Способ подогрева лунного пускового ракетного комплекса


 


Владельцы патента RU 2511746:

Охотский Игорь Евгеньевич (RU)
Гурко Александр Олегович (RU)

Изобретение относится к области космонавтики и может быть использовано в лунных пусковых ракетных комплексах (ЛПРК). На поверхности Луны в непосредственной близости от ЛПРК размещают тепловой кожух (наружная поверхность покрыта светоотражающей пленкой, внутренняя - теплоизоляционными панелями) с тепловыми аккумуляторами, насосную станцию, солнечные батареи, электроаккумулятор. Заправляют половину тепловых аккумуляторов жидким теплоносителем, нагревают жидкий теплоноситель энергией небесных тел путем открытия крышек теплового кожуха с помощью датчиков света системы открытия/закрытия в светлое время лунного дня, измеряют температуру элементов конструкции ЛПРК и компонентов ракетного топлива в темное время лунной ночи, нагревают элементы конструкции ЛПРК и компоненты ракетного топлива путем перекачивания нагретого от небесных тел жидкого теплоносителя по жидкостному контуру через подогреваемые элементы конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компоненты ракетного топлива ракеты из заправленных тепловых аккумуляторов в пустые тепловые аккумуляторы в течение всего темного времени лунной ночи с помощью насосов насосной станции, получающих питание (в зависимости от времени лунных суток) от солнечных батарей или электроаккумулятора. Изобретение позволяет повысить надежность системы подогрева в течение длительного срока эксплуатации ЛПРК. 4 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам терморегулирования и подогрева космических станций и комплексов, и может быть использовано для обеспечения требуемого температурного режима в лунном пусковом ракетном комплексе для запуска ядерных или термоядерных ракет.

Возможность соударения планеты с крупными метеоритными телами или небольшими астероидами (вероятность последнего оценивается единичной частотой на отрезке 100 000 лет) сопряжена с глобальными катастрофическими последствиями для всей земной цивилизации. Наличие ракетно-космических систем с управляемой траекторией полета позволяет заблаговременно по обнаружению потенциально опасного космического тела (соответствующего геометрического масштаба и массы) осуществить либо его траекторное отклонение, либо разрушение (дробление) на фрагменты сравнительно безопасных размеров, неспособные "пройти" слой земной атмосферы.

Лунный пусковой ракетный комплекс является средством противометеоритной защиты и используется исключительно в космических (внеземных) условиях при осуществлении высокоскоростного соударения ракеты с метеорным (астероидным) телом.

Для нормальной работоспособности лунного пускового ракетного комплекса и поддержания постоянной боеготовности ракеты (подогрев топлива) необходимо поддерживать определенный температурный режим внутри лунного ракетного комплекса.

Из уровня техники не выявлено прямых аналогов заявленного изобретения.

Однако известный способ терморегулирования космических аппаратов с солнечными батареями включает измерение температур в зонах терморегулирования аппарата, их сравнение с верхними и нижними допустимыми значениями и подвод тепла к зонам при достижении указанных нижних значений. Подвод тепла ведут путем превращения электрической энергии в тепловую. При этом измеряют потребление электроэнергии на различных типовых интервалах времени полета аппарата, прогнозируя ориентацию его солнечных батарей на Солнце. По результатам прогноза определяют значения электроэнергии, генерируемой батареей. Сравнивают измеренные значения потребляемой электроэнергии с определенными по прогнозу для батареи. По результатам сравнения разделяют полетное время аппарата на участки с превышением энергии, генерируемой батареей, над потребляемой, с равенством этих энергий и дефицитом генерируемой энергии (см. RU 2279376 С2).

Известен способ терморегулирования космического аппарата, который включает измерение температур элементов конструкции и бортовой аппаратуры космического аппарата и компонентов ракетного топлива, их нагрев от тепла небесных тел и преобразование электроэнергии в тепловую при достижении измеренными температурами нижних границ диапазона термостатирования. При этом в полете определяют интервалы аккумулирования тепловой энергии в компонентах ракетного топлива (при избытке тепловой и электроэнергии на борту космического аппарата) и интервалы ее полезного высвобождения. Если прогнозируемое значение аккумулированной энергии за определенный ранее интервал превысит верхнее значение для заданного объема компонентов ракетного топлива, то до конца этого интервала аккумулируют в компоненты ракетного топлива тепло от небесных тел. В противном случае преобразуют в тепло избыток генерируемой на борту электроэнергии над потребляемой и подводят его к компонентам ракетного топлива (см. RU 2262469 С2).

