Центр обеспечения управления системы астероидной безопасности


 


Владельцы патента RU 2518504:

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

Изобретение относится к космонавтике и может быть применено для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом. Центр обеспечения управления системы астероидной безопасности, размещенный на Земле, содержит средства связи и управления, оптическую и радиолокационную аппаратуру контроля и наблюдения с измерительными и телематическими приборами, три и более лунных летательных аппарата, выполненных в лунном, грузовом, пилотируемом вариантах, пять и более летательных топливных заправщиков, стартово-посадочный комплекс с заправочным комплексом, двумя и более взлетно-посадочными полосами, заводом жидкого водорода, средствами радиационной безопасности. Изобретение позволяет повысить астероидную безопасность Земли. 3 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к средствам обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом (астероидом, кометой и т.п.), в частности к наземному центру обеспечения управления многоразовой системы астероидной безопасности.

Из уровня техники не выявлено прямых аналогов заявленного изобретения.

Однако из уровня техники известен центр управления системой связи между воздушными судами, спутниками, находящимися на околоземных орбитах и наземными станциями (см. GB 2320992 С1).

Система астероидной безопасности содержит многоразовые лунные летательные аппараты, летательные топливные заправщики, оптическую и радиолокационную аппаратуру контроля и наблюдения, наземный центр обеспечения управления, луноходы, жилую базу на Луне, лунные коммуникации, средства воздействия на астероиды и систему размещения средств воздействия.

Поскольку Луна имеет постоянную ориентацию в пространстве, поэтому многоразовую систему астероидной безопасности размещают на ее обратной стороне.

Такое размещение - на обратной стороне Луны, может обеспечить сканирование космического пространства и выявление космических объектов и более раннее обнаружение астероидов, движущихся в сторону Земли.

Луна может быть использована как промежуточная база освоения Солнечной системы, т.к. для нее 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. Вторая космическая скорость при старте с Луны обеспечит достижение любого астероида. Многоразовая система астероидной безопасности предполагает создание лунного ГЛОНАСС (ГЛОНАСС-Л), аппараты которого могут быть оснащены приборами разведки, мониторинга и изучения особенностей Луны, а также выполнять разведывательные функции по видимой стороне Земли.

Задачей заявленного изобретения является создание наземного центра обеспечения управления многоразовой системы астероидной безопасности Земли для отражения атаки из космоса с любой стороны.

Технический результат заявленного изобретения заключается в эффективном дистанционном управлении многоразовой системой астероидной безопасности с Земли, а также в обеспечении контроля, связи системы астероидной безопасности, управления работой ГЛОНАСС-Л и лунных баз многоразовой системы астероидной безопасности.

Технический результат достигается тем, что центр обеспечения управления системы астероидной безопасности содержит средства связи и управления, оптическую и радиолокационную аппаратуру контроля и наблюдения, по меньшей мере, три лунных летательных аппарата, по меньшей мере, пять летательных топливных заправщиков и стартово-посадочный комплекс.

Центр обеспечения управления системы астероидной безопасности размещен на Земле.

Лунные летательные аппараты выполнены, по меньшей мере, один в лунном, один в грузовом, один в пилотируемом вариантах.

Оптическая и радиолокационная аппаратура содержит измерительные и телематические приборы.

Стартово-посадочный комплекс содержит, по меньшей мере, две взлетно-посадочной полосы, заправочный комплекс, завод жидкого водорода и средства радиационной безопасности.

Вышеуказанная совокупность существенных признаков достаточна для достижения указанного технического результата - эффективного дистанционного управления многоразовой системой астероидной безопасности с Земли, а также обеспечении контроля, связи системы астероидной безопасности, управления работой ГЛОНАСС-Л и лунных баз многоразовой системы астероидной безопасности.

Средства связи и управления центра обеспечения управления системы астероидной безопасности позволяют осуществлять связь между спутниками ГЛОНАСС-Л, лунными базами и наземным центром обеспечения управления системы астероидной безопасности.

Оптическая и радиолокационная аппаратура контроля и наблюдения содержит измерительные, радиолокационные и телематические приборы.

Оптическая и радиолокационная аппаратура контроля и наблюдения позволяет обнаружить астероиды, определить их орбиты и спрогнозировать столкновение их с Землей. В случае возникновения угрозы столкновения, оптическая и радиолокационная аппаратура контроля и наблюдения подает сигнал на средства воздействия на астероиды.

Средства воздействия на астероиды представляют собой реактивные ракеты и мощные лазеры. В зависимости от степени угрозы, задействуется одно из средств воздействия. В случае возникновения больших и «далеких» астероидов, задействуются реактивные ракеты. В случае возникновения малых и «близких» астероидов, задействуются мощные лазеры.

