Космическое оружие

миниатюра

Изобретение относится к областям авиационной и ракетной техники и квантовой электроники и может быть использовано при создании космического оружия и импульсных газовых лазеров с ядерной накачкой.
Известен из сайта Интернет http://www.testpilot.ru/russia/tupolev/160/160_1.htm стратегический бомбардировщик Ту 160.
Этот бомбардировщик состоит из фюзеляжа, носовой части конической формы, основной двигательной установки, содержащей четное число газотурбинных двигателей, установленных под фюзеляжем в его нижней части, задние крылья, вооружение –обычное- бомбы, ракеты, авиационная пушка.
Недостатки низкая боевая мощь. Кроме одной или нескольких бомб в бомбовом отсеке самолет практически безоружен.
Лазер – это устройство для получения высокоинтенсивных и узконаправленных пучков монохроматического светового излучения. Лазер создан в 1955 г. советскими учеными Прохоровым А. М. и Басовым Н. Г. Существуют различные типы лазеров — газовые, жидкостные и твердотельные. Лазерное излучение может быть непрерывным и импульсным. В практике используют лазеры различных мощностей. Наиболее мощные лазеры используют в вооружении. Действие лазерного излучения основано на резком повышении температуры в облучаемом месте, что вызывает разрушение материала: оплавление или испарение.
Известен газовый лазер. Недостатком указанного лазера является низкая энергия генерации.
Космический бомбардировщик (рис.1…9) состоит из фюзеляжа 1, носовой части 2 конической формы, основной двигательной установки 3, содержащей четное число газотурбинных двигателей (ГТД) 4, установленных под фюзеляжем 1 в его нижней части, задние крылья 5, четыре управляющие сопла 6 в передней части фюзеляжа 1, соединенные трубопроводами 7 с вспомогательным газогенератором 8, по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) 9 и, по меньшей мере, один боевой лазер с ядерной накачкой 10, установленный в задней части фюзеляжа 1. Управляющие сопла 6 обеспечивают управление бомбардировщиком и его маневрирование в космосе, где аэродинамические средства бессильны.

Рис.1Рис.2
Боевой лазер с ядерной накачкой 10 (оружие невероятной мощности) содержит (рис. 4…9) резонатор 11, который, в свою очередь, содержит зеркала 12, диафрагму 13, объектив 14, резонатор 11 установлен перпендикулярно газодинамическому тракту , который выполнен в виде сопла 15 камеры сгорания 16 ; жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) 17. Особенностью ЖРД 17 является то, что он (они) используется для создания тяги и для накачки боевого лазера 10. Поэтому следует использовать самый современный ЖРД 17 с высоким давлением в камере сгорания.
Камера сгорания 16 жидкостного ракетного двигателя 17 содержит головку 18 и цилиндрическую часть 19. Сопло 15 содержит сужающуюся часть 20 и расширяющуюся часть 21. Расширяющаяся часть 21 выполнена круглого сечения – в критическом сечении и прямоугольного – в выходном сечении с плавным переходом от круглого к прямоугольному сечению. Как сужающаяся 20, так и расширяющаяся часть 21 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения (рис. 1) и содержат две стенки ; внутреннюю стенку 22 и наружную стенку 23. На внутренней поверхности внутренней стенки 22 нанесен слой урана 235 – 24, а в саму внутреннюю стенку 22 внедрены частицы урана 238 – 25, между стенками 22 и 23 выполнен зазор 26.
Резонатор 11 размещен перпендикулярно продольной оси сопла 15 камеры сгорания 16, предпочтительно в районе расширяющейся части 21.

Рис.3
Боевой лазер содержит теплообменник 27, установленный внутри цилиндрической части 19 камеры сгорания 17 и ядерный реактор 28. Ядерный реактор 28 соединен с теплообменником 27 трубопроводами циркуляции теплоносителя, подводящим 29 и отводящим 30. В подводящем трубопроводе 29 установлен насос 31.
Боевой лазер (рис. 4…6) может содержать один или два жидкостных ракетных двигателя 17, одну или две камеры сгорания 16 и турбонасосный агрегат (ТНА) 32. Турбонасосный агрегат 32, в свою очередь, содержит установленные на валу 33 ТНА 32 центробежное рабочее колесо насоса окислителя 34, центробежное рабочее колесо насоса горючего 35, датчик частоты врашения 36, дополнительный насос горючего 37, с валом дополнительного насоса горючего 38, соединенным мультипликатором 39, размещенным в корпусе 40 с валом ТНА 32, основную турбину 41, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 32. Газогенератор 42 установлен над основной турбиной 41 соосно с турбонасосным агрегатом 32. Камера сгорания 16 имеет силовой пояс 43, к ней прикреплен ТНА 32 при помощи тяг 44. Внутри камеры сгорания 16 выполнены наружная плита 45 и внутренняя плита 46 с полостью 47 между ними (рис. 4).

