БОЕВОЙ ОРБИТАЛЬНЫЙ ЛАЗЕР С ЯДЕРНОЙ НАКАЧКОЙ Российский патент 2013 года по МПК H01S3/00 F41H13/00 

Изобретение относится к области космического вооружения, а именно к средствам и способам ведения боевых действий с применением одного или нескольких управляемых лучей лазера с ядерной накачкой невероятной мощности.

Газодинамический лазер Г.л. [1-4] - газовый лазер, в котором инверсия населенностей создается в системе колебательных уровней энергии молекул газа путем адиабатического охлаждения нагретых газовых масс, движущихся со сверхзвуковой скоростью. Г.л. состоит из нагревателя, сверхзвукового сопла (или набора сопел, образующих т.н. сопловую решетку), оптического резонатора и диффузора. В нагревателе происходит тепловое возбуждение специально подобранной смеси газов (в результате сгорания топлива или подогрева с помощью электрических разрядов и ударных волн). При течении газа в сверхзвуковом сопле смесь быстро охлаждается. Необходимая для возбуждения генерации инверсия населенностей энергетических уровней рабочего компонента смеси достигается, если: 1) скорость опустошения (релаксации) нижнего уровня лазерного перехода в процессе расширения выше скорости релаксации верх. уровня; 2) время опустошения верх. уровня больше характерного т.н. газодинамич. времени (времени движения газа до резонатора). Если для определения пары энергетических уровней эти условия выполнены, то из-за сильной зависимости времен релаксации от температуры и плотности газа, начиная с некоторого момента от начала расширения, быстрое падение населенности верх. уровня сменяется медленным, тогда как населенность нижнего продолжает уменьшаться с заметной скоростью. Часть избыточной энергии верх. уровня может быть трансформирована в резонаторе в энергию лазерного луча. Диффузор служит для торможения потока и повышения давления газа, который выбрасывается в атмосферу.

Активная среда. Указанным требованиям наиб. полно отвечают колебательному состояния молекул, обладающие большими временами жизни (по сравнению с электронными и вращательными уровнями). Процессы колебательной релаксации позволяют осуществить: полную инверсию колебательных уровней и т.н. частичную колебательно-вращательную инверсию. В соответствии с этим "рабочими" частицами Г.л. служат как многоатомные, так и двухатомные гетероядерные молекулы, имеющие, в отличие от гомоядерных молекул, разрешенные колебательно-вращательные переходы.

Первым и наиб. распространенным является Г.л. на полной колебательной инверсии между уровнями 00⁰1 и 10⁰0 (или 02⁰0) молекулы CO₂. Соответствующие длины волн генерации λ=10,4-9,4 мкм (рис.2). Уровень 00⁰1 соответствует асимметричным колебаниям молекулы СО₂, уровни 10⁰0 и 02⁰0 - колебаниям деформационного и симметрического типов. Однако в чистом CO₂ необходимое соотношение времен релаксации этих уровней не выполнено. Это соотношение сдвигается в нужную сторону при добавлении определенного кол-ва молекул H₂, H₂O, атомов He и др. Их столкновения с молекулами CO₂ опустошают нижние лазерные уровни (10⁰0 и 02⁰0) значительно быстрее, чем уровень 00⁰1. Увеличение запаса колебательной энергии в охлажденном газе достигается также введением в газовую смесь в форкамере донорного газа, молекулы которого релаксируют медленно и способны быстро передавать запасенную в них энергию на уровни, соответствующие асимметричным колебаниям молекулы CO₂. Роль донорного газа обычно выполняют возбужденные молекулы N₂, колебательные уровни которых близки к уровням молекулы CO₂.

Г.л. на продуктах сгорания является простейшим Г.л., имеющим практическое значение. В форкамере сжигается углеродсодержащее топливо в воздухе, горячие продукты сгорания пропускаются через сопловой аппарат и резонатор. В зависимости от используемого топлива и условий его сжигания давление p₀, температура Т₀ и хим. состав продуктов в форкамере меняются в широких пределах (p₀=5-100 атм, Т₀=1500-3000 К). Таким способом, как правило, не удается получить высокой эффективности. Г.л. на продуктах сгорания имеет низкий кпд (≲1%). Это обусловлено тем, что только 7-10% от энергии сгорания идет на возбуждение колебательных уровней молекулы СО₂. Кроме того, из-за релаксации потерь энергии в потоке, невысокого отношения энергии кванта лазерного излучения к энергии кванта, необходимого для возбуждения асимметричного колебания молекулы CO₂ (квантового кпд), и относительно небольшой эффективности резонатора не весь энергозапас может быть трансформирован в лазерное излучение. Реально в Г.л. на продуктах сгорания энергия, излучаемая на единицу массы сжигаемой смеси (уд. энергия излучения), ≲20 кДж/кг, а показатель усиления α≤0,5-1,0 М^-1.

