Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ КОСМИЧЕСКОГО ЗАХОРОНЕНИЯ РАДИОАКТИВНЫХ ОТХОДОВ В ДАЛЬНЕМ КОСМОСЕ И КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к способам космического захоронения радиоактивных отходов и космическим аппаратам (КА) с электроракетной двигательной установкой для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос радиоактивных отходов (РАО).

Известен способ захоронения радиоактивных отходов в космосе, заключающийся в измельчении отходов, их спекании с другими частицами диаметром до 10 мкм, обладающими высокотемпературным сверхпроводящим свойством с диамагнитной восприимчивостью 0,1…0,2, доведении веса частиц до 0,1…0,3 мг, помещении в контейнер, доставлении в подсолнечную зону магнитопаузы на расстоянии 0,6…10 радиусов Земли и осуществлении их выброса в поле левитирующей силы в направлении от Земли [1].

Данный способ осуществляется с помощью КА, содержащего контейнеры для транспортировки РАО, который с помощью двигательной установки, в том числе и электроракетной двигательной установки (ЭРД) транспортирует радиоактивные отходы на орбиту в дальнем космосе.

Недостатком указанного способа транспортировки радиоактивных отходов в дальний космос на орбиты захоронения и устройства для его осуществления является малая масса транспортируемых радиоактивных отходов и создание в космическом пространстве облаков из радиоактивных частиц (вследствие распыления их из контейнеров), которые способны изменять направление движения при дополнительном внешнем воздействии (появление градиентов полей и возмущений, приводящих к отклонению в поперечном направлении к первоначальному движению), что может привести к образованию радиоактивных областей солнечной системы на траектории движения Земли.

Наиболее близким к заявляемому способу космического захоронения радиоактивных отходов является способ, заключающийся в том, что радиоактивные отходы располагают в контейнере и помещают в ампулы, расположенные в теплопроводящих матрицах, при этом выделяемое тепло отводят теплоносителем, циркулирующим в первом замкнутом контуре, причем это тепло подводят к тепловому аккумулятору, а далее подводят к горячему спаю термоэлектрического генератора, при этом холодный спай охлаждают теплоносителем, циркулирующим во втором замкнутом контуре, причем тепло отводят на поверхности, которые излучают отведенное тепло в космическое пространство; получают электрическую энергию в термоэлектрическом генераторе и подводят электрическую энергию к электроракетной двигательной установке, создают реактивную тягу, за счет которой транспортируют радиоактивные отходы в дальний космос на орбиты захоронения [2].

Указанный способ реализуется с помощью устройства - космического аппарата (КА) для захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе, содержащем контейнер с радиоактивными отходами в ампулах, расположенными в теплопроводящих матрицах, помещенных в каналы, омываемыми теплоносителем, циркулирующим в первом замкнутом контуре, тепловой аккумулятор, термоэлектрический генератор, вторичный источник питания, электроракетную двигательную установку, емкость для хранения рабочего тела электроракетной двигательной установки, второй контур с теплоносителем и холодильник-излучатель, причем выход контейнера по теплоносителю первого контура соединен с входом теплового аккумулятора, выход теплового аккумулятора соединен с входом горячего спая термоэлектрического генератора, выход горячего спая соединен с входом теплоносителя контейнера, при этом выход холодного спая термоэлектрического генератора соединен с входом холодильника-излучателя трубопроводом с теплоносителем второго контура, а его вход с выходом холодильника-излучателя, электрические выходы термоэлектрического генератора соединены с входом вторичного источника питания, выходы вторичного источника питания соединены с электрическими входами электроракетной двигательной установки, выход емкости рабочего тела соединен с входом электроракетной двигательной установки [3].

Недостатком указанного способа транспортировки радиоактивных отходов на орбиты захоронения в дальний космос и устройства для его осуществления является небольшая масса транспортируемых радиоактивных отходов из-за невысокой величины их тепловой мощности, и как следствие невысокой тяги электроракетной двигательной установки, большой массы рабочего тела, расходуемого на транспортировку.

Задачей изобретения является существенное увеличение массы транспортируемых радиоактивных отходов за счет увеличения тяги электроракетной двигательной установки и снижения массы ее рабочего тела.

