RU2294865C1 - Способ защиты космических объектов - Google Patents
Способ защиты космических объектов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2294865C1 RU2294865C1 RU2005121696/11A RU2005121696A RU2294865C1 RU 2294865 C1 RU2294865 C1 RU 2294865C1 RU 2005121696/11 A RU2005121696/11 A RU 2005121696/11A RU 2005121696 A RU2005121696 A RU 2005121696A RU 2294865 C1 RU2294865 C1 RU 2294865C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- space
- spacecraft
- outer layer
- temperature
- protective screen
- Prior art date
Links
Abstract
Изобретение относится к методам и средствам защиты космических летательных аппаратов от систем противокосмической обороны, преимущественно оснащенных средствами самонаведения, работающими в инфракрасном диапазоне. Оно может использоваться для многоразовых космических кораблей, гиперзвуковых самолетов, головных частей ракет, спускаемых космических аппаратов и т.д. Предлагаемый способ предусматривает создание вокруг космического объекта (КО) защитного экрана, охлаждаемого до температуры фона окружающей среды функционирования КО. В качестве защитного экрана используют внешний слой корпуса КО. Охлаждение экрана осуществляют путем подачи в зазор между оболочкой обтекателя, под который устанавливают КО на ракете-носителе, и внешним слоем корпуса КО паров жидкого азота с температурой 77К. Технический результат изобретения заключается в расширении области применения и повышении эффективности способа. 1 ил.
Description
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.
Claims (1)
- 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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005121696/11A RU2294865C1 (ru) | 2005-07-12 | 2005-07-12 | Способ защиты космических объектов |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005121696/11A RU2294865C1 (ru) | 2005-07-12 | 2005-07-12 | Способ защиты космических объектов |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2294865C1 true RU2294865C1 (ru) | 2007-03-10 |
Family
ID=37992449
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005121696/11A RU2294865C1 (ru) | 2005-07-12 | 2005-07-12 | Способ защиты космических объектов |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2294865C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103063087A (zh) * | 2011-10-23 | 2013-04-24 | 刘竞阳 | 一种防止物体被红外线导弹追踪的方法 |
-
2005
- 2005-07-12 RU RU2005121696/11A patent/RU2294865C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103063087A (zh) * | 2011-10-23 | 2013-04-24 | 刘竞阳 | 一种防止物体被红外线导弹追踪的方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6435454B1 (en) | Heat pipe cooling of aircraft skins for infrared radiation matching | |
Baranwal et al. | Review of Infrared signature suppression systems using optical blocking method | |
Titterton | A review of the development of optical countermeasures | |
US5291830A (en) | Dual-mode semi-passive nosetip for a hypersonic weapon | |
Kim et al. | Susceptibility of combat aircraft modeled as an anisotropic source of infrared radiation | |
US5080165A (en) | Protective tarpaulin | |
US8569668B2 (en) | Active vortex control system (AVOCS) and method for isolation of sensitive components from external environments | |
RU2294865C1 (ru) | Способ защиты космических объектов | |
US6943336B2 (en) | Optical window assembly for use in supersonic platform | |
US3997899A (en) | Low radar cross-section re-entry vehicle | |
US4739952A (en) | Integral cooling system for high-temperature missile structures | |
US3440820A (en) | Thermal protection system for missile components subjected to excessive periods of aerodynamic heating | |
Richardson | The anatomy of the MANPAD | |
US6098402A (en) | Infra-red stealth masking device (IRSMD) | |
SHI et al. | Infrared radiation feature of near space hypersonic cruise vehicle | |
US10894606B2 (en) | Use of infrared transparent airframe materials for passive cooling of internal components | |
Kajal et al. | Analysis of infrared signature from aircraft frontal aspect due to skin friction heating | |
Brzeżański et al. | Heat balance of the military vehicle | |
MILLER | AIT interceptor performance predictions | |
US11346615B2 (en) | Multi-function thermal absorber and isolator using liquid-to-gas phase change material | |
RU2366594C1 (ru) | Способ защиты космических объектов | |
RU2705402C1 (ru) | Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата | |
US20240052227A1 (en) | Water-based polymer network for transpirant cooling applications | |
Vinayak et al. | Long-wave infrared signature of aircraft nose and its emissivity for low observability | |
US20230109525A1 (en) | Integrated dewar assembly with compliant endcap cooling |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100713 |