Другие типы Г.л. Один из путей повышения эффективности Г.л. состоит в снижении релаксации потерь запасенной колебательной энергии. Из-за сравнительно высоких скоростей релаксации колебательных уровней молекулы CO₂ практически вся теряемая средой энергия преобразуется в теплоту, причем это происходит в околокритической части сопла, где высоки температура и плотность газа. Отсутствие CO₂ в этой части потока снижает до минимума потери энергии. Поэтому необходимое кол-во CO₂ вводят в поток возбужденного донорного газа в сверхзвуковую или околозвуковую часть сопла. При этом температура вводимого CO₂ может быть низкой (≲200-300 К). В таком варианте Г.л. (Г.л. "с подмешиванием") появляется дополнительная возможность повышения полного числа колебательно возбужденных молекул за счет нагревания донорного газа до более высоких температур T₀=4000-5000 К. Уд. энергия излучения достигает 50-100 кДж/кг, показатель усиления 3-5 м^-1, полный кпд ~2-3%.

Эффективность Г.л. повышается и в том случае, когда хотя бы часть запасенной энергии удается преобразовать в лазерное излучение с большим квантовым кпд. В случае CO₂ эта возможность связана с т.н. каскадной генерацией одновременно на двух переходах 00⁰1-10⁰0(02⁰0) и 10⁰0(02⁰0-0)-01⁰0. Последняя имеет квантовый кпд 71,6%. Условия для возникновения двухчастотной генерации более жесткие, чем в одночастотном режиме. Они легче достигаются в Г.л. "с подмешиванием". По мере вывода каскадного излучения из резонатора внутренняя энергия системы падает и условие двухчастотной генерации перестает выполняться. Оставшаяся в среде колебательная энергия (верх. переход) трансформируется в лазерное излучение следующим, расположенным ниже по потоку резонатором, настроенным на переходы 00⁰1-10⁰0(02⁰0).

Г.л. на CO₂ работают также на др. колебательных переходах, напр. на переходах 03¹0-10⁰0, 03¹0-02²0 и 02⁰0-01¹0 (λ=18,4, 16,7 и 16,2 мкм). В этом случае необходимы замораживание как можно большей энергии в системе уровней деформации и симметричных колебаний молекулы и охлаждение газа до температурр ≲70-100 К. Наилучшие результаты получены для смесей CO₂ с Ar и Ne и сопловых аппаратов с большими степенями расширения. В качестве рабочего компонента в Г.л. используются и др. трехатомные молекулы (N₂O, COS, CS₂).

Действие др. типа Г.л. основано на инверсии в системе колебательно-вращательных уровней в двухатомных гетероядерных молекулах (CO, HCl и др.). Инверсия возникает между вращательными подуровнями различных возбужденных колебательных уровней. Если это возбуждение мало, то вращательные подуровни, между которыми имеется инверсия, соответствуют очень большим значениям вращательного квантового числа, а потому имеют малую населенность. Это, в свою очередь, определяет малый показатель усиления, недостаточный для возбуждения генерации. Генерация возбуждается, если т.н. колебательная температура Т_кол (эфф. температура, с которой заселены колебательные уровни) и температура газа Т находятся в соотношении T_кол/T>>1 Наиб. высокое значение T_кол расширяющегося газа может быть сохранено в системе слабо релаксирующих уровней, например в системе уровней молекулы СО (λ=5 мкм). Необходимое охлаждение газа достигается в сопловых аппаратах с высокой степенью расширения.

Известна система залпового огня по пат. РФ №2277687, МКТУ F43F 3/04, опубл. 10.06.2006 г., которая содержит колесное шасси с боевой рубкой, пакет трубчатых направляющих с винтовыми пазами и приводы горизонтального и вертикального наведения пакета трубчатых направляющих. На пакете трубчатых направляющих дополнительно размещена гироскопическая система измерения углов наведения пакета трубчатых направляющих, а в боевой рубке размещены пульт установки углов наведения пакета трубчатых направляющих и устройство сравнения, причем выходы гироскопической системы измерения и пульта установки углов наведения электрически связаны со входом устройства сравнения. Выход устройства сравнения электрически связан с приводами горизонтального и вертикального наведения пакета трубчатых направляющих, а удаление продольной оси каждой трубчатой направляющей от осей горизонтального и вертикального наведения пакета трубчатых направляющих не превышает величины, определяемой заданным математическим выражением.

