделения;
— при длительном функционировании КА на орбите (несколько лет) перед началом формирования экрана для устранения эффекта слеживания требуется «встряхивание» емкости с полимерным материалом;
— защита КА осуществляется только в отношении опасных неуправляемых объектов;
— ударная детонация при контакте защитного экрана с опасным объектом может воздействовать и на защищаемый КА;
— сложность обеспечения необходимого направления на опасный объект сформированного экрана из-за необходимости учета месторасположения объемных внешних конструктивных элементов КА (солнечные батареи, антенны);
— для отделения защитного экрана от КА требуется придать ему импульс движения, что может привести к детонации вещества экрана в непосредственной близости от КА.
Общим недостатком известных способов защиты КА является то, что ни один из них не обеспечивает защиту КА в случае преднамеренного нападения с помощью управляемых средств с устройствами наблюдения.
Целью изобретения являются способ защиты КА, обеспечивающий эффективную защиту космического аппарата от столкновения с потенциально опасными управляемыми объектами или группой объектов, в том числе управляемых.
Указанная цель достигается тем, что в заявляемом способе защитный экран представляет собой объемно-распределенное образование (ОРО) на основе микродисперсных углеродосодержащих частиц. Способ реализуется следующим образом.
На чертеже представлено пояснение способа. При приближении к защищаемому космическому аппарату 1 потенциально опасного управляемого объекта 2 кассету с устройством формирования защитного экрана 3 отстреливают в направлении линии визирования 5. Через фиксированный интервал времени после обнаружения потенциально опасного объекта 2 устройство формирования защитного экрана, к этому моменту времени находящееся вне зоны его возможного воздействия на КА, формирует защитное облако-экран в форме колокола 4 (изображено схематично на чертеже), направленного основанием в сторону потенциально опасного управляемого объекта 2 и имеющего размер, перекрывающий возможные углы наблюдения с опасного объекта при его маневрировании. При этом защитный экран формируют посредством реализации внутренней циклограммы работы кассеты с устройством формирования. В результате формируют зону неопределенности местоположения КА 1, которая превышает возможную зону поражения любыми видами управляемых опасных объектов (чертеж).
Преимуществом заявляемого способа защиты КА являются: возможность формирования защитного экрана вне КА на безопасном расстоянии, в случае маневрирования опасного объекта защита КА осуществляется формированием одного защитного экрана, тогда как в других известных способах для защиты КА требуется формирование последовательно нескольких экранов, отсутствует необходимость предварительного определения массы и размера приближающегося управляемого опасного объекта.
Список использованных источников
1. Патент РФ на изобретение №2294866 «Способ защиты космических объектов». МПК B64G 1/52, B64G 1/56, опубл. 10.03.2007 г., бюл. №7.
2. Патент РФ на изобретение №2374150 «Способ защиты космических аппаратов». МПК B64G 1/52, B64G 1/56, опубл. 27.11.2009 г.
1. Способ защиты космических аппаратов, включающий формирование защитного экрана и направление его в сторону потенциально опасных объектов, отличающийся тем, что защитный экран формируют в виде объемно-распределенного образования путем инжекции микродисперсных углеродосодержащих частиц устройством формирования защитного экрана, причем защитный экран формируют на безопасном расстоянии от защищаемого космического аппарата после отстрела кассеты с устройством формирования защитного экрана вдоль линии визирования в сторону потенциально опасного управляемого объекта.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что защитный экран формируют через заданный интервал времени после обнаружения потенциально управляемого опасного объекта и отстрела кассеты с устройством формирования защитного экрана.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что защитный экран формируют с заданными массо-габаритными параметрами — в виде колокола с основанием, направленным в сторону потенциально опасного управляемого объекта.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что защитный экран формируют компактным отстреливаемым устройством с заданной собственной циклограммой функционирования.
Источник
