Способ космической изоляции радиоактивных отходов и разгонный блок для его осуществления Советский патент 1993 года по МПК G21F9/34 

Заявляемая группа изобретений относится к области способов и средств для изо- ляции радиоактивных отходов (РАО) атомных электростанций и других ядерных производств в космическом пространстве.

Цель группы изобретений состоит в увеличении относительной массы удаляемых РАО а составе ракетно-космических средств путем оптимизации режима работы ДУ отдельно каждой ступени разгонного блока и орбиты изоляции.

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

с начальным ускорением 2...4 м/с2, а вне сферы действия Земли переводят контейнер с РАО 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...30, причем формирование указанных орбит осуществляют посредством нагрева рабочего тела за счет тепловыделения РАО и его последующего истечения из сопла ракетного двигателя со скоростью 5,5...7,5 км/с с расходом рабочего тела, обеспечивающим импульс с ускорением ... 10 м/с2.

CD

СО

о

Ю

ч

OJ

Прежде всего встает вопрос об опти1 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 теплонагрев- ного 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 Ј 25 Вт/г. Единственным рабочим телом, позволяющим обеспечить значение цены тяги сколь- нибудь заметно больше указанного, является водород. Вместе с тем, очевидным его недостатком при использовании в качестве 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 V 5,5 км/с. Однако беспредельное увеличение V в ТНД невозможно из-за очевидных ограничений по термостойкости конструкции с учетом реализации потребного ресурса ракетного двигателя. В результате оказывается, что ТНД в составе средств удаления РАО целесообразно использовать при скорости истечения из сопла ТНД, равной 5,5...7,5 км/с, что соответствует диапазону Ј 30...50 Вт/г.

Учитывая полученные значения цены тяги, нетрудно убедиться, что тяга ТНД со- ставит порядка 0,1... 1 кг при удалении 1 т РАО. С учетом массы контейнера для РАО (характерный коэффициент контейнеризации составляет 5) и запасов рабочих тел 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, характерное ускорение контейнера при работе ТНД составит величину ...10 м/с независимо от массы удаляемых РАО, а во-вторых, время реализации конкретного этапа выведения РАО при использовании ТНД (удаление из сферы действия Земли или формирование безвозвратной орбиты) будет полностью определяться временем реа- лиэации 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 ypoei

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 ( A Vx). Вместе с тем, полет в сфере действия Земли сопровождается так называемыми гравитационными потерями, которые возрастают по мере увеличения времени полета. При быстром выходе из 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 A Vx - 3,25 км/с, необходимом для вывода контейнера с РАО на границу сферы действия Земли, полет в гравитационном поле Земли сускорениями,

характерными для ТНД (10 ...КГ4 м/с2), требует реализации AVX 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

ракетного двигателя. Это указывает на наличие минимума суммарной массы рабочего тела и ракетного двигателя. Кроме того, запас рабочего тела для реализации AVX 3,25 км/с и составляет более половины на- чальной массы разгонного блика, поэтому при фиксированной тяге ракетного двигателя ускорение контейнера в начале и конце работы ракетного двигателя будут различаться более чем вдвое. Начальное ускоре- ние 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 относитель- ной 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 (совре- менных и перспективных).

Приведенные в табл.1 данные позволяют заключить, что независимо от типа двигателя большой тяги при удалении контейнера с РАО с опорной орбиты на гра- ницу сферы действия Земли (Д Vx 3,25 км/с) ускорительный импульс разгонному блоку целесообразно придавать с начальным ускорением 2...4 м/с2.

Важным для увеличения относительной массы удаляемых РАО в составе ракетно- космических средств является правильный выбор безвозвратных орбит или траектории изоляции РАО для полн ого 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 РАО 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 РАО сводится к трем группам:

-сжигание контейнера с РАО в плаз- менной оболочке Солнца;

-удаление контейнера с РАО из пределов Солнечной системы;

-вывод контейнера с РАО на гелиоцентрические орбиты и разрушение контейне- ра для обеспечения возможности диспергирования или вакуумной сублимации РАО с последующим выносом микрочастиц РАО солнечным ветром и световым

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 f 1 ...3°С (именно этим наклонением и обеспечивается непересечение). В табл.2 приведены энергозатраты по переводу контейнера с РАО с границы сферы действия Земли до конечного места удаления для рассматриваемых вариантов изоляции РАО.

