КОНТУР ЦИРКУЛЯЦИИ ГАЗОВОГО ТЕПЛОНОСИТЕЛЯ КОСМИЧЕСКОЙ ЯДЕРНОЙ ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ УСТАНОВКИ
GAS HEAT CARRIER CIRCULATION CIRCUIT OF SPACE NUCLEAR POWER PLANT

Изобретение относится к области ядерной энергетики и может быть использовано в контурах циркуляции газового теплоносителя космических ядерных энергетических установок.
Наиболее близким по совокупности существенных признаков к изобретению является контур циркуляции газового теплоносителя космической ядерной энергетической установки, включающий ядерный реактор с трактом охлаждения активной зоны и трактом охлаждения корпуса реактора, турбину, соединенную трубопроводом с выходом ядерного реактора, холодильник-излучатель, вход которого соединен трубопроводом с выходом турбины, и компрессор, вход которого трубопроводом подключен к выходу холодильника-излучателя, а выход соединен трубопроводом с трактом охлаждения активной зоны (патент РФ №2562237, МПК G21D 5/00, опубл. 10.09.2014).
В известном контуре циркуляции газового теплоносителя космической ядерной энергетической установки к тракту охлаждения корпуса реактора подключена дополнительная ветка циркуляции теплоносителя, содержащая дополнительный (второй) компрессор и дополнительный (второй) холодильник-излучатель. Вход дополнительного холодильника-излучателя трубопроводом соединен с входом первого компрессора, в который поступает охлажденный в первом холодильнике-излучателе теплоноситель. Выход дополнительного холодильника-излучателя подключен трубопроводом к дополнительному компрессору, соединенному трубопроводом с трактом охлаждения корпуса реактора.
Наличие в контуре циркуляции газового теплоносителя дополнительного активного оборудования в виде дополнительного компрессора приводит к снижению надежности установки в целом. Кроме этого, из-за последовательного соединения двух холодильников-излучателей возникает необходимость увеличения поверхности излучения дополнительного холодильника излучателя, работающего при более низкой входной температуре теплоносителя, что приводит к увеличению массогабаритных характеристик установки в целом, а также к снижению безопасности работы на орбите из-за повышенной возможности попадания метеоритных частиц в увеличенную поверхность дополнительного холодильника-излучателя. Кроме того, для дополнительного компрессора требуется независимая система регулирования расхода теплоносителя тракта охлаждения корпуса реактора, что также может привести к снижению надежности установки в целом.
Недостатком известного контура циркуляции газового теплоносителя космической ядерной энергетической установки является увеличенные массогабаритные размеры его оборудования и невысокая надежность.
Задачей настоящего изобретения является создание контура циркуляции газового теплоносителя космической ядерной энергетической установки, который обеспечивает эффективное охлаждение ядерного реактора при одновременном повышении надежности контура циркуляции и космической энергетической установки в целом.
Техническим результатом настоящего изобретения является уменьшение массогабаритных характеристик контура циркуляции при одновременном обеспечении заданных расходных характеристик газового теплоносителя.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном контуре циркуляции газового теплоносителя космической ядерной энергетической установки, включающем ядерный реактор с трактом охлаждения активной зоны и трактом охлаждения корпуса реактора, турбину, соединенную трубопроводом с выходом ядерного реактора, холодильник-излучатель, вход которого соединен трубопроводом с выходом турбины, и компрессор, вход которого трубопроводом подключен к выходу холодильника-излучателя, а выход соединен трубопроводом с трактом охлаждения активной зоны, согласно заявленному изобретению выход компрессора подключен трубопроводом к тракту охлаждения корпуса реактора, при этом по меньшей мере на одном из трубопроводов, соединяющих выход компрессора с трактами охлаждения активной зоны и корпуса реактора, установлен регулятор расхода газового теплоносителя.
Кроме этого, в качестве регулятора расхода газового теплоