СПОСОБ ЗАЩИТЫ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
METHOD FOR PROTECTION OF SPACE OBJECTS

Изобретение относится к способам защиты космических летательных аппаратов от средств противоракетной обороны, содержащих инфракрасные (ИК) системы обнаружения, сопровождения и наведения. Оно может использоваться для защиты многоразовых космических кораблей, отделяемых ступеней баллистических ракет, искусственных спутников на стадии их выведения или коррекции орбит, спускаемых космических аппаратов. Известен способ защиты космических объектов (КО) от средств ИК обнаружения, связанный с охлаждением до криогенных температур внешней поверхности КО [US 4986495].
Недостатками указанного способа являются:
- высокая сложность обеспечения охлаждения до криогенных температур;
- понижение температуры поверхности возможно не для всех КО ввиду возникновения термоупругих напряжений поверхности, приводящих к падению их прочностных характеристик, способных спровоцировать преждевременное разрушение КО при входе в плотные слои атмосферы.
Известен также способ защиты КО от систем ИК наведения, рассмотренный в [2], в котором предлагают размещать головную часть внутри алюминиевого кожуха с двойными стенками, зазор между которыми заполнен жидким азотом. Для уменьшения величины отраженного кожухом теплового излучения, создаваемого Землей, предлагают придавать его поверхности соответствующее оптическое качество и использовать благоприятную ориентацию КО. Недостатком указанного способа является невозможность изменения температуры кожуха при изменении температуры окружающего фона, в результате чего снижается его маскирующее свойство.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является способ, основанный на охлаждении защитного экрана, располагаемого вокруг КО, причем в качестве защитного экрана используют внешний слой корпуса КО [3]. Охлаждение экрана осуществляют путем подачи в зазор между оболочкой обтекателя с внутренним слоем теплоизолятора, под которым устанавливают КО на ракете-носителе, и внешним слоем корпуса КО паров кипящего жидкого азота с температурой 77К непосредственно перед стартом ракеты. Защитный эффект заключается в том, что после сбрасывания обтекателя и движении КО по баллистической траектории в ближнем космосе, температура КО близка к температуре окружающего фона (100-120К). Вследствие низкой тепловой контрастности снижается эффективность использования ИК систем обнаружения и наведения средств поражения противокосмической обороны.
Недостатками наиболее близкого технического решения являются:
- охлаждение внешнего слоя корпуса в некоторых случаях невозможно из-за технических условий эксплуатации аппаратуры и оборудования КО;
- использование единственного охлажденного экрана только с одной фиксированной температурой не обеспечивает надежной защиты на всей траектории полета, т.к., во-первых, в процессе полета происходит эффективный нагрев экрана солнечным излучением, а также собственными тепловыми потоками от более нагретой массивной части КО. Кроме того, определенный вклад в нагрев вносит трение при соприкосновении с атмосферными газами даже при условии их достаточной разреженности; во-вторых, тепловой контраст КО с окружающим фоном различен для разных участков траектории движения как из-за изменения температуры фона, так и из-за изменяющихся условий наблюдения за КО. Так, один и тот же КО на различных участках траектории могут наблюдать с помощью аппаратов, находящихся на более высоких орбитах, и тогда фоном будет служить подстилающая поверхность Земли с температурой порядка 300К, а на других участках - в направлении, параллельном поверхности Земли, и тогда температура фона составит 80-120К. Возможны также и другие варианты;
- использование в качестве защитного экрана внешнего корпуса КО не обеспечивает его защиту на конечном участке траектории движения, когда в плотных слоях атмосферы на поверхности возникает плазменный слой, являющийся демаскирующим фактором с широким спектром электромагнитного излучения.
Целью настоящего изобретения является устранение недостатков прототипа и расширение области применения.
