способ поражения космических объектов военного назначения

Формула изобретения

1. Способ поражения космических объектов военного назначения, при котором на околоземную орбиту выводят с помощью ракеты-носителя поражающие элементы в виде обособленных частиц, которые рассеивают и рассредотачивают в космическом пространстве и для этого емкость с поражающими элементами при выведении их на орбиту приводят во вращение, например, под воздействием находящихся под давлением газов, в том числе образованных при сгорании заряда, раскрывают стенки емкости и обеспечивают свободный выход поражающих элементов из емкости во все стороны от оси вращения емкости под действием центробежных сил и поражают упомянутые космические объекты при их столкновении с поражающими элементами, отличающийся тем, что обеспечивают самостоятельную ликвидацию поражающих элементов с полным их устранением в пределах расчетного времени существования на орбите и для этого их изготовляют из вещества, способного испаряться и сублимировать в космическом пространстве, для чего используют энергию солнечного излучения в качестве теплоты сублимации, при этом придают поражающим элементам необходимую форму с определенной площадью поверхности, чем устанавливают время существования упомянутых поражающих элементов до их полного испарения, при выводе поражающих элементов из емкости в направлениях касательных к окружностям их вращения, на них воздействуют с разными импульсами силы, зависящими от расстояния каждого из поражающих элементов от оси вращения при начале движения из емкости, с учетом упомянутого импульса силы устанавливают определенную степень удаления каждого поражающего элемента от линии орбиты упомянутой емкости и при этом создают постоянную по величине их плотность относительно площади, перпендикулярной линии орбиты.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что после выхода из емкости движение поражающих элементов осуществляют по инерции навстречу движения поражаемого космического объекта противника, летящего в сторону защищаемой территории, со сложением скоростей встречного движения космического объекта и поражающих элементов, и не допускают возможности поражения своих ракет-носителей в связи с движением их со сравнимой скоростью и в одном направлении в сторону противника.

Описание изобретения к патенту

Способ поражения космических объектов военного назначения относится к области космического вооружения и обеспечивает выведение из строя боеголовок баллистических ракет, космических орбитальных объектов противоракетной обороны противника и разведывательных спутников различного назначения, размещенных на околоземных орбитах.

Известен способ поражения космических объектов военного назначения, который применяют в национальных системах противоракетной обороны и при этом используют ракетные перехватчики, центры боевого управления, радарные установки, спутники слежения и наблюдения. При осуществлении этого способа фиксируют с использованием спутников наблюдения ракеты с боеголовкой, осуществляют наблюдение за ее полетом с помощью радарных установок, производят запуск ракетного перехватчика и уничтожают с его помощью боеголовку на подлете к цели (Российская газета, от 12 января 2000 г. N 7, стр. 7).

Недостатком этого способа поражения космических объектов военного назначения является сложность его осуществления и связанные с этим большие затраты денежных и материальных средств.

Наиболее близким по совокупности существенных признаков техническим решением к заявленному изобретению является способ поражения космических объектов военного назначения, который заключается в том, что на околоземную орбиту при помощи ракетоносителя выводят поражающие элементы в виде обособленных частиц, которые рассеивают и рассредотачивают в космическом пространстве. Для этого емкость с поражающими элементами при выведении их на орбиту приводят во вращение, например, под воздействием находящихся под давлением газов, в том числе образованных при сгорании заряда. Раскрывают стенки емкости и обеспечивают свободный выход поражающих элементов из емкости во все стороны от оси вращения емкости под действием центробежных сил и поражают космические объекты при их столкновении с поражающими элементами (US 4388869, F 42 B 13/48 (102/494), 26.06.1983).

Недостатком этого способа поражения космических объектов является долговременное, на многие десятилетия, засорение околоземного космического пространства металлическими поражающими элементами, что исключает в последующем возможность запуска на околоземную орбиту любых по назначению космических объектов и затрудняет безаварийный пролет через зону размещения поражающих элементов межпланетных космических объектов.

