RU2366594C1 - Method for protection of space objects - Google Patents
Method for protection of space objects Download PDFInfo
- Publication number
- RU2366594C1 RU2366594C1 RU2008116506/11A RU2008116506A RU2366594C1 RU 2366594 C1 RU2366594 C1 RU 2366594C1 RU 2008116506/11 A RU2008116506/11 A RU 2008116506/11A RU 2008116506 A RU2008116506 A RU 2008116506A RU 2366594 C1 RU2366594 C1 RU 2366594C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- screens
- screen
- background
- protection
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 230000008034 disappearance Effects 0.000 claims 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 20
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 12
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 12
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 10
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 9
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 5
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 5
- 238000009835 boiling Methods 0.000 description 4
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000005670 electromagnetic radiation Effects 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000012212 insulator Substances 0.000 description 1
- 230000000873 masking effect Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к способам защиты космических летательных аппаратов от средств противоракетной обороны, содержащих инфракрасные (ИК) системы обнаружения, сопровождения и наведения. Оно может использоваться для защиты многоразовых космических кораблей, отделяемых ступеней баллистических ракет, искусственных спутников на стадии их выведения или коррекции орбит, спускаемых космических аппаратов. Известен способ защиты космических объектов (КО) от средств ИК обнаружения, связанный с охлаждением до криогенных температур внешней поверхности КО [US 4986495]. The invention relates to methods for protecting spacecraft from missile defense systems containing infrared (IR) detection, tracking and guidance systems. It can be used to protect reusable spaceships, detachable stages of ballistic missiles, artificial satellites at the stage of their launch or correction of orbits, descent spacecraft. A known method of protecting space objects (KOs) from infrared detection, associated with cooling to cryogenic temperatures of the outer surface of KOs [US 4986495].
Недостатками указанного способа являются:The disadvantages of this method are:
- высокая сложность обеспечения охлаждения до криогенных температур;- high complexity of providing cooling to cryogenic temperatures;
- понижение температуры поверхности возможно не для всех КО ввиду возникновения термоупругих напряжений поверхности, приводящих к падению их прочностных характеристик, способных спровоцировать преждевременное разрушение КО при входе в плотные слои атмосферы.- lowering the surface temperature is possible not for all KOs due to the appearance of thermoelastic surface stresses, leading to a drop in their strength characteristics, which can provoke premature KO failure upon entering dense atmospheric layers.
Известен также способ защиты КО от систем ИК наведения, рассмотренный в [2], в котором предлагают размещать головную часть внутри алюминиевого кожуха с двойными стенками, зазор между которыми заполнен жидким азотом. Для уменьшения величины отраженного кожухом теплового излучения, создаваемого Землей, предлагают придавать его поверхности соответствующее оптическое качество и использовать благоприятную ориентацию КО. Недостатком указанного способа является невозможность изменения температуры кожуха при изменении температуры окружающего фона, в результате чего снижается его маскирующее свойство.There is also a method of protecting the CO from IR guidance systems, considered in [2], in which it is proposed to place the head part inside an aluminum casing with double walls, the gap between which is filled with liquid nitrogen. To reduce the amount of thermal radiation reflected by the casing created by the Earth, it is proposed to give its surface an appropriate optical quality and use the favorable KO orientation. The disadvantage of this method is the impossibility of changing the temperature of the casing when the temperature of the surrounding background changes, as a result of which its masking property is reduced.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является способ, основанный на охлаждении защитного экрана, располагаемого вокруг КО, причем в качестве защитного экрана используют внешний слой корпуса КО [3]. Охлаждение экрана осуществляют путем подачи в зазор между оболочкой обтекателя с внутренним слоем теплоизолятора, под которым устанавливают КО на ракете-носителе, и внешним слоем корпуса КО паров кипящего жидкого азота с температурой 77К непосредственно перед стартом ракеты. Защитный эффект заключается в том, что после сбрасывания обтекателя и движении КО по баллистической траектории в ближнем космосе, температура КО близка к температуре окружающего фона (100-120К). Вследствие низкой тепловой контрастности снижается эффективность использования ИК систем обнаружения и наведения средств поражения противокосмической обороны.Closest to the technical nature of the proposed is a method based on cooling a protective screen located around the TO, and as a protective shield using the outer layer of the body of the TO [3]. The screen is cooled by feeding into the gap between the fairing shell with the inner layer of the heat insulator, under which KOs are mounted on the launch vehicle, and the outer layer of the KO body, boiling liquid nitrogen vapor with a temperature of 77K immediately before the rocket launch. The protective effect consists in the fact that after dropping the fairing and moving the spacecraft along a ballistic trajectory in near space, the temperature of the spacecraft is close to the temperature of the surrounding background (100-120K). Due to the low thermal contrast, the efficiency of using infrared detection and guidance systems for anti-space defense weapons is reduced.