Система размещения средств воздействия, например для реактивных ракет, представляет собой шахты или тепловые кожухи на поверхности Луны. Шахтное базирование ракет осуществляется по опыту базирования их на Земле, например, на подводных лодках. В случае наличия на Луне тектонических явлений и затруднений шахтного базирования, реактивные ракеты могут располагается на поверхности Луны в тепловых кожухах.

Центр обеспечения управления системы астероидной безопасности включает многоразовые лунные летательные аппараты, летательные топливные заправщики и стартово-посадочный комплекс.

Многоразовые лунные летательные аппараты обеспечивают доставку грузов, технического персонала на Луну. Многоразовые лунные летательные аппараты, стартующие с Земли или Луны, осуществляют дозаправку топливом от летательных топливных заправщиков, барражирующих на орбите Земли или Луны. Летательные топливные заправщики могут быть грузового или пилотируемого исполнения. Многоразовые лунные летательные аппараты могут быть лунного, грузового и пилотируемого исполнения. Для нормального функционирования многоразовой системы астероидной безопасности необходимо иметь, по меньшей мере, один летательный аппарат в лунном, один летательный аппарат в грузовом и один летательный аппарат в пилотируемом исполнениях.

Стартово-посадочный комплекс содержит, по меньшей мере, две взлетно-посадочной полосы, заправочный комплекс, завод жидкого водорода и средства радиационной безопасности.

Взлетно-посадочные полосы предназначены для взлета и посадки многоразовых лунных летательных аппаратов и летательных топливных заправщиков. Заправочный комплекс и завод жидкого водорода предназначены для производства водорода и заправки водородом летательных аппаратов и летательных топливных заправщиков.

Средства радиационной безопасности необходимы для безопасной работы с высокогорючим топливом.

В процессе выполнения работ на Луне, необходимо учитывать метеоритную опасность на обратной стороне Луны и объективно оценивать меры защиты и продолжительность существования многоразовой системы астероидной безопасности.

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

1. Центр обеспечения управления системы астероидной безопасности, содержащий средства связи и управления, оптическую и радиолокационную аппаратуру контроля и наблюдения, по меньшей мере, три лунных летательных аппарата, по меньшей мере, пять летательных топливных заправщиков и стартово-посадочный комплекс, при этом оптическая и радиолокационная аппаратура содержит измерительные и телематические приборы.

2. Центр по п.1, отличающийся тем, что центр обеспечения управления системы астероидной безопасности размещен на Земле.

3. Центр по п.1, отличающийся тем, что лунные летательные аппараты выполнены, по меньшей мере, один в лунном, один в грузовом, один в пилотируемом вариантах.

4. Центр по п.1, отличающийся тем, что стартово-посадочный комплекс содержит, по меньшей мере, две взлетно-посадочной полосы, заправочный комплекс, завод жидкого водорода и средства радиационной безопасности.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям космических аппаратов (КА), а именно многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники.

Изобретение относится к наземным испытаниям электротехнических систем космических аппаратов (КА). Способ состоит в проведении включения и выключения КА, в т.ч.

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).

Изобретение относится к ракетно-космической отрасли, а именно к наземному вспомогательному оборудованию. .

Изобретение относится к космической промышленности. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ), именно к технике и технологии подготовки к пуску ракеты-носителя (РН) с космической головной частью (КГЧ), содержащей разгонный блок (РБ) и космический аппарат (КА), и может быть использовано для подготовки к пуску ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого класса с космическими головным частями на технических комплексах космодромов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) - именно, к технике и технологии подготовки ракеты-носителя (РН) и космической головной части (КГЧ) к пуску: доставке, сборке, тестированию на техническом комплексе (ТК) космодрома для пуска РН, выведения космического аппарата (КА) на орбиту и может быть использовано для подготовки к пуску экологически безопасных ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого класса с космическими головным частями, на технических комплексах любых космодромов, в частности, например, на космическом ракетном комплексе (КРК) космодрома «Байтерек» (Казахстан)и на проектируемом космодроме «Восточный».

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для отвода коммуникаций с разъемными соединениями от борта ракеты. .

Изобретение относится к области транспортного машиностроения, в частности к транспортно-установочному оборудованию ракетного комплекса. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к наземному подъемно-установочному оборудованию, и может быть использовано при подготовке ракет-носителей к пуску на высокоавтоматизированном стартовом комплексе.