Также известен способ терморегулирования бортовой аппаратуры космического аппарата. Согласно способу, в начале полета космического аппарата производят тестовые измерения выходных характеристик бортовой аппаратуры на протяжении всего допустимого диапазона температур в зоне ее установки. Фиксируют одновременно наиболее точные измеренные значения выходных характеристик и диапазоны температур в зоне установки и внутри бортовой аппаратуры. Во время полета космического аппарата измеряют текущие выходные характеристики бортовой аппаратуры, сравнивают их с наиболее точными и проверяют выполнение условия, согласно которому расхождение между измеренными и точными значениями выходных характеристик должно быть меньше допустимого значения (см. RU 2304071 С2).

Все вышеуказанные аналоги заявленного изобретения обладают общим существенным недостатком - недостаточной надежностью для бесперебойной работы системы терморегуляции и обогрева при заданном длительном сроке эксплуатации космического объекта, орбитальной станции или лунного пускового ракетного комплекса.

Задачей заявленного способа является повышение надежности и бесперебойность работы системы подогрева (терморегулирования) в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Технический результат заключается в том, что созданный способ подогрева технологически прост, позволяет повысить надежность и бесперебойность работы системы подогрева в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Технический результат достигается тем, что способ подогрева лунного пускового ракетного комплекса, включает размещение на поверхности Луны тепловых аккумуляторов, установленных в тепловом кожухе, насосной станции, солнечных батарей и электроаккумулятора, заправку половины тепловых аккумуляторов жидким теплоносителем, работающим попеременно в диапазоне температур 200°-0°С, нагрев жидкого теплоносителя в заправленных тепловых аккумуляторах от небесных тел, например от Солнца или Земли, путем открытия крышек теплового кожуха заправленных тепловых аккумуляторов в светлое время лунного дня, измерение температур элементов конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компонентов ракетного топлива ракеты в темное время лунной ночи, нагрев элементов конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компонентов ракетного топлива ракеты в темное время лунной ночи, путем перекачки нагретого от небесных тел жидкого теплоносителя по жидкостному контуру через подогреваемые элементы конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компоненты ракетного топлива ракеты из заправленных тепловых аккумуляторов в пустые тепловые аккумуляторы в течение всего темного времени лунной ночи, по средствам насосов насосной станции, получающих питание от солнечных батарей или электроаккумулятора.

В частных случаях реализации способа тепловые аккумуляторы в тепловом кожухе, насосная станция, солнечные батареи и электроаккумулятор располагают на поверхности Луны в непосредственной близости от лунного пускового ракетного комплекса. Наружную поверхность теплового кожуха покрывают светоотражающей пленкой, а внутреннюю поверхнось - теплоизоляционными панелями, например из тефлона или политетрафторэтилена или политрифторхлорэтилена или кристаллического сополимера этилена с тетрафторэтиленом. Открытие крышек теплового кожуха, расположенных в верхней части кожуха, осуществляют путем подачи сигнала от датчиков света системы открытия/закрытия крышек. Насосы насосной станции в темное время лунной ночи запитывают от электроаккумулятора, а в светлое время лунного дня - от солнечных батарей или электроаккумулятора.

Вышеуказанная совокупность существенных признаков достаточна для достижения указанного технического результата - создание технологически простого способа подогрева позволяющего повысить надежность и бесперебойность работы системы подогрева, в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Заправленные тепловые аккумуляторы, включенные в жидкостный контур, воспринимают часть тепловой нагрузки от теплового излучения небесных тел (Солнца, Земли) в светлое время лунного дня и отдают тепло, по средствам перетекания теплоносителя в пустые аккумуляторы в темное время лунной ночи.