Недостатками наиболее близкого технического решения являются:The disadvantages of the closest technical solutions are:
- охлаждение внешнего слоя корпуса в некоторых случаях невозможно из-за технических условий эксплуатации аппаратуры и оборудования КО;- cooling of the outer layer of the body in some cases is impossible due to the technical conditions of operation of the equipment and equipment KO;
- использование единственного охлажденного экрана только с одной фиксированной температурой не обеспечивает надежной защиты на всей траектории полета, т.к., во-первых, в процессе полета происходит эффективный нагрев экрана солнечным излучением, а также собственными тепловыми потоками от более нагретой массивной части КО. Кроме того, определенный вклад в нагрев вносит трение при соприкосновении с атмосферными газами даже при условии их достаточной разреженности; во-вторых, тепловой контраст КО с окружающим фоном различен для разных участков траектории движения как из-за изменения температуры фона, так и из-за изменяющихся условий наблюдения за КО. Так, один и тот же КО на различных участках траектории могут наблюдать с помощью аппаратов, находящихся на более высоких орбитах, и тогда фоном будет служить подстилающая поверхность Земли с температурой порядка 300К, а на других участках - в направлении, параллельном поверхности Земли, и тогда температура фона составит 80-120К. Возможны также и другие варианты;- the use of a single chilled screen with only one fixed temperature does not provide reliable protection over the entire flight path, because, firstly, during the flight, the screen is effectively heated by solar radiation, as well as by its own heat fluxes from the more heated massive part of the spacecraft. In addition, a certain contribution to the heating is made by friction in contact with atmospheric gases, even if they are sufficiently rarefied; secondly, the thermal contrast of the QoS with the surrounding background is different for different parts of the trajectory of movement, both due to changes in the background temperature and due to changing conditions for observing the QoS. So, one and the same KO in different parts of the trajectory can be observed with the help of devices located in higher orbits, and then the underlying surface of the Earth with a temperature of the order of 300K will serve as a background, and in other parts - in a direction parallel to the surface of the Earth, and then background temperature will be 80-120K. Other options are also possible;
- использование в качестве защитного экрана внешнего корпуса КО не обеспечивает его защиту на конечном участке траектории движения, когда в плотных слоях атмосферы на поверхности возникает плазменный слой, являющийся демаскирующим фактором с широким спектром электромагнитного излучения.- the use of the outer casing of the CO as a protective screen does not provide its protection in the final section of the motion path when a plasma layer appears on the surface in dense atmospheric layers, which is a unmasking factor with a wide spectrum of electromagnetic radiation.
Целью настоящего изобретения является устранение недостатков прототипа и расширение области применения.The aim of the present invention is to eliminate the disadvantages of the prototype and the expansion of the scope.
Указанную цель достигают путем создания вокруг защищаемого КО системы экранов, охлажденных до различных температур, которые обеспечивают на различных участках траектории полета минимальную разность температур между КО и фоном окружающей среды или фоном подстилающей поверхности. Защитные экраны размещают под обтекателем и разделяют между собой и КО теплоизолирующими прокладками, что позволяет им сохранять заданные и различающиеся между собой температуры в течение промежутка времени, сопоставимого по длительности со временем полета. Охлаждение экранов осуществляют непосредственно перед стартом подачей паров жидкого азота при температуре около 77К в зазоры между обтекателем и экранами, либо использованием для этих целей непосредственно жидкого азота или какой-либо иной криогенной жидкости. При этом температуру экранов регулируют либо продолжительностью охлаждения в различных зазорах, либо изменением в них давления паров азота. Количество защитных экранов устанавливают исходя из компромисса между ограничением на забрасываемую массу и количеством участков траектории, на которых происходит резкое изменение теплового контраста из-за изменения фона, на котором наблюдают КО. Защитные экраны последовательно сбрасывают с помощью средств пироавтоматики или другим способом таким образом, чтобы на соответствующих участках баллистической траектории КО был обеспечен минимальный тепловой контраст. Температуру экранов устанавливают исходя из этих же требований.This goal is achieved by creating a system of screens around the protected spacecraft cooled to various temperatures, which provide at different sections of the flight path a minimum temperature difference between the spacecraft and the background of the environment or the background of the underlying surface. Protective shields are placed under the fairing and are divided between themselves and the CO by heat-insulating gaskets, which allows them to maintain the set and different temperatures for a period of time comparable in duration to the flight time. The cooling of the screens is carried out immediately before the start of the supply of liquid nitrogen vapor at a temperature of about 77K into the gaps between the fairing and the screens, or using directly liquid nitrogen or some other cryogenic liquid for these purposes. In this case, the temperature of the screens is controlled either by the duration of cooling in various gaps, or by a change in the nitrogen vapor pressure in them. The number of protective screens is set based on a compromise between the restriction on the casting mass and the number of sections of the trajectory where a sharp change in thermal contrast occurs due to a change in the background on which the QoS is observed. Protective shields are subsequently reset using pyroautomatics or in another way so that minimum thermal contrast is ensured in the corresponding sections of the ballistic trajectory of the KO. The temperature of the screens is set based on the same requirements.
Последний экран сохраняют до входа КО в плотные слои атмосферы на заключительном участке траектории. Именно на этом экране возникнет плазменный слой, который является источником излучения в широком диапазоне шкалы электромагнитных волн. Данный экран полностью сгорает за непродолжительный промежуток времени, после чего плазменное свечение уже не возникает, т.к. к этому моменту скорость падает до уровня, когда контакт поверхности КО с атмосферными газами не приводит к возникновению плазмы, а температура поверхности КО низка благодаря использованию защитных экранов. В случае стойкого к температурному воздействию экрана его сбрасывают в атмосфере после того, как угроза возникновения плазменного свечения от собственной поверхности КО исчезает. При этом светящийся экран представляет собой дополнительную ложную цель. Благодаря этому последний экран осуществляет защиту от средств оптической разведки на заключительном участке траектории полета КО после вхождения в плотные слои атмосферы.The last screen is stored until the spacecraft enters the dense layers of the atmosphere in the final section of the trajectory. It is on this screen that a plasma layer will appear, which is a source of radiation in a wide range of the scale of electromagnetic waves. This screen completely burns out in a short period of time, after which the plasma glow no longer occurs, because by this moment, the velocity drops to the level when the contact of the surface of the SC with atmospheric gases does not lead to the appearance of plasma, and the temperature of the surface of the SC is low due to the use of protective shields. In the case of a temperature-resistant screen, it is discharged in the atmosphere after the threat of a plasma glow from the CO surface disappears. In this case, the luminous screen is an additional false target. Due to this, the last screen protects against optical reconnaissance equipment in the final section of the KO flight path after entering dense atmospheric layers.
Таким образом предлагаемый способ устраняет недостатки аналогов и прототипа и создает качество, им не доступное.Thus, the proposed method eliminates the disadvantages of analogues and prototype and creates a quality that is not available to them.
Проведенный заявителем анализ уровня развития техники, включая поиск по патентным и научно-техническим источникам информации и выявление источников, содержащих сведения об аналогах заявленного технического решения, не обнаружил источников, характеризующихся признаками, тождественными или идентичными всем существенным признакам заявленного способа. Выделение из перечня выявленных аналогов прототипа, как наиболее близкого по совокупности признаков аналога, позволило установить ряд существенных по отношению к предлагаемому заявителем техническому решению отличительных признаков способа защиты космических объектов, приведенных в формуле изобретения. Следовательно, заявленный способ соответствует критерию "новизна".The analysis of the level of development of technology by the applicant, including a search by patent and scientific and technical sources of information and identification of sources containing information about analogues of the claimed technical solution, did not find sources characterized by signs that are identical or identical to all the essential features of the claimed method. The selection from the list of identified analogues of the prototype, as the closest in the totality of the features of the analogue, made it possible to establish a number of distinguishing features of the method of protecting space objects described in the claims with respect to the technical solution proposed by the applicant. Therefore, the claimed method meets the criterion of "novelty."
Проведенный заявителем дополнительный поиск не выявил известные решения, содержащие признаки, совпадающие с отличительными от прототипа признаками заявленного способа. Следовательно, для специалиста заявленное техническое решение не вытекает явным образом из известных образцов техники, т.к. существенные признаки патентуемого решения не возникают в результате преобразования известных устройств. Заявленное техническое решение не основано также на изменении количественного признака (признаков), представлении таких признаков во взаимосвязи, либо изменении вида известных аналогов и прототипа. Следовательно, заявленный способ соответствует критерию "изобретательский уровень".An additional search carried out by the applicant did not reveal known solutions containing signs that match the distinctive features of the claimed method from the prototype. Therefore, for a specialist, the claimed technical solution does not follow explicitly from known samples of technology, because The essential features of a patented solution do not arise as a result of the conversion of known devices. The claimed technical solution is also not based on a change in the quantitative sign (s), the presentation of such signs in conjunction, or a change in the type of known analogues and prototype. Therefore, the claimed method meets the criterion of "inventive step".
На чертеже показан пример реализации предлагаемого способа. Защищаемый космический объект 1 размещают на последней ступени ракеты-носителя 2. Поверх КО располагают обтекатель 3, под которым размещают последовательность защитных экранов 4 в количестве 1…n. Защитные экраны разделяют между собой теплоизолирующими прокладками 5. Конструкцию и материал экранов выбирают для решения конкретной задачи, в частности, один из экранов может быть изготовлен пустотелым с двойной стенкой для заполнения жидким азотом с температурой кипения 77К или иной подходящей криогенной жидкостью. Экраны в процессе полета отделяют последовательно с помощью средств пироавтоматики (на чертеже не показаны). Температуру экранов устанавливают путем подачи паров кипящего жидкого азота в зазоры между экранами (средства подачи паров на чертеже не приведены), они могут быть размещены, например, на второй ступени ракеты-носителя.The drawing shows an example implementation of the proposed method. The protected space object 1 is placed on the last stage of the
Предлагаемый способ защиты космических объектов может быть реализован следующим образом. Космический объект 1, например, головная часть ракеты или отделяемый от нее блок размещены на последней ступени ракеты-носителя 2 под поверхностью обтекателя 3. В зазоре между 1 и 3 размещают набор из нескольких защитных экранов 4, разделенных теплоизолирующими прокладками 5. Охлаждение экранов осуществляют через зазоры между ними с помощью паров жидкого азота (кипение жидкого азота при атмосферном давлении происходит при 77К). Средства подачи паров (на чертеже не показаны) могут быть размещены, например, на последней ступени ракеты-носителя 2. Температура охлажденного экрана определяется временем охлаждения и давлением паров. С учетом теплопотерь эта температура может составлять 100К, при необходимости получения более глубокого охлаждения экран может быть изготовлен в виде пустотелой полости с двойными стенками, между которыми заливают жидкий азот. При таком способе охлаждения температура поверхности экрана может составлять 80-85К. При использовании других криогенных жидкостей температура поверхности экрана может быть дополнительно понижена.The proposed method of protecting space objects can be implemented as follows. A space object 1, for example, the head of a rocket or a detachable block from it, is placed on the last stage of the
При выходе из плотных слоев атмосферы, после того как отработают двигательные установки и сбрасывается обтекатель головной части, основным демаскирующим КО фактором является собственное тепловое излучение головной части, которая сильно нагревается при контакте с атмосферными газами. Тепловой фон окружающей среды на различных участках траектории (верхние слои атмосферы и ближний космос) характеризуется температурой, которая изменяется в пределах 80-120К. В этих условиях тепловой контраст между КО и фоном достигает сотен Кельвинов, что в совокупности с характерной скоростью движения, делает его хорошо различимым для систем обнаружения и наведения, использующих фотоприемники для регистрации инфракрасного излучения в диапазонах 5-7 и 8-12 мкм. После отделения обтекателя температура КО по заявляемому способу падает до температуры фона, что снижает эффективность его обнаружение в ИК-диапазоне системами, осуществляющими наблюдение на этом фоне. Если через некоторое время (на последующем участке траектории полета) становится актуальным наблюдение КО на фоне подстилающей поверхности (земная поверхность, поверхность мирового океана и т.