Способ газодинамического воздействия на опасное космическое тело и устройство для его реализации

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от опасных космических объектов (КО). Устройство космического аппарата (КА) с зарядом взрывчатого вещества для газодинамического воздействия на опасный КО содержит основной заряд взрывчатого вещества (ВВ), отсек с выпускаемыми блоками с дополнительным зарядом ВВ, систему управления, систему самонаведения, блоки движения и ориентации, систему детонации основного заряда ВВ, блок синхронизации времени, приемо-передающую аппаратуру связи с блоками с дополнительным зарядом ВВ и программой выпуска и построения блоков с дополнительными зарядами ВВ в формацию вокруг КА. Блоки с дополнительным зарядом ВВ содержат систему управления с программой с относительными координатами блока с дополнительным зарядом ВВ в формации и временем детонации дополнительного заряда ВВ относительно момента детонации основного заряда ВВ. Доставляют к КО КА с выпускаемыми и позиционируемыми в космическом пространстве блоками с зарядами ВВ, с КА с основным зарядом ВВ перед подходом к опасному КО выпускают блоки с дополнительным зарядом ВВ, позиционируют блоки в космическом пространстве в виде заданной пространственной формации, производят согласованную детонацию основного заряда ВВ КА и дополнительных зарядов ВВ блоков, формируют в облаке взрыва основного заряда ВВ высокотемпературную кумулятивную струю, направленную на опасный КО. Изобретение позволяет повысить безопасность Земли от опасных КО. 2 н.п. ф-лы, 14 ил.

 

Данное изобретение относится к области прикладного применения космической техники для обеспечения безопасности Земли при возможности столкновения с опасным космическим телом (ОКТ) (астероидом, кометой, метеором) или прохождения этого тела в недопустимой близости.

Для устранения этой опасности создается система наблюдения и воздействия на опасные космические объекты. Известен проект создания системы планетарной защиты «Цитадель». Предполагается, что после обнаружения опасного космического тела наземными средствами в космос будут запущены малые космические аппараты разведчики для уточнения траектории астероида. По их целеуказаниям будут работать космические перехватчики, оснащенные ядерными взрывными устройствами. Выполняется задача изменения траектории опасного космического тела или, в крайнем случае, его разрушения.

Известны различные способы воздействия на ОКТ с целью изменения их траектории или разрушения.

В соответствии с патентом US 6726153 BA, 2003 г., 7 B64G 1/64, НКИ 244-158, 244-168 «Фотонный космический аппарат для изменения орбит астероидов, метеоров и комет» Campbell Jonathan W., NASA предлагается стыковать космический корабль с опасным астероидом, метеором, кометой или иным космическим объектом, используя привязь в форме петли, подтягивать космический корабль и развертывать фотонное устройство - отражатель, заполненный пеной для использования давления солнечного света для изменения орбиты опасного объекта.

Для борьбы с астероидами предлагалось взрывать их термоядерным зарядом, смещать гравитационным сдвигом, осуществлять удар тяжелой болванкой, использовать лазерное излучение. В случае ударного разрушения астероида есть вероятность, что осколки за счет взаимного притяжения успеют снова собраться вместе.

Известен способ отклонения опасных комет с траектории столкновения с Землей по патенту RU 0002266240 C2, 2003 г., 7 B64G 1/00, А.А. Масленников, ОАО «РКК «Энергия им. С.П. Королева». По этому способу на комету оказывается тепловое воздействие источником ядерной энергии после очистки поверхности ядра кометы несколькими ядерными взрывами на полюсе от вращения кометы. На очищенную поверхность сажают космический аппарат с ядерной энергетической установкой для разогрева ядра кометы и создания реактивной тяги от струи, истекающей с поверхности кометы.

Аналогами изобретения являются технические решения с использованием взрыва, предпочтительно ядерного или термоядерного, на небольшом расстоянии перед опасным космическим телом.

Анализ показал, что недостатком такого решения является недостаточный вклад в воздействие на ОКТ фактора взрывной волны в условиях вакуума космического пространства и при формировании сферического облака взрыва.