Предлагаемое изобретение обеспечивает достижение технического результата, который заключается в создании возможности равномерного рассеивания и рассредоточения в пространстве поражающих элементов, их функционировании определенное расчетное время и обеспечении последующей самостоятельной ликвидации с полным их устранением без каких-либо дополнительных действий или затрат денежных и материальных средств. При этом обеспечивают возможность поражения космических объектов противника, летящих в сторону защищаемой территории, и исключают возможность поражения своих ракет-носителей и их боеголовок этими поражающими элементами.

Указанный технический результат достигается тем, что на околоземную орбиту выводят с помощью ракеты-носителя поражающие элементы в виде обособленных частиц с возможностью их движения на орбите с первой космической скоростью и поражают указанные космические объекты при их столкновении с поражающими элементами. Согласно изобретению обеспечивают самостоятельную ликвидацию поражающих элементов в пределах расчетного времени их существования до полного испарения и для этого их изготовляют из вещества, способного испаряться и сублимировать в космическом пространстве, для чего используют энергию солнечного излучения в качестве теплоты сублимации. При этом придают поражающим элементам необходимую форму с определенной площадью поверхности.

Поражающие элементы равномерно рассеивают и рассредотачивают в пространстве и для этого емкость с поражающими элементами при выведении их на орбиту приводят во вращение, например, при помощи упругих элементов при отделении ее ракеты-носителя, раскрывают боковые относительно оси вращения стенки емкости и обеспечивают свободный выход поражающих элементов из емкости в направлениях касательных к окружностям их вращения. На них воздействуют с разными импульсами силы, зависящими от расстояния каждого из поражающих элементов от оси вращения при начале движения из емкости. Импульсом силы устанавливают определенную степень удаления каждого поражающего элемента от линии орбиты емкости и создают постоянную по величине их плотность относительно площади, перпендикулярной линии орбиты.

Движение емкости с поражающими элементами, а после раскрытия емкости движение поражающих элементов осуществляют по инерции навстречу движения поражаемого космического объекта и при этом обеспечивают возможность поражения космического объекта противника, летящего в сторону защищаемой территории, со сложением скоростей встречного движения космического объекта и поражающих элементов. Вместе с тем, при этом не допускают возможность поражения своих ракет-носителей и боеголовок в связи с движением их со сравнимой скоростью и в одном направлении в сторону противника.

При указанном поражении космических объектов используют энергию, которая выделяется при столкновении поражающего элемента с космическим объектом. Величина этой энергии зависит от массы поражающего элемента и скорости его движения относительно поражаемого космического объекта.

Ниже приводится подтверждение возможности осуществления описываемого изобретения.

Известно, что испаряются и превращаются в пары все твердые тела - одни быстрее, другие чрезвычайно медленно (Элементарный учебник физики, под ред. академика Г.С. Ландсберга, том I, издание седьмое, изд. Наука, Москва, 1971, стр. 581 и 603). Сублимация возможна во всем интервале температур и давлений, при которых твердая и газообразная фазы сосуществуют. Необходимая для сублимации энергия называется теплотой сублимации (Физический энциклопедический словарь, под редакцией А.М. Прохорова, Москва, Советская энциклопедия, 1984, стр. 730). Следовательно, в зависимости от заданного расчетного времени существования поражающих элементов на орбите их изготовляют из соответствующего вещества и придают им необходимую форму с большей или меньшей площадью поверхности (шарообразную, пластинчатую), что также определяет время существования этих элементов до их полного испарения. При этом в качестве теплоты сублимации используют энергию солнечного излучения.

Из сказанного следует, что возможность самостоятельной ликвидации поражающих элементов и продолжительность их существования на орбите определяется способностью к сублимации вещества, из которого изготовлены эти элементы, а также от их формы.

Эффективность предложенного способа поражения космических объектов зависит от равномерности рассеивания и взаимного рассредоточения поражающих элементов при движении их по орбите после выхода из емкости, в которой они были выведены на орбиту при помощи ракеты-носителя.

В качестве примера принимается, что общая масса выведенных на орбиту в одной емкости поражающих элементов равна 2000 кг. При массе одного поражающего элемента 2 г общее их количество при этом составит 1000000 штук. При их равномерном рассредоточении в пределах пространства с поперечной площадью сечения, перпендикулярной линии орбиты и равной 1 км², поражающие элементы перекроют эту площадь с плотностью один элемент на 1 м². Это обеспечит полное поражение всех космических объектов, имеющих поперечную площадь сечения в 1 м² и более, пролетающих через указанное пространство, содержащее поражающие элементы.

