WO2013176571A1 - Способ космического захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления - Google Patents

Способ космического захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
WO2013176571A1
WO2013176571A1 PCT/RU2012/001095 RU2012001095W WO2013176571A1 WO 2013176571 A1 WO2013176571 A1 WO 2013176571A1 RU 2012001095 W RU2012001095 W RU 2012001095W WO 2013176571 A1 WO2013176571 A1 WO 2013176571A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
heat
radioactive waste
coolant
electric
input
Prior art date
Application number
PCT/RU2012/001095
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Сергей Николаевич ДМИТРИЕВ
Валерий Валентинович ОНУФРИЕВ
Александр Валерьевич ОНУФРИЕВ
Original Assignee
Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Московский Государственный Технический Университет Имени Н.Э.Баумана" (Мгту Им. Н.Э. Баумана)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Московский Государственный Технический Университет Имени Н.Э.Баумана" (Мгту Им. Н.Э. Баумана) filed Critical Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Московский Государственный Технический Университет Имени Н.Э.Баумана" (Мгту Им. Н.Э. Баумана)
Priority to EA201401316A priority Critical patent/EA025727B1/ru
Publication of WO2013176571A1 publication Critical patent/WO2013176571A1/ru

Links

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

Definitions

  • the invention relates to the field of space technology, and more specifically to methods for space disposal of radioactive waste and spacecraft (SC) with an electric propulsion system for transporting radioactive waste (RW) into orbit of a disposal into deep space.
  • SC radioactive waste and spacecraft
  • RW radioactive waste
  • a known method for the disposal of radioactive waste in space which consists in grinding waste, sintering it with other particles with a diameter of up to 10 ⁇ m, having a high-temperature superconducting property with a diamagnetic susceptibility of 0.1 ... 0.2, bringing the particle weight to 0.1 ... 0.3 mg, placed in a container, delivered to the sunflower zone of the magnetopause at a distance of 0.6 ... 10 Earth radii and emitted into the field of levitating force in the direction from the Earth [1].
  • This method is carried out using a spacecraft containing containers for transporting radioactive waste, which, using a propulsion system, including an electric propulsion system (ERD), transports radioactive waste into orbit in deep space.
  • a propulsion system including an electric propulsion system (ERD)
  • ELD electric propulsion system
  • the disadvantage of this method of transporting radioactive waste into deep space into orbits of a burial site and a device for its implementation is the small mass of transported radioactive waste and the creation in space of clouds of radioactive particles (due to their atomization from containers), which are able to change the direction of movement with additional external exposure (the appearance of field gradients and disturbances leading to a deviation in the transverse direction to the initial motion), which can lead to the formation of the solar system the radioactive areas in the path of motion of the Earth.
  • the method which consists in the fact that the radioactive waste is placed in a container and placed in ampoules located in heat-conducting matrices, while the generated heat is removed by the coolant circulating in the first closed loop, and this heat is supplied to the heat accumulator, and then fed to the hot junction of the thermoelectric generator, while the cold junction is cooled by the coolant circulating in the second closed loop, and the heat is removed to surfaces that radiate heat away into outer space; receive electric energy in a thermoelectric generator and supply electric energy to an electric rocket propulsion system, create jet propulsion, due to which radioactive waste is transported into deep space into burial orbits [2].
  • the specified method is implemented using a device - a spacecraft (SC) for the disposal of radioactive waste in deep space, containing a container with radioactive waste in ampoules located in heat-conducting matrices placed in channels washed by the coolant circulating in the first closed loop, a heat accumulator, thermoelectric generator, secondary power source, electric propulsion system, capacity for storing the working fluid of the electric propulsion system, secondary circuit with a coolant and a refrigerator-emitter, and the container outlet through the primary coolant is connected to the input of the heat accumulator, the output of the heat accumulator is connected to the input of the hot junction of the thermoelectric generator, the output of the hot junction is connected to the input of the heat carrier of the container, while the output of the cold junction of the thermoelectric generator is connected to of the refrigerator-radiator by a pipeline with a coolant of the second circuit, and its input with the output of the refrigerator-radiator, electrical outputs are thermoelectric first generator connected to the input of the secondary power source of the secondary power supply
  • the objective of the invention is a significant increase in the mass of transported radioactive waste by increasing the thrust of an electric propulsion system and reducing the mass of its working fluid.
  • a is a coefficient depending on the heat capacity of the coolant, heat removal conditions (flow regime, heat transfer coefficient), Q 0 PAO is the initial heat of the radioactive waste, t is the operating time of the electric propulsion system, ⁇ 2 is the half-life of the isotopes of radioactive waste.
  • thermoelectric generator secondary power source
  • electric rocket propulsion system a storage tank for the working fluid of the electric rocket propulsion system
  • a second circuit with a coolant and a refrigerator-emitter the output of the container through the coolant of the first circuit being connected to the input of the heat accumulator, the output of the heat accumulator connected to the input of the hot junction of the thermoelectric generator, the output of the hot junction connected with the input of the coolant of the container, while the output of the cold junction of the thermoelectric generator is connected to the input of the refrigerator emitter a water supply pipe with a coolant of the second circuit, and its input with the output of the refrigerator-emitter, the electrical outputs of the thermoelectric generator are connected to the input of the refrigerator emitter a water supply pipe with a coolant of the second circuit, and its input with the output of the refrigerator-emitter, the electrical outputs of the thermoelectric generator are connected to the input of the refrigerator emitter a water supply pipe with a coolant of the second circuit, and its input with the output of the refrigerator
