EA025727B1 - Способ утилизации радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления - Google Patents
Способ утилизации радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- EA025727B1 EA025727B1 EA201401316A EA201401316A EA025727B1 EA 025727 B1 EA025727 B1 EA 025727B1 EA 201401316 A EA201401316 A EA 201401316A EA 201401316 A EA201401316 A EA 201401316A EA 025727 B1 EA025727 B1 EA 025727B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- heat
- radioactive waste
- electric
- coolant
- circuit
- Prior art date
Links
- 239000002901 radioactive waste Substances 0.000 title claims abstract description 61
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 37
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 23
- 238000009933 burial Methods 0.000 claims description 8
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract description 2
- 239000011551 heat transfer agent Substances 0.000 abstract 5
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 5
- 238000009378 space disposal Methods 0.000 description 5
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 3
- 230000032258 transport Effects 0.000 description 3
- WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N Lithium Chemical compound [Li] WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- ZLMJMSJWJFRBEC-UHFFFAOYSA-N Potassium Chemical compound [K] ZLMJMSJWJFRBEC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052797 bismuth Inorganic materials 0.000 description 2
- JCXGWMGPZLAOME-UHFFFAOYSA-N bismuth atom Chemical compound [Bi] JCXGWMGPZLAOME-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 229910001338 liquidmetal Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 description 2
- QSHDDOUJBYECFT-UHFFFAOYSA-N mercury Chemical compound [Hg] QSHDDOUJBYECFT-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052753 mercury Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052700 potassium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011591 potassium Substances 0.000 description 2
- 230000005258 radioactive decay Effects 0.000 description 2
- 230000002285 radioactive effect Effects 0.000 description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 2
- 241000208818 Helianthus Species 0.000 description 1
- 235000003222 Helianthus annuus Nutrition 0.000 description 1
- DGAQECJNVWCQMB-PUAWFVPOSA-M Ilexoside XXIX Chemical compound C[C@@H]1CC[C@@]2(CC[C@@]3(C(=CC[C@H]4[C@]3(CC[C@@H]5[C@@]4(CC[C@@H](C5(C)C)OS(=O)(=O)[O-])C)C)[C@@H]2[C@]1(C)O)C)C(=O)O[C@H]6[C@@H]([C@H]([C@@H]([C@H](O6)CO)O)O)O.[Na+] DGAQECJNVWCQMB-PUAWFVPOSA-M 0.000 description 1
- 239000003708 ampul Substances 0.000 description 1
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 229910052792 caesium Inorganic materials 0.000 description 1
- TVFDJXOCXUVLDH-UHFFFAOYSA-N caesium atom Chemical compound [Cs] TVFDJXOCXUVLDH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000005292 diamagnetic effect Effects 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 238000000227 grinding Methods 0.000 description 1
- 230000020169 heat generation Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000005245 sintering Methods 0.000 description 1
- 229910052708 sodium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011734 sodium Substances 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
- 239000008207 working material Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G21—NUCLEAR PHYSICS; NUCLEAR ENGINEERING
- G21F—PROTECTION AGAINST X-RADIATION, GAMMA RADIATION, CORPUSCULAR RADIATION OR PARTICLE BOMBARDMENT; TREATING RADIOACTIVELY CONTAMINATED MATERIAL; DECONTAMINATION ARRANGEMENTS THEREFOR
- G21F9/00—Treating radioactively contaminated material; Decontamination arrangements therefor
- G21F9/28—Treating solids
- G21F9/34—Disposal of solid waste
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/411—Electric propulsion
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/411—Electric propulsion
- B64G1/415—Arcjets or resistojets
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/421—Non-solar power generation
- B64G1/422—Nuclear power generation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- High Energy & Nuclear Physics (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- Gasification And Melting Of Waste (AREA)
- Processing Of Solid Wastes (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно - к способам космического захоронения радиоактивных отходов и космическим аппаратам с электроракетной двигательной установкой для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос радиоактивных отходов. Задача заключается в существенном увеличении массы транспортируемых радиоактивных отходов за счет увеличения тяги электроракетной двигательной установки и снижения массы ее рабочего тела. Технический результат достигается тем, что теплоноситель первого контура и рабочее тело электроракетной двигательной установки берут одинаковыми, для увеличения реактивной тяги электроракетного двигателя используют часть теплоносителя первого контура в качестве рабочего тела, его расход определяется соотношениемгде а - коэффициент, зависящий от теплоемкости теплоносителя, условий теплосъема (режима течения, коэффициента теплоотдачи); Q- начальное тепло радиоактивных отходов; t - время работы электроракетной двигательной установки; Т- период полураспада изотопов радиоактивных отходов. Первый контур теплоносителя снабжен термодросселем и электроклапаном и имеет разветвление на выходе из контейнера, причем первый выход разветвления соединен с 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.
