Способ захоронения радиоактивных отходов в космосе

Способ захоронения радиоактивных отходов в космосе

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (19) (11) (s1)s G 21 F 9/34

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ

ПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИЯМ

ПРИ ГКНТ СССР

"19 15

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ПАТЕНТУ (Л

М М ! Сл) (21) 5003606/25 (22) 04.10.91 (46) 23.09.92. Бюл. М 35 (76) Ю.В.Брыжинский В.В,Иваник, В.Г,Кинелев,. Е.В.Облонский, А.Д.Парашин, В. Ф,Сура нов, А.М.Хабаров, Б.В. Шагов и

В.Г,Кирсанов (56) Патент СССР

М 803874, кл. G 21 F 9/34, 1978. (54) СПОСОБ ЗАХОРОНЕНИЯ РАДИОАКТИВНЫХ ОТХОДОВ В КОСМОСЕ (57) Использование безопасное захоронение радиоактивных отходов. Сущность изобретения: способ захоронения радиоактивных отходов в космосе включает размещение радиоактивных отходов в космическом модуле, вывод космического модуля с отходами на околоземную орбиту, а затем

Изобретение относится к защите от радиоактивных излучений путем захоронения радиоактивных отходов в космосе.

С расширением области использования атомно-энергетических установок и приборов с радиоактивными изотопами растет количество радиоактивных отходов, ликвидация которых является большой проблемой, Широко распространена защита от радиоактивного излучения отходов путем захоронения их в Земле, океане. Так, слабо активные жидкие и газообразные отходы сбрасываются для растворения их в воде в открытые водоемы или морские течения или выбрасываются в атмосферу, предварительно разбавленные водой или воздухом соответственно. Для удаления промышленных перевод его на гелиоцентрическую орбиту захоронения. Гелиоцентрическую орбиту захоронения сопрягают с орбитой одной из выбранных планет Солнечной системы, причем на гелиоцентрической орбите устанавливают период полного оборота, соответствующий времени возможной встречи космического модуля с выбранной планетой не менее времени снижения интенсивности радиоактивного излучения отходов до заданного уровня. Плоскость орбиты захоронения наклонена к плоскости эклиптики подуглом, выбранным из условия прохождения этой орбиты относительно орбит других планет Солнечной системы на расстояниях не менее радиусов сфер действия гравитационных полей этих планет.

33 ил. радиоактивных отходов средней удельной активности их концентрируют, а затем заключают в специальные герметичные контейнеры, которые устаíàвливают на длительное (десятки лет) хранение в могильники - изолированные подземные помещения. Однако данный способ полностью не исключает возможности их воздействия на биосферу Земли при длительном хранении, требует значительных затрат на строительство и эксплуатацию захоронений, не позвояет производить надежное (на сотни— тысячи лет) захоронение радиоактивных отходов (с высокой удельной активностью), которые выделяют большое количество тепла, разогревающего окружающие породы, что может привести к нарушению экологии Земли, 1764523 Лзвестны также способы захоронения радиоактивнь.х отходов в космосе, в том числе на гелиоцентрической круговой орбите, расположенной между орбитами Земли и Венеры. 5

Этот способ (принятый за прототип) заключается в том, что радиоактивные отходы размещают в космическом модуле и выводят на орбиту, затем формируют гелиоцентрическую орбиту захоронения путем 10 сообщения космическому модулю двух импульсов скорости, первый из которых реализуют.при отлете с околоземной орбиты для перехода на перелетную гелиоцентрическую эллиптическую орбиту, а второй — на 15 этой гелиоцентрической орбите в ее афелии для перехода на конечную гелиоцентрическую круговую орбиту захоронения, Однако при недоборе первого импульса скорости или невозможности выдачи косми- 20 ческому модулю второго импульса скорости появляется опасность возврата космического модуля через некоторое время в сферу действия гравитационного поля Земли, что не исключает возможности падения модуля 25 на ее поверхность.

Реализация такого способа захоронения радиоактивных отходов требует больших энергетических и топливных затрат и соответственно связана с уменьшением 30 массы полезного груза, доставляемого космическим модулем на орбиту захоронения.

Задача изобретения — создание такого способа захоронения радиоактивных отходов в космосе, который обеспечил бы вывод 35 и удержание космического модуля с радиоактивными отходами на выбранной орбите в течение заданного времени, обеспечивая экологическую безопасность Земли и сохранение естественной среды на планетах Сол- 40 нечной системы при одновременном уменьшении энергетических затрат.