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 I 3° 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 кри- остатирования и сообщен с ТНД, теплообменник которого размещен в отсеке для контейнера и выполнен с возможностью охвата контейнера или его пронизывэния. 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 безальтернативное™ 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 кри- остатирования водородного бака, поскольку период времени между заправкой и началом использования водорода будет более суток. В криогенной технике используются пассивные и активные системы низкотемпературного термостатирова- ния. Первые из них базируются на тепловой изоляции водородного бака и испарении водорода, 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 криостатиро- вания.

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 РАО окончательно выбирается в зависимости от конструктивных особенностей разгонного блока и контейнера.

На отдельных этапах удаления РАО 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 РАО. 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 по 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 разгонных 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 РАО состоит из удаляемого контейнера (1) с отвержденными РАО (2), двух ступеней ускорителя (3,4), стыковочных элементов (5) и головного обтекателя (6). Ускоритель первой ступени (3) содержит двухкомпонент- ный ЖРД (7), топливные баки (8, 9) с жидкими компонентами (10,11). Ускоритель второй ступени (4) включает в себя теплообменник (12) и сопло (13) ТНД, топливный бак (14) с разделителем (15), заполненный жидким водородом (16) и снабженный тепловой изоляцией (17), которая является вариантом системы криостатирования.

Для оценки увеличения относительной

массы удаляемых РАО в составе ракетно- космических средств при использовании ТНД были проделаны расчеты с целью определения относительной массы полезного груза для последней фазы удаления (форми0 рование безвозвратной орбиты), результаты которых представлены в табл.3, где: mo,s, mi,2 - массы контейнера с РАО, отнесенные к полной массе разгонного блока в момент начала работы ТНД, для формирования кру5 говых гелиоцентрических орбит радиусом, соответственно 0,8 и 1,2 а.е.

Приводимые в табл.3 данные позволяют заключить, что использование предлагаемой группы изобретений при космической

0 изоляции РАО позволит на 6...8% увеличить массу контейнера с РАО (при V 7,5 км/с). Учитывая предполагаемую широкомасш- табность реализации программы, а также то что, согласно оценкам, космическая изо5 ляция РАО будет обходиться примерно 0,3

млн.долларов за килограмм РАО. а коэффи циент контейнеризации составит не менее

5, данное предложение при удалении тонны

РАО позволит сэкономить около четырех

0 миллионов долларов.

Формула изобретения

1.Способ космической изоляции радиоактивных отходов (РАО), включающий отверждение и контейнеризацию РАО, их

5 удаление из сферы действия Земли и последующее формирование безвозвратной орбиты изоляции РАО, отличающийся тем, что, с целью увеличения относительной массы удаляемых РАО в составе ракетно0 космических средств, удаление из сферы действия Земли осуществляют приданием контейнеру с РАО ускорительного импульса с начальным ускорением 2-4 м/с , а вне сферы действия Земли переводят контей5 нер с РАО на круговую гелиоцентрическую орбиту, не примыкающую к орбитам планет Солнечной системы, или эллиптическую гелиоцентрическую орбиту, не пересекающуюся с орбитой Земли, с наклонением к

0 плоскости эклиптики 1-3°С, причем форми; рование указанных орбит осуществляют посредством нагрева рабочего тела за счет тепловыделения РАО и его последующего истечения из сопла ракетного двигателя со

5 скоростью 5,5-7,5 км/с с расходом рабочего тела, обеспечивающим импульс с ускорением м/с.

2.Разгонный блок для космической изоляции РАО, содержащий отсек для кон- тейнера с отвержденными РАО и двуступенчатый ускоритель, в состав каждой ступени которого входит двигательная установка, включающая ракетный двигатель и один или несколько топливных баков, отличаю- 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 контейнера со стороны, противоположной размещению топливного бака второй ступени, причем ось сопла совпадает с продольной осью топливного бака.

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.ф- лы. 2 ил., 3 табл. N.its

10

Таблица

Таблица 2

Таблица 3