Технический результат достигается тем, что в известном способе космического захоронения радиоактивных отходов, заключающемся в том, что радиоактивные отходы располагают в контейнере и помещают в ампулы, расположенные в теплопроводящих матрицах, при этом выделяемое тепло отводят теплоносителем, циркулирующим в первом замкнутом контуре, причем это тепло подводят к тепловому аккумулятору, а далее подводят к горячему спаю термоэлектрического генератора, при этом холодный спай охлаждают теплоносителем, циркулирующим во втором замкнутом контуре, причем тепло отводят на поверхности, которые излучают отведенное тепло в космическое пространство; получают электрическую энергию в термоэлектрическом генераторе и подводят электрическую энергию к электроракетной двигательной установке, создают реактивную тягу, за счет которой транспортируют радиоактивные отходы в дальний космос на орбиты захоронения, теплоноситель первого контура и рабочее тело электроракетной двигательной установки берут одинаковыми, при этом для увеличения реактивной тяги электроракетного двигателя используют часть теплоносителя первого контура в качестве рабочего тела, причем его расход определяется соотношением:

где a - коэффициент, зависящий от теплоемкости теплоносителя, условий теплосъема (режима течения, коэффициента теплоотдачи), - начальное тепло радиоактивных отходов, t - время работы электроракетной двигательной установки, T_1/2 - период полураспада изотопов радиоактивных отходов.

При этом в известном устройстве для реализации предлагаемого способа космического захоронения радиоактивных отходов - КА для захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе, содержащем контейнер с радиоактивными отходами в ампулах, расположенных в теплопроводящих матрицах, помещенных в каналы и омываемых теплоносителем, циркулирующим в первом замкнутом контуре, тепловой аккумулятор, термоэлектрический генератор, вторичный источник питания, электроракетную двигательную установку, емкость для хранения рабочего тела электроракетной двигательной установки, второй контур с теплоносителем и холодильник-излучатель, причем выход контейнера по теплоносителю первого контура соединен с входом теплового аккумулятора, выход теплового аккумулятора соединен с входом горячего спая термоэлектрического генератора, выход горячего спая соединен с входом теплоносителя контейнера, при этом выход холодного спая термоэлектрического генератора соединен с входом холодильника-излучателя трубопроводом с теплоносителем второго контура, а его вход с выходом холодильника-излучателя, электрические выходы термоэлектрического генератора соединены с входом вторичного источника питания, выходы вторичного источника питания соединены с электрическими входами электроракетной двигательной установки, выход емкости рабочего тела соединен с входом электроракетной двигательной установки, первый контур теплоносителя снабжен термодросселем и электроклапаном и имеет разветвление на выходе из контейнера, причем первый выход разветвления соединен со входом теплового аккумулятора, при этом выход первого контура соединен с входом электроклапана, выход электроклапана соединен с входом термодросселя, выход термодросселя соединен с выходом емкости рабочего тела электроракетной двигательной установки.

На фиг.1 приведена схема космического аппарата (КА).

На фиг.2 - схема расположения ампулы в составе контейнера КА.

КА для транспортировки РАО на орбиты захоронения (фиг.1) содержит: отсек полезной нагрузки, включающий контейнер с ампулами, заполненными РАО - 1, нейтронную защиту и защиту от гамма-излучения - 2, огораживающие ампулы с радиоактивными отходами от остальной части аппарата, причем ампулы расположены в теплопроводящих матрицах (показаны на фиг.2), которые охлаждаются теплоносителем первого контура - 8, который по трубопроводу из коллектора контейнера - 1 поступает в тепловой аккумулятор - 3, а также часть теплоносителя первого контура - 8 через электроклапан - 10 и термодроссель - 11 поступает в электроракетный двигатель - 6 в качестве рабочего тела. После теплового аккумулятора - 3 теплоноситель поступает на горячие спаи термоэлектрического преобразователя - 4, преобразовывающего тепловую энергию в электрическую. Выработанная электрическая энергия поступает на вторичный источник питания - 13, который необходим для согласования параметров ТЭГ - 4 и ЭРД - 6. Емкость с рабочим телом - 5 служит для питания электроракетного двигателя - 6. Холодный спай термоэлектрического преобразователя - 4 охлаждается теплоносителем второго контура - 9 и поступает в холодильник-излучатель - 7, подкрепленный силовой фермой КА. Клапан - 12 служит соединением первого контура теплоносителя - 8 с внешним теплообменником в период предстартовой подготовки. После старта клапан - 12 перекрывает цепь внешнего теплообменника и открывает цепь: контейнер - 1 - тепловой аккумулятор - 3 - термоэлектрический преобразователь - 4.