Указанное выше равномерное рассеивание и рассредоточение поражающих элементов на орбите может быть осуществлено различными способами. В данном случае это осуществляют тем, что поражающие элементы выводят на орбиту в емкости, которой при отделении ее от ракеты-носителя придают вращательное движение, например, с помощью упругих элементов с опорой на корпус ракеты-носителя или под воздействием находящихся под давлением газов, в том числе при сгорании порохового заряда. Затем закрывают боковые относительно оси вращения стенки емкости и обеспечивают свободный выход поражающих элементов из емкости во все стороны от оси вращения емкости под воздействием центробежных сил и с использованием вращательного движения с направлением их по касательной к окружности вращения. При этом придают поражающим элементам разную скорость движения от емкости и воздействуют на них с разными импульсами силы в зависимости от расстояния каждого из поражающих элементов от оси вращения при начале движения поражающего элемента из емкости.

Известно, что первая космическая скорость убывает с увеличением расстояния от Земли (Советский энциклопедический словарь, под редакцией А.М. Прохорова, издание четвертое, М., Советская энциклопедия, 1987, стр. 983) с соответствующим изменением кинетической энергии движущегося тела. В связи с этим изменение удаления каждого поражающего элемента от орбиты емкости ограничено и зависит от величины импульса силы, полученного этим элементом при выходе из емкости. Это обеспечивает возможность регулирования конечной степени рассеивания и рассредоточения поражающих элементов в пространстве и позволяет создать постоянную по величине их плотность относительно площади сечения, перпендикулярной линии орбиты.

После раскрытия емкости движение поражающих элементов осуществляют по инерции навстречу движения поражаемого космического объекта. При этом обеспечивают возможность поражения космического объекта, летящего в сторону защищаемой территории, на встречных направлениях полета со сложением скоростей движения космического объекта и поражающих элементов. Вместе с тем, не допускают возможность поражения своих ракет-носителей и боеголовок в связи с их движением с примерно одинаковой скоростью и в одном направлении в сторону противника.

При указанном поражении космических объектов используют энергию, которая выделяется при столкновении поражающего элемента с космическим объектом. Величина этой энергии зависит от массы поражающего элемента и скорости его движения относительно космического объекта. Указанная скорость встречного движения равна удвоенной первой космической скорости, т.е. около 15,8 км/с. Поражение космического объекта при этих условиях носит комплексный характер в связи с ударным механическим воздействием поражающего элемента и резким скачкообразным повышением температуры в точке удара, что приводит к частичному или полному мгновенному испарению поражающего элемента, имеющему характер взрыва, и к тепловому разрушению (прожиганию) оболочки и содержимого космического объекта. Такой характер поражения аналогичен воздействию кумулятивного снаряда.

Возможности предложенного способа поражения космических объектов показываются на следующем конкретном примере.

В качестве исходных данных принимается, что масса (m) поражающего элемента составляет 0,002 кг, встречная его скорость (V) относительно поражаемого космического объекта - 15800 м/с. Величина кинетической энергии (E_к) поражающего элемента определяется по известной формуле E_к=mV²/2 и составляет:

E_к=0,002 кг (15800 м/с)²/2 = 249640 Дж.

Для сравнения рассматривается поражающая способность германской 35-мм зенитной самоходной установки "Гепард", у которой масса снаряда составляет 0,5 кг и начальная его скорость - 1175 м/с (журнал, Техника молодежи, N 5 за 1988 год, стр. 45, рис. 286). При этом принимается, что поражение цели происходит при скорости снаряда 1000 м/с. При указанных условиях кинетическая энергия снаряда составит: E_к = 0,5 кг (1000 м/с)²/2 = 250000 Дж.

Следовательно, поражающая способность по величине кинетической энергии поражающего элемента массой в 2 г, принятого в указанных выше конкретных примерах, сравнима с поражающей способностью современной зенитной установки калибром в 35 мм, что подтверждает осуществимость предложенного способа поражения космических объектов военного назначения с полным достижением указанного выше заданного технического результата.