способ подогрева лунного пускового ракетного комплекса

Формула изобретения

1. Способ подогрева лунного пускового ракетного комплекса, включающий размещение на поверхности Луны тепловых аккумуляторов, установленных в тепловом кожухе, насосной станции, солнечных батарей и электроаккумулятора, заправку половины тепловых аккумуляторов жидким теплоносителем, работающим попеременно в диапазоне температур 200°-0°С, нагрев жидкого теплоносителя в заправленных тепловых аккумуляторах от небесных тел, например от Солнца или Земли, путем открытия крышек теплового кожуха заправленных тепловых аккумуляторов в светлое время лунного дня, измерение температур элементов конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компонентов ракетного топлива ракеты в темное время лунной ночи, нагрев элементов конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компонентов ракетного топлива ракеты в темное время лунной ночи, путем перекачки нагретого от небесных тел жидкого теплоносителя по жидкостному контуру через подогреваемые элементы конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компоненты ракетного топлива ракеты из заправленных тепловых аккумуляторов в пустые тепловые аккумуляторы в течение всего темного времени лунной ночи, по средствам насосов насосной станции, получающих питание от солнечных батарей или электроаккумулятора.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что тепловые аккумуляторы в тепловом кожухе, насосная станция, солнечные батареи и электроаккумулятор располагают на поверхности Луны в непосредственной близости от лунного пускового ракетного комплекса.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что наружную поверхность теплового кожуха покрывают светоотражающей пленкой, а внутреннюю поверхности - теплоизоляционными панелями, например из тефлона или политетрафторэтилена или политрифторхлорэтилена или кристаллического сополимера этилена с тетрафторэтиленом.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что открытие крышек теплового кожуха, расположенных в верхней части кожуха, осуществляют путем подачи сигнала от датчиков света системы открытия/закрытия крышек.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что насосы насосной станции в темное время лунной ночи запитывают от электроаккумулятора, а в светлое время лунного дня - от солнечных батарей или электроаккумулятора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам терморегулирования и подогрева космических станций и комплексов, и может быть использовано для обеспечения требуемого температурного режима в лунном пусковом ракетном комплексе для запуска ядерных или термоядерных ракет.

Возможность соударения планеты с крупными метеоритными телами или небольшими астероидами (вероятность последнего оценивается единичной частотой на отрезке 100 000 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.

Лунный пусковой ракетный комплекс является средством противометеоритной защиты и используется исключительно в космических (внеземных) условиях при осуществлении высокоскоростного соударения ракеты с метеорным (астероидным) телом.

Для нормальной работоспособности лунного пускового ракетного комплекса и поддержания постоянной боеготовности ракеты (подогрев топлива) необходимо поддерживать определенный температурный режим внутри лунного ракетного комплекса.

Из уровня техники не выявлено прямых аналогов заявленного изобретения.

Однако известный способ терморегулирования космических аппаратов с солнечными батареями включает измерение температур в зонах терморегулирования аппарата, их сравнение с верхними и нижними допустимыми значениями и подвод тепла к зонам при достижении указанных нижних значений. Подвод тепла ведут путем превращения электрической энергии в тепловую. При этом измеряют потребление электроэнергии на различных типовых интервалах времени полета аппарата, прогнозируя ориентацию его солнечных батарей на Солнце. По результатам прогноза определяют значения электроэнергии, генерируемой батареей. Сравнивают измеренные значения потребляемой электроэнергии с определенными по прогнозу для батареи. По результатам сравнения разделяют полетное время аппарата на участки с превышением энергии, генерируемой батареей, над потребляемой, с равенством этих энергий и дефицитом генерируемой энергии (см. RU 2279376 С2).

Известен способ терморегулирования космического аппарата, который включает измерение температур элементов конструкции и бортовой аппаратуры космического аппарата и компонентов ракетного топлива, их нагрев от тепла небесных тел и преобразование электроэнергии в тепловую при достижении измеренными температурами нижних границ диапазона термостатирования. При этом в полете определяют интервалы аккумулирования тепловой энергии в компонентах ракетного топлива (при избытке тепловой и электроэнергии на борту космического аппарата) и интервалы ее полезного высвобождения. Если прогнозируемое значение аккумулированной энергии за определенный ранее интервал превысит верхнее значение для заданного объема компонентов ракетного топлива, то до конца этого интервала аккумулируют в компоненты ракетного топлива тепло от небесных тел. В противном случае преобразуют в тепло избыток генерируемой на борту электроэнергии над потребляемой и подводят его к компонентам ракетного топлива (см. RU 2262469 С2).

Также известен способ терморегулирования бортовой аппаратуры космического аппарата. Согласно способу, в начале полета космического аппарата производят тестовые измерения выходных характеристик бортовой аппаратуры на протяжении всего допустимого диапазона температур в зоне ее установки. Фиксируют одновременно наиболее точные измеренные значения выходных характеристик и диапазоны температур в зоне установки и внутри бортовой аппаратуры. Во время полета космического аппарата измеряют текущие выходные характеристики бортовой аппаратуры, сравнивают их с наиболее точными и проверяют выполнение условия, согласно которому расхождение между измеренными и точными значениями выходных характеристик должно быть меньше допустимого значения (см. RU 2304071 С2).

Все вышеуказанные аналоги заявленного изобретения обладают общим существенным недостатком - недостаточной надежностью для бесперебойной работы системы терморегуляции и обогрева при заданном длительном сроке эксплуатации космического объекта, орбитальной станции или лунного пускового ракетного комплекса.