Известен способ отклонения опасного космического тела по патенту RU 2369533 «Способ изменения траектории движения опасного космического тела и устройство для его реализации».

Этот способ изменения траектории движения естественного космического тела и устройство для его реализации заключаются в том, что после обнаружения и определения характеристик ОКТ производят запуск космического аппарата носителя, состоящего из блока доставки с командным отсеком и набора ударных блоков с системой самонаведения на цель и отсеком взрывчатого вещества. Первый блок оснащают устройством пенетрации. При подходе к ОКТ ударные блоки поочередно выпускают из космического аппарата и позиционируют в пространстве через необходимые интервалы. Первый блок системой самонаведения отсека наводят в точку прицеливания на поверхности ОКТ, в которое он входит на расчетную глубину, где осуществляют детонацию взрывчатого вещества. Траекторию следующего ударного блока корректируют по результатам первого соударения и наводят его после разлета обломков с помощью процессора командного отсека и системы самонаведения на тепловое пятно кратера, сделанного первым блоком. Последующие ударные блоки осуществляют коррекции по результатам предыдущего соударения с помощью процессора командного отсека и наводят системой самонаведения на тепловое пятно кратера. Командный отсек осуществляет управление движением ударных блоков на стадии наведения на ОКТ, контроль за результатами попаданий ударных блоков и изменением движения ОКТ, реализует программу воздействия на цель, учитывающую возможные факторы изменения ситуации (сбои, промахи, потери блоков и др.). После сообщения на Землю о результатах операции космический аппарат используют как ударный блок, направляя в кратер на цели.

Недостатками известного изобретения являются высокие технические и технологические требования к конструкции и аппаратуре ударного блока, выполняющего пенетрацию, т.е. проникновение в глубину опасного космического тела. Корпус ударного блока требует специальных высокопрочных материалов. Высокие требования по надежности предъявляются к устройству обеспечения детонации взрывчатого вещества в требуемый момент времени.

Изобретение по патенту RU 2369533 выбрано в качестве прототипа.

Целью предлагаемого изобретения является повышение эффективности воздействия на опасное космическое тело при одновременном снижении затрат для изменения его траектории.

Существо изобретения заключается в позиционировании космического аппарата (лидера) с основным зарядом ВВ и окружающих блоков космических аппаратов с дополнительными зарядами ВВ в космическом пространстве в пространственной формации для реализации согласованной детонации зарядов ВВ, основного и дополнительных, таким образом, чтобы эффективно сформировать фронт взрывной волны основного заряда ВВ для получения высокотемпературной кумулятивной струи, направленной на опасное космическое тело.

Способ газодинамического воздействия на опасное космическое тело зарядом взрывчатого вещества, доставляемого к нему космическим аппаратом с выпускаемыми перед подходом к опасному космическому телу блоками с дополнительными зарядами взрывчатого вещества, заключается в том, что выпускаемые перед подходам к опасному космическому телу блоки с дополнительным зарядом взрывчатого вещества позиционируют в космическом пространстве в виде заданной пространственной формации, например, по образующим цилиндрической поверхности, ось которой проходит через центр основного заряда и направлена на опасное космическое тело, и на расстоянии эффективного воздействия на опасное космическое тело производят согласованную детонацию зарядов взрывчатого вещества основного заряда космического аппарата и дополнительных зарядов блоков, формируя в облаке взрыва основного заряда кумулятивную струю, направленную на опасное космическое тело.

По предлагаемому способу, после определения траектории и характеристик ОКТ известными наземными способами и с помощью малых космических аппаратов разведчиков, запускают ракету-носитель и выводят на траекторию встречи с ОКТ космический аппарат с программой воздействия на ОКТ. Воздействие на ОКТ осуществляют с помощью космического аппарата, имеющего необходимые служебные системы и основной заряд взрывчатого вещества, несущего комплект блоков с дополнительными зарядами взрывчатого вещества, которые при подходе к ОКТ позиционируют в космическом пространстве в виде заданной пространственной формации, например, по образующим цилиндрической поверхности, ось которой проходит через центр основного заряда взрывчатого вещества, и на расстоянии эффективного воздействия на ОКТ производят согласованную детонацию зарядов ВВ основного заряда космического аппарата и дополнительных зарядов ВВ блоков, формируя в облаке взрыва основного заряда высокотемпературную кумулятивную газодинамическую струю, направленную на ОКТ.