д.) с температурой порядка 300К, то с помощью систем пироавтоматики первый экран сбрасывают и обнажают следующий, температуру которого заранее устанавливают близкой новому состоянию фона. Число защитных экранов определяет возможность повторения приема при дальнейших изменениях соотношения температура фона - температура КО. Температуры экранов определяют заранее при планировании траектории движения КО.When leaving the dense layers of the atmosphere, after the propulsion systems have been exhausted and the fairing of the head part is discharged, the main unmasking KO factor is the intrinsic thermal radiation of the head part, which heats up very much upon contact with atmospheric gases. The thermal background of the environment in different parts of the trajectory (upper atmosphere and near space) is characterized by a temperature that varies between 80-120K. Under these conditions, the thermal contrast between the CO and the background reaches hundreds of Kelvin, which, combined with the characteristic speed of movement, makes it well distinguishable for detection and guidance systems using photodetectors for detecting infrared radiation in the ranges of 5-7 and 8-12 microns. After separating the fairing, the temperature of the CO according to the claimed method drops to the background temperature, which reduces the efficiency of its detection in the infrared range by systems that monitor against this background. If after some time (in the subsequent section of the flight path), it becomes relevant to observe the QoS against the underlying surface (the earth’s surface, the surface of the oceans, etc.) with a temperature of the order of 300 K, then using pyroautomatics the first screen is reset and the next screen exposed, the temperature which is pre-set close to the new background state. The number of protective screens determines the possibility of repeating the reception with further changes in the ratio of the background temperature to the temperature of the CO. The temperature of the screens is determined in advance when planning the trajectory of the TO.
Последний экран сгорает после входа КО в плотные слои атмосферы и образования на нем плазменного свечения таким образом, что после этого из-за потери скорости свечение не возникает на собственной поверхности защищаемого КО. Расчет характеристик такого экрана - задача инженерная и может быть выполнена на основании оценок скорости движения КО в плотных слоях атмосферы, поэтому здесь не рассматривается. В качестве возможного варианта может быть рассмотрена конструкция не разрушаемого экрана, который сбрасывают после падения скорости движения до уровня, не связанного с образованием плазменного слоя.The last screen burns down after the CO enters into the dense layers of the atmosphere and the formation of a plasma glow on it in such a way that after that, due to the loss of speed, the glow does not appear on the surface of the protected CO. The calculation of the characteristics of such a screen is an engineering task and can be performed on the basis of estimates of the velocity of the spacecraft in dense layers of the atmosphere, therefore, it is not considered here. As a possible option, the design of a non-destructible screen can be considered, which is reset after the movement speed drops to a level not associated with the formation of a plasma layer.
Таким образом, предложенный способ обладает более широкой областью применения, т.к. позволяет обеспечить защиту не только при полете в свободном космическом пространстве, но и при входе в плотные слои атмосферы.Thus, the proposed method has a wider scope, because It provides protection not only when flying in free space, but also when entering dense layers of the atmosphere.
ЛИТЕРАТУРАLITERATURE
1. Патент US 4986495 А, 22.01.1991 г.1. Patent US 4986495 A, 01/22/1991
2. Countermeasures. A Technical Evaluation Operational Effectiveness of the Planned US National Missile Defense, April 2000. Security Studies Program, Massachusetts Institute of Technology.2. Countermeasures. A Technical Evaluation Operational Effectiveness of the Planned US National Missile Defense, April 2000. Security Studies Program, Massachusetts Institute of Technology.