Изобретение относится к космической технике. Устройство для проверки пульта космонавта включает в себя одноплатный компьютер VME VP9, операционную панель, рабочую консоль, источники питания. Дополнительно в устройство введены интерфейсная система и видеоинформационная система, а в компьютере VME VP9 реализовано программно-математическое обеспечение, выполненное с возможностью реализации загрузки аппаратной конфигурации устройства, проверки физического наличия устройств, организации программного интерфейса для проверки по каналу MIL 1553 В, организации обмена между интерфейсной системой и пультом космонавта, организации обмена между программно-математическим обеспечением и интерфейсной системой, функционирования видеоинформационной системы, проверки аналоговых и дискретных параметров, например, таких как «Ph2o». Решение направлено на сокращение времени проверки пульта космонавта. 5 ил.

Изобретение относится к наземным проверкам космических аппаратов (КА) и их подготовке к штатной эксплуатации. Способ заключается в проведении включения и выключения КА, в т.ч. бортовых источников его электропитания, в частности аккумуляторных батарей (АБ). Перед включением КА к АБ подключают наземные стабилизированные источники электроэнергии, а после выключения КА дополнительно контролируют токи подзаряда АБ от указанных источников. По этим токам судят о штатном завершении процесса выключения КА. Кроме того, по величине токов подзаряда оценивают величину токов утечки АБ в выключенном состоянии КА, которая не должна превышать заранее заданной величины. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и расширение функциональных возможностей процесса электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для заправки топливом двигателя ракеты-носителя. Устройство для заправки топливом двигателей ракеты-носителя содержит наземный модуль с наземным каналом, наземным клапаном, наземной плитой, двумя коаксиальными наземными проходами, бортовой модуль с бортовым каналом, бортовым клапаном, бортовой плитой с бортовым проходом, двумя бортовыми коаксиальными проходами, систему гидравлического соединения между бортовым модулем и наземным модулем, две камеры, две кольцевые камеры, механическую запорную систему с вилкой отсоединения и запорный палец между наземной и бортовой плитами. Изобретение позволяет исключить замену или ремонт системы соединения бортового и наземного модулей в случае отмены пуска. 11 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к трансбордерным тележкам для трансбордера технического комплекса космодрома. Трансбордерная тележка для трансбордера технического комплекса космодрома содержит электромеханический привод, питаемый от троллей через подвижный токосъемник, грузовую площадку, установку автоматического пенного пожаротушения с дистанционным управлением и с элементами, защищенными от воздействия опасных факторов взрыва и пожара и воздействия пролитых при аварийной ситуации компонентов ракетного топлива (КРТ), с пеногенераторами в кожухе электромеханического привода, с углубленными пеногенераторами с крышками для защиты от попадания КРТ, поддоны под грузовой площадкой для сбора пролитых КРТ, соединенные с трубопроводом с запорным вентилем, придонные зоны с токосъемником с ловушками из негорючих материалов. Участки грузовой площадки имеют уклоны в сторону отверстий, отходящих от трубопроводов, соединенных с поддонами сбора пролитых КРТ. Изобретение позволяет повысить противопожарную защиту изделий ракетно-космической техники при перемещении между объектами космодрома. 5 ил.