Воздействие газодинамической струи создает импульс силы, изменяющий траекторию ОКТ до уровня, исключающего опасное сближение с Землей.

Реализацию способа осуществляют с помощью доставляемой к ОКТ группировки космических аппаратов или единого устройства, выполненного в виде космического аппарата. В этом случае космический аппарат содержит основной заряд взрывчатого вещества и отсек с выпускаемыми блоками дополнительного заряда, оснащенными системами связи и взаимного точного позиционирования в космическом пространстве на основе аппаратуры обмена навигационными сигналами, измерения взаимных координат для установки блоков дополнительного заряда системой ориентации в пространственную конфигурацию, определенную программой системы управления, и систему согласованной детонации основного заряда и дополнительных зарядов блоков с устройства использованием синхронизации времени.

Принципиальной особенностью группового полета формации (формация - от Formation Flying) является автономная навигация отдельного аппарата в составе группы и управление их взаимным относительным положением в группе.

Для обеспечения построения формации космических аппаратов дополнительно к требованиям по информационному обеспечению, предъявляемому для одиночных миссий, налагаются требования по информационному обеспечению управления относительным движением космического аппарат в группе. Эти требования налагаются на все три основных вида информационного обеспечения: баллистико-навигационное, командно-программное и информационно-телеметрическое. (Зараменских Ирина Евгеньевна. Применение одноосного управления для поддержания относительной траектории в формации спутников: диссертация кандидата физ-мат. наук. Москва, 2009, ИПМ им. М.В. Келдыша, РГБ ОД, 6109-1/1035).

Примером построения формации, при которой расстояние между космическими аппаратами остается неизменным, является конфигурация миссии LISA (Laser Interferometer Space Antenna). В этой миссии изменение расстояния между космическими аппаратами при движении вокруг Солнца минимизируются (Космос-журнал. Cosmos-jornal.ru. Формации спутников. В.С. Иванов, ИПМ им. М.В. Келдыша. 13.06.2013).

Существо изобретения иллюстрируют следующие графические материалы:

фиг.1 - доставка КА к ОКТ, наведение на центр массы ОКТ, построение формации блоков и детонация ВВ;

фиг.2 - расчетная схема газодинамического воздействия на ОКТ;

фиг.3 - схема космического аппарата с основным зарядом ВВ и отсеком блоков с дополнительным зарядом ВВ;

фиг.4 - блок-схема космического аппарата с основным зарядом ВВ;

фиг.5 - схема блока с дополнительным зарядом ВВ;

фиг.6 - блок-схема блока с дополнительным зарядом ВВ;

фиг.7 - выпуск блоков с дополнительным зарядом ВВ из отсека космического аппарата;

фиг.8 - построение формации блоков с дополнительным зарядом ВВ вокруг космического аппарата;

фиг.9 - согласованная детонация основного заряда ВВ и дополнительных зарядов ВВ;

фиг.10 - воздействие высокотемпературной кумулятивной струи на ОКТ;

фиг.11 - воздействие фронта взрывной волны на ОКТ;

фиг.12 - реактивная сила от продуктов истечения из кратера на ОКТ;

фиг.13 - построение формации блоков с дополнительными зарядами ВВ в виде конуса (вариант);

фиг.14 - построение формации блоков с дополнительными зарядами ВВ в виде сферы (вариант).

Реализация предлагаемого способа осуществляется следующим образом.

