способ защиты космических объектов

Формула изобретения

Способ защиты космических объектов, основанный на создании вокруг космического объекта защитного экрана, в качестве которого используют внешний слой корпуса космического объекта, который до вывода космического объекта в ближний космос охлаждают до температуры фона окружающей среды функционирования космического объекта, отличающийся тем, что перед стартом ракеты-носителя поверх космического объекта размещают обтекатель с внутренним слоем теплоизолятора с обеспечением зазора между этим внутренним слоем и внешним слоем корпуса космического объекта, а охлаждение до температуры фона окружающей среды производят подачей в указанный зазор паров жидкого азота с температурой 77 К.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области космических летательных аппаратов, в частности многоразовых космических кораблей, гиперзвуковых самолетов, головных частей ракет, спускаемых космических аппаратов и других средств, используемых в ближнем космосе, и может быть использовано при организации их защиты от систем противокосмической обороны, оснащенных средствами самонаведения, работающих в инфракрасном диапазоне.

Известен способ защиты космических объектов, основанный на размещении в космосе малоразмерного управляемого космического самолета, обеспечивающего поражения средств противокосмической и противоракетной обороны [www.astronomy.ru/forum/index].

Недостатком способа является его относительно низкая эффективность при организации массированного использования средств уничтожения космического объекта, поскольку малоразмерный самолет предназначен для защиты от одиночных средств.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является способ защиты космических объектов, по которому в качестве защитного экрана используют внешний слой корпуса космического объекта, который охлаждают до криогенных температур [US 4986495].

Недостатком наиболее близкого технического решения является его относительно высокая сложность обеспечения охлаждения до криогенных температур.

Кроме того, способ обладает относительно низкой эффективностью для космических объектов ближнего космоса, температура фона для которых составляет 100-120 К.

Требуемый технический результат заключается в упрощении способа и повышении его эффективности.

Этот технический результат достигается тем, что в способе, основанном на создании вокруг космического объекта защитного экрана, в качестве которого используют внешний слой корпуса космического объекта, который до вывода космического объекта в ближний космос охлаждают до температуры фона окружающей среды функционирования космического объекта, перед стартом ракеты-носителя поверх космического объекта размещают обтекатель с внутренним слоем теплоизолятора с возможностью обеспечения зазора между внутренним слоем теплоизолятора и внешним слоем корпуса космического объекта, а охлаждение до температуры фона окружающей среды производят подачей в зазор паров жидкого азота с температурой 77 К.

На чертеже представлен пример реализации предлагаемого способа.

Космический объект 1 перед запуском размещен на последней ступени 2 ракеты-носителя.

Поверх космического объекта 1 размещается обтекатель 3 с внутренним слоем теплоизолятора 4, например, пенопласта.

Кроме того, между внутренним слоем теплоизолятора 4 и внешним слоем корпуса космического объекта 1 выполнен зазор 5 с возможностью подачи паров жидкого азота. Средства подачи паров (на чертеже не показаны) могут быть размещены, например, на последней ступени 2 ракеты-носителя.

Способ защиты космических объектов может быть реализован следующим образом.

Космический объект 1, например, головная часть ракеты или отделяемый от нее блок, используемые в ближнем космосе, размещены на последней ступени 2 ракеты-носителя. Поверх космического объекта 1 размещается обтекатель 3 с внутренним слоем теплоизолятора 4, например, пенопласта.

Кроме того, между внутренним слоем теплоизолятора 4 и внешним слоем корпуса космического объекта 1 выполнен зазор 5 с возможностью подачи паров жидкого азота. Средства подачи паров (на чертеже не показаны) могут быть размещены, например, на последней ступени 2 ракеты-носителя.

Перед стартом ракеты-носителя в зазор 5 между внутренним слоем теплоизолятора 4 и внешним слоем корпуса космического объекта 1 подаются пары жидкого азота с температурой 77 К. Головная часть ракеты-носителя или отделяемый от нее блок имеют теплоизолирующий корпус для защиты внутренней аппаратуры и средств автоматики. Учитывая, что температура фона окружающей среды функционирования космического объекта (в области ближнего космоса) составляет порядка 100-120 К, то с учетом потерь тепловой энергии не представляет трудность произвести охлаждение внешнего слоя корпуса космического объекта до температуры примерно 100 К.

При входе из верхних слоев атмосферы, например на расстоянии 200-250 км над поверхностью Земли, в ближний космос последняя ступень 2 ракеты-носителя отделяется вместе с обтекателем 3 и внутренним слоем теплоизолятора 4. Таким образом в ближний космос направляется космический объект 1, температура внешнего слоя корпуса которого близка к температуре фона.

В этом случае использование приемников инфракрасного излучения, работающих в диапазонах 5-12 микрон, не могут быть эффективно использоваться для обнаружения и наведения на космический объект средств поражения противокосмических систем. Это вызвано тем, что плотность мощности излучения космического объекта в инфракрасном диапазоне становится близкой к плотности мощности излучения фона, а сигнал, формируемый на выходе фотоприемника средств обнаружения и наведения, пропорционален разности температур объекта и фона.

Таким образом, предложенный способ обладает более широкой областью применения, поскольку позволяет обеспечить эффективную защиту от средств нападения противокосмических комплексов на участках при входе космических объектов из атмосферы в ближний космос и при нахождении их в ближнем космосе, если в противокосмических системах используют средства обнаружения и самонаведения на космический объект, создаваемых на основе применения приемников инфракрасного излучения. Кроме того, известный способ обладает несколько меньшей сложностью, поскольку не требует создания вокруг космического объекта защитного экрана в виде набора тонких пластин. При значительных размерах космических объектов это существенно снижает полезную нагрузку средств доставки космических объектов.