Поставленная задача решается тем, что в способе захоронения радиоактивных отходов в космосе, заключающемся в разме- 45 щении радиоактивных отходов в космическом модуле и выведении его на околоземную орбиту с последующим переводом космического модуля на гелиоцентрическую орбиту захоронения, последнюю 50 сопрягают по меньшей мере с орбитой одной из выбранных планет Солнечной системы. на которой устанавливают период полного оборота, соответствующий времени возможной встречи космического модуля 55 с выбранной планетой, не менее времени снижения интенсивности радиоактивного излучения отходов до заданного уровня, и плоскость которой наклонена к плоскости эклиптики под углом, выбранным из условия прохождения этой орбитой относительно орбит других планет Солнечной системы на расстоянии не менее радиусов сфер действия гравитационных полей этих планет.

Сопряжение гелиоцентрической орбиты захоронения с орбитой выбранной планеты позволяет повысить безопасность захоронения отходов в результате уменьшения количества импульсов скорости, сообщаемых космическому модулю для выполнения маневров перехода с околоземной орбиты на гелиоцентрическую орбиту захоронения, что существенно сокращает энергетические затраты на межорбитальные перелеты и повышает вероятность успешного выполнения полета космического модуля на орбиту захоронения. Кроме того, это позволяет сократить размеры области космического околосолнечного пространства, используемого для захоронения радиоактивных отходов, Установленный период полного оборота космического модуля на выбранной орбите, соответствующий снижению интенсивности радиоактивного излучения отходов до заданного уровня, гарантированно исключает возможность преждевреМ8ННоА встречи с планетой и тем самым способствует повышению безопасности захоронения радиоактивных отходов.

Наклонение плоскости выбранной орбиты захоронения к плоскости эклиптики позволяет обеспечивать безопасность планет Солнечной системы.

Перед выводом космического модуля на гелиоцентрическую орбиту его обычно выводят на промежуточную эллиптическую гелиоцентрическую орбиту, сопряженную с орбитой Земли, затем в точке сопряжения этих орбит переводят космический модуль на гелиоцентрическую орбиту захоронения, которую совмещают с орбитой Земли, причем расстояние космического модуля до

Земли устанавливают не менее радиуса сферы действия гравитационного поля Земли.

Это способствует повышению экологической безопасности захоронения за счет использования баллистически устойчивой орбиты Земли, как наиболее изученного космического объекта Солнечной системы, а также снижению энергетических затрат, на перелет на орбиту захоронения, В одном из вариантов перед выводом космического модуля на гелиоцентрическую орбиту захоронения его выводят на промежуточную эллиптическую гелиоцентрическую орбиту, сопряженную с орбитой

Земли, которую относительно Земли реализуют в виде гало-орбиты с центром, разме1764523 щенным.на орбите Земли, причем любая точка гало-орбиты отстоит от Земли на расстоянии не менее радиуса сферы действия гравитационного поля Земли. Это обеспечивает, наряду с экологической безопасностью, возможность наблюдения захоронения в течение времени выдерживания радиоактивных отходов на орбите захоронения и тем самым возможность контроля и проведения коррекций в соответствии с результатами контроля, что повышает надежность захоронения и безопасность для Земли.

В другом варианте перед выводом космического модуля на гелиоцентрическую орбиту захоронения его выводят на промежуточную эллиптическую орбиту, сопрягаемую с орбитой Земли и орбитой другой выбранной планеты Солнечной системы, по которой космический модуль направляют в сферу действия гравитационного поля выбранной планеты, а затем переводят на гелиоцентрическую орбиту захоронения путем выполнения пертурбационного маневра в гравитационном поле выбранной планеты с одновременным изменением радиуса перигелия, эксцентриситета и наклонения к плоскости эклиптики.

Гелиоцентрическую орбиту захоронения реализуют в виде эллипса с перигелием, отстоящим от Солнца на расстоянии, при котором солнечное излучение, воздействующее на радиоактивные отходы, переводит их в плазменное состояние, или гелиоцентрическую орбиту захоронения реализуют с эксцентриситетом не менее единицы, Такой вариант позволяет снизить энергетические затраты при доставке космического модуля с радиоактивными отходами на орбиту захоронения, где отходы полностью уничтожаются, превратившись в плазму, или по которой они направляются за пределы Солнечной системы.