3. Патент RU №2294865, 2007 г.3. Patent RU No. 2294865, 2007
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008116506/11A RU2366594C1 (en) | 2008-04-29 | 2008-04-29 | Method for protection of space objects |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008116506/11A RU2366594C1 (en) | 2008-04-29 | 2008-04-29 | Method for protection of space objects |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2366594C1 true RU2366594C1 (en) | 2009-09-10 |
Family
ID=41166511
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008116506/11A RU2366594C1 (en) | 2008-04-29 | 2008-04-29 | Method for protection of space objects |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2366594C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2546026C2 (en) * | 2013-06-05 | 2015-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Inflatable false target |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4986495A (en) * | 1988-06-15 | 1991-01-22 | Rockwell International Corporation | Cooling structure |
| RU2057356C1 (en) * | 1992-10-26 | 1996-03-27 | Научно-исследовательский институт комплексных испытаний оптико-электронных приборов и систем Всероссийского научного центра "ГОИ им.С.И.Вавилова" | Simulator of travelling point |
| RU2178137C2 (en) * | 1999-07-06 | 2002-01-10 | Войсковая Часть 25840 | Device for camouflage of movable objects |
| RU2212364C2 (en) * | 2001-01-09 | 2003-09-20 | Алтунин Виталий Алексеевич | Method of protection of aerospace systems against laser weapons |
| US6647855B1 (en) * | 2002-09-30 | 2003-11-18 | The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration | Apparatus and method for deploying a hypervelocity shield |
| RU2294865C1 (en) * | 2005-07-12 | 2007-03-10 | Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого | Method of protection of spacecraft |
-
2008
- 2008-04-29 RU RU2008116506/11A patent/RU2366594C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4986495A (en) * | 1988-06-15 | 1991-01-22 | Rockwell International Corporation | Cooling structure |
| RU2057356C1 (en) * | 1992-10-26 | 1996-03-27 | Научно-исследовательский институт комплексных испытаний оптико-электронных приборов и систем Всероссийского научного центра "ГОИ им.С.И.Вавилова" | Simulator of travelling point |
| RU2178137C2 (en) * | 1999-07-06 | 2002-01-10 | Войсковая Часть 25840 | Device for camouflage of movable objects |
| RU2212364C2 (en) * | 2001-01-09 | 2003-09-20 | Алтунин Виталий Алексеевич | Method of protection of aerospace systems against laser weapons |
| US6647855B1 (en) * | 2002-09-30 | 2003-11-18 | The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration | Apparatus and method for deploying a hypervelocity shield |
| RU2294865C1 (en) * | 2005-07-12 | 2007-03-10 | Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого | Method of protection of spacecraft |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2546026C2 (en) * | 2013-06-05 | 2015-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Inflatable false target |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Titterton | A review of the development of optical countermeasures | |
| US20090314878A1 (en) | Method and system for defense against incoming rockets and missiles | |
| White | Aircraft infrared principles, signatures, threats, and countermeasures | |
| Titterton | Development of infrared countermeasure technology and systems | |
| RU2689783C2 (en) | Method and system for long-range radio-electronic reconnaissance based on "track in atmosphere" "radio-insight" object flying in stratosphere with hypersonic speed | |
| US8146862B2 (en) | Active vortex control system (AVOCS) method for isolation of sensitive components from external environments | |
| RU2366594C1 (en) | Method for protection of space objects | |
| Wilder et al. | Hypersonic testing capabilities at the NASA Ames ballistic ranges | |
| Yingbo et al. | THAAD-like high altitude theater missile defense: strategic defense capability and certain countermeasures analysis | |
| Kopp | High energy laser directed energy weapons | |
| Stokes | Chinese ballistic missile forces in the age of global missile defense: Challenges and responses | |
| Bondarenko et al. | Open-source analysis of the potential configuration and kinetic performance of the Oreshnik ballistic missile | |
| Bardanis | Kill vehicle effectiveness for boost phase interception of ballistic missiles | |
| RU2586436C1 (en) | Bogdanov method for target destruction and device therefor | |
| Ramsey | Tools of War: History of Weapons in Modern Times | |
| Carter et al. | Hypersonic Drone Missiles | |
| Thomson | Advances in electro-optic systems for targeting | |
| Kleppner et al. | Boost-phase defense against intercontinental ballistic missiles | |
| RU2294865C1 (en) | Method of protection of spacecraft | |
| Draper et al. | Tracking and identification of distant missiles by remote sounding | |
| KR20240174327A (en) | Anti-Radiation Missile and using method of the same | |
| Blanchard | A brief history of air-intercept missile 9 (Sidewinder) | |
| Herath | Hypersonic Missile Technology: A Comprehensive Analysis | |
| Steward et al. | Reduction of optically observed artillery blast wave trajectories using low dimensionality models | |
| Stumpf | The Last Thirty Seconds: A Brief History of the Evolution of Hit-to-Kill Technology |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120430 |