Недостаток - ручная перезарядка комплекса после каждого залпа.

Известен сочлененный самоходный зенитный ракетный комплекс по патенту на изобретение №2273815 от 01.11.2004 г. Это изобретение относится к области вооружения, в частности к зенитному ракетному комплексу, который выполнен в виде базовой машины, содержащей две крайние и одну центральную подвешенную между ними секцию посредством автоматического устройства, с возможностью расцепления крайних секций от центральной. Центральная секция снабжена радиолокационной станцией подсвета целей и наведения ракет. На крайние секции установлены пускозаряжающие установки с дублирующими пультами управления и системой запуска зенитных управляемых ракет. Реализация комплекса позволяет повысить его маневренность и сократить длину колонны в ходе марша. Однако способ стрельбы из данного комплекса имеет ряд недостатков:

- невозможность осуществлять стрельбу реактивными снарядами залпом, очередями и вообще снарядами типа «Смерч», «Ураган», «Град» и др. подобного класса;

- невозможность транспортировать, заряжать такими реактивными снарядами пусковые установки;

- значительное снижение скорости перемещения на марше при достижении боевой позиции, так как он находится на гусеничном ходу;

- невозможность подвоза боевых снарядов после выпуска их первым залпом по противнику.

Однако у противопоставленного комплекса имеются и некоторые общие признаки стрельбы с заявляемым способом стрельбы из предлагаемого комплекса - это возможность заряжания пусковой установки боевыми снарядами на боевой позиции и возможность транспортирования этих боевых снарядов на марше до боевой позиции.

Целью этого изобретения является повышение боевой эффективности стрельбы реактивными снарядами типа «Смерч» залпом, очередями и одиночными выстрелами за счет обеспечения быстрой зарядки боевой машины с пусковой установкой комплектом реактивных снарядов с помощью транспортно-заряжающей машины комплекса, находящейся непосредственно и постоянно вместе с боевой машиной, на которой размещена пусковая установка.

Известен боевой комплекс залпового огня по патенту РФ №2400692, МПК F41F 3/04, опубл. 27.10.2010 г, прототип. В этом боевом комплексе залпового огня реактивными снарядами, содержащем боевую машину с пусковой установкой в верхней части и одну транспортно-заряжающую машины на многоколесном шасси.

Боевой комплекс имеет множество недостатков.

Низкая живучесть этого боевого комплекса. Он не имеет собственной брони, пушечного и стрелкового вооружения для ведения ближнего боя после выполнения стрельб реактивными снарядами. Боеготовность и огневая мощь комплекса очень низкая, его перезарядка осуществляется долго и в неудобном взаимном расположении машин комплекса.

За последние несколько лет большую популярность в мире завоевали системы глобального позиционирования (определения точного местоположения) GPS. Это, действительно, очень перспективный рынок. Объем мирового рынка услуг глобального позиционирования в 2003 г. составил $500 млн, а по прогнозу Ovum, в 2005 г.его объем составит $9.75 млрд (при 376 млн абонентов). Некоторым основам функционирования систем глобального позиционирования и их применению в мире и посвящена данная статья. Первые системы глобального позиционирования GPS (Global Positioning System) разрабатывались исключительно для военных целей. Глобальная навигационная система GPS предназначена для передачи навигационных сигналов, которые могут одновременно приниматься во всех регионах мира. Инициатором создания GPS-системы стало Министерство Обороны США. Ее разработка началась в 1973 г., когда Министерство Обороны США перестала устраивать радионавигационная система, состоящая из наземных навигационных систем Loran-C и Omega и спутниковой системы Transit. Проект создания спутниковой сети для определения координат в режиме реального времени в любой точке земного шара был назван NAVSTAR GPS (NAVigation Satellite Timing And Ranging Global Positioning System - навигационная система определения времени и дальности). Используемая сейчас аббревиатура GPS появилась позднее, когда система стала использоваться не только для военных, но и для мирных целей. Первая штатная орбитальная группировка системы разворачивалась с июня 1989 г. по март 1994 г. На орбиту были выведены 24 навигационных спутника Block II. Окончательно GPS-система была введена в эксплуатацию в 1995 г. В настоящее время она эксплуатируется и обслуживается Министерством Обороны США. В состав GPS-системы входят 3 основных сегмента: космический, наземный и пользовательский. Космический сегмент состоит из 28 автономных спутников, равномерно распределенных по орбитам с высотой 20350 км (для полнофункциональной работы системы достаточно 24 спутников). Каждый спутник излучает на 2 частотах специальный навигационный сигнал, в котором зашифровано 2 вида кода. Один из них доступен лишь немногим пользователям, среди которых, конечно же, военные и федеральные службы США. Кроме этих 2 сигналов, спутник излучает и третий, информирующий пользователя о дополнительных параметрах (состоянии спутника, его работоспособности и др.). Параметры орбит спутников периодически контролируются сетью наземных станций слежения (всего 5 станций, находящихся в тропических широтах), с помощью которых (не реже 1-2 раз в сутки): вычисляются баллистические характеристики, регистрируются отклонения спутников от расчетных траекторий движения, определяется собственное время бортовых часов спутников, осуществляется мониторинг исправности навигационной аппаратуры и др. При этом для обнаружения отказов оборудования спутников с помощью наземных станций обычно требуется несколько часов. Третий сегмент GPS-системы - это GPS-приемники, выпускаемые и как самостоятельные приборы (носимые или стационарные), и как платы для подключения к ПК, бортовым компьютерам и другим аппаратам.

Основные характеристики GPS-системы приведены в таблице 1.

Количество спутников в орбитальной группировке 28 Число орбитальных плоскостей 63 Число спутников в каждой плоскости 48 Высота орбиты (км) 20350 Наклонение орбиты (градус) 55 Период обращения спутников (ч) 12 Масса спутника (кг) 1055 Мощность солнечных батарей спутника (Вт) 450 Срок эксплуатации (лет) 7,5 Поляризация правосторонняя Погрешность определения 100 (С/А-код); 16 (P-код) Погрешность определения 10 (С/А-код); 0,1 (P-код) Погрешность определения времени (не) 340 (С/А-код); 90(P-код) Надежность навигационных определений (%) 95

Основы функционирования GPS-системы

Теория дальнометрии основана на вычислении расстояния распространения радиосигнала от спутника к приемнику по временной задержке. Если знать время распространения радиосигнала, то пройденный им путь легко вычислить, просто умножив время распространения радиосигнала на скорость света. Каждый спутник GPS-системы непрерывно генерирует радиоволны 2 частот - (L1=1575.42 МГц и L2=1227.60 МГц). Навигационный сигнал представляет собой фазоманипулированный псевдослучайный PRN-код (Pseudo Random Number code). PRN-код бывает 2 типов. Первый - С/А-код (Coarse Acquisition code - грубый код) используется в гражданских приемниках. Он позволяет получать лишь приблизительную оценку местоположения, поэтому и называется «грубым» кодом. С/А-код передается на частоте L1 с использованием фазовой манипуляции псевдослучайной последовательности длиной 1023 символа. Защита от ошибок обеспечивается посредством кода Гоулда. Период повторения С/А-кода - 1 мс. Другой код - Р (precision code - точный код) - обеспечивает более точное вычисление координат, но доступ к нему ограничен. В основном, P-код предоставляется военным и (иногда) федеральным службам США (например, для решения задач геодезии и картографии). Этот код передается на частоте L2 с применением сверхдлинной псевдослучайной последовательности с периодом повторения 267 дней. Этот код доступен в принципе и гражданским лицам. Но алгоритм его обработки гораздо более сложен, поэтому и аппаратура стоит дороже. В свою очередь, частота L1 модулируется как С/А, так и P-кодом. В сигнале GPS может присутствовать и так называемый Y-код, являющийся зашифрованной версией P-кода (в военное время система шифровки может меняться).

Кроме навигационных сигналов, спутник непрерывно передает различного рода служебную информацию. Пользователь GPS-приемника информируется о состоянии спутника и его параметрах: системном времени; эфемеридах (точных данных об орбите спутника); прогнозируемом времени задержки распространения радиосигнала в ионосфере (т.к. скорость света меняется при прохождении разных слоев атмосферы), работоспособности спутника (в так называемом «альманахе» содержатся обновляемые каждые 1…5 мин сведения о состоянии и орбитах всех спутников).

В основе определения координат GPS-приемника лежит вычисление расстояния от него до нескольких спутников, расположение которых считается известным (эти данные находятся в принятом с GPS-спутника «альманахе»). В геодезии метод вычисления положения объекта по измерению его удаленности от точек с заданными координатами называется «трилатерацией».