Таким образом„предлагаемый способ захоронения радиоактивных отходов в космосе решает проблему захоронения с более высокой экологической безопасностью как для Земли, так и для других планет Солнечной системы при одновременном уменьшении энергетических затрат, На фиг.1 схематично изображен общий вид космического аппарата с пристыкованным к нему космическим модулем, несущим радиоактивные отходы; на фиг.2 — схематично общий вид ракеты-носителя с установленным на ней космическим аппаратом; на фиг.3 — схематично траектория полета ракеты-носителя при выведении космического модуля на околоземную орбиту; на фиг.4 — схематично начальный участок траектории полета космического модуля на гелиоцентрическую орбиту; на фиг.5 — схематично орбиты планет и

5 орбита захоронения, внешняя по отношению к орбите Земли (вид в плане), на фиг.6- вид по стрелке А на фиг.5; на фиг.7 — то же, пространственное положение орбит;

10 на фиг.8 — схематично сопряжение орбиты захоронения и орбит двух выбранных планет; на фиг.9 — схематично орбиты планет и орбита захоронения, внутренняя по отно15 шению к орбите Земли; на фиг,10 — то же, с пересечением орбитой захоронения орбит планет; на фиг.11 — схематично участки орбит захоронения и Земли при их сближении;

20 на фиг.12 — функциональная зависимость расстояния модуля относительно

Земли; на фиг.13 — функциональная зависимость параметра, характеризующего уро25 вень радиоактивности отходов, от времени; на фиг,14 — функциональные зависимости количества витков выдерживания отходов на орбите захоронения и суммарного

30 импульса скорости от периода полного оборота на этой орбите; на фиг.15 — схематично орбиты Земли и захоронения (в плане) при размещении мо дуля на орбите Земли и внешнем располо35 жении,промежуточной орбиты модуля.

l на фиг16 — то же, в орбитальной системе координат относительно Земли; на фиг.17 — то же, что на фиг.15, при внутреннем расположении промежуточной

40 орбиты модуля; на фиг.18 — то же, что на фиг.17, в орбитальной системы координат относительно

Земли; на фиг.19 — схематично орбиты захоро45 нения и Земли (в плане) при размещении модуля на гало-орбите относительно Земли; на фиг.20 — то же, в орбитальной системе координат относительно Земли;

50 на фиг.21 — то же, что и на фиг.20, при повернутой плоскости гало-орбиты; на фиг,22 — вид по стрелке Б на фиг.21; на фиг.23 — схематично траектории полета модуля относительно Земли при реали55 зации гало-орбиты через один виток модуля по промежуточной орбите; на фиг.24 — вид по стрелке В на фиг.23; на фиг.25 — схематично траектории полета модуля относи гельно Земли при реализации гало-орбиты вокруг Земли (в плане);

1764523 на фиг,26 — вид по стрелке Г на фиг,25; на фиг,27 — c ематично орбиты планет и захоронения (вид в плане) при полете модуля к Солнцу; на фиг.28 — схематично траектория пер- 5 турбационного маневра модуля в гравитационном поле планеты при реализации схемы полета по фиг,27; на фиг.29 — схематично взаимное положение векторов скорости полета модуля и 10 планеты при выполнении маневра по фиг.28; на фиг.30 — то же, что и на фиг.28, пространственное положение траектории; на фиг.31 — то же, что и на фиг.29, про- 15 странственное положение векторов скоростей, где С46, С4т — нормали к орбитам; на фиг,32 — схематично орбиты планет и захоронения {в плане) при полете модуля за пределы Солнечной системы; 20 на фиг,33 — схематично траектория пертурбационного маневра модуля в гравитационном поле планеты при реализации схемы полета по фиг.32; .на фиг,34 — схематично взаимное поло- 25 жение векторов скоростей полета модуля и планеты при выполнении маневра по фиг.32, Предлагаемый способ захоронения радиоактивных отходов в космос заключается 30 в следующем, Радиоактивные отходы 1 (фиг.1), подлежащие захоронению в космосе, загружают в транспортный контейнер 2 и доставляют на космодром, где их размещают в космиче- 35 ском модуле 3, состыковывают с транспортирующим космическим аппаратом 4 известной конструкции, имеющим разгонн ы е ступени 5.

Модуль 3 с космическим аппаратом 4 40 устанавливают в грузовой транспортный контейнер 6 (фиг,2), состыковывают с ракетой-носителем 7 известной конструкции, после чего с земли S (фиг.3) выводят на околоземную орбиту 9, Затем на участке 10 45 разгона (фиг,4) сообщают модулю 3 необходимое приращение скорости полета, при которой модуль 3, двигаясь по траектории 11, выходит за пределы сферы 12 действия гравитационного поля Земли 8, Радиус r< сфе- 50 ры 12 действия для Земли принимают от

0,95,qo 2,5 млн.км в зависимости от постановки задачи.