  • Figure 1 shows a diagram of a spacecraft (SC).
  • Figure 2 location of the ampoule as part of the container KA.
  • the spacecraft for transporting radioactive waste to the orbit of disposal contains: a payload compartment, including a container with ampoules filled with radioactive waste - 1, neutron protection and protection against gamma radiation - 2, enclosing ampoules with radioactive waste from the rest of the apparatus, ampoules are located in heat-conducting matrices (shown in Fig. 2), which are cooled by the primary coolant - 8, which is piped from the container collector - 1 to the heat accumulator - 3, as well as part of the primary coolant -8 through the elec Solenoid valve - 10 and thermal throttle - 11 enters the electric rocket engine - 6 as a working fluid.
  • a payload compartment including a container with ampoules filled with radioactive waste - 1, neutron protection and protection against gamma radiation - 2, enclosing ampoules with radioactive waste from the rest of the apparatus, ampoules are located in heat-conducting matrices (shown in Fig. 2), which are
  • thermoelectric converter - 4 After the heat accumulator - 3, the coolant enters the hot junctions of the thermoelectric converter - 4, converting thermal energy into electrical energy. The generated electric energy is supplied to a secondary power source - 13, which is necessary to coordinate the parameters of TEG - 4 and electric propulsion - 6. The capacity with the working fluid - 5 is used to power the electric rocket engine - 6. The cold junction of the thermoelectric converter - 4 is cooled by the secondary coolant - 9 and enters the refrigerator-emitter - 7, backed up by the power farm of the spacecraft. Valve - 12 serves as a connection of the primary coolant circuit - 8 with an external heat exchanger during the prelaunch period. After starting, valve - 12 closes the circuit of the external heat exchanger and opens the circuit: container - 1 - thermal accumulator - 3 - thermoelectric converter - 4:
  • Ampoules - 14 are located in the heat-conducting matrices - 16 (Fig. 2) of the container - 15 (Fig. 2), cooled by the heat carrier (in this case, the cooling circuit of the ampoules - 1 and heat removal of radioactive waste is already functioning at the pre-launch stage through the valve - 12 (Fig. 1).
  • Prelaunch preparation is as follows: At the launching site, an additional external coolant circulation loop with an external heat exchanger and a refrigerator is supplied through the valve - 12 to the spacecraft (1 with RAW) to remove heat that is loaded into the container - 1 RAO. Those moelektrichesky converter 4 (TEG) is inoperative ⁇ "transport position" - coolant is not circulated in the primary circuit - 8 spacecraft). This provides thermal stabilization of the container - 1 with radioactive waste in the pre-launch period.
  • the heat accumulator - 3 acts as a heat accumulator absorbed by radioactive waste (the working material of the heat accumulator (TA) - 3 melts and the phase transition energy is stored in its working substance).
  • the heat circuit - 8 does not transfer heat to the hot junction of the thermoelectric converter - 4.
  • heat is transferred further to the hot junction of the thermoelectric converter - 4, thus generating electric energy through a secondary source power supply - 13 to the electric rocket engine - 6, which creates thrust for the spacecraft flight to the orbit of the disposal of transported radwaste in the "self-delivery" mode.
  • the flow rate of the heat carrier of the first heat circuit - 8 is regulated (reduced) exponentially, thus, an excess of the heat carrier of the primary circuit appears, which is discharged through the solenoid valve - 10 with the help of a thermal reactor - 1 1 in electric rocket engine - 6 (ERE can use liquid metals as a working fluid: lithium, potassium, cesium, mercury, bismuth, or gases).
  • the working fluid ERD - 6 and the coolant of the first heat circuit - 8 are chosen the same.
  • the thrust of the electric rocket engine - 6 is increased, an additional decrease in the mass of the spacecraft is ensured (due to the selection of the mass of the heat carrier of the heat circuit - 8 to create thrust), which allows to increase the acceleration of the spacecraft and achieve a higher characteristic speed (characterizing the parameters of the orbit of burial: radius and angle of inclination to the ecliptic plane) for a constant operating time of the electric propulsion system, or for a given value of the characteristic speed due to the shorter working time of the electric propulsion system - 6 use a smaller supply of working fluid in capacity - 5 for the flight, and thus with a constant initial mass of the spacecraft to bring a large mass of radioactive waste into orbit of the disposal.
  • characteristic speed characterizing the parameters of the orbit of burial: radius and angle of inclination to the ecliptic plane
  • expression (3) will take the form:
  • liquid metal is used as a coolant (potassium, sodium, mercury, bismuth, lithium or gaseous, but such as that used by the electric rocket engine as a working fluid - 6), then this excess can be sent to the electric rocket engine to create additional traction and increase acceleration KA.
  • the final mass of the spacecraft in the orbit of the MCA kon burial is determined in accordance with the Meshchersky-Tsiolkovsky formula:
  • MCA ° is the initial mass of the spacecraft in the reference orbit
  • V KA is the characteristic speed
  • 1 beat is the specific impulse of the electric propulsion.
  • ⁇ is the mass of the working body of the electric propulsion for the flight.
  • Mkonstr is the mass of the power structure and tanks
  • Merdu is the mass of the electric propulsion system (which includes the mass of the system for converting primary energy into electric energy and the actual electric propulsion)
  • Mn is the mass of the container with radioactive waste.
  • the electric power of the electric rocket engine be about 10 kW
  • the transportation time (of the electric rocket engine) is 3 years.
  • RF patent Ne 2022380 A method for the disposal of radioactive waste in space.
  • MI1K G21F9 / 34 Published: October 30, 1994.