Указанную цель достигают путем создания вокруг защищаемого КО системы экранов, охлажденных до различных температур, которые обеспечивают на различных участках траектории полета минимальную разность температур между КО и фоном окружающей среды или фоном подстилающей поверхности. Защитные экраны размещают под обтекателем и разделяют между собой и КО теплоизолирующими прокладками, что позволяет им сохранять заданные и различающиеся между собой температуры в течение промежутка времени, сопоставимого по длительности со временем полета. Охлаждение экранов осуществляют непосредственно перед стартом подачей паров жидкого азота при температуре около 77К в зазоры между обтекателем и экранами, либо использованием для этих целей непосредственно жидкого азота или какой-либо иной криогенной жидкости. При этом температуру экранов регулируют либо продолжительностью охлаждения в различных зазорах, либо изменением в них давления паров азота. Количество защитных экранов устанавливают исходя из компромисса между ограничением на забрасываемую массу и количеством участков траектории, на которых происходит резкое изменение теплового контраста из-за изменения фона, на котором наблюдают КО. Защитные экраны последовательно сбрасывают с помощью средств пироавтоматики или другим способом таким образом, чтобы на соответствующих участках баллистической траектории КО был обеспечен минимальный тепловой контраст. Температуру экранов устанавливают исходя из этих же требований.
Последний экран сохраняют до входа КО в плотные слои атмосферы на заключительном участке траектории. Именно на этом экране возникнет плазменный слой, который является источником излучения в широком диапазоне шкалы электромагнитных волн. Данный экран полностью сгорает за непродолжительный промежуток времени, после чего плазменное свечение уже не возникает, т.к. к этому моменту скорость падает до уровня, когда контакт поверхности КО с атмосферными газами не приводит к возникновению плазмы, а температура поверхности КО низка благодаря использованию защитных экранов. В случае стойкого к температурному воздействию экрана его сбрасывают в атмосфере после того, как угроза возникновения плазменного свечения от собственной поверхности КО исчезает. При этом светящийся экран представляет собой дополнительную ложную цель. Благодаря этому последний экран осуществляет защиту от средств оптической разведки на заключительном участке траектории полета КО после вхождения в плотные слои атмосферы.
Таким образом предлагаемый способ устраняет недостатки аналогов и прототипа и создает качество, им не доступное.
Проведенный заявителем анализ уровня развития техники, включая поиск по патентным и научно-техническим источникам информации и выявление источников, содержащих сведения об аналогах заявленного технического решения, не обнаружил источников, характеризующихся признаками, тождественными или идентичными всем существенным признакам заявленного способа. Выделение из перечня выявленных аналогов прототипа, как наиболее близкого по совокупности признаков аналога, позволило установить ряд существенных по отношению к предлагаемому заявителем техническому решению отличительных признаков способа защиты космических объектов, приведенных в формуле изобретения. Следовательно, заявленный способ соответствует критерию "новизна".
Проведенный заявителем дополнительный поиск не выявил известные решения, содержащие признаки, совпадающие с отличительными от прототипа признаками заявленного способа. Следовательно, для специалиста заявленное техническое решение не вытекает явным образом из известных образцов техники, т.к. существенные признаки патентуемого решения не возникают в результате преобразования известных устройств. Заявленное техническое решение не основано также на изменении количественного признака (признаков), представлении таких признаков во взаимосвязи, либо изменении вида известных аналогов и прототипа. Следовательно, заявленный способ соответствует критерию "изобретательский уровень".
На чертеже показан пример реализации предлагаемого способа. Защищаемый космический объект 1 размещают на последней ступени ракеты-носителя 2. Поверх КО располагают обтекатель 3, под которым размещают последовательность защитных экранов 4 в количестве 1…n. Защитные экраны разделяют между собой теплоизолирующими прокладками 5. Конструкцию и материал экранов выбирают для решения конкретной задачи, в частности, один из экранов может быть изготовлен пустотелым с двойной стенкой для заполнения жидким азотом с температурой кипения 77К или иной подходящей криогенной жидкостью. Экраны в процессе полета отделяют последовательно с помощью средств пироавтоматики (на чертеже не показаны). Температуру экранов устанавливают путем подачи паров кипящего жидкого азота в зазоры между экранами (средства подачи паров на чертеже не приведены), они могут быть размещены, например, на второй ступени ракеты-носителя.
