Лунный пусковой ракетный комплекс


 


Владельцы патента RU 2518377:

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

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 военно-космической технике, в частности к лунным пусковым ракетным комплексам для запуска ядерных или термоядерных ракет. Лунный пусковой ракетный комплекс является средством противометеоритной защиты и может быть эффективно использован исключительно в космических (внеземных) условиях при осуществлении высокоскоростного соударения ракеты с метеорным (астероидным) телом.

Возможность соударения планеты с крупными метеоритными телами или небольшими астероидами (вероятность последнего оценивается единичной частотой на отрезке 100000 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.

Луна может быть использована как база астероидной безопасности, т.к. для Луны вторая космическая скорость равна 2,3-2,4 км/сек, и может быть реализована за 10-15 лет с учетом перспектив развития авиационной, ракетно-космической и атомной техники.

Из уровня техники не выявлено прямых аналогов заявленного изобретения.

Однако из уровня техники известна ядерная взрывная установка ракетно-космической системы противометеоритной защиты, содержащая в корпусе ракеты несущий блок и размещенный в нем боевой заряд (см. RU 94037401 А1).

Также из уровня техники известна многоступенчатая ракета для изменения траектории движения астероида. Ракета содержит жидкостные ракетные двигатели с баками горючего и окислителя, стабилизатор и приборный отсек с аппаратурой системы управления. Ракета выполнена из трех частей: задней части, включающей в себя указанные жидкостные ракетные двигатели, стабилизатор и приборный отсек, передней части обратного тормозного действия с ракетными двигателями и раструбом, в котором выполнены отверстия по окружности для выхода газов ракетных двигателей, и сгораемого головного обтекателя (см. RU 2150411 C1).

Все вышеуказанные устройства имеют общий недостаток, которым является отсутствие возможности ракеты находиться в боеготовности длительное время в условиях космоса.

Задачей заявленного изобретения является создание на Луне пускового ракетного комплекса, позволяющего поддерживать боевые ракеты в постоянной боеготовности.

Технический результат заявленного изобретения заключается в создании лунного пускового ракетного комплекса, увеличении дальности средств воздействия на астероиды, повышении эффективности защиты Земли при обнаружении больших объектов.

Технический результат достигается тем, что лунный пусковой ракетный комплекс содержит стартовый стол, тепловой кожух, систему терморегулирования, источник питания и, по меньшей мере, одну ракету.

Тепловой кожух размещен на стартовом столе и имеет открывающуюся крышку в верхней части.

Тепловой кожух имеет зеркальную наружную поверхность, а внутренняя поверхность кожуха покрыта теплоизоляционным материалом, в частности тефлоном, или политетрафторэтиленом, или политрифторхлорэтиленом, или кристаллическим сополимером этилена с тетрафторэтиленом.

Система терморегулирования содержит тепловые аккумуляторы и устройство подогрева ракеты.

Стартовый стол размещается непосредственно на поверхности Луны и в центральной части имеет сдвигаемую крышку для выхода отработавших газов при старте ракеты.

Ракета является реактивной и твердотопливной, при этом полезный груз ракеты составляет 5-9 тонн, а стартовый вес ракеты 20-30 тонн.

Вышеуказанная совокупность существенных признаков достаточна для достижения указанного технического результата - создание лунного пускового ракетного комплекса, увеличение дальности средств воздействия на астероиды, повышение эффективности защиты Земли при обнаружении больших объектов.

Луна имеет постоянную ориентация в пространстве, поэтому лунный пусковой ракетный комплекс предполагается разместить на ее обратной стороне.

Обратная сторона Луны может обеспечить сканирование космического пространства и более вероятное обнаружение астероидов, движущихся в сторону Земли.

Ракета выполнена реактивной и твердотопливной, и выдерживающей температуру около 130 градусов. При старте с Луны ракета может развить скорость, равную второй космической, т.е. может уничтожить астероид на достаточно большом расстоянии, при этом может нести полезный груз 5-9 тонн, при стартовом весе ракеты 20-30 тонн. Полезный груз ракеты может представлять собой любой боевой заряд, в том числе ядерный и термоядерный.