Description
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 0,10,3 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, содержащего 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 холодильникизлучатель, 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 элек- 1 025727 троракетного двигателя используют часть теплоносителя первого контура в качестве рабочего тела, причем его расход определяется соотношением
0,697,
ЭРД
- ехр(-)
О?
где а - коэффициент, зависящий от теплоемкости теплоносителя, условий теплосъема (режима течения, коэффициента теплоотдачи);
\РАО
- начальное тепло радиоактивных отходов; ΐ - время работы электроракетной двигательной установки;
Т1/2 - 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 приведена 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 гаммаизлучения 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 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 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 фазо- 2 025727 вого 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 = 1п 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 - О,,,,)!):
где - начальный расход теплоносителя контура 8 при старте с опорной орбиты (в момент времени 1=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, но 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 ского-Циолковского:
определяется в соответствии с формулой Мещер-
где - начальная масса КА на опорной орбите;
I..
- удельный импульс ЭРД.
Так как тяга ЭРД и ускорение КА возросли, то время набора соответствующей характеристической скорости ^кл уменьшается, поэтому запас рабочего тела в емкости 5 может быть снижен. В этом случае
- 3 025727 при неизменной начальной массе КА ^ка можно увеличить транспортируемую массу РАО, исходя из соотношения, что масса КА может быть выражена как:
ΜχΑ — λίη + Мт + МКонстр + МЭрду (5) где МТ - масса рабочего тела ЭРД на перелет;
МКОНСТР - масса силовой конструкции и баков;
МЭРду - масса ЭРДУ (в которую входит масса системы преобразования первичной энергии в электрическую и собственно ЭРД);
МП - масса контейнера с РАО.
Часть массы рабочего тела для ЭРД (теплоноситель горячего контура) в выражении (5) входит в МЭРдУ, поэтому величина МТ может быть снижена по сравнению с известным техническим решением, представленным выше в тексте. Таким образом, при заданной характеристической скорости КА ^кл (или орбите захоронения РАО), для неизменных составляющих массы КА: МКОНСТР, МЭРдУ, масса рабочего тела ЭРД - МТ уменьшается в заявляемом техническом решении, вследствие чего увеличивается масса РАО - МП.
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 (1=9,4608х107 с=3 года) мощность их тепловыделения уменьшится на 7%, т.е. ежесекундно мощность снижается на 0,74х10-7%. Таким образом, снижение расхода теплоносителя горячего контура 8 ежесекундно будет равно этой же величине по отноше* тн нию к первоначальному расходу &%> . В этом случае дополнительный расход теплоносителя горячего контура 8, направленный в ЭРД 6 для увеличения тяги, составит * гая «ял отЭРЛ=то [1-ехр(-0,07)]П 0,07/ио (6)
Если для охлаждения контейнера с РАО тепловой мощностью 100 кВт (КПД ТЭГ составляет 10%) * тн необходим расход то 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 т^л =0,02-0,2 мг/с.
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 О21Р 9/34. Опубл. 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.
Claims (2)
- ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ1. Способ утилизации радиоактивных отходов в дальнем космосе, в котором 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, отличающийся тем, что 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- 4 025727 где а - коэффициент, зависящий от теплоемкости теплоносителя, условий теплосъема (режима течения, коэффициента теплоотдачи);орло ко - начальное тепло радиоактивных отходов; ΐ - время работы электроракетной двигательной установки;Т1/2 - период полураспада изотопов радиоактивных отходов.
