Способ космической изоляции радиоактивных отходов и разгонный блок для его осуществления

Способ космической изоляции радиоактивных отходов и разгонный блок для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

Использование: изобретение относится к области способов и средств для изоляции радиоактивных отходов (РАО) атомных электростанций и других ядерных производств в космическом пространстве. Сущность изобретения: с целью увеличения относительной массы удаляемых РАО в составе ракетно-космических средств, предлагается удаление контейнера с РАО в сфере действия Земли с ускорением 2...4 м/с, а вне ее - с ускорением 10...10 м/с посредством нагрева рабочего тела за счет тепловыделения РАО. Для этого топливный бак второй ступени разгонного блока заполнен жидким водородом и сообщен с теплокагревным двигателем, теплообменник которого находится в тепловом контакте с контейнером с. РАО. Для уменьшения метеоритной опасности контейнер размещен между первой и второй ступенями разгонного блока. 2 с.п.флы. 2 ил., 3 табл. N.its

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (я)э G 21 F 9/34

ГОСУДАРСТВЕНМОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР3

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ПАТЕНТУ лы, 2 ил., 3 табл. (21) 5016896/25 (22) 05.07.91 (46) 23.08.93. Бюл. М 31 (71) Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (72) В.Б,Бычков, А.И.Карелин, В;И.Коньков и И.В.Чирков (73) Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (56) Атомная техника за рубежом, 1990, М 8, с.7.

Мозжорин Ю., Карелин А., Коньков В.

Космические шансы острейшей земной проблемы — Московский бизнес, М 4, 1989.

Космонавтика. Энциклопедия/Под ред.ВЛ.Глушко, М.: Советская энциклопедия, 1985, раздел "разгонный блок, межорбитальный буксир", (54) СПОСОБ КОСМИЧЕСКОЙ ИЗОЛЯЦИИ, РАДИОАКТИВНЫХ ОТХОДОВ И РАЗГОННЫЙ БЛОК ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Заявляемая группа изобретений относится к области способов и средств для изоляции радиоактивных отходов (PAO) атомных электростанций и других ядерных производств в космическом пространстве.

Цель группы изобретений состоит в увеличении относительной массы удаляемых

РАО в составе ракетно-космических средств путем оптимизации режима работы ДУ от- . дельно каждой ступени разгонного блока и орбиты изоляции.

Поставленная цель достигается тем, что в предлагаемом способе удаление иэ сферы действия Земли осуществляют приданием контейнеру с PAO ускорительного импульса

„„Ы „„1836727 А3 (57) Использование: изобретение относится к области способов и средств для изоляции радиоактивных отходов (РАО) атомных электростанций и других ядерных производств в космическом пространстве. Сущность изобретения; с целью увеличения относитель. ной массы удаляемых РАО в составе ракетно-космических средств, предлагается удаление контейнера с PAO в сфере действия Земли с ускорением 2...4 м/с, а вне 8e— с ускорением 10...10 м/с посредством нагрева рабочего тела за счет тепловыделения

PAO.Для этоготопливный бак второйступе- ни разгонного блока заполнен жидким водородом и сообщен с теплонагревным двигателем, теплообменник которого находится в тепловом контакте с контейнером с

PAO. Для уменьшения метеоритной опасности контейнер размещен между первой и второй ступенями разгонного блока. 2 с.п.фс начальным ускорением 2...4 м/с, а вне сферы действия Земли переводят контейнер с PAO на круговую гелиоцентрическую орбиту, не примыкающую к орбитам планет.

Солнечной системы, или эллиптическую гелиоцентрическую орбиту, не пересекающуюся с орбитой Земли, с наклонением к плоскости эклиптики 3...3, причем формирование указанных орбит осуществляют посредством нагрева рабочего тела эа счет тепловыделения PAO u его последующего истечения из сопла ракетного двигателя со скоростью 5,5...7,5 км/с с расходом рабочего тела, обеспечивающим импульс с ускорением 10 5...10. 4 м/с .

1836727

Прежде всего встает вопрос об опти- мальном числе ступеней разгонного блока для космической изоляции РАО, В общем случае для совокупности задач ракетно-космической техники он не имеет единого решения, однако специфика удаляемой . полезной нагрузки, связанная с тепловыделением РАО позволяет однозначно высказаться в пользу двух ступеней ускорителя в составе разгонного блока. Уровень тепловыделения РАО, подлежащих космической изоляции, составляет единицы-десятки киловатт на тонну отходов. Это тепло может быть использовано при работе теплонагревного двигателя (ТНД), достижимая скорость истечения (V) из сопла которого выше, чем у жидкостных ракетных двигателей (ЖРД),. для которых характерно V 4,5 км/с, т.е, чтобы превзойти указанное значение скорости ТНД должен иметь цену тяги (25 Вт/г, Единственным рабочим телом, позволяющим обеспечить значение цены тяги скольнибудь заметно больше указанного, является водород, Вместе с тем, очевидным