После выполнения обеспечивающих операций по разведке параметров ОКТ (его баллистических характеристик, состава и свойств вещества ОКТ и др.) с помощью наземной инфраструктуры и космического сегмента, астрономических исследований, космическими разведчиками, направленными к ОКТ, и необходимой баллистической и технологической подготовки ракеты-носителя с ее помощью доставляют космический аппарат 1 (фиг.1) с зарядом ВВ для изменения траектории ОКТ 2. Космический аппарат оснащают блоками 3 с дополнительным зарядами ВВ, имеющими собственные двигательные установки с запасом компонентов топлива, необходимые обеспечивающие служебные системы связи, управления.

При подходе космического аппарата 1 к ОКТ 2 (этап А) на расстояние уверенного наведения на центр массы Цм ОКТ с космического аппарата выпускают блоки 3 с дополнительными зарядами ВВ (этап В), которые используют собственные двигательные системы и с помощью системы взаимной связи занимают строго определенные позиции относительно друг друга - создают формацию 4 вокруг космического аппарата с основным зарядом ВВ в соответствии с программой, заложенной в бортовую систему управления (этап С).

Формация 4 космического аппарата с основным зарядом ВВ 1 и блоков 3 с дополнительными зарядами ВВ объединена единой пространственной конфигурацией с помощью системы сохранения взаимного относительного положения участников формации при использовании взаимных навигационных сигналов и связана синхронизированной единой высокоточной системой отсчета времени.

Пространственная конфигурация формации поддерживается каждым участвующим в формации блоком с дополнительными зарядами ВВ, сохраняющим заданное пространственное положение с помощью двигателей движения и двигателей системы ориентации блоков.

Варианты построения формации являются осесимметричными и могут в основе иметь различные геометрические поверхности: шаровые, цилиндрические, конические и др.

При приближении формации к ОКТ на расстояние эффективного воздействия осуществляют согласованную детонацию основного заряда ВВ 5 и всех дополнительных зарядов ВВ 6 (этап D).

В результате формирования суммарной взрывной волны 7 облака взрыва образуется высокотемпературная кумулятивная струя 8, воздействующая на ОКТ и образующая кратер 9 с последующим истечением из кратера струи нагретого вещества ОКТ.

Этим достигается изменение траектории 10 ОКТ 2.

Время детонации основного заряда ВВ То определяют как момент достижения расчетного расстояния до ОКТ, которое определяют из условия получения импульса силы, оптимального для воздействия на ОКТ.

Оптимальное воздействие на ОКТ определяют из условия создания максимального давления и температуры газового потока у поверхности ОКТ соотносительно с размером площади активного воздействия этого потока на ОКТ.

Расчетная схема газодинамического воздействия на ОКТ показана на фиг.2,

где W - точка детонации основного заряда ВВ;

L - расстояние от места взрыва до центра массы ОКТ;

R - радиус ОКТ;

h - расстояние от точки детонации основного заряда ВВ до поверхности ОКТ;

N - проекция на вертикальную ось силы, действующей на элемент поверхности ОКТ;

r - расстояние от точки взрыва до элемента поверхности dS ОКТ.

Суммарный импульс IΣ1, действующий на поверхность ОКТ, равен

Здесь S0 - часть поверхности ОКТ, подвергающаяся газодинамическому воздействию;

ρ - давление газового потока;

uпр - проекция скорости газового потока на направление от точки взрыва к центру массы Цм ОКТ.

Решение задачи оптимизации IΣ1 позволяет перейти к геометрическим соотношениям размеров при оптимальном воздействии на ОКТ. В частности, один из вариантов поискового расчета показал, что наибольший эффект газодинамического воздействия достигается при соотношении h/R=0,1.

Время детонации каждого дополнительного заряда ВВ определяют как сдвиг ΔT=To-Ti и от времени детонации основного заряда ВВ To (Ti - задержка или опережение времени детонации дополнительного заряда ВВ i-го блока) и задают в программе системы управления i-го блока в соответствии с планом формирования поверхности суммарной взрывной волны.

В результате, с помощью воздействия суммарной взрывной волны в облаке взрыва основного заряда формируют высокотемпературную кумулятивную струю, направленную на центр массы Цм ОКТ.