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)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (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, конкретно к способам космического захоронения радиоактивных отходов (РАО) и космическим аппаратам с электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос РАО. Задача - существенное увеличение массы транспортируемых РАО за счет увеличения тяги ЭРДУ и снижения массы ее рабочего тела - решается тем, что теплоноситель первого контура и рабочее тело берут одинаковыми, используют часть теплоносителя первого контура в качестве рабочего тела, его расход определяется отдельной математической формулой. 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 ЭРДУ.

Description

СПОСОБ КОСМИЧЕСКОГО ЗАХОРОНЕНИЯ РАДИОАКТИВНЫХ ОТХОДОВ В ДАЛЬНЕМ КОСМОСЕ И КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ДЛЯ ЕГО
ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Область техники
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).
Уровень техники
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. W
3
Раскрытие изобретения
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 соот ошением:
Figure imgf000005_0001
где а - коэффициент, зависящий от теплоемкости теплоносителя, условий теплосъема (режима течения, коэффициента теплоотдачи), Q0 PAO - начальное тепло радиоактивных отходов, t - время работы электроракетной двигательной установки, Τι 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.
Перечень фигур
На фиг.1 приведена схема космического аппарата (КА).
На фиг.2 - схема расположения ампулы в составе контейнера КА.
Осуществление изобретения
КА для транспортировки РАО на орбиты захоронения (фиг. 1) содержит: отсёк 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, вьщеляемого 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, вьщеляемого 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 - 1 1 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 = In 2):
Figure imgf000008_0001
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 - Qpm(
Figure imgf000009_0001
где mV" - 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, кото ый можно перенаправить в ЭРД - 6: т тЭнРД(п (3)
Figure imgf000009_0002
Или с учетом (2) выражение (3) примет вид:
Figure imgf000009_0003
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 МКАкон определяется в соответствии с формулой Мещерского-Циолковского :
Figure imgf000009_0004
где МКА° - начальная масса КА на опорной орбите, VKA - характеристическая скорость, 1уд - удельный импульс ЭРД.
Так как тяга ЭР и ускорение КА возросли, то время набора соответствующей характеристической скорости V A уменьшается, поэтому запас рабочего тела в емкости - 5 может быть снижен. В этом случае при неизменной начальной массе КА М А° можно увеличить транспортируемую массу РАО, исходя из соотношения, что масса КА может быть выражена как: МКА = МП +МТ + Мконстр + МЭРДУ (5)
где Μχ - 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 V A (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 (t=9,4608*107 с=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 m* 0 TH. В этом случае дополнительный расход теплоносителя горячего контура - 8, направленный в ЭРД - 6 для увеличения тяги, составит: т3™ = то [1 - ехр(-0, 07)] Ώ 0, 07 то (6)
Если для охлаждения контейнера с РАО тепловой мощностью 100 кВт (КПД ТЭГ составляет 10%) необходим расход т*о™ порядка 1...3 кг/с, то величина дополнительного ежесекундного расхода теплоносителя (отбираемая из контура - 8 через клапан - 10 и термодроссель - 1 1) для увеличения тяги ЭРД составит т*тн Эрд=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 Ne 2022380. Способ захоронения радиоактивных отходов в космосе.
MI1K G21F9/34. 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, J4° 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