его недостатком при использовании в каче- 25 стае рабочего тела является низкая плотность даже в жидком состоянии, Поэтому ДУ с ТНД на водороде начинают выигрывать по массе (при фиксированном ускорительном импульсе) у ДУ на базе ЖРД при Ч > 5,5 30 км/с, Однако беспредельное увеличение

"V" в ТНД невозможно из-за очевидных ограничений по термостойкости конструкции с учетом реализации потребного ресурса ракетногодвигателя. В результате оказывается, что ТНД в сосТаае средств удаления PAO целесообразно использовать при скорости истечения иэ сопла ТНД, равной 5,5...7,5 км/с, что соответствует диапазону (= 30...50 Вт/г..

Учитывая полученные значения цены 40 тяги, нетрудно убедиться, что тяга ТНД со ставит порядка 0 1...1 кг при удалении 1 т

РА0, С учетом массы контейнера для РАО (характерный коэффициент контейнеризации составляет 5} и запасов рабочих тел 45 на перевод разгонного блока нетрудно убедиться, что полная масса разгонного блока составляет величину порядка 10 т. Приведенные рассуждения позволяют сделать два важных вывода. Во-первых, характер- 50 . ное ускорение контейнера при работе ТНД составит величину 10 ...10 м/с независимо от массы удаляемых РАО, а во-вторых, время реализации конкретного этапа выведения РАО при использовании ТНД(удале- 55 ние из сферы действия Земли или формирование безвозвратной орбиты) будет полностью определяться временем реализации ускорительного импульса и составлять величину порядка 10...100 суток, откуда следует, что этот импульс необходимо придавать контейнеру с РАО в течение всего времени формирования этапной орбиты, в т.ч. и в течение всего времени формирования безвозвратной орбиты.

Однако следует повториться, что сделанные выводы справедливы для сравнения различных типов ДУ, отличающихся уров- нем тяги ракетных двигателей, только при равных ускорительных импульсах. В ракетно-космической технике их называют суммарными импульсами, но они зависят от массы разгонного блока, поэтому наиболее общей характеристикой энергозатрат на выведение, не связанной с массой полезной нагрузки, является изменение характеристической скорости (ЬЧх). Вместе с тем, полет в сфере действия Земли сопровождается так называемыми гравитационными потерями, которые возрастают по мере увеличения времени полета. При быстром выходе иэ сферы действия Земли (полет в течение суток) эти потери малы, а при полете продолжительностью десятки-сотни суток (с малым ускорением при реализации суммарного импульса) эти потери становятся сопоставимыми с номинальным значением ускорительного импульса, Так, при номинальном (без учета гравитационных потерь) значения ЛЧх - 3,25 км/с, необходимом для вывода контейнера с PAO на границу сферы действия Земли, полет в гравитационном поле Земли с ускорениями, характерными для ТНД (10 ...10 м/с ), требует реализации ЬЧх > 5 км/с. В этих условиях применение ТНД становится вообще невозможным, поэтому все сделанные выше выводы справедливы только при полете вне сферы действия Земли.

Особенностью полета в гравитационном поле Земли при реализации ускорительного импульса ракетными двигателями большой тяги является то, что в этом случае ускорение разгонного блока осуществляется несколько сотен секунд, в течение которых формируется номинальное изменение характеристической скорости (3,25 км/с), а затем в течение не менее суток разгонный блок летит по инерции. Однако и в этом. случае возможна оптимизация относительной массы полезной нагрузки даже при полете.с большим ускорением гравитационные потери имеют место, хотя они, как уже отмечалось, незначительны, тем не менее по мере увеличения эти потери уменьшаются. С другой стороны, увеличение потребного ускорения достигается ростом тяги, а этом приводит к увеличению массы

1836727

55 ракетного двигателя. Это указывает на наличие минимума суммарной массы рабочего тела и ракетного двигателя. Кроме того, запас рабочего тела для реализации ЛVX =

=3,25 км/с и составляет более половины начальной массы разгонного блока, поэтому при фиксированной тяге ракетного двигателя ускорение контейнера в начале и конце работы ракетного двигателя будут различаться более чем вдвое. Начальное ускорение будет, естественно, меньше, его и целесообразно выбрать в качестве управляющего параметра при оптимизации полета разгонного блока в сфере действия Земли, В табл.1 приведены значения относительной массы разгонного блока по выходе из сферы действия Земли (к начальной массе на опорной орбите) в зависимости от начального ускорения для различных типов ракетных двигателей большой тяги (современных и перспективных).

Приведенные в табл.1 данные позволяют заключить, что независимо от типа двигателя большой тяги при удалении контейнера с PAO с опорной орбиты на границу сферы действия Земли (Л Чх = 3,25 км/с) ускорительный импульс разгонному блоку целесообразно придавать с начальным ускорением 2...4 м/с .