Воздействие высокотемпературной кумулятивной струи на ОКТ создает импульс силы, достаточный для изменения траектории ОКТ до устранения угрозы его столкновения с Землей.

Для реализации предлагаемого способа используют устройство в виде космического аппарата 1 (фиг.3), который оснащен необходимыми служебными системами функционирования, движения, связи, управления и содержит основной заряд ВВ 5 с устройством детонации этого заряда 11, высокоточным по времени. Космический аппарат 1 имеет отсек 12 с блоками 3 дополнительного заряда ВВ 6, имеющий систему выпуска 13 этих блоков. Количество блоков 3 с дополнительным зарядом ВВ определено в соответствии с вариантом выбранной формации построения этих блоков и схемой их размещения. Космический аппарат оснащен системами движения 14, самонаведения 15, энергопитания с солнечными батареями 16, ориентации 17, приемо-передающей аппаратурой связи 18, служебными обеспечивающими системами 19, бортовой системой управления 20.

С развитием технологии малых спутников появились возможность формирования группы спутников, движущихся на небольшом удалении друг от друга и решающих единую задачу.

На фиг.4 показана упрощенная блок-схема устройства космического аппарата с основным зарядом ВВ (лидера), который имеет отсек I системы навигации, отсек II хранения и выпуска блоков 3 с дополнительным зарядом ВВ, отсек III основного заряда ВВ и системы детонации, отсек IV системы управления и приемо-передающей аппаратуры связи, отсек V движения и ориентации.

Система самонаведения 15 электрически связана с бортовой системой управления 20 и обеспечивает решение задачи определения расстояния L до ОКТ, оптимального для получения максимального импульса воздействия на ОКТ при детонации зарядов ВВ.

Бортовая система управления 17 электрически связана с системой выпуска блоков 3, обеспечивает своевременный выпуск этих блоков и построение их в формацию, затем по рассчитанному расстоянию L до ОКТ задает время То детонации основного заряда ВВ 5, значение которого по каналу связи, включающему приемо-передающую аппаратуру связи 18, блок преобразования 21, антенну 22, передают на каждый блок 3 с дополнительным зарядом ВВ в составе формации.

Бортовая система управления 20 электрически связана с системой детонации 11 основного заряда ВВ 5 и приводит ее в действии в момент времени To.

Система временной синхронизации процессов оснащена блоком эталонного времени 23, корректирующего временные погрешности аппаратуры до необходимой точности.

Каждый блок 3 (фиг.5) дополнительных зарядов ВВ 6 унифицирован по конструкции и оснащен системами: обеспечения движения в космическом пространстве 24, ориентации 25 и сохранения взаимного пространственного согласованного положения в формации, связи 26, управления 27 и высокоточной временной синхронизации, детонации 28 дополнительного заряда ВВ 6, служебными системами 29 обеспечения функционирования блока 3.

На фиг.6 показана упрощенная блок-схема блока 3 с дополнительным зарядом ВВ 6. Бортовая система управления 27 связана с системой связи 26 с космическим аппаратом лидером и решает задачу взаимной навигации участников формации с использованием системы обеспечения движения 24 и ориентации 25, затем включает систему детонации 28 дополнительного заряда ВВ 6.

На фиг.7 показан выпуск блоков 3 с дополнительным зарядом ВВ 6 из отсека 12 космического аппарата 1. Каждый блок 3 включает двигатели системы обеспечения движения и в соответствии с навигационными сигналами занимает и поддерживает свое относительное пространственное положение в формации.

На фиг.8 показан пример построение формации блоков 3 с дополнительным зарядом ВВ 6 вокруг космического аппарата 1 по образующим цилиндрической поверхности, осевая линия которой проходит через центры основного заряда и центр массы Цм ОКТ 2. Позиция блока 30 с дополнительным зарядом ВВ на осевой линии формирует поверхность взрывной волны основного заряда в задней полусфере.