Вектор скорости V< полета модуля 3 с космическим аппаратом 4 относительно 55

Земли в точке 13 на сфере 12 действия гравитационного поля Земли, складываясь с вектором скорости и, орбитального движения Земли вокруг Солнца 14, определяет вектор отлетной скорости Ч модуля 3 с космическим аппаратом 4, который совместно с вектором R< положения модуля 3 относительно Солнца задает параметры гелиоцентрической орбиты 15 захоронения.

Когда скорость V< отлета удовлетворяет условию V02 > Vo > Wo (где V02 — скорость освобождения на орбите Земли, при которой модуль покидает пределы Солнечной системы), орбита 15 (фиг.5) имеет форму эллипса, внешнего по отношению к орбите 16

Земли. Орбита 15 сопрягается с орбитой 16 выбранной планеты Солнечной системы (в данном примере — Земли) по типу "пересечение" или "касание" (когда эти орбиты отстоятдруг отдруга на минимальное расстояние, не более rp), либо по типу "противостояние"

{когда минимальное расстояние между этими орбитами не более 10 rp, но не менее ro).

Пример реализации способа, в котором гелиоцентрическая орбита 15 захоронения сопрягается с орбитой 16 Земли по типу

"касание", представлен на фиг,5 — 7, В данном случае сопряжение с орбитой, Земли выбрано, исходя из минимальных энергетических затрат.

Положение орбиты 15 захоронения в пространстве определяется углом i наклонения (фиг.7) ее плоскости к плоскости эклиптики (плоскости орбиты 16 Земли). Этот угол выбирается заранее при планировании полета на орбиту захоронения. При этом учитываются наклонение орбиты 17 (фиг,6) другой планеты Солнечной системы, которая пересекает плоскость орбиты 15, а также угловое положение линии узлов 18 (фиг.5) орбиты 17 относительно некоторого постоянного направления 19 и положения Земли на ее орбите 16 в момент отлета модуля 3 (т.е. дата старта), Плоскость орбиты 15 пересекается с плоскостью орбиты 17 другой планеты (например, Марса) по линии 20, причем собственно орбита 17 пересекает плоскость орбиты 15 в точке 21 (на фиг,5 участки орбит 15 и 17, находящиеся над плоскостью эклиптики, показаны сплошными линиями, а соответствующие им плоскости орбит заштрихованы). Выбор угла наклонения орбиты 15 производится с учетом эволюций орбит планет Солнечной системы и собственной эволюции орбиты на интервале времени от момента доставки модуля 3 на орбиту 15 захоронения до момента, когда интенсивность радиоактивного излучения отходов уменьшится до допустимого уровня, При выборе угла i наклонения орбиты 15 на ней и на орбите 17 другой планеты определяются точки 22 (23) и 24 (25) соответственно, в которых расстояния между орбитами минимальны, Эти расстояния должны быть не более радиуса r> сферы

1764523

10 действия гравитационного поля другой планеты, чтобы возмущения орбиты от этого поля были несущественными, Одновременно контролируется минимальное расстояние от орбиты 15 до орбиты 26 другой 5 планеты (например, Юпитера), которое достигается в точке 27 и должно быть больше радиуса гг, сферы действия этой планеты по той же причине.

При полете модуля 3 по орбите 15 на 10 начальном этапе предполагается проведение коррекций параметров орбиты в заданных точках 28 для смещения перигелия орбиты 15 от орбиты 16, повышения точности достижения требуемых параметров за- 15 хоронения и обеспечения фазирования прохождения перигелия орбиты 15.

Дату старта с точки зрения экологической безопасности Земли при эволюции ее орбиты 16 в течение тысячелетий полета 20 отходов по орбите 15 целесообразно выбирать таким образом, чтобы отлет с орбиты

Земли происходил в ее афелии (d<>) в случае внешнего положения орбиты 15. Фазирование орбиты 15 с помощью коррекций прова- 25 дится в интересах экологической безопасности Земли, чтобы исключить преждевременный вход модуля 3 в сферу действия Земли 8, Пример сопряжения орбиты захороне- 30 ния с орбитами двух планет, выбранных для этого сопряжения, с орбитой 16 Земли (по типу "противостояния") и с орбитой 26 Юпитера (по типу "пересечения") дан на фиг,8, Для реализации способа захоронения ра- 35 диоактивных отходов выполняют те же действия, что и в предыдущем примере, включая проведение коррекции подъема высоты перигелия орбиты 15, которая на фиг.8 до выполнения коррекции соответст- 40 вует позиции 15, а после коррекции — позиции 29.

Заметим, что штрифовкой на фиг.8 показаны те полуплоскости орбиты 15 захоронения и орбиты 26 Юпитера, которые 45 находятся над плоскостью эклиптики.

Когда скорость отлета удовлетворяет условию Wo > Vo > О, орбита 15 имеет форму эллипса, внутреннего по отношению к орбите 16 Земли (фиг.9. 10). И в этих вариантах 50 орбита 15 захоронения может иметь сопряжение с орбитой 16 Земли по типу "касание" (фиг,9), по типу "пересечение" (или "противостояние") (фиг.10), в том числе с орбитой

26 одной из выбранных внутренних планет 55

Солнечной системы, В данном случае аналогично приведенным вариантам способа по тем же соображениям экологической безопасности дату старта целесообразно выбирать таким образом, чтобы отлет с орбиты

Земли происходил в ее перигелии (к). Коррекция орбиты 15 проводится с аналогичными целями, что и в предыдущих случаях, Методические основы выбора параметров орбиты 15 иллюстрируются на фиг.11—

14 для случая внешнего расположения этой орбиты по отношению к орбите 16 Земли при сопряжении этих орбит по типу "касание". Очевидно, что при таком сопряжении орбит в случае, если заранее не предприняты соответствующие действия, может произойти преждевременный вход модуля 3 с отходами (либо соответственно отходов 1 при разрушении модуля 3 вследствие воздействия факторов космического полета) в сферу действия Земли, в результате чего отходы 1 либо достигнут поверхности Земли, либо перейдут на новую гелиоцентрическую орбиту с непредсказуемыми последствиями.

Исключить такую ситуацию можно, если заранее для каждого витка орбиты 15 захоронения с номером п проанализировать взаимное положение модуля 3 и Земли в моменты их наибольших сближений и реализовать такой период P полного оборота модуля 3 по орбите 15 вокруг Солнца 14 и такое начальное фазовое положение модуля

3 на орбите 15 (в том числе с помощью коррекций на первых витках орбиты), что возможная встреча с Землей, т.е. вход модуля

3 (либо отходов 1) в сферу действия Земли произойдет на витке орбиты 15 с номером и

> Np, где N<> определяется требованиями к времени Tmax выдерживания отходов на орбите 15 до безопасного уровня их радиации.

Приняв начальное положение Земли (позиция 30) в момент отлета модуля 3 с орбиты

16 Земли за начальное положение (фиг.11), в дальнейшем текущее положение 31 Земли при ее движении вокруг Солнца 14 по орбите 16 радиусом r можно характеризовать величиной центрального угла Ф. Угловые положения Земли в точках 32, 33, 34 наибольших сближений с модулем 3 соответствуют на фиг.11 виткам орбиты 15 захоронения с номерами n = 2, Np — 2, Np—

1, В этих положениях расстояния D(n) от модуля 3 до Земли должны быть не менее ro.

Графически зависимости текущего расстояния L от Земли до модуля 3 в окрестности их сближения показаны в виде функций угла Ф на фиг.12, где пунктиром изображены кривые L(Q) для витков орбиты, которые непосредственно предшествуют входу модуля 3 в сферу действия Земли, Для выбора периода P полного оборота модуля 3 на орбите 15 необходимо воспользоваться зависимостями характеристик радиации отходов от времени t, В качестве

1764523

12 такой характеристики может быть, например, выбрана радиационная активность отходов, понимаемая как количество актов самопроизвольных ядерных превращений в данном изотопе отходов за единицу времени, либо мощность экспозиционной дозы и тому подобное. Типовые зависимости характеристики I излучения отходов приведены на фиг,13, где кривые 35 и 36 соответствуют различным изотопам (например, кюрий-245, америций-243).

На фиг.13 видно, что предельно допустимому уровню остаточной радиации Ilim соответствует время Tmax снижения контролируемой радиационной характеристики для отходов, состоящих из двух изотопов, массы которых находятся в определенном соотношении, Аналогично может быть установлен некоторый промежуточный уровень параметра радиации Im и соответствующее время

Tmax = Tm выдерживания отходов на орбите

15, при которых в случае падения фрагментов радиоактивных отходов на Землю возможное локальное отклонение радиационного фона не приведет к нарушению экологической обстановки.