Важным для увеличения относительной массы удаляемых PAO в составе ракетнокосмических средств является правильный выбор безвозвратных орбит или траектории изоляции PAO для полного исключения экологических катастроф в настоящее время и в отдаленной перспективе на Земле и в областях Солнечной системы, где возможна деятельность человека, Поэтому следует признать непригодными для изоляции PAO околоземное пространство и Луну, планеты

Солнечной системы и их спутники, а также гелиоцентрические орбиты, устойчивость которых не гарантирована в течение десятков миллионов лет, а также такие гелиоцентрические орбиты, которые пересекаются с орбитой Земли и других планет Солнечной системы. Таким образом, совокупность возможных вариантов космической изоляции

PAO сводится к трем группам: — сжигание контейнера с РАО в плазменной оболочке Солнца; — удаление контейнера с РАО из пределов Солнечной системы; — вывод контейнера с PAO на гелиоцентрические орбиты и разрушение контейнера для обеспечения воэможности диспергирования или вакуумной сублимации PAO с последующим выносом микрочастиц PAO солнечным ветром и световым

45 давлением из пределов Солнечной системы, Из числа орбит, рассматриваемых в третьей группе из круговых гелиоцентрических следует выбирать только такие, которые не примыкают к орбитам планет

Солнечной системы (т.е, орбита гарантировано не пересекается со сферой действия планет и их спутников (для Земли — 1 млн.км), а из эллиптических — не пересекающиеся с орбитой Земли с наклонением к плоскости эклиптики i = 1...3 С (именно этим наклонением и обеспечивается непересечение). В табл.2 приведены энергозатраты по переводу контейнера с PAO с границы сферы действия Земли до конечного места удаления для рассматриваемых вариантов изоляции PAO.

Приводимые в табл.2 данные позволяют утверждать, что при гарантированном обеспечении экологической безопасности наиболее энергетически приемлемыми являются варианты 5-7. Наклонение к плоскости эклиптики i < 1 приводит к опасности захвата контейнера гравитационным полем Земли (при i = 1 минимальное расстояние между орбитами контейнера и Земли составляет три радиуса сферы действия

Земли}. Варианты эллиптических орбит! > 3О начинают уступать по энергетике устойчивым круговым гелиоцентрическим орбитам.

Цель группы изобретений в предлагаемом разгонном блоке достигается тем, что топливный бак второй ступени заполнен жидким водородом, снабжен системой криостатирования и сообщен с ТНД, теплообменник которого размещен в отсеке для контейнера и выполнен с возможностью охвата контейнера или его пронизывания. Сопло ТНД расположено по отношению к контейнеру со стороны, противоположной размещению топливного бака второй ступени, причем ось сопла совпадает с продольной осью топливного бака.

О безальтернативности водорода в качестве рабочего тела ТНД говорилось выше, необходимость заправки его в жидкой фазе обусловлена неприемлемо большим значением бакового коэффициента при складировании водорода в газообразной фазе.

Учитывая низкую температуру кипения водорода, необходимо принять меры для криостатирования водородного бака, поскольку период времени между заправкой и началом использования водорода будет более суток. В криогенной технике используются пассивные и активные системы низкотемпературного термостатирования. Первые из них базируются ма тепловой изоляции водородного бака и испарении во1836727 дорода, а вторые связаны с применением холодильных машин (рефрижераторов). Активные системы используются, как правило, при сроках хранения водорода до начала использования более месяца. Поэтому для решаемой задачи наиболее вероятно применение пассивной системы криостатирования, Нагрев водорода в теплообменнике

ТНД может быть осуществлен, если этот теплообменник входит в состав контейнера или охватывает его. В первом случае эффективность нагрева несколько выше, но могут быть ухудшены прочностные характеристики контейнера, а во втором целостность контейнера не нарушается. Конкретный выбор варианта размещения теплообменника

ТНД относительно контейнера с PAO окончательно выбирается в зависимости от конструктивных особенностей разгонного блока и контейнера.

На отдельных этапах удаления PAO реальную угрозу реализации программы могут представлять космические объекты естественного и искусственного происхождения (метеориты, космический "мусор"). Для предотвращения этой угрозы со стороны направления полета контейнера необходима специальная защита, значительная масса которой может привести к уменьшению относительной массы удаляемых PAO. Вместе с тем, водородный бак, расположенный со стороны направления полета разгонного блока снабженный специальным мешком; обладающим свойством затягивать отверстия, может играть роль этой защиты, если сопло ТНД расположено ho отношению к контейнеру со стороны, противоположной размещению топливного бака второй ступени, а ось сопла совпадает с продольной осью топливного бака.