На фиг.9 показан момент согласованной детонации основного заряда ВВ космического аппарата 1, дополнительных зарядов ВВ блоков 3 и формирование суммарной взрывной волны 8. В результате разницы во времени подрыва зарядов в сформированном облаке появляется направленная высокотемпературная кумулятивная струя газообразных продуктов взрыва 7, направленная на центр массы Цм ОКТ 2.

Результат газодинамического воздействия на опасное космическое тело по предлагаемому способу и использование устройства для реализации этого способа обеспечивает получение следующих факторов, направленных на изменение траектории движения ОКТ 2.

1. Воздействие на ОКТ 2 высокотемпературной кумулятивной струей 7 из фронта взрывной волны 8 (фиг.10), после детонации зарядов ВВ создает при взаимодействии с веществом ОКТ 2 силу F1, направленную на центр массы Цм ОКТ 2, которая изменяет траекторию движения ОКТ.

Расчет силы при моделировании процесса производят на основе газодинамического описания взаимодействия газовых потоков высокотемпературной кумулятивной струи и испарений из ОКТ.

2. Воздействие на ОКТ (фиг.11) фронта суммарной взрывной волны 8 на поверхность ОКТ 2, подходящего вслед за кумулятивной струей, создает силу F2.

Расчет возникающей силы при моделировании процесса производят интегрированием давления взрывной волны на участки поверхности ОКТ. В суммарном воздействии существует вектор силы, направленный на изменение траектории движения ОКТ.

3. В результате воздействия высокотемпературной кумулятивной струи на ОКТ 2 (фиг.12) возникает кратер 9 с разогретым веществом ОКТ. Истекающая из кратера 9 газовая струя 31 создает реактивную силу F3, которая дополнительно участвует в изменении траектории движения ОКТ. Параметры газовой струи, выбрасываемой из ОКТ, определяют по составу вещества ОКТ и энергетическим характеристикам воздействующей кумулятивной струи.

При выборе вариантов построения формаций блоков с дополнительными зарядами для выбранного вида и массы ВВ решают задачу выбора относительных координат для каждого элемента формации и расчета времени начала детонации для каждого элемента формации. Конечная цель оптимизационного расчета - получение максимальной доли вклада взрывной энергии в получение кумулятивной струи как наиболее эффективного фактора воздействия на ОКТ.

При этом используют варианты построения формаций на основе построения конфигурации блоков 3 с дополнительными зарядами по образующим конической поверхности (фиг.13), образующим сферической поверхности (фиг.14) (или других поверхностей: параболической, гиперболической и др.).

Техническим результатом использования изобретения является:

повышение эффективности воздействия на ОКТ за счет:

повышения степени использования энергии основного заряда при газодинамическом воздействии на ОКТ при формировании высокотемпературной кумулятивной струи продуктов взрывной волны основного заряда, направленной на ОКТ;

снижения требований с конструкции дополнительных блоков и аппаратуре обеспечения детонации взрывчатого вещества по сравнению с вариантом ударного воздействия в глубину ОКТ;

интегрального воздействия на ОКТ трех фаз взрывного процесса - воздействия высокотемпературной кумулятивной струи, воздействия фронта суммарной взрывной волны, воздействия газовой струи, истекающей из высокотемпературного кратера на ОКТ после газодинамического воздействия, что обеспечивает создание эффективного воздействия для необходимого изменения траектории ОКТ.

1. Способ газодинамического воздействия на опасное космическое тело зарядом взрывчатого вещества, доставляемого к нему космическим аппаратом с выпускаемыми перед подходом к опасному космическому телу и позиционируемыми в космическом пространстве блоками с зарядами взрывчатого вещества, отличающийся тем, что с космического аппарата с основным зарядом взрывчатого вещества перед подходом к опасному космическому телу выпускают блоки с дополнительным зарядом взрывчатого вещества, позиционируют их в космическом пространстве в виде заданной пространственной формации, например по образующим цилиндрической поверхности, ось которой проходит через центр основного заряда и направлена на опасное космическое тело, и на расстоянии эффективного воздействия на опасное космическое тело производят согласованную детонацию основного заряда взрывчатого вещества космического аппарата и дополнительных зарядов взрывчатого вещества блоков, формируя в облаке взрыва основного заряда взрывчатого вещества высокотемпературную кумулятивную струю, направленную на опасное космическое тело.