Исходя из данных по допустимому времени выдерживания отходов вне Земли, можно определить допустимое количество полных оборотов N< модуля на орбите захоронения в зависимости от периода P одного полного оборота на этой орбите (фиг.14), Определив с помощью соответствующих расчетов, типовые результаты которых показаны на фиг.12, зависимость от периода P количества витков N на орбите 15 захоронения, через которые модуль 3 попадает в сферу тяготения Земли, можно выделить диапазоны допустимых значений периодов

P полного оборота на орбите 15 захоронения (на фиг,14 не заштрихованы), Для найденных периодов определяются по типовой кривой 37 необходимые энергетические затраты (характеристическая скорость Ws) для достижения орбиты захоронения способом, показанным на фиг.5, Использование предлагаемого способа захоронения обеспечивает повышение экологической безопасности Земли и вероятности доставки отходов на орбиту захоронения, снижение энергетических затрат, что достигается за счет уменьшения количества межорбитальных переходов (активных участков работы двигателей транспортирующего космического аппарата, реализующих импульсы скорости); использования орбит захоронения, более близких к орбите Земли, при выдерживании отходов на орбите в течение времени. по истечении которого отходы по своей радиоактивности становятся безопасными и могут падать на

Землю или другую планету; обеспечения возможности создания дополнительных ре5 сурсов энергетики на средствах доставки радиоактивных отходов B космос, что позволяет в большем числе случаев отказа маршевого двигателя на этих средствах

"дотягивать" модуль 3 с отходами на орбиту

10 захоронения по аварийной, нештатной программе.

Следует отметить, что в окрестностях значений Р, близких к периоду полного оборота Земли вокруг Солнца, реализация спо15 соба требует дополнительных операций, которые могут быть выполнены по одному из следующих вариантов.

В варианте совмещения гелиоцентрической орбиты 15 захоронения с гелиоцентри20 ческой орбитой 16 Земли (фиг. 15 — 18) перед выводом модуля 3 с радиоактивными отходами на орбиту 15 его переводят на промежуточную эллиптическую орбиту 38, сопряженную с орбитой 16 Земли (по типу

25 "касание") и расположенную относительно орбиты 16 Земли снаружи (фиг.15. 16) или внутри нее (фиг.17, 18). По крайней мере через один оборот модуля 3 по орбите 38 вокруг Солнца 14 переводят модуль 3 на

30 орбиту 15, которую совмещают с орбитой 16 земли, причем расстояние Lo (фиг.16, 18) модуля от Земли устанавливают не менее радиуса г, сферы действия гравитационного поля Земли. После выхода на орбиту 15 на

35 начальном этапе выдерживания отходов на ней проводят коррекции орбиты 15 для повышения точности реализаций указанных параметров орбиты, Если на фиг.15, 17 показано движение

40 модуля 3 в абсолютных координатах относительно Солнца 14, то на фиг.16, 18 — в относительных координатах уХ относительно

Земли, где ось у направлена по текущему радиусу-вектору R Земли от Солнца, ось

45 перпендикулярна к ней и направлена в сто-. рону движения Земли (по скорости Wo). Начало координат Ху совпадает с центром

Земли, поэтому в этих координатах орбита

16 Земли отображается линией 39 на оси х

50 координат, орбита 40 захоронения в идеальном случае также совпадает с осью)((Mopуль

3 отображается точкой на расстоянии Lo от начала координат). Траектория движения модуля 3 по промежуточной эллиптической

55 орбите 38 (фиг.15, 17) в относительных координатах ху имеет вид циклоиды 41 (фиг,16, 18).

Следует отметить, что переход с промежуточной орбиты 38 на орбиту 15 захоронения осуществляется через один или

1764523

14 большее. число полных оборотов по орбите

38 путем выдаи тормозного импульса скорости V> (при внешнем касании орбит 16 и

38) или разгонного импульса скорости Vz (при внутреннем касании орбит 16 и 38), 5 которые реализуются двигателями космического аппарата 4. В идеальных случаях после выдачи импульсов скорости Ч1 или Ч модуль 3 должен оказаться на расстоянии

Lo вдоль оси х и иметь нулевую скорость 10 относительно Земли, Возможные неточности реализации этих импульсов компенсируются путем последовательного проведения коррекций в точках 28 на начальном этапе полета модуля 15

3 по орбите захоронения, что обеспечивает вековое движение (дрейф) модуля 3 относительно Земли со входом в сферу действия гравитационного поля Земли не ранее заданного времени выдерживания отходов до 20 безопасного уровня радиации.

Использование данного варианта позволит снизить энергетические затраты для доставки отходов на орбиту захоронения; 25 улучшить условия контроля захоронения с помощью дистанционных и контактных технических средств; утилизировать отходы в отдаленной перспективе (по востребованию), когда сте- 30 пень их радиационной опасности будет понижена либо когда будут найдены соответствующие способы их безопасной переработки и использования, причем эта утилизация возможна со снижением необ- 35 ходимых энергозатрат; сократить размеры области космического пространства, где размещаются отходы, и соответственно повысить безопасность межорбитальных полетов 40 космических аппаратов; повысить экологическую безопасность

Земли, В другом варианте захоронения отходов в космосе орбита захоронения с перио- 45 дом P полного оборота вокруг Солнца, близким к периоду полного оборота Земли по ее орбите, реализуется относительно

Земли в виде гало-орбиты.

