способ поражения космических объектов

Формула изобретения

Способ поражения космических объектов, основанный на оснащении самолета ракетой-носителем с закрепленным на ее последней ступени космическим объектом, выведении самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию в плоскости заданной околоземной орбиты, разгоне самолета с ракетой-носителем до сверхзвуковой скорости, увеличении угла наклона его траектории до требуемого путем выполнения предпускового маневра в плоскости заданной околоземной орбиты, отделении ракеты-носителя от самолета и выведении ее на переходную баллистическую траекторию с последующим разгоном до требуемой скорости в апогее переходной траектории и отделении закрепленного на ее последней ступени космического объекта, отличающийся тем, что предварительно выводят на околоземную орбиту космический аппарат наведения, оснащенный средствами слежения за космическими объектами, в качестве космического объекта, закрепленного на последней ступени ракеты-носителя, используют космический ударный объект, оснащенный средствами наведения, в качестве заданной околоземной орбиты выбирают околоземную орбиту уничтожаемого космического объекта, в качестве расчетной точки выведения ударного космического объекта выбирают точку на околоземной орбите уничтожаемого космического объекта в пределах зоны срабатывания средств наведения и поражения ударного космического объекта при сближении с уничтожаемым космическим объектом, в качестве времени выведения ударного космического объекта в расчетную точку выбирают интервал после прохождения расчетной точки уничтожаемым космическим объектом, а разгон ракеты-носителя в апогее переходной траектории производят до скорости, обеспечивающей сближение ударного космического объекта до уничтожаемого космического объекта, при этом непосредственно перед разгоном ракеты-носителя до расчетной скорости в апогее переходной траектории определяют ошибку пространственного положения последней ступени ракеты-носителя относительно пространственного положения уничтожаемого космического объекта и производят маневр для ее коррекции по сигналу от космического аппарата наведения путем кратковременного включения двигателей последней ступени ракеты-носителя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано при уничтожении космических объектов например космических аппаратов, отработавших свой ресурс.

Известен способ поражения космических объектов, основанный на выведении ударного космического аппарата, оснащенного средствами поражения и средствами наведения, в область возможного местоположении уничтожаемого космического объекта, сближении ударного космического аппарата с уничтожаемым космическим аппаратом, наведении средств поражения ударного космического аппарата на уничтожаемый космический аппарат и приведении их в действие, при этом ударный космический аппарат выводится в область возможного местоположения космического аппарата противника ракетой-носителем с наземным стартом [1].

Недостатком известного способа является относительно высокие материальные расходы, обусловленные необходимостью запуска ударного космического аппарата ракетой-носителем с наземным стартом.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является способ, включающий выведение самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию в плоскости заданной околоземной орбиты, разгон самолета до сверхзвуковой скорости, увеличение угла наклона его траектории до заданного путем выполнения предпускового маневра в плоскости заданной околоземной орбиты, отделение ракеты носителя от самолета и выведение ее на переходную баллистическую траекторию с последующим разгоном до требуемой скорости и отделение объекта от последней ступени ракеты-носителя, при этом заданный угол наклона траектории самолета обеспечивают равным 10-15°, предпусковой маневр осуществляют в течение 10-20 с, отделение ракеты-носителя от самолета производят на высоте 16000-18000 м при скорости более 2000 км/ч, разгон ракеты-носителя производят до орбитальной скорости в апогее переходной траектории при повторном включении двигателя третьей ступени ракеты, высоту апогея выбирают равной высоте заданной околоземной орбиты, а указанную требуемую скорость разгона ракетоносителя - равной расчетной орбитальной скорости объекта [2].

Недостатком наиболее близкого технического решение является относительно узкая область применения, обусловленная тем, что известный способ не может быть использован для поражения космических объектов, например, космических аппаратов, выработавших свой ресурс.

Требуемый технический результат заключается в расширении области применения.

Требуемый технический результат достигается тем, что в способе, основанном на оснащении самолета ракетой-носителем с закрепленным на ее последней ступени космическим объектом, выведении самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию в плоскости заданной околоземной орбиты, разгоне самолета с ракетой-носителем до сверхзвуковой скорости, увеличении угла наклона его траектории до требуемого путем выполнения предпускового маневра в плоскости заданной околоземной орбиты, отделении ракеты-носителя от самолета и выведении ее на переходную баллистическую траекторию с последующим разгоном до требуемой скорости в апогее переходной траектории и отделении закрепленного на ее последней ступени космического объекта, предварительно выводят на околоземную орбиту космический аппарат наведения, оснащенный средствами слежения за космическими объектами, в качестве космического объекта, закрепленного на последней ступени ракеты-носителя, используют космический ударный объект, оснащенный средствами наведения, в качестве заданной околоземной орбиты выбирают околоземную орбиту уничтожаемого космического объекта, в качестве расчетной точки выведения ударного космического объекта выбирают точку на околоземной орбите уничтожаемого космического объекта в пределах зоны срабатывания средств наведения и поражения ударного космического объекта при сближении с уничтожаемым космическим объектом, в качестве времени выведения ударного космического объекта в расчетную точку выбирают интервал после прохождения расчетной точки уничтожаемым космическим объектом, а разгон ракеты-носителя в апогее переходной траектории производят до скорости, обеспечивающей сближение ударного космического объекта до уничтожаемого космического объекта, при этом непосредственно перед разгоном ракеты-носителя до расчетной скорости в апогее переходной траектории определяют ошибку пространственного положения последней ступени ракеты-носителя относительно пространственного положения уничтожаемого космического объекта и производят маневр для ее коррекции по сигналу от космического аппарата наведения путем кратковременного включения двигателей последней ступни ракеты-носителя.