Ампулы - 14 (фиг.2) располагают в теплопроводящих матрицах - 16 (фиг.2) контейнера - 15 (фиг.2), охлаждаемых теплоносителем (при этом контур охлаждения ампул - 1 и отвода тепла радиоактивных отходов функционирует уже на предстартовом этапе через клапан - 12 (фиг.1). Предстартовая подготовка заключается в следующем. На стартовой позиции к КА (к контейнеру - 1 с РАО) подводится через клапан - 12 дополнительный внешний контур циркуляции теплоносителя с внешним теплообменником и холодильником для отвода тепла, выделяемого загруженными в контейнер - 1 РАО. Термоэлектрический преобразователь - 4 (ТЭГ) находится в нерабочем состоянии («транспортное положение» - теплоноситель не циркулирует в первом контуре - 8 космического аппарата). Это обеспечивает термостабилизацию контейнера - 1 с РАО в предстартовый период.

Реализация способа космического захоронения радиоактивных отходов осуществляется следующим образом.

На активном участке вывода КА с помощью ракеты-носителя на опорную орбиту (высотой 800 км) тепловой аккумулятор - 3 выполняет функции накопителя тепла, выделяемого радиоактивными отходами (происходит расплавление рабочего материала теплового аккумулятора (ТА) - 3 и запасание энергии фазового перехода в его рабочем веществе). Тепловой контур - 8 не передает тепло к горячему спаю термоэлектрического преобразователя - 4. По завершении активного участка выведения при расплавлении большей части рабочего вещества ТА тепло передается далее к горячему спаю термоэлектрического преобразователя - 4, таким образом, вырабатывается электрическая энергия, поступающая через вторичный источник питания - 13 на электроракетный двигатель - 6, который создает тягу для полета КА на орбиту захоронения транспортируемых РАО в режиме «самодоставки».

Чтобы поддерживать электрическую мощность ТЭГ неизменной, необходимо поддерживать температуру его спаев постоянной. В условиях снижающейся тепловой мощности транспортируемых РАО (по закону радиоактивного распада) регулируют (уменьшают) расход теплоносителя первого теплового контура - 8 по экспоненциальному закону, таким образом, появляется избыток теплоносителя первого контура, который отводится через электроклапан - 10 с помощью термодросселя - 11 в электроракетный двигатель - 6 (ЭРД может использовать в качестве рабочего тела жидкие металлы: литий, калий, цезий, ртуть, висмут, либо газы). Рабочее тело ЭРД - 6 и теплоноситель первого теплового контура - 8 выбираются одинаковыми. Таким образом, увеличивается тяга электроракетного двигателя - 6, обеспечивается дополнительное снижение массы КА (вследствие отбора массы теплоносителя теплового контура - 8 для создания тяги), что позволяет увеличить ускорение КА и достичь большей характеристической скорости (характеризующей параметры орбиты захоронения: радиус и угол наклонения к плоскости эклиптики) за неизменное время работы ЭРД, либо при заданной величине характеристической скорости за счет меньшего времени работы ЭРД - 6 использовать меньший запас рабочего тела в емкости - 5 для перелета и таким образом при неизменной начальной массе КА вывести большую массу РАО на орбиту захоронения.