В свою очередь, жидкий теплоноситель, перетекая в контуре лунного комплекса, обеспечивает температурный режим работы для различного оборудования и ракеты (подогрев компонентов ракетного топлива) в течение лунной ночи.

Тепловые аккумуляторы помещают в тепловой кожух. Тепловой кожух имеет светоотражающую (зеркальную) наружную поверхность, а внутреннюю поверхность кожуха покрывают теплоизоляционным материалом - панелями, в частности, из тефлона или политетрафторэтилена или политрифторхлорэтилена или кристаллического сополимера этилена с тетрафторэтиленом. Светоотражающая поверхность теплового кожуха имеет минимальный коэффициент поглощения и максимальный отражательный коэффициент.

Теплоизоляционные панели необходимы для длительного сохранения тепла теплоносителем в тепловых аккумуляторах.

Тепловой кожух позволяет предохранить пустые тепловые аккумуляторы от перегрева лучами Солнца. Тепловой кожух в верхней части имеет крышки, выполненные задвигающимися или открывающимися. Крышки управляются автоматически, через автоматическую систему открытия/закрытия. Крышки открываются при нагреве заправленного теплового аккумулятора в светлое время лунного дня и закрываются при нахождении комплекса на темном участке Луны (в темное время лунной ночи) или при отсутствии жидкого теплоносителя в тепловых аккумуляторах.

Система открытия/закрытия крышек теплового кожуха содержит датчики света, подающие сигнал в автоматическом режиме на «открытие крышки» или «закрытие крышки».

Насосная станция содержит насосы, по средствам которых происходит перекачка теплоносителя из заправленных тепловых аккумуляторов в пустые. Насосы насосной станции получают питание от электроаккумулятора. Электроаккумулятор получает заряд от солнечных батарей.

Заявленный способ позволяет создать систему подогрева, которая функционирует следующим образом.

В светлое время лунного дня, часть крышек кожуха открывается и происходит нагрев теплоносителя в заправленных тепловых аккумуляторах. После подогрева, в конце лунного дня, крышки закрываются. В темное время лунной ночи, если температура снизилась до нижнего порога и ниже диапазона рабочих температур внутри лунного комплекса, из заправленных тепловых аккумуляторов, жидкий нагретый теплоноситель перекачивается через оборудование лунного ракетного комплекса и компоненты ракетного топлива ракеты, подогревает их и протекает в пустые тепловые аккумуляторы в течение всего времени лунной ночи, при этом его хватает до конца лунной ночи. В последующем цикле подогрева после светлого времени лунного дня, уже наполненные теплоносителем тепловые аккумуляторы подогреваются таким же образом, затем происходит обратный процесс протекания и подогрева. В зависимости от цикла, крышки кожуха открываются поочередно (в одном цикле открывается одна половина, в другом - другая). Таким образом, система подогрева может работать длительное время без всяких внешних вмешательств.

Проведенные патентные исследования и анализ показали, что предложенный способ обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

1. Способ подогрева лунного пускового ракетного комплекса, включающий размещение на поверхности Луны тепловых аккумуляторов, установленных в тепловом кожухе, насосной станции, солнечных батарей и электроаккумулятора, заправку половины тепловых аккумуляторов жидким теплоносителем, работающим попеременно в диапазоне температур 200°-0°С, нагрев жидкого теплоносителя в заправленных тепловых аккумуляторах от небесных тел, например от Солнца или Земли, путем открытия крышек теплового кожуха заправленных тепловых аккумуляторов в светлое время лунного дня, измерение температур элементов конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компонентов ракетного топлива ракеты в темное время лунной ночи, нагрев элементов конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компонентов ракетного топлива ракеты в темное время лунной ночи, путем перекачки нагретого от небесных тел жидкого теплоносителя по жидкостному контуру через подогреваемые элементы конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компоненты ракетного топлива ракеты из заправленных тепловых аккумуляторов в пустые тепловые аккумуляторы в течение всего темного времени лунной ночи, по средствам насосов насосной станции, получающих питание от солнечных батарей или электроаккумулятора.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что тепловые аккумуляторы в тепловом кожухе, насосная станция, солнечные батареи и электроаккумулятор располагают на поверхности Луны в непосредственной близости от лунного пускового ракетного комплекса.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что наружную поверхность теплового кожуха покрывают светоотражающей пленкой, а внутреннюю поверхности - теплоизоляционными панелями, например из тефлона или политетрафторэтилена или политрифторхлорэтилена или кристаллического сополимера этилена с тетрафторэтиленом.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что открытие крышек теплового кожуха, расположенных в верхней части кожуха, осуществляют путем подачи сигнала от датчиков света системы открытия/закрытия крышек.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что насосы насосной станции в темное время лунной ночи запитывают от электроаккумулятора, а в светлое время лунного дня - от солнечных батарей или электроаккумулятора.