Открывающаяся крышка в верхней части кожуха необходима для выхода ракеты из кожуха на старте, а также для терморегуляции при повышенных температурах.

Тепловой кожух позволяет предохранить ракету от нагрева лучами Солнца. Кожух в продольном сечении может представляет собой круг, квадрат или прямоугольник. Тепловой кожух имеет зеркальную поверхность с минимальным коэффициентом поглощения и максимальным отражательным коэффициентом, при этом внутренняя поверхность кожуха покрыта теплоизоляционным материалом, например тефлоном, или политетрафторэтиленом, или политрифторхлорэтиленом, или кристаллическим сополимером этилена с тетрафторэтиленом. Тепловой кожух имеет систему терморегулирования, которая включает устройство подогрева ракеты.

Устройство подогрева ракеты необходимо при нахождении пускового комплекса в тени 15 суток (вращение Луны около Земли), когда температура значительно падает. Подогрев осуществляется за счет источника тепла или накопления тепла в специальных тепловых объемах с соответствующими жидкими теплоносителями и теплоизоляцией - тепловых аккумуляторах.

Стартовый стол размещается непосредственно на поверхности Луны и в центральной части имеет сдвигаемую крышку для выхода отработавших газов при старте ракеты. Продольная ось ракеты совпадает с центром сдвигаемой крышки.

Ракеты выполнены твердотопливными, т.к. при этом обеспечивается простота конструкции, а также способность ракет выдерживать температуру около 130 градусов.

Источник питания представляет собой генератор с солнечными батареями и аккумуляторы. Лунный пусковой ракетный комплекс получает энергию от солнечных батарей, а при отсутствии света - от аккумуляторов.

Проведенные патентные исследования и анализ показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

1. Лунный пусковой ракетный комплекс, содержащий стартовый стол, тепловой кожух, систему терморегулирования, источник питания и, по меньшей мере, одну ракету, при этом тепловой кожух имеет зеркальную наружную поверхность, а внутренняя поверхность кожуха покрыта теплоизоляционным материалом.

2. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что тепловой кожух размещен на стартовом столе и имеет открывающуюся крышку в верхней части.

3. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что в качестве теплоизоляционного материала используется тефлон, или политетрафторэтилен, или политрифторхлорэтилен, или кристаллический сополимер этилена с тетрафторэтиленом.

4. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что система терморегулирования содержит тепловые аккумуляторы и устройство подогрева ракеты.

5. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что стартовый стол размещается непосредственно на поверхности Луны и в центральной части имеет сдвигаемую крышку для выхода отработавших газов при старте ракеты.

6. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что ракета является реактивной и твердотопливной, при этом полезный груз ракеты составляет 5-9 тонн, а стартовый вес ракеты 20-30 тонн.



 

Похожие патенты:

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.
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.

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. .

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления движением жидкостной ракеты космического назначения (РКН). После команды на выключение маршевого двигателя (МД) отработавшей ступени переводят МД на режим пониженной тяги и окончательно выключают МД, управляют движением ракеты по крену с помощью двух пар газовых сопел, осуществляют прогноз момента времени окончательного выключения МД, включают одну из пар газовых сопел до спрогнозированного момента времени окончательного выключения МД для создания управляющего момента по крену, выключают пару газовых сопел в спрогнозированный момент времени, при этом величину промежутка времени работы пары газовых сопел определяют перед началом полета в зависимости от момента инерции вращающейся части турбонасосного агрегата с учетом присоединенной массы компонентов топлива относительно оси вращения, абсолютной величины момента по крену, создаваемого каждой парой газовых сопел при их включении, абсолютной величины угловой скорости вращения ротора турбонасосного агрегата на режиме пониженной тяги, угла между осью вращения ротора турбонасосного агрегата и продольной осью ракеты. Изобретение позволяет повысить безопасность полёта РКН. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО. Изобретение позволяет повысить пожаровзрывобезопасность РБ. 2 ил.
Наверх