В данном случае перед выводом модуля 50

3 на орбиту 15 захоронения его переводят на промежуточную эллиптическую орбиту

38 (фиг.19), сопряженную с орбитой 16 Земли (по типу, например, "касание"), Затем модуль 3 выводят на гелиоцентрическую ор- 55 биту 15 захоронения, которую в системе координат относительно Земли реализуют в виде гало-орбиты (фиг, 20 — 26) с центром, размещенным на орбите 16 Земли (отображенной на оси х координат, как линия 39), причем любая точка гало-орбиты 42 отстоит от Земли на расстояние не менее радиуса ro сферы действия ее гравитационного поля, Орбита 15 сопрягается в данном случае с орбитой 16 по типу "пересечение". Переход с промежуточной орбиты 38 на орбиту 15 может происходить по различным схемам полета, На фиг.19 представлена схема, в которой через пол-витка полета модуля 3 по орбите 38 выдается импульс скорости Чз для выхода на орбиту 15 т,е. на гало-орбиту 42 (фиг,20), которая находится в плоскости эклиптики и"отстоит от сферы гравитационного поля Земли на минимальном расстоянии

bin >О.

В данном варианте в системе координат ху относительно Земли орбита 38 отображается в виде циклоиды 43, а орбита 16 Земли — в виде линии 39 на оси х, как и на фиг.16, 18.

На фиг.21, 22 дана аналогичная схема, отличающаяся от предыдущей тем, что импульс скорости Чз для перехода с промежуточной орбиты в виде циклоиды 43 на гало-орбиту 42 захоронения разворачивает одновременно плоскость гало-орбиты 42 на заданный угол относительно эклиптики (вектор импульса скорости при этом переходе имеет две компоненты: V3y, и ЧЯ, в результате чего гало-орбита 42 имеет минимальное расстояние от поверхности сферы действия Земли в точке Е, равное

Min > О. Компонента z в системе относительных координат yz на фиг.22, 24, 26 соответствует, направлению вектора кинематического момента орбиты Земли, компонента у — по радиусу-вектору текущего положения

Земли.

На фиг.23, 24 приведена схема полета, при которой импульс скорости Чз сообщают модулю 3 через один полный оборот по орбите 38. На схемах фиг.25, 26 импульс скорости Чз выдают через один неполный оборот, в результате чего гало-орбита 42

"охватывает" в относительной системе координат радиус ro сферы действия гравитационного поля Земли.

Заметим, что на фиг,19 — 26 показаны идеальные случаи реализации способа. В реальном случае выбирается такое голожение гало-орбиты 42, при котором, с учетом коррекций в процессе векового движения относительно Земли, возможное соприкосновение ее со сферой действия Земли происходит не ранее установленного времени выдерживания отходов на орбите захоронения. При этом целесообразно отклонять гало-орбиту 42 от плоскости эклиптики на некоторый угол, который зависит ст пара15

1764523

5

25

35

55 метров гало-орбиты, радиуса сферы действия планеты и который обеспечивает зазор (минимальное расстояние) Amin > О.

Использование данного варианта позволит улучшить условия контроля захоронения, утилизировать отходы (по востребова н и ю) со; сократить размеры области захоронения отходов; повысить экологическую безопасноть Земли и безопасность межорбитальных полетов космических аппаратов.

Предлагаемый способ включает также более сложные варианты его выполнения, показанные на фиг. 27 — 34, которые реализуются при сопряжении промежуточной орбиты 38 с орбитой 26 другой выбранной планеты. При этом после выведения модуля

3 на промежуточную орбиту 38 (фиг, 27, 32) он направляется по ней в сферу действия другой планеты (например, Юпитера) с помощью нескольких коррекций (корректирующих импульсов скорости). В гравитационное поле этой планеты модуль 3 входит в момент, когда планета находится в точке

44, и покидает его, когда планета в процессе своего движения по орбите достигает точки

45. В радиусе гз сферы действия гравитационного поля этой планеты выполняется пертурбационный маневр, при котором модуль

3, пересекая сферу действия этой планеты в точках 46, 47 (фиг,28) и перемещаясь по орбите 48, переводится на гелиоцентрическую орбиту 49 захоронения с одновременным изменением радиуса перигелия, эксцентриситета е и угла i наклонения к плоскости эклиптики по отношению к промежуточной орбите 38. В процессе маневра модулю 3 могут быть сообщены дополнительные импульсы скорости. Требуемые параметры орбиты 49 формируются в сфере действия планеты, s основном выбором положения точки 46 входа (фиг, 28, 30, 33) и прицельной дальности d (d — расстояние от линии вектора V1 относительной скорости входа модуля