2. Устройство космического аппарата с зарядом взрывчатого вещества для реализации способа газодинамического воздействия на опасное космическое тело с использованием выпускаемых блоков, отличающееся тем, что космический аппарат содержит основной заряд взрывчатого вещества, отсек с выпускаемыми блоками с дополнительным зарядом взрывчатого вещества, причем космический аппарат оснащен системой управления, электрически связанной с системой самонаведения, блоком движения и ориентации, системой детонации основного заряда взрывчатого вещества, блоком синхронизации времени, приемо-передающей аппаратурой связи с блоками с дополнительным зарядом взрывчатого вещества, которая содержит программу выпуска и построения блоков с дополнительными зарядами взрывчатого вещества в формацию вокруг космического аппарата, а блоки с дополнительным зарядом взрывчатого вещества оснащены системой управления, связанной с приемо-передающей аппаратурой связи, блоком движения и ориентации и системой детонации дополнительного заряда взрывчатого вещества, причем в программу этой системы управления введены относительные координаты блока с дополнительным зарядом взрывчатого вещества в формации и время детонации дополнительного заряда взрывчатого вещества относительно момента детонации основного заряда взрывчатого вещества.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области исследования устройств на герметичность и может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата (КА) и поиска места течи из его отсеков в условиях орбитального полета или в процессе вакуумных испытаний.

Изобретение относится к области маскировочных устройств для защиты космических объектов от обнаружения и распознавания. Техническое решение основано на формировании остаточным газом складной эластичной оболочки, снабженной цилиндрическими выступами различной длины, кратной половине длины волны в диапазоне волн зондирующей радиолокационной станции.
Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от астероидов. В переднюю или боковую сторону каменного, или железобетонного, или металлического астероида запускают несколько ядерных или нейтронных зарядов мощностью, не нарушающей монолитность астероида, последним направляют ядерный, или нейтронный, или термоядерный заряд мощностью, достаточной для разрушения астероида.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано в будущем для перемещения населения Земли в более удаленное от Солнца место. Увеличение среднего радиуса орбиты Земли производят путем организации последовательности гравитационных маневров у Луны крупных объектов из пояса астероидов или пояса Койпера.

Изобретение относится к области испытаний ракетно-космической техники, может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата и поиска места течи из отсеков космического аппарата в условиях орбитального полета или в процессе вакуумных испытаний и направлено на упрощение диагностики негерметичности корпуса космического аппарата, повышение ее точности и сокращение времени поиска места течи, что обеспечивается за счет того, что создают давление воздуха внутри корпуса космического аппарата и вывод о наличии локальной негерметичности делают с использованием чувствительной среды, в качестве чувствительной среды применяют индикаторные дискретные частицы, запускаемые с заданным шагом вдоль поверхности его корпуса и меняющие свои траектории под воздействием газового потока из течи, производят измерение отклонения положения мест ударов этих частиц о чувствительный экран-мишень, устанавливаемый под заданным углом для отражения их в ловушку, и регулируют чувствительность измерений изменением начальных скоростей индикаторных дискретных частиц и расстояния между источником, запускающим индикаторные дискретные частицы, и экраном-мишенью.

Изобретение относится к космической технике, в частности к средствам очистки околоземного пространства от мусора. .

Изобретение относится к строительству сооружений на небесных телах. .
Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от астероидов. .