В процессе перелета КА с опорной орбиты на орбиту захоронения с помощью электроракетного двигателя первичным источником энергии выступают сами транспортируемые РАО, выделяемое тепло которых изменяется по закону радиоактивного распада (постоянная 0,69=ln 2):

Теплоноситель горячего контура - 8, охлаждающий РАО и нагревающий этим теплом горячий спай ТЭГ - 4, для обеспечения постоянной температуры горячего спая необходимо регулировать по расходу, пропорционально изменяющемуся теплу, выделяемого РАО - Q_pm(t):

где - начальный расход теплоносителя контура - 8 при старте с опорной орбиты (в момент времени t=0) на орбиту захоронения, а - коэффициент, зависящий от теплоемкости теплоносителя, условий теплосъема (режима течения, коэффициента теплоотдачи и т.д.). Таким образом, образуется избыток расхода теплоносителя горячего контура - 8, который можно перенаправить в ЭРД - 6:

Или с учетом (2) выражение (3) примет вид:

Если в качестве теплоносителя использовать жидкий металл (калий, натрий, ртуть, висмут, литий или газообразный, по такой, какой использует в качестве рабочего тела электроракетный двигатель - 6), то этот избыток можно направить в электроракетный двигатель для создания дополнительной тяги и увеличения ускорения КА.

Конечная масса КА на орбите захоронения определяется в соответствии с формулой Мещерского-Циолковского:

где - начальная масса КА на опорной орбите, V_КА - характеристическая скорость, I_уд - удельный импульс ЭРД.

Так как тяга ЭРД и ускорение КА возросли, то время набора соответствующей характеристической скорости V_КА уменьшается, поэтому запас рабочего тела в емкости - 5 может быть снижен. В этом случае при неизменной начальной массе КА можно увеличить транспортируемую массу РАО, исходя из соотношения, что масса КА может быть выражена как:

где M_Т - масса рабочего тела ЭРД на перелет, M_КОНСТР - масса силовой конструкции и баков, M_эрду - масса ЭРДУ (в которую входит масса системы преобразования первичной энергии в электрическую и собственно ЭРД), M_П - масса контейнера с РАО.

Часть массы рабочего тела для ЭРД (теплоноситель горячего контура) в выражении (5) входит в M_ЭРДУ, поэтому величина M_Т может быть снижена по сравнению с известным техническим решением, представленным выше в тексте. Таким образом, при заданной характеристической скорости КА V_КА (или орбите захоронения РАО), для неизменных составляющих массы КА: M_КОНСТР, M_ЭРДУ, масса рабочего тела ЭРД - M_Т уменьшается в заявляемом техническом решении, вследствие чего увеличивается масса РАО - M_П.

Пример

Пусть электрическая мощность электроракетного двигателя порядка 10 кВт, время транспортировки (работы электроракетного двигателя) 3 года. Положим период полураспада транспортируемых РАО (усредненный) 30 лет.

За время перелета КА на орбиту захоронения РАО (t=9,4608*10⁷ c=3 года) мощность их тепловыделения уменьшится на 7%, то есть ежесекундно мощность снижается на 0,74*10^-7%. Таким образом, снижение расхода теплоносителя горячего контура - 8 ежесекундно будет равно этой же величине по отношению к первоначальному расходу . В этом случае дополнительный расход теплоносителя горячего контура - 8, направленный в ЭРД - 6 для увеличения тяги, составит:

Если для охлаждения контейнера с РАО тепловой мощностью 100 кВт (КПД ТЭГ составляет 10%) необходим расход порядка 1…3 кг/с, то величина дополнительного ежесекундного расхода теплоносителя (отбираемая из контура - 8 через клапан - 10 и термодроссель - 11) для увеличения тяги ЭРД составит .

Это количество дополнительного расхода теплоносителя вместе с основным расходом рабочего тела электроракетного двигателя будет создавать большую величину тяги, что позволит выводить при заданной характеристической скорости КА (параметров орбиты захоронения) большую массу РАО.

ЛИТЕРАТУРА

1. Патент РФ №2022380. Способ захоронения радиоактивных отходов в космосе. МПК G21F 9/34. Опубликовано: 30.10.1994.

2. Онуфриев А.В., Онуфриев В.В., Дмитриев С.Н. Об особенностях транспортировки радиоактивных отходов на орбиты захоронения с помощью электроракетных двигательных установок // Известия РАН. Энергетика. - 2011, №3. - С.129-138.

3. Онуфриев А.В., Онуфриев В.В., Ивашкин А.Б. Проектный облик комического аппарата с энергодвигательной установкой для транспортировки радиоактивных отходов в дальний космос // Вестник МГТУ. Машиностроение. Спец. Вып. «Ионно-плазменные технологии». - 2011. - С.64-69.