Задачей заявленного способа является повышение надежности и бесперебойность работы системы подогрева (терморегулирования) в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Технический результат заключается в том, что созданный способ подогрева технологически прост, позволяет повысить надежность и бесперебойность работы системы подогрева в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Технический результат достигается тем, что способ подогрева лунного пускового ракетного комплекса, включает размещение на поверхности Луны тепловых аккумуляторов, установленных в тепловом кожухе, насосной станции, солнечных батарей и электроаккумулятора, заправку половины тепловых аккумуляторов жидким теплоносителем, работающим попеременно в диапазоне температур 200°-0°С, нагрев жидкого теплоносителя в заправленных тепловых аккумуляторах от небесных тел, например от Солнца или Земли, путем открытия крышек теплового кожуха заправленных тепловых аккумуляторов в светлое время лунного дня, измерение температур элементов конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компонентов ракетного топлива ракеты в темное время лунной ночи, нагрев элементов конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компонентов ракетного топлива ракеты в темное время лунной ночи, путем перекачки нагретого от небесных тел жидкого теплоносителя по жидкостному контуру через подогреваемые элементы конструкции лунного пускового ракетного комплекса и компоненты ракетного топлива ракеты из заправленных тепловых аккумуляторов в пустые тепловые аккумуляторы в течение всего темного времени лунной ночи, по средствам насосов насосной станции, получающих питание от солнечных батарей или электроаккумулятора.

В частных случаях реализации способа тепловые аккумуляторы в тепловом кожухе, насосная станция, солнечные батареи и электроаккумулятор располагают на поверхности Луны в непосредственной близости от лунного пускового ракетного комплекса. Наружную поверхность теплового кожуха покрывают светоотражающей пленкой, а внутреннюю поверхнось - теплоизоляционными панелями, например из тефлона или политетрафторэтилена или политрифторхлорэтилена или кристаллического сополимера этилена с тетрафторэтиленом. Открытие крышек теплового кожуха, расположенных в верхней части кожуха, осуществляют путем подачи сигнала от датчиков света системы открытия/закрытия крышек. Насосы насосной станции в темное время лунной ночи запитывают от электроаккумулятора, а в светлое время лунного дня - от солнечных батарей или электроаккумулятора.

Вышеуказанная совокупность существенных признаков достаточна для достижения указанного технического результата - создание технологически простого способа подогрева позволяющего повысить надежность и бесперебойность работы системы подогрева, в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Заправленные тепловые аккумуляторы, включенные в жидкостный контур, воспринимают часть тепловой нагрузки от теплового излучения небесных тел (Солнца, Земли) в светлое время лунного дня и отдают тепло, по средствам перетекания теплоносителя в пустые аккумуляторы в темное время лунной ночи.

В свою очередь, жидкий теплоноситель, перетекая в контуре лунного комплекса, обеспечивает температурный режим работы для различного оборудования и ракеты (подогрев компонентов ракетного топлива) в течение лунной ночи.

Тепловые аккумуляторы помещают в тепловой кожух. Тепловой кожух имеет светоотражающую (зеркальную) наружную поверхность, а внутреннюю поверхность кожуха покрывают теплоизоляционным материалом - панелями, в частности, из тефлона или политетрафторэтилена или политрифторхлорэтилена или кристаллического сополимера этилена с тетрафторэтиленом. Светоотражающая поверхность теплового кожуха имеет минимальный коэффициент поглощения и максимальный отражательный коэффициент.

Теплоизоляционные панели необходимы для длительного сохранения тепла теплоносителем в тепловых аккумуляторах.

Тепловой кожух позволяет предохранить пустые тепловые аккумуляторы от перегрева лучами Солнца. Тепловой кожух в верхней части имеет крышки, выполненные задвигающимися или открывающимися. Крышки управляются автоматически, через автоматическую систему открытия/закрытия. Крышки открываются при нагреве заправленного теплового аккумулятора в светлое время лунного дня и закрываются при нахождении комплекса на темном участке Луны (в темное время лунной ночи) или при отсутствии жидкого теплоносителя в тепловых аккумуляторах.

Система открытия/закрытия крышек теплового кожуха содержит датчики света, подающие сигнал в автоматическом режиме на «открытие крышки» или «закрытие крышки».

Насосная станция содержит насосы, по средствам которых происходит перекачка теплоносителя из заправленных тепловых аккумуляторов в пустые. Насосы насосной станции получают питание от электроаккумулятора. Электроаккумулятор получает заряд от солнечных батарей.

Заявленный способ позволяет создать систему подогрева, которая функционирует следующим образом.

В светлое время лунного дня, часть крышек кожуха открывается и происходит нагрев теплоносителя в заправленных тепловых аккумуляторах. После подогрева, в конце лунного дня, крышки закрываются. В темное время лунной ночи, если температура снизилась до нижнего порога и ниже диапазона рабочих температур внутри лунного комплекса, из заправленных тепловых аккумуляторов, жидкий нагретый теплоноситель перекачивается через оборудование лунного ракетного комплекса и компоненты ракетного топлива ракеты, подогревает их и протекает в пустые тепловые аккумуляторы в течение всего времени лунной ночи, при этом его хватает до конца лунной ночи. В последующем цикле подогрева после светлого времени лунного дня, уже наполненные теплоносителем тепловые аккумуляторы подогреваются таким же образом, затем происходит обратный процесс протекания и подогрева. В зависимости от цикла, крышки кожуха открываются поочередно (в одном цикле открывается одна половина, в другом - другая). Таким образом, система подогрева может работать длительное время без всяких внешних вмешательств.

Проведенные патентные исследования и анализ показали, что предложенный способ обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.