Изобретение относится к изделиям космической техники и касается съемного технологического оборудования изделий космической техники, использующегося при наземной подготовке космических аппаратов (КА). Технологический кожух прикреплен на защищаемую поверхность элементами крепления. Кожух выполнен на основе листов заданной конфигурации из легкого, жесткого, оптически прозрачного материала, например сотового поликарбоната. Все материалы кожуха выполнены не содержащими и не накапливающими коррозионно-активные газы, пылевые частицы, влагу. Листы установлены на защищаемую поверхность в один и более слоев параллельно защищаемой поверхности. Между листами кожуха и защищаемой поверхностью обеспечивается заданный зазор за счет конструкции крепежных элементов. Достигается обеспечение целостности, защиты от загрязнений и коррозионных повреждений оптических покрытий КА в процессе наземных работ с изделием (сборка, испытания, транспортировка), возможность визуального контроля состояния оптических поверхностей без демонтажа защитного кожуха, возможность быстрого изменения конфигурации защитного кожуха. 5 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы. Согласно изобретению, жидкостный контур СТР для наземных испытаний заправляют жидким теплоносителем, в частности растворителем. Затем этот теплоноситель сливают продувкой воздухом до его полного удаления перед вакуумной сушкой. Последняя предшествует заправке СТР штатным теплоносителем. При этом первоначально продувают весь жидкостный тракт, минуя (с помощью клапана-регулятора байпасной линии) указанные вертикально расположенные коллекторы панелей радиаторов. Продувку данных коллекторов осуществляют в последнюю очередь (переводя клапан-регулятор в другое положение). Техническим результатом изобретения является повышение технологичности СТР и сокращение времени продувки при сливе теплоносителя. 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для терморегулирования лунного пускового ракетного комплекса (ЛПРК). Система подогрева ЛПРК содержит жидкостный контур, теплоноситель, тепловой кожух с тепловыми аккумуляторами и задвигающейся крышкой с автоматической системой открытия/закрытия с датчиками света, насосную станцию, систему управления обогревом, солнечные батареи и электроаккумулятор. Одна половина тепловых аккумуляторов заправлена жидким теплоносителем, а другая - пустая. Тепловой кожух содержит наружную зеркальную поверхность и внутреннюю поверхность, покрытую теплоизоляционным материалом (тефлон, политетрафторэтилен, политрифторхлорэтилен, кристаллический сополимер этилена с тетрафторэтиленом). Изобретение позволяет повысить надежность терморегуляции ЛПРК. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению параметрами среды в изделиях ракетно-космической технике при их подготовке на стартовом сооружении и в полете. Устройство включает в себя установленный на переходном отсеке (4) головной обтекатель (ГО) (3) полезной нагрузки (ПН) (1), выводимой ракетой (2) космического назначения. В верхней части ГО (3) закреплен рассекатель (5) подаваемого через транзитную магистраль (6) газового потока. В нижней части ГО (3) выполнен люк (7) для сброса газового компонента. На внутренней поверхности ГО (3) закреплены звукозащитное, влагозащитное и металлическое антистатическое покрытия. В крышке люка (7) выполнено отверстие, а с внутренней ее стороны закреплен плоский решетчатый акустический глушитель. С другой стороны на отверстии крышки (7) закреплен местный обтекатель (в виде накладного дозвукового диффузора). На переходном отсеке (ПО) (4) выполнено дополнительное отверстие с фильтром (сеткой) и с аналогичным местным обтекателем (поз. Г). Полости ПО (4) и ГО (3) сообщены посредством отверстий (поз. Д), выполненных в шпангоуте ПО, и отверстий (22) в адаптере (21). При старте и полете ракеты (2) с ПН (1) уровень акустического воздействия на них снижается благодаря применению указанных защитного покрытия, глушителя и местных обтекателей. Тем самым снижается возможность образования и попадания в полости ГО и на поверхности ПН (в застойные зоны) загрязняющих частиц. Техническим результатом изобретения является обеспечение высокого качества чистоты внутренней полости ГО, в которой размещена ПН. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в стационарных стендах сборки частей ракет-носителей. Стационарный стенд сборки головного блока ракетно-космического носителя содержит силовую раму в виде прямоугольника коробчатого сечения с выступающими узлами для скрепления со стрелой и гидроцилиндрами, площадку обслуживания с лестничными переходами и выдвижными трапами, анкерный крепеж, грузоподъемную стрелу с устройством для размещения и скрепления головного блока, гидроцилиндры подъема и опускания стрелы, гидросистему питания, электрооборудование с мотор-редукторами, опорно-поворотное кольцо в виде полого цилиндра с отверстиями под болты, подшипник вращения, упоры. Устройство для размещения и скрепления головного блока выполнено в виде фермы трубчатой конструкции в форме усеченного конуса. Изобретение позволяет повысить надежность проведения сборочных работ по стыковке (отстыковке) головного блока к ракете-носителю. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к методам и средствам управления параметрами среды в изделиях ракетно-космической техники, в частнОСТИ, при предстартовой подготовке современных ракет-носителей (РН) полезной нагрузки (ПН). Данные РН оснащены наземными системами подготовки и подачи термостатирующего газового компонента (ГК) с высокой степенью очистки по бортовым газоводам блоков РН. Способ включает подведение и подачу ГК в головной обтекатель (ГО) одновременно через верхний и нижний распылители. Подачу производят по единому магистральному газоводу в направлении снизу вверх. Рассекатели переменного сечения верхнего распылителя размещают взаимно противоположно с тем, чтобы при вдуве ГК струи соударялись между собой над ПН и отражались от ГО, выравнивая поле скоростей ГК. Этим создают равномерное течение ГК в пространстве между ПН и ГО. В нижней полости ГО ГК направляют на ПН, создавая в ГО избыточное давление, за счет которого происходит сброс ГК через специальные отверстия. В реализующих способ устройствах распылители выполнены в виде противолежащих рассекателей переменного сечения, которые с одной стороны заглушены, а с другой объединены посредством коллекторов переменного сечения. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности обеспечения теплового режима и чистоты среды для ПН, установленной на РН под ГО. 3 н.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх