ЛУННЫЙ ПУСКОВОЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС Российский патент 2014 года по МПК B64G1/00 

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

Возможность соударения планеты с крупными метеоритными телами или небольшими астероидами (вероятность последнего оценивается единичной частотой на отрезке 100000 лет) сопряжена с глобальными катастрофическими последствиями для всей земной цивилизации. Наличие ракетно-космических систем с управляемой траекторией полета позволяет заблаговременно по обнаружению потенциально опасного космического тела (соответствующего геометрического масштаба и массы) осуществить либо его траекторное отклонение, либо разрушение (дробление) на фрагменты сравнительно безопасных размеров, неспособные "пройти" слой земной атмосферы.

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

Из уровня техники не выявлено прямых аналогов заявленного изобретения.

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

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

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

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

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

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

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

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

Система терморегулирования содержит тепловые аккумуляторы и устройство подогрева ракеты.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом. Лунный пусковой ракетный комплекс содержит стартовый стол, размещенный непосредственно на поверхности Луны, тепловой кожух, размещенный на стартовом столе, с открывающейся крышкой в верхней части, зеркальной наружной поверхностью и покрытой теплоизоляционным материалом (тефлон, политетрафторэтилен, политрифторхлорэтилен, кристаллический сополимер этилена с тетрафторэтиленом) внутренней поверхностью, систему терморегулирования с тепловыми аккумуляторами и устройством подогрева, источник питания, реактивную твердотопливную ракету с полезным грузом 5-9 тонн и стартовой массой 20-30 тонн. Стартовый стол в центральной части имеет сдвигаемую крышку для выхода отработавших газов при старте ракеты. Изобретение позволяет повысить безопасность Земли от столкновения с опасным космическим телом. 5 з.п. ф-лы.

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

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

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

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

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

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