Если известно расстояние до одного спутника, то координаты приемника определить нельзя (он может находиться в любой точке сферы радиусом, описанной вокруг спутника). Пусть известна удаленность приемника от второго спутника. В этом случае определение координат также не представляется возможным - объект находится на окружности, которая является пересечением двух сфер. Расстояние до третьего спутника сокращает неопределенность в координатах до двух точек. Этого уже достаточно для однозначного определения координат - дело в том, что из двух возможных точек расположения приемника лишь одна находится на поверхности Земли (или в непосредственной близости от нее), а вторая, ложная, оказывается либо глубоко внутри Земли, либо очень высоко над ее поверхностью. Таким образом, для трехмерной навигации теоретически достаточно знать расстояния от приемника до 3 спутников.

Глобальная Навигационная Спутниковая Система (ГЛОНАСС) - советская и российская спутниковая система навигации, разработана по заказу Министерства обороны СССР. Одна из двух функционирующих на сегодня систем глобальной спутниковой навигации. Основой системы должны являться 24 спутника, движущихся над поверхностью Земли в трех орбитальных плоскостях с наклоном орбитальных плоскостей 64,8° и высотой 19100 км. Принцип измерения аналогичен американской системе навигации NAVSTAR GPS. В настоящее время развитием проекта ГЛОНАСС занимается Федеральное космическое агентство (Роскосмос) и ОАО «Российские космические системы»..

Российская глобальная навигационная спутниковая система (ГЛОНАСС) предназначена для оперативного навигационно-временного обеспечения неограниченного числа пользователей наземного, морского, воздушного и космического базирования. Доступ к гражданским сигналам ГЛОНАСС в любой точке земного шара на основании указа Президента РФ предоставляется российским и иностранным потребителям на безвозмездной основе и без ограничений.

Для обеспечения коммерциализации и массового внедрения технологий ГЛОНАСС в России и за рубежом Постановлением Правительства РФ в июле 2009 г. был создан «Федеральный сетевой оператор в сфере навигационной деятельности», функции которого были возложены на ОАО «Навигационно-информационные системы».

Основное отличие от системы GPS в том, что спутники ГЛОНАСС в своем орбитальном движении не имеют резонанса (синхронности) с вращением Земли, что обеспечивает им большую стабильность. Таким образом, группировка КА ГЛОНАСС не требует дополнительных корректировок в течение всего срока активного существования. Тем не менее, срок службы спутников ГЛОНАСС заметно короче.

Задачи создания изобретения повышение точности стрельбы, улучшение живучести комплекса, его боеготовности, огневой мощи, автономности в управлении.

Решение указанных задач достигнуто в боевом орбитальном лазере с ядерной накачкой, содержащем установленные на орбитальной станции источник энергии и, по меньшей мере, один резонатор, тем, что согласно изобретению орбитальная станция выполнена с корпусом торроидальной формы, в качестве источника энергии применена закрепленная на торроидальном корпусе как минимум одна пара установленных оппозитно жидкостных ракетных двигателя, содержащих камеру сгорания с установленным в ней ядерным реактором и со сверхзвуковым соплом, имеющим установленные на его расширяющейся части резонаторы. Сверхзвуковое сопло выполнено с возможностью регенеративного охлаждения из двух стенок: внутренней и внешней, на внутреннюю стенку нанесен слой урана 235, а в саму эту стенку внедрены частицы урана 235. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой может содержать источник электроэнергии. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой может содержать бортовой компьютер, приемник системы Глонасс и приемно-передающеее устройство, соединенные между собой электрическими связями. В центре торроидального корпуса может быть выполнен центральный корпус, соединенный с ним радиальными связями. В центральном корпусе могут быть установлены емкости окислителя и горючего.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…11, где:

- на фиг.1 приведен чертеж боевого орбитального лазера с ядерной накачкой,

- на фиг.2 приведен чертеж ЖРД,

- на фиг 3 приведена конструкция сопла с резонатором,

- на фиг.4 приведен вид А боевого лазера с одним резонатором,

- на фиг.5 приведен вид А боевого лазера с двумя резонаторами

- на фиг.6 приведен разрез Б-Б,

- на фиг.7 приведен вид В,

- на фиг.8 приведен вид Г,

- на фиг 9 приведена схема ЖРД,

- на фиг.10 приведена схема включения запальных устройств

- на фиг.11 - схема коммутации.

Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой (фиг.1…11) содержит орбитальную станцию 1, имеющую торроидальный корпус 2, центральный корпус 3, радиальные связи 4, жидкостный ракетный двигатель - ЖРД 5, который, в свою очередь, содержит ТНА 6, камеру сгорания 7, сверхзвуковое сопло 8 с расширяющейся часть 9. Сверхзвуковое сопло 8 имеет верхний силовой пояс 10 и нижний силовой пояс 11 с шарнирами 12 и тягой 13. Верхний силовой пояс 10 соединен с торроидальным корпусом 2 через шарнир 12. В центральном корпусе установлены емкость окислителя 14 и емкость горчего15. Все ЖРД 5 боевого орбитального лазера оборудованы, по меньшей мере, одним резонатором 16, установленным на сферическом шарнире 17. С резонатором 16 соединены первый привод 18 и второй привод 19. Трубопроводы окислителя и горючего соответственно 20 и 21 соединяют емкости окислителя и горючего соответственно 14 и 15 со всеми ЖРД 7.

Резонатор 16 содержит первую часть 22, вторую часть 23, среднюю часть 24, зеркало 25, объектив 26, головку 27.

Резонатор (резонаторы) 16 установлен с возможностью поворота на сферическом шарнире 17 и уплотнен с обеих сторон защитными щитками 28, 29, подпружиненными пружиной 30 и уплотненными уплотнениями 31 и 32. Вторая часть 23 корпуса 21 выведена через отверстие 33, допускающее его поворот во всех плоскостях на 30 град, что обеспечивает прицеливание луча лазера. Такая конструкция описанных выше соединений сделана, кроме того, и для предотвращения утечек высокотемпературных продуктов сгорания ЖРД 5 через отверстия 33.

Сверхзвуковое сопло 8 выполнено с возможностью регенеративного охлаждения (фиг.2) и содержат две стенки - внутреннюю стенку 34 и наружную стенку 35, с зазором 36 между ними для прохождения охлаждающего горючего. На внутренней поверхности внутренней стенки 34 нанесен слой урана 235 - 37, а в саму внутреннюю стенку 34 внедрены частицы урана 238 - 38 (фиг.2).

Резонаторы 16 (фиг.4…8) также должны быть выполнены с возможностью регенеративного охлаждения. Резонаторы 16 выполнены с двумя стенками, внутренней 39 и наружной 40, с зазором 41 между ними. Кроме того средняя часть 24 выполнена в виде двух параллельно установленных обтекаемых профилей 42, при этом возможно и их выполнение охлаждаемыми (фиг.5), т.е. с полостью 43 внутри них включенной в систему охлаждения. При этом система охлаждения резонаторов 16 дополнительно включает входной коллектор 44, выходной коллектор 45, подводящий трубопровод 46 с клапаном 47 и отводящий трубопровод 48. Кроме того, на поверхности обтекаемых профилей 42 может быть нанесено покрытие урана 235 - 49, а в саму их стенку внедрены частицы урана 235 - 50.

Турбонасосный агрегат 6 содержит (фиг.2) основную турбину 51, насос окислителя 52, насос горючего 53, дополнительный насос горючего 54, пусковую турбину 55 с выхлопной трубой 56. Соосно с ТНА 6 установлен газогенератор 57, который газоводом 58 соединен с камерой сгорания 7.

Боевой лазер (фиг.1 и 9) содержит, по меньшей мере, один баллон сжатого воздуха 59, с которым соединен трубопровод высокого давления 60, имеющий клапан 61. Другой конец трубопровода высокого давления 60 соединен с пусковой турбиной 55. Число баллонов сжатого воздуха 61 равно числу планируемых запусков ЖРД 5. Приведен пример ЖРД 5, допускающего 3 запуска.

Боевой лазер (фиг.1) содержит источник электроэнергии 62, силовой кабель 63 соединяющий источник электроэнергии 62 с коммутатором 64 (или коммутаторами для многоразовых ЖРД 5), к которому присоединены также силовыми кабелями 63 все потребители электроэнергии, в частности первый и второй приводы 14 и 15. На боевом орбитальном лазере установлен бортовой компьютер 65, к которому электрическими связями 66 присоединены приемник системы Глонасс 67 с антенной 68 и приемно-передающее устройство 69 с антенной 70. Связь приемника системы Глонасс 67 со спутниками 71 осуществляется при помощи антенны 68 по радиоканалу 72.

На боевом орбитальном лазере применен ядерный реактор 73, установленным внутри камеры сгорания 7 (фиг.2). Это не только увеличит энергию лазерных лучей за счет использования тепловой энергии ядерного реактора 73, но и повысит его кпд за счет радиоактивной накачки продуктов сгорания и, самое главное, во много раз увеличит время непрерывной работы боевого орбитального лазера за счет снижения расхода горючего примерно в 10…20 раз и сжигания его при низкой минимально возможной температуре.

Подробная пневмогидравлическая схема ЖРД 5 приведена на фиг.9.

Внутри камеры сгорания 7 (фиг.9) выполнены наружная плита 74 и внутренняя плита 75 с зазором (полостью) между ними 76. Внутри головки 27 камеры сгорания 7 установлены форсунки окислителя 77 и форсунки горючего 78. Форсунки окислителя 77 сообщают полость 79 с внутренней полостью 80 камеры сгорания 7. На наружной поверхности камеры сгорания 7 установлен коллектор горючего 81.

К коллектору горючего 81 подведен трубопровод 82, в котором установлен клапан горючего 83, вход которого трубопроводом горючего 84 соединен с выходом насоса горючего 74. Выход из дополнительного насоса горючего 75 соединен топливопроводом высокого давления 85, содержащим регулятор расхода 86 с приводом 87 и клапан высокого давления 88 - с газогенератором 57, конкретно с его полостью 89.

Выход из насоса окислителя 75 трубопроводом окислителя 90 через клапан окислителя 91 соединен с газогенератором 78.

Газогенератор 78 имеет внешнюю и внутреннюю плиты соответственно 92 и 93 с полостью между ними 94 и форсунки окислители и горючего соответственно - 95 и 96. На камере сгорания 7 установлены запальные устройства 97, а на газогенераторе 78 - запальные устройства 99 (фиг.9…11). Количество групп зальных устройств 97 и 98 соответствует числу планируемых запусков ЖРД 5, в конкретном примере - по три группы с индексами а, б, в.

- космические бомбардировщики,

- межпланетные космические корабли в пределах солнечной системы,

- головные части ракет на баллистической траектории.

Боевой лазер работает без экипажа с использованием систем Глонасс и радиоуправления. Использование системы Глонасс позволяет определить собственные координаты, а координаты цели определяет радиолокационная станция РЛС, которая на фиг.1…9 не показана и исходные данные с которой передаются на боевой лазер по радиоканалу. Этих данных вполне достаточно для определения углов наведения лазерного луча, которые устанавливают при помощи привода 4 в горизонтальной плоскости и второго привода 30 в вертикальной плоскости и контролируют датчиками угла поворота 5 и 32. В случае использования ядерного реактора 128 (естественно только при неработающем ядерном реакторе 128) допустимо кратковременное пребывание около ЖРД 7 обслуживающего персонала в специальных защитных скафандрах.

Установка резонатора в критическом сечении сопла уменьшит аэродинамические потери при его обтекании продуктами сгорания.

Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие боевые лазеры, кроме обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы продукции в 10…15 раз, при более низкой себестоимости, так как включение подобного устройства в техническую и рекламную документацию сразу даст отражение в ней новизны установки, ее патентной чистоты, повышенной боевой эффективности поражения любой цели этими продаваемыми комплексами и их абсолютную неуязвимость. При этом можно быстро и легко наладить серийное производство этого нового вида оружия, учитывая передовые позиции РФ в ракетостроении. При этом доходы нашего государства от экспорта оружия возрастут в десятки и даже в сотни раз.

Для обеспечения работоспособности мобильного боевого лазера необходимо выполнение следующих условий.

1. Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД должен быть специально спроектирован, а не использован применяющийся в космонавтике двигатель. Однако при этом принципиальная схема двигателя и его конструкция не будут отличаться от известных. Основные отличия - относительно большие габариты для обеспечения размещения внутри цилиндрической части ядерного реактора. Малогабаритный ядерный реактор, серийно изготавливаемый в Японии, имеет габариты 1,8 м × 6 м - http:/www.xbt.com - (Приложение 1). Имеются сведения о размещении более 40 лет назад на космических объектах в СССР ядерного реактора внутри камер сгорания ЖРД - http:/www.atomie-energi.ru (Приложение 2). С учетом этих данных предполагаемые размеры цилиндрической части камеры сгорания должны быть: диаметр 2 м и длина 6 м.