- 2. Космический аппарат для осуществления способа по п.1, содержащий 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 холодильникаизлучателя трубопроводом с теплоносителем второго контура, а его вход - с выходом холодильникаизлучателя, 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, отличающийся тем, что первый контур теплоносителя снабжен термодросселем и электроклапаном и имеет разветвление на выходе из контейнера, причем первый выход разветвления соединен с 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.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012121400/11A RU2492537C1 (ru) | 2012-05-24 | 2012-05-24 | Способ космического захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления |
| PCT/RU2012/001095 WO2013176571A1 (ru) | 2012-05-24 | 2012-12-21 | Способ космического захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EA201401316A1 EA201401316A1 (ru) | 2015-04-30 |
| EA025727B1 true EA025727B1 (ru) | 2017-01-30 |
Family
ID=49165017
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EA201401316A EA025727B1 (ru) | 2012-05-24 | 2012-12-21 | Способ утилизации радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EA (1) | EA025727B1 (ru) |
| RU (1) | RU2492537C1 (ru) |
| WO (1) | WO2013176571A1 (ru) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2588018B1 (es) * | 2015-04-27 | 2017-08-08 | Fco. Javier BENITO YGUALADOR | Sistema de eliminación definitiva de residuos nucleares |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1764524A3 (ru) * | 1991-10-30 | 1992-09-23 | Bakanov Yurij A | Космический модуль дл захоронени радиоактивных отходов |
| DE102009005787A1 (de) * | 2009-01-22 | 2010-09-16 | Pleschiutschnigg, Fritz-Peter, Prof. Dr.-Ing. | Verfahren und Vorrichtung zum Transport von umweltschädlichen, radioaktiven Abfallstoffen in den Weltraum |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2041140C1 (ru) * | 1990-11-29 | 1995-08-09 | Александр Анатольевич Расновский | Способ ликвидации объектов, содержащих ядерные вещества |
| RU2022380C1 (ru) * | 1992-08-13 | 1994-10-30 | Владимир Иванович Ткаченко | Способ захоронения радиоактивных отходов в космосе |
| US6495846B1 (en) * | 1999-02-25 | 2002-12-17 | James A. Vaughan | Apparatus and method for nuclear waste storage |
| GB0510004D0 (en) * | 2005-05-17 | 2005-06-22 | Devlin Michael J | The method of removing nuclear waste and any other toxic materials from planet earth along with other unrequired matter |
-
2012
- 2012-05-24 RU RU2012121400/11A patent/RU2492537C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2012-12-21 EA EA201401316A patent/EA025727B1/ru not_active IP Right Cessation
- 2012-12-21 WO PCT/RU2012/001095 patent/WO2013176571A1/ru active Application Filing
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1764524A3 (ru) * | 1991-10-30 | 1992-09-23 | Bakanov Yurij A | Космический модуль дл захоронени радиоактивных отходов |
| DE102009005787A1 (de) * | 2009-01-22 | 2010-09-16 | Pleschiutschnigg, Fritz-Peter, Prof. Dr.-Ing. | Verfahren und Vorrichtung zum Transport von umweltschädlichen, radioaktiven Abfallstoffen in den Weltraum |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| ОНУФРИЕВ А.В. и др. "Об особенностях транспортировки радиоактивных отходов на орбиты захоронения с помощью электроракетных двигательных установок", Известия РАН, май-июнь 2011, № 3, с. 129-138 * |
| ОНУФРИЕВ А.В. и др. "Проектный облик космического аппарата с энергодвигательной установкой для транспортировки радиоактивных отходов в дальний космос", Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2011, с. 64-68 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EA201401316A1 (ru) | 2015-04-30 |
| RU2492537C1 (ru) | 2013-09-10 |
| WO2013176571A1 (ru) | 2013-11-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2647353C2 (ru) | Цепь подачи ракетного топлива и способ охлаждения | |
| US9180985B1 (en) | Nuclear thermal propulsion rocket engine | |
| Schmidt et al. | Radioisotope power: A key technology for deep space exploration | |
| Razin et al. | A direct fusion drive for rocket propulsion | |
| Kumar et al. | Review of nuclear thermal propulsion technology for deep space missions | |
| Williams et al. | Realizing" 2001: A space odyssey": Piloted spherical torus nuclear fusion propulsion | |
| CN110963084B (zh) | 一种适应于空间核热推进系统的热控装置 | |
| CN110406699B (zh) | 用于空间动力系统的推进与发电一体化装置及其操作方法 | |
| Thomas et al. | Fusion-enabled pluto orbiter and lander | |
| US3353354A (en) | Radioisotope attitude control engine | |
| Bussard | Fusion as electric propulsion | |
| Paluszek et al. | Direct fusion drive for a human Mars orbital mission | |
| RU2492537C1 (ru) | Способ космического захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления | |
| Zohuri et al. | Application of heat pipe in industry | |
| RU2197630C1 (ru) | Солнечный тепловой ракетный двигатель и способ его работы | |
| US3280568A (en) | Radioisotope attitude control engine | |
| Pajer et al. | Modular aneutronic fusion engine | |
| Swanson et al. | Lunar cargo tug using direct fusion drive | |
| Balint | Nuclear systems for Mars exploration | |
| Zohuri et al. | Application of Heat Pipes to Fissionable Nuclear Reactor | |
| Koroteev | Use of Nuclear Energy in Space Systems | |
| Petro et al. | A flight demonstration of plasma rocket propulsion | |
| Komerath et al. | Brayton cycle conversion for space solar power | |
| Wallin et al. | Advanced space solar dynamic power systems beyond IOC Space Station | |
| Williams | Application of Recommended Design Practices for conceptual nuclear fusion space propulsion systems |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): AM AZ BY KZ KG TJ TM RU |