Рис.4

Внутри головки 18 камеры сгорания 16 установлены форсунки окислителя 48 и форсунки горючего 49.Форсунки окислителя 49 сообщают полость 50 с внутренней полостью камеры сгорания 51, а форсунки горючего 49 сообщают полость 47 с внутренней полостью камеры сгорания 51. На наружной поверхности камеры сгорания 16 установлен коллектор горючего 52, от которого отходят топливопроводы 53 к расширяющейся части сопла 21. К коллектору горючего 52 подключен выход из клапана горючего 54, вход которого трубопроводом горючего 55 соединен с выходом из центробежного рабочего колеса насоса горючего 35. Выход из дополнительного насоса горючего 37 соединен топливопроводом высокого давления 55 через регулятор расхода 56, имеющий привод 57 и клапан высокого давления 58 с газогенератором 42, конкретно — с полостью 60. Выход из центробежного колеса насоса окислителя 34 трубопроводом окислителя 61 через клапан 62 тоже соединен с газогенератором 42, конкретно с его полстью 60. На головке 45 камеры сгорания 31 установлены запальные устройства 63, а на газогенераторе 41 — запальные устройства 64.

Рис.5
К датчику частоты вращения 36 подсоединена электрическая связь 65, которая соединена с блоком управления 66.

Рис.6
К блоку управления 66 электрическими связями 61 подключены запальные устройства 59 и 60 (по несколько на каждый агрегат или многоразовые- например, электрозапальные. клапан горючего 51, клапан окислителя 58, привод регулятора расхода 55, клапан высокого давления 56, пусковой клапан 63 и привод 69 регулятора расхода газа 67, при его наличии, установленный в газоводе 68 одной из камер сгорания 19 . К коллектору горючего 52 подключен продувочный трубопровод 70 с клапаном продувки 71. Камера сгорания 19 (или камеры сгорания) могут быть установлены на цапфах 72. Боевой лазер содержит баллон сжатого воздуха 73, с которым соединен трубопровод высокого давления 74, имеющий клапан 75. Другой конец трубопровода высокого давления 74 соединен с пусковой турбиной 76. К пусковой турбине 76 подсоединена выхлопная труба 77.Применение баллонов сжатого воздуха обеспечивает многоразовость включении ЖРД 9 для маневра самолета или поражении 2-х и более целей, например, боевым лазером и термоядерными бомбами.
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА КОСМИЧЕСКОГО БОМБАРДИРОВЩИКА
Взлетный вес, тн 400
Сила тяги ГТД, тн 8х20
Сила тяги ЖРД, т н 2х200
Скорость полета в атмосфере,М 4
Скорость полета в космосе. М 20
Мощность боевого лазера, Мвт 100
Взлет и посадка космического бомбардировщика (рис. 1…9) осуществляется с использованием ГТД 4 с аэродрома. При выполнении боевой задачи после набора космическим бомбардирощиком высоты 20…30 км и скорости М = 3…4, на последнем этапе включают ЖРД 17 максимально приближаются к цели, цель уничтожается в полете с высоты 400 … 800 км при работающих ЖРД 17, что делает бомбардировщик неуязвимым для средств ПВО и ПРО.
При запуске боевого лазера с ядерной накачкой 10 сначала запускают ядерный реактор 28, потом жидкостный ракетный двигатель 18 (двигатели при наличии двух и более двигателей). Для запуска жидкостного ракетного двигателя 8 открывают клапан 75 и сжатый воздух по трубопроводу высокого давления 74 поступает в пусковую турбину 76. Потом открывают клапаны 54, 59 и 62 и включают запальные устройства 63 и 64 (рис. 7).

Рис.7

Топливо (окислитель и горючее) при сгорании в камере сгорания 15 сгорает при относительно низкой температуре до 500 град. С. Дальнейший подогрев продуктов сгорания до 3 000 …4 000 град. С осуществляется теплообменником 27. Для этого включают насос 31, который осуществляет циркуляцию жидкого теплоносителя по трубопроводам циркуляции через теплообменник 27, перенося к нему тепловую энергию ядерного реактора 28. Кроме значительного нагрева, продукты сгорания подвергаются радиоактивному облучению, это способствует повышению КПД мощности лазера 11.

Рис.8
Конструкция ЖРД позволяет произвести его повторный запуск и включение боевого лазера.
Выключение боевого лазера осуществляется в обратном порядке. Возврат и посадка космического бомбардировщика осуществляется с применением ГТД.

Рис.9
Применение изобретения позволило:
1. Увеличить дальность, скорость и высоту полета космического (стратегического) бомбардировщика. Время нанесения удара по любой цели в любой точке земного шара менее 15 мин. Объем поражения эквивалентен поражению водородной бомбы мощностью 50 Мвт, кроме того, бомбардировщик может нести на борту термоядерные бомбы любой мощности.
2. Обеспечить поражение нескольких целей, находящихся, например, на разных континентах за один вылет.
3. Сделать космический бомбардировщик неуязвимым для средств ПВО и ПРО благодаря его высокой скорости полета , высоте полета и маневренности даже в космосе. Это достигнуто применением кроме ГТД и ЖРД многоразового включения. Многоразовость включения ЖРД обеспечивается применением для питания пусковой турбины баллонов со сжатым воздухом и многоразовых (или нескольких) запальных устройств как на камерах сгорания, так и на газогенераторе.
4 . Повысить мощность боевого лазера за счет дополнительного радиоактивного облучения продуктов сгорания и повышения их температуры.
5. Повысить боеготовность лазера авиационного базирования.
6. Значительно повысить обороноспособность страны.
7. Использовать новое грозное оружие в борьбе с террористами в малодоступных районах.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович

Комментирование и размещение ссылок запрещено.

Комментарии закрыты.