2. Режим работы ЖРД должен отличаться от режима работы космических ЖРД. Основные отличия в работе:

- очень малое давление в камере сгорания от 2 до 50 кгс/см² для обеспечения прочности стенок камеры сгорания при ее больших габаритах (в камерах сгорания современных ЖРД давление в камере сгорания достигает 150…250 кгс/см²),

- соотношение компонентов топлива с большим содержанием окислителя, обеспечивающее температуру продуктов сгорания менее 500°C и отсутствие отложения копоти на внутренних стенках камеры сгорания. Это также сохранит частицы урана 235, внедренные в стенку камеры сгорания. Кроме того, для внутренних стенок камер сгорания в настоящее время применяют медные сплавы, которые не подвергаются оплавлению при температурах газового потока до 3000…4000°C. Это достигнуто применением высокоэффективного конвективного охлаждения стенок камер сгорания одним из компонентов топлива.

Эти мероприятия нецелесообразны для ЖРД, предназначенных для ракет-носителей, так как уменьшают их силу тяги, снижают удельную тягу и многократно увеличивают вес. Для наземных установок это непринципиально, а большая реактивная тяга даже мешает работе мобильного боевого лазера. Аналогичный прием (увеличение габаритов и уменьшение давления в камере сгорания) может быть применен для орбитальных средств, при этом предполагается сборка ЖРД больших габаритов в космосе из узлов и деталей относительно небольших габаритов.

С другой стороны для такого двигателя (больших габаритов) могут использоваться нелегированные, дешевые стали и упростится конструкция турбонасосного агрегата - ТНА и облегчится охлаждение стенок камеры сгорания.

3. Установка ядерного реактора (крепление) внутри камеры сгорания ЖРД является технически несложной задачей. Кроме того, конструкция ядерного реактора (Приложение 3) будет иметь облегченную тепловую изоляцию и радиационную защиту.

4. Ядерный реактор не должен иметь тепловой защиты от «высокой температуры» продуктов сгорания в ЖРД, а наоборот, продукты сгорания ЖРД, имеющие температуру менее 500°C будут подогреваться в ядерном реакторе до 4000…5000°C и насыщаться радиоактивными частицами.

5. Стенки камеры сгорания при температуре продуктов сгорания около 4000°C имеют температуру около 200…300°C.

Литература

1. Конюхов В. К., Прохоров А. М. Второе начало термодинамики и квантовые генераторы с тепловым возбуждением//УФН, 1976, т.119, с.541.

2. Лосев С.А. Газодинамические лазеры. - М., 1977; Андерсон Д. Газодинамические лазеры: введение, пер. с англ. - М., 1979.

3. Бирюков А.С., Щеглов В.А. Газовые лазеры на каскадных переходах линейных трехатомных молекул// Квантовая электроника, 1981, т.8, с.2371.

4. Карлов Н.В. Лекции по квантовой электронике. - М., 1983.

Устройство относится к боевой технике и может применяться в космических боевых установках с использованием лазера. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой содержит установленные на орбитальной станции источник энергии и, по меньшей мере, один резонатор. Орбитальная станция выполнена с корпусом торроидальной формы, в качестве источника энергии применены закрепленные на торроидальном корпусе, как минимум одна пара, установленные оппозитно жидкостные ракетные двигатели, содержащие камеру сгорания с установленным в ней ядерным реактором и со сверхзвуковым соплом, имеющим установленные на его расширяющейся части резонаторы. Технический результат заключается в обеспечении повышения боеготовности и огневой мощи лазера. 5 з.п ф-лы, 11 ил.

1. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой, содержащий установленные на орбитальной станции источник энергии и по меньшей мере один резонатор, отличающийся тем, что орбитальная станция выполнена с корпусом торроидальной формы, в качестве источника энергии применены закрепленные на торроидальном корпусе, как минимум одна пара, установленные оппозитно жидкостные ракетные двигатели, содержащие камеру сгорания с установленным в ней ядерным реактором и со сверхзвуковым соплом, имеющим установленные на его расширяющейся части резонаторы.

2. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой по п.1, отличающийся тем, что сверхзвуковое сопло выполнено с возможностью регенеративного охлаждения из двух стенок: внутренней и внешней, на внутреннюю стенку нанесен слой урана 235, а в саму эту стенку внедрены частицы урана 235.

3. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит источник электроэнергии.

4. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит бортовой компьютер, приемник системы Глонасс и приемно-передающеее устройство, соединенные между собой электрическими связями.

5. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой по п.1 или 2, отличающийся тем, что в центре торроидального корпуса выполнен центральный корпус, соединенный с ним радиальными связями.

6. Боевой орбитальный лазер по п.5, отличающийся тем, что в центральном корпусе установлены емкости окислителя и горючего.