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для космических аппаратов (КА). Отстреливают кассету с устройством формирования защитного экрана вдоль линии визирования в сторону потенциально опасного управляемого объекта, формируют с заданными интервалом времени, циклограммой функционирования и массогабаритными параметрами в виде колокола с основанием на безопасном расстоянии от КА экран в виде объемно-распределенного образования инжекцией микродисперсных углеродосодержащих частиц.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для очистки космического пространства от космического мусора (КМ). На геоцентрической орбите размещают пространственную область, обладающую большей силой сопротивления (трения, электромагнитная) и плотности, чем сила сопротивления и плотность атмосферы на данной орбите, и сформированную периферийной поверхностью трубчатого тела.

Изобретение относится к защите космических аппаратов (КА) от внешних потоков высокоскоростных частиц. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для обеспечения безопасности и надежности космических аппаратов при воздействии на них высокоскоростных микрочастиц естественного или искусственного происхождения.
Изобретение относится к области защиты космических объектов от космического мусора, метеоритов и других опасных объектов, а также для очистки околоземного космического пространства от прекративших активное существование ИСЗ, их обломков и отходов жизнедеятельности человека.

Изобретение относится к космическим средствам защиты от космического мусора, например метеоритов, ядер комет и астероидов, и может быть использовано для предотвращения столкновения крупных фрагментов космического мусора с Землей.

Изобретение относится к космической технике, а именно к экранам для защиты космического аппарата от высокоскоростного ударного воздействия метеороидов. .

Ракета // 2437807
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к методам и средствам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения с объектами естественного и искусственного происхождения различной массы и степени дисперсности.

Изобретение относится к средствам защиты космических аппаратов (КА) и сооружений на поверхности небесных тел, не обладающих плотной атмосферой, от возможных последствий разгерметизации данных объектов в результате их столкновения с мелкими метеоритами и другими сторонними телами.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от космических объектов (КО). Формируют линию воображаемой окружности на поверхности КО и равномерно по поверхности воображаемого купола, опирающегося на эту окружность, устанавливают группы зарядов, воздействуют на КО последовательно серией, согласованной с геометрическими размерами и плотностью КО, взрывов, отделяющихся от космических перехватчиков с системой управления, двигателями коррекции траектории полета, двигателями выравнивания скоростей и устройством наведения на цель, пространственно распределенных групп ядерных или термоядерных зарядов взрывчатых веществ с детонатором, жидкостью и дистанционным устройством одновременного подрыва всех зарядов группы в приповерхностных слоях метеоритно-кометного вещества, при этом в вершине воображаемого купола производят взрыв зарядов большей, или равной, или меньшей мощностей, а остальные взрывы производят зарядами равной мощности. Воображаемый купол формируют сферической, эллиптической, параболической и произвольной формами. Изобретение позволяет изменить траекторию полёта КО к Земле без разрушения. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для защиты Земли от опасных космических объектов. Устройство космического аппарата с зарядом взрывчатого вещества для газодинамического воздействия на опасный КО содержит основной заряд взрывчатого вещества, отсек с выпускаемыми блоками с дополнительным зарядом ВВ, систему управления, систему самонаведения, блоки движения и ориентации, систему детонации основного заряда ВВ, блок синхронизации времени, приемо-передающую аппаратуру связи с блоками с дополнительным зарядом ВВ и программой выпуска и построения блоков с дополнительными зарядами ВВ в формацию вокруг КА. Блоки с дополнительным зарядом ВВ содержат систему управления с программой с относительными координатами блока с дополнительным зарядом ВВ в формации и временем детонации дополнительного заряда ВВ относительно момента детонации основного заряда ВВ. Доставляют к КО КА с выпускаемыми и позиционируемыми в космическом пространстве блоками с зарядами ВВ, с КА с основным зарядом ВВ перед подходом к опасному КО выпускают блоки с дополнительным зарядом ВВ, позиционируют блоки в космическом пространстве в виде заданной пространственной формации, производят согласованную детонацию основного заряда ВВ КА и дополнительных зарядов ВВ блоков, формируют в облаке взрыва основного заряда ВВ высокотемпературную кумулятивную струю, направленную на опасный КО. Изобретение позволяет повысить безопасность Земли от опасных КО. 2 н.п. ф-лы, 14 ил.

Наверх