На фиг.1 и 2 схематично представлеНы варианты раэгонных блоков для космической изоляции РАО, причем на фиг,1 дана схема, в которой теплообменник ТНД входит в состав контейнера, а на фиг.2 показан вариант разгонного блока, в котором теплообменник ТНД охватывает. контейнер с

РАО, Разгонный блок для космической изоляции PAO состоит из удаляемого контейнера (1) с отвержденными PAO (2), двух ступеней ускорителя (3, 4), стыковочных элементов (5) и головного обтекателя (6). Ускоритель первой ступени (3) содержит двухкомпонентный ЖРД (7), топливные баки (8, 9) с жидкими компонентами (10, 11). Ускоритель второй ступени (4) включает в себя теплоабменник(12) и сопло(13) ТНД, топливный бак (14) с разделителем (15), заполненный жид10

20

25. ляция PAO будет обходиться примерно 0,3 млн.долларов за килограмм РАО, а коэффи30

35 40

45 ким водородом (16) и снабженный тепловой изоляцией (17), которая является вариантом системы криостатирования, Для оценки увеличения относительной массы удаляемых PAO в составе ракетнокосмических средств при использовании

ТНД были проделаны расчеты с целью определения относительной массы полезного груза для последней фазы удаления (формирование безвозвратной орбиты), результаты которых представлены в табл.3, где: mp,s, m>,z — массы контейнера с РАО, отнесенные к полной массе разгонного блока в момент начала работы ТНД, для формирования круговых гелиоцентрических орбит радиусом, соответственно 0,8 и 1,2 а.е.

Приводимые в табл.3 данные позволяют заключить, что использование предлагае-. мой группы изобретений при космической изоляции PAO позволит на 6...8 увеличить массу контейнера с РАО (при V = 7,5 км/с).

Учитывая предполагаемую широкомасштабность реализации программы, а также то, что, согласно оценкам, космическая изоциент контейнериэации составит не менее

5, данное предложение при удалении тонны

PAO позволит сэкономить около четырех миллионов долларов.

Формула изобретения

1. Способ космической изоляции радиоактивных отходов (РАО), включающий отверждение и контейнеризацию РАО, их удаление из сферы действия Земли и последующее формирование безвозвратной орбиты изоляции РАО, отличающийся тем, что, с целью увеличения относительной массы удаляемых PAO в составе ракетнокосмических средств, удаление из сферы действия Земли осуществляют приданием контейнеру с PAO ускорительного импульса с начальным ускорением 2-4 м/с, а вне

2 сферы действия Земли переводят контеййер с PAO на круговую гелиоцентрическую орбиту, не примыкающую к орбитам планет

Солнечной системы, или эллиптическую гелиоцентрическую орбиту, не пересекающуюся с орбитой Земли, с наклонением к плоскости эклиптики 1-3 С, причем формирование указанных орбит осуществляют посредством нагрева рабочего тела за счет тепловыделения PAO u его последующего

Йстечения из сопла ракетного двигателя со скоростью 5.5-7,5 км/с с расходом рабочего тела, обеспечивающим импульс с ускорени10-5«10-4 м/с

2. Разгонный блок для космической изоляции РАО, содержащий отсек для контейнера с отвержденными РАО и двуступен10

1836727

Таблица 1

Таблица 2 км/с

KLAN пlп

Конечное местоудаления контейнера с PAO

Прямое удаление на Солнце

Сброс на Солнце с гравитационным маневром у Юпит ера

Прямое удаление иэ Солнечной системы

Удаление иэ Солнечной системы с гравитационным маневром у Юпитера

Круговая гелиоцентрическая орбита радиусом

0,8 а.е, (между орбитами Земли и Венеры)

Круговая гелиоцентрическая орбита радиусом

1.2 а.е. (между орбитами Земли и Марса)

Эллиптическая гелиоцентрическая орбита с наклонением к плоскости эклиптики:

1о

1 3

19,75

4,45

5,50

3,25

1,85

1,20

0,53

1,60 чатый ускоритель, в состав каждой ступени которого входит двигательная установка, включающая ракетный двигатель и один или несколько топливных баков, о т л и ч а ю - щ и и с я тем, что топливный бак второй ступени заполнен жидким водородом, снабжен системой криостатирования и сообщен с теплонагревным двигателем, теплообменник которого размещен в отсеке для контейнера и выполнен с возможностью охвата контейнера или его пронизывания, а сопло расположено по отношению к отсеку для

5 контейнера со стороны, противоположной размещению топливного бака второй ступени, причем ось сопла совпадает с продольной осью топливного бака.

183672Т

Таблица 3

ФяГ.I Фиг.2

Составитель В.Кузьнйн

Редактор М,Кузнецова Техред М.Моргентал Корректор Л.Пилипенко

Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул.Гагарина, 101

Заказ 3023 Тираж . Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж 35, Раушская наб., 4/5