3 в сферу действия до центра планет), Геометрически реализация пертурбационного маневра пояснена на фиг,28 — 31 и фиг.33, 34, где ось у направлена по радиусу-вектору

R> положения планеты относительно Солнца 14; ось х — в плоскости орбиты планеты по направлению ее орбитальной скорости

Чр перпендикулярно радиусу-вектору Йр, ось z перпендикулярна плоскости орбиты выбранной планеты в направлении вектора кинетического модуля момента орбиты, В результате разворота на угол ф по отношению и вектору Ч1, относительной скорости

Vz при выходе из сферы действия гравитационного поля этой планеты происходит изменение вектора абсолютной скорости модуля 3; вектор скорости Ч46 в точке 46 входа изменяется на вектор скорости Ч4 в точке

47 выхода. При этом радиус-вектор изменяется соответственно положениям точек 44 и

45, изменяя вектор положения модуля 3 относител ьно Солн ца. Величина угла ф разворота вектора скорости определяется прицельной дальностью d и величиной скорости определяется прицельной дальностью d и величиной скорости V46: при d = гз угол ф= О, при d - О угол ф -180, В случае, когда на промежуточной орбите 38 импульсы скорости не прикладываются к модулю 3, величины V1 и Чг равны.

Таким образом, реализуя соответствующие параметры орбиты 38 (вектора R4o и

V46), прицельную дальность d и наведя модуль 3 в соответствующую точку 46 входа в сферу действия выбранной планеты, можно перевести модуль с промежуточной орбиты

38 либо на эллиптическую гелиоцентрическую орбиту захоронения 49 (фиг.27) с перигелием, отстоящим от Солнца 14 на расстоянии, при котором воздействие солнечного излучения переводит радиоактивные отходы в плазменное состояние (в точке

50), либо на параболическую (когда е = 1) или гиперболическую (когда е > 1) гелиоцентрическую орбиту 51 (фиг.32) захоронения с выходом в процессе полета модуля 3 с отходами за пределы Солнечной системы в межзвездное пространство.

Этот вариант характеризуется -.eM, что при его выполнении отходы уничтожаются полностью (при полете к Солнцу) либо необратимо выводятся из Солнечной системы с обеспечением их естественной дезактивации в полете, который будет длиться в межзвездном пространстве многие тысячелетия. При полете к Солнцу положение перигелия орбиты 49 реализуют таковым, чтобы обеспечить разрушение конструкции модуля 3 (расплавление и испарение) и превращение радиоактивных отходов в плазму без попадания их в нижние слои гелиосферы (атмосферы Солнца) и на поверхность Солнца. Конкретная величина условного перигелия орбиты 49 зависит от материала конструкции модуля, его компоновки, материала контейнера, где находятся отходы, собственно от состава и формы фрагментов отходов, а также наполнителязамедлителя, окружающего отходы в контейнере.

Рассматриваемый вариант позволяет обеспечить высокую безопасность захоронения, так как в случаях недобора требуемой скорости Ч отлета либо невоз17

1764523

18 можности выполнения коррекции 28 наведения модуля 3 в сферу действия другой выбранной планеты возможно выполнение резервной программы полета по промежуточной орбите 38 захоронения, которая фор- 5 мируется с помощью вспомогательных двигателей космического аппарата 4 и неизрасходованных запасов топлива (по упрощенной логике управления).

По сравнению со способом захороне- 10 ния радиоактивных отходов с использованием "прямой" схемы выведения модуля 3 на Солнце, требующей приращения скорости Ws модуля при старте с околоземной орбиты на 24 кг/с, для предлагаемого вари- 15 анта достаточно набрать 8 км/с, т,е, энергетически предлагаемый вариант является существенно более выгодным. Сравнение

"прямой" схемы введения модуля 3 на траекторию полета за пределы Солнечной сис- 20 темы и предлагаемого варианта показывает также возможность выигрыша в энергетических затратах(потребное суммарное приращение скорости Ws модуля 3 может быть уменьшено на величину 2 км/с). 25

Формула изобретения

1. Способ захоронения радиоактивных отходов в космосе, заключающийся в том, что радиоактивные отходы размещают в 30 космическом модуле и выводят его на околоземную орбиту, затем космический модуль переводят на гелиоцентрическую орбиту захоронения, отличающийся тем, что