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Способ космического захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе, 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, 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:
Figure imgf000012_0001
где а - коэффициент, зависящий от теплоемкости теплоносителя, условий теплосъема (режима течения, коэффициента теплоотдачи), Q0 PAO - начальное тепло радиоактивных отходов, ί - время работы электроракетной двигательной установки, Τι/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, электроракётную 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 со 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, отличающийся тем, что 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.
PCT/RU2012/001095 2012-05-24 2012-12-21 Способ космического захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления WO2013176571A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EA201401316A EA025727B1 (ru) 2012-05-24 2012-12-21 Способ утилизации радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012121400 2012-05-24
RU2012121400/11A RU2492537C1 (ru) 2012-05-24 2012-05-24 Способ космического захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2013176571A1 true WO2013176571A1 (ru) 2013-11-28

Family

ID=49165017

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
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

Country Status (3)

Country Link
EA (1) EA025727B1 (ru)
RU (1) RU2492537C1 (ru)
WO (1) WO2013176571A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2588018A1 (es) * 2015-04-27 2016-10-28 Fco. Javier BENITO YGUALADOR Sistema de eliminación definitiva de residuos nucleares

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ONUFRIEV A.V. ET AL.: "«Proektnyi oblik kosmicheskogo apparata s energodvigatelnoi ustanovkoi dlya transportirovki radioaktivnykh otkhodov v dalnii kosmos»", VESTNIK MGTU IM. N.E. BAUMANA, 2011, pages 64 - 68 *
ONUFRIEV A.V. I DR.: "«Ob osobennostiakh transportirovki radioaktivnykh otkhodov na orbity zakhoroneniia s pomoshchiu elektroraketnykh dvigatelnykh ustanovok»", IZVESTIIA RAN, May 2011 (2011-05-01), pages 129 - 138 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2588018A1 (es) * 2015-04-27 2016-10-28 Fco. Javier BENITO YGUALADOR Sistema de eliminación definitiva de residuos nucleares

Also Published As

Publication number Publication date
EA025727B1 (ru) 2017-01-30
RU2492537C1 (ru) 2013-09-10
EA201401316A1 (ru) 2015-04-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10654592B2 (en) Integration of fuel cell with cryogenic source for cooling and reactant
US9180985B1 (en) Nuclear thermal propulsion rocket engine
Razin et al. A direct fusion drive for rocket propulsion
EA017577B1 (ru) Способ доставки грузов в космос и система его осуществления
EP2602465B1 (en) Methods and systems for propelling an externally feeded vehicle
Williams et al. Realizing" 2001: A space odyssey": Piloted spherical torus nuclear fusion propulsion
Kumar et al. Review of nuclear thermal propulsion technology for deep space missions
Thomas et al. Fusion-enabled pluto orbiter and lander
Bussard Fusion as electric propulsion
McNab et al. Lunar Electromagnetic Mass Accelerator (LEMMA): An Initial Concept Assessment
RU2492537C1 (ru) Способ космического захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе и космический аппарат для его осуществления
RU2364742C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты)
US20140306066A1 (en) Methods of Delivering Items in Space
RU2197630C1 (ru) Солнечный тепловой ракетный двигатель и способ его работы
Pajer et al. Modular aneutronic fusion engine
RU2492342C1 (ru) Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты)
Frisbee Evaluation of high-power solar electric propulsion using advanced ion, Hall, MPD, and PIT thrusters for lunar and Mars cargo missions
Polsgrove et al. Altair lunar lander consumables management
Swanson et al. Lunar cargo tug using direct fusion drive
Balint Nuclear systems for Mars exploration
Zuppero et al. Nuclear-heated steam rocket using lunar ice
Kumar Nuclear Thermal Propulsion Architecture for Planetary Science Missions
Petro et al. A flight demonstration of plasma rocket propulsion
RU2729748C1 (ru) Станция орбитальная заправочная криогенная
Williams Application of Recommended Design Practices for conceptual nuclear fusion space propulsion systems

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 12877503

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201401316

Country of ref document: EA

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 12877503

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1