Предлагаемый способ защиты космических объектов может быть реализован следующим образом. Космический объект 1, например, головная часть ракеты или отделяемый от нее блок размещены на последней ступени ракеты-носителя 2 под поверхностью обтекателя 3. В зазоре между 1 и 3 размещают набор из нескольких защитных экранов 4, разделенных теплоизолирующими прокладками 5. Охлаждение экранов осуществляют через зазоры между ними с помощью паров жидкого азота (кипение жидкого азота при атмосферном давлении происходит при 77К). Средства подачи паров (на чертеже не показаны) могут быть размещены, например, на последней ступени ракеты-носителя 2. Температура охлажденного экрана определяется временем охлаждения и давлением паров. С учетом теплопотерь эта температура может составлять 100К, при необходимости получения более глубокого охлаждения экран может быть изготовлен в виде пустотелой полости с двойными стенками, между которыми заливают жидкий азот. При таком способе охлаждения температура поверхности экрана может составлять 80-85К. При использовании других криогенных жидкостей температура поверхности экрана может быть дополнительно понижена.
При выходе из плотных слоев атмосферы, после того как отработают двигательные установки и сбрасывается обтекатель головной части, основным демаскирующим КО фактором является собственное тепловое излучение головной части, которая сильно нагревается при контакте с атмосферными газами. Тепловой фон окружающей среды на различных участках траектории (верхние слои атмосферы и ближний космос) характеризуется температурой, которая изменяется в пределах 80-120К. В этих условиях тепловой контраст между КО и фоном достигает сотен Кельвинов, что в совокупности с характерной скоростью движения, делает его хорошо различимым для систем обнаружения и наведения, использующих фотоприемники для регистрации инфракрасного излучения в диапазонах 5-7 и 8-12 мкм. После отделения обтекателя температура КО по заявляемому способу падает до температуры фона, что снижает эффективность его обнаружение в ИК-диапазоне системами, осуществляющими наблюдение на этом фоне. Если через некоторое время (на последующем участке траектории полета) становится актуальным наблюдение КО на фоне подстилающей поверхности (земная поверхность, поверхность мирового океана и т.д.) с температурой порядка 300К, то с помощью систем пироавтоматики первый экран сбрасывают и обнажают следующий, температуру которого заранее устанавливают близкой новому состоянию фона. Число защитных экранов определяет возможность повторения приема при дальнейших изменениях соотношения температура фона - температура КО. Температуры экранов определяют заранее при планировании траектории движения КО.
Последний экран сгорает после входа КО в плотные слои атмосферы и образования на нем плазменного свечения таким образом, что после этого из-за потери скорости свечение не возникает на собственной поверхности защищаемого КО. Расчет характеристик такого экрана - задача инженерная и может быть выполнена на основании оценок скорости движения КО в плотных слоях атмосферы, поэтому здесь не рассматривается. В качестве возможного варианта может быть рассмотрена конструкция не разрушаемого экрана, который сбрасывают после падения скорости движения до уровня, не связанного с образованием плазменного слоя.
Таким образом, предложенный способ обладает более широкой областью применения, т.к. позволяет обеспечить защиту не только при полете в свободном космическом пространстве, но и при входе в плотные слои атмосферы.
ЛИТЕРАТУРА
1. Патент US 4986495 А, 22.01.1991 г.
2. Countermeasures. A Technical Evaluation Operational Effectiveness of the Planned US National Missile Defense, April 2000. Security Studies Program, Massachusetts Institute of Technology.
3. Патент RU №2294865, 2007 г.