В качестве самолета, реализующего предлагаемый способ, может быть использован самолет МИГ-31C, в качестве ракеты-носителя - ракета РН-С. В качестве управляющего космического аппарата может быть использован космический аппарат на основе тяжелой платформы с размещенными средствами наведения и траекторных измерений, аналогичных тем, которыми оснащены станции внешнетраекторных измерений. В качестве средств наведения и поражения могут быть использованы средства, характеристики которых приведены в [3].

На фиг.1 представлена схема, характеризующая последовательность операций способа уничтожения космических объектов, на фиг.2- самолет с ракетой-носителем.

Предлагаемый способ может быть реализован следующим образом.

На аэродроме после ввода программы 1 запуска осуществляется взлет самолета 2, набор 3 высоты и крейсерский полет 4 с выведением самолета с ракетой-носителем на горизонтальную траекторию в плоскости заданной околоземной орбиты, соответствующей околоземной орбите уничтожаемого космического объекта и определяемой по информации от центра контроля космического пространства (на чертеже не показан). На последней ступени ракеты-носителя, выполненной с возможностью проведения маневра и ускорения по команде с управляющего космического аппарата, крепится ударный космический объект, оснащенный средствами наведения и поражения. Затем производят разгон 7 самолета с ракетой-носителем до максимальной сверхзвуковой скорости на высоте 16000-18000 м.

Предварительно на околоземную орбиту запускается управляющий космический аппарат 14, оснащенный средствами наведения и слежения за космическими объектами.

Запуск самолета 2 и выведение ударного космического аппарата производится согласовано со временем полета уничтожаемого космического объекта в зоне слежения управляющего космического аппарата с учетом того, что его элементы должны упасть на поверхность Земли в безопасных зонах, а при уничтожении космических объектов военного назначения - над территорией страны, осуществляющей уничтожение объектов. Это производится также с расчетом, что последний этап выведения ударного космического аппарата в зону слежения управляющего космического аппарата 14 приходится на интервале времени, когда там находится уничтожаемый космический объект 13.

После разгона самолета с ракетой-носителем до максимальной сверхзвуковой скорости на высоте 16000-18000 м выполняется предпусковой маневр в течение 10-20 с путем увеличения угла наклона траектории полета самолета с ракетой-носителем до 13-15° и осуществляют пуск ракеты-носителя на высоте примерно 1800 м при примерной скорости 2340 км/ч. При этом, ракета-носитель выводится на переходную траекторию, расчетная высота апогея которой равна заданной высоте околоземной орбите полета уничтожаемого космического объекта. Ракета-носитель продолжает движение по траектории 10 с отделением первой ступени и по траектории 11 с отделением второй ступени.

Управляющий космический аппарат 14 производит захваты последней ступени 12 ракеты-носителя и уничтожаемого космического аппарата 13, что позволяет определить ошибку в их пространственном положении относительно расчетных значений. Наличие этой ошибки присутствует практически всегда, поскольку для транспортировки ракеты-носителя используется самолет, а уничтожаемый космический объект может являться космическим объектом противостоящей стороны и его траектория предварительно практически всегда может быть определена лишь с некоторой погрешностью.

От управляющего космического аппарата 14 на последнюю ступень 12 ракеты-носителя передается сигнал на отработку ошибки его пространственного положения относительно траектории движения уничтожаемого космического объекта 13.

После коррекции ошибки последняя ступень 12 ракеты-носителя включается повторно и разгоняется до скорости, обеспечивающей сближение ударного космического объекта с уничтожаемым космическим объектом. После отделения ударного космического объекта от последней ступени ракеты-носителя, срабатывании его средств наведения и сближении с уничтожаемым космическим объектом производится его поражение.

Таким образом, благодаря реализации настоящего предложения появляется возможность расширения области применения известного способа и наряду с сокращением материальных затрат позволяет обеспечить поражение космических объектов, например, космических аппаратов, выработавших свой ресурс.

Источники информации

1. М.В.Тарасенко. Военные аспекты советской космонавтики. Раздел 3.1.2. Противоспутниковые системы, www. altrs.narod.ru.

2. Патент РФ, №2178377, кл. В 64 G 1/00, F 41 F 3/06, 2000.

3. Космическое оружие: дилемма безопасности. Под ред. Е.П.Велихова, Р.З.Сагдеева, А.А.Кокошина - М.: Мир, 1986.