 

Похожие патенты:

Настоящее изобретение относится к простым тиоэфирам, пригодным для использования в композиции герметика, содержащим структуру, описывающуюся формулой (I): -[-S-(RX)p-(R1X)q-R2-]n- (I), в которой (a) каждый из R, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C2-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (b) каждый из R1, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C1-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (c) каждый из R2, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C2-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (d) X обозначает O; (e) p имеет значение в диапазоне от 1 до 5; (f) q имеет значение в диапазоне от 0 до 5; (g) n имеет значение в диапазоне от 1 до 60; и (h) R и R1 являются отличными друг от друга.

Изобретение относится к космической технике, а именно к колонизации космических объектов (КО). Космический корабль (КК) содержит посадочный (модуль длительно действующей базы (ДДБ)) (ПМ) и взлётный модули (ВМ).

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Многоступенчатая ракета-носитель пакетной схемы состоит из многоразовой первой ступени, оснащенной крылом и вертикальным оперением, одноразовой второй ступени, передней и задней силовых конструкций с замками, связывающими ступени воедино.

Изобретение относится к строительству сооружений на небесных телах. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. .

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Ракета // 2482029
Изобретение относится к области космонавтики, более конкретно к ракете. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) пакетной схемы. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для повышения радиационной безопасности экипажа космического корабля (КК). КК содержит возвращаемый аппарат, рабочий отсек, двигательную установку с запасами топлива, переходный тоннель. Переходный тоннель оснащён люками с герметичными крышками и расположен внутри бака с топливом, и соединяет рабочий отсек с возвращающимся аппаратом. При повышении уровня радиации экипаж перемещается в переходный тоннель и изолируется крышками. Изобретение позволяет повысить радиационную безопасность экипажа КК. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом. Лунный пусковой ракетный комплекс содержит стартовый стол, размещенный непосредственно на поверхности Луны, тепловой кожух, размещенный на стартовом столе, с открывающейся крышкой в верхней части, зеркальной наружной поверхностью и покрытой теплоизоляционным материалом (тефлон, политетрафторэтилен, политрифторхлорэтилен, кристаллический сополимер этилена с тетрафторэтиленом) внутренней поверхностью, систему терморегулирования с тепловыми аккумуляторами и устройством подогрева, источник питания, реактивную твердотопливную ракету с полезным грузом 5-9 тонн и стартовой массой 20-30 тонн. Стартовый стол в центральной части имеет сдвигаемую крышку для выхода отработавших газов при старте ракеты. Изобретение позволяет повысить безопасность Земли от столкновения с опасным космическим телом. 5 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от приборов (2) посредством коллекторных тепловых труб (6) равномерно распределяется по СП. При этом также обеспечивается термостабилизация приборов. Значительное снижение тепловыделения приборов включает в работу электронагреватели на верхней СП (3). Этим обеспечивается через СП и тепловые трубы (6) допустимая температура приборов. Нижняя СП (4) ориентирована на Землю и является радиаторной. Верхняя и нижняя СП соединены двумя регулируемыми диагональными подкосами (8). На боковых гранях приборного контейнера без СП установлена (экранно-вакуумная) теплоизоляция (9). Последняя размещена на сетчатой конструкции, закрепленной на СП, с внутренней стороны панелей (1) солнечных батарей. Техническим результатом изобретения является снижение массы конструкции, улучшение технических и эксплуатационных характеристик мини- и микро КА. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для крепления и разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы. Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы содержит пневмотолкатель, узлы крепления, замок. Пневмотолкатель содержит цилиндр со штоком, имеющим поворотные сухари, малый шток, сферический шарнир с шариковым замком и поршнем-фиксатором, силовой штырь, и крепится на силовой конструкции ближней ко второй ступени стенки. Цилиндр содержит дополнительную полость для втягивания штока. Изобретение позволяет повысить надежность и уменьшить массу конструкции. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода отделяющихся частей ступеней ракет космического назначения. Получают импульс путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (РТ), обеспечивают импульс за счет сгорания невыработанных компонентов РТ в камере газового ракетного двигателя, ограничивают объем невыработанных остатков РТ, разделяют секундный массовый расход теплоносителя (ТН) на 2 части (одну часть подают в объем, ограниченной сеткой, другую - во вторую часть топливного бака), определяют количество подаваемого ТН из условия испарения оставшихся капель компонентов РТ. Устройство для увода отделяющейся части ракеты-носителя содержит топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системами питания и газификации, магистрали с акустическими излучателями (рассчитанными из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданными количеством топлива и давления), разделительную сетку (рассчитанную от значения силы поверхностного натяжения). Изобретение позволяет снизить энергетические затраты на газификацию заданного количества остатков компонентов РТ. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Фиксатор предметов в невесомости содержит проволоку (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра, рычаг с щелевым отверстием диаметром, соизмеримым с диаметром фиксатора. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в ракетах-носителях. Многоступенчатая ракета-носитель содержит головной блок с полезным грузом, параллельно расположенные разделяемые ракетные блоки ступеней с многокамерными двигательными установками с топливными баками (ТБ) в форме тора, крылья, хвостовую часть конической формы, укороченное центральное тело (УЦТ) на первой ступени, единое тарельчатое сопло (ЕТС) на второй ступени, донную часть в виде внешнего и внутреннего усеченных конусов, образованных внешней поверхностью обечайки УЦТ и внутренней поверхностью обечайки ЕТС. ТБ и ЕТС расположены во внутренней полости УЦТ между баками первой ступени. Изобретение позволяет уменьшить донное сопротивление, увеличить удельный импульс. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к атомной энергетике и ракетно-космической технике. Технический результат - повышение эффективности и надежности функционирования ядерной энергодвигательной установки космического аппарата. ЯЭДУ КА содержит нагреватель - газоохлаждаемый ядерный реактор, холодильник, рекуператор, систему трубопроводов с газообразным рабочим телом (ГРТ), соосные турбину-компрессор-электрогенератор (ТКГ), электроракетные двигатели (ЭРД), систему автоматического управления (САУ) со средствами измерения и контроля. Количество контуров ТКГ с равной электрической мощностью кратно двум с противоположным направлением вращения роторов ТКГ в каждой паре, при этом система трубопроводов соединяет выход нагревателя - газоохлаждаемого ядерного реактора с входом каждой турбины, выход турбины с входом тракта нагретого ГРТ своего рекуператора, выход тракта нагретого ГРТ рекуператора с входом своего холодильника, выход холодильника с входом своего компрессора, выход компрессора с входом тракта холодного ГРТ своего рекуператора, выход тракта холодного ГРТ каждого рекуператора с входом нагревателя - газоохлаждаемого ядерного реактора. 18 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем. Способ построения оптимальной траектории перемещения КА основан на решении двухточечной краевой задачи принципа максимума Понтрягина и учитывает особенности макро- и микроструктуры функции стоимости. В качестве последней могут служить время перелета или расход топлива на перелет. Установлены аналитические основания для эффективного поиска начальных областей значений множителей Лагранжа на каждой итерации. Тем самым облегчено построение последовательности субоптимальных решений задачи, сходящихся к оптимальному. Соответствующий алгоритм дает это последнее либо - при его недостижимости (наличными ресурсами КА) - наиболее близкое к нему. Предложены также электронный процессор для реализации способа и КА с данным процессором. Техническим результатом группы изобретений являются повышение быстродействия, улучшение сходимости, снижение квалификационных требований и расширение сферы применения предложенного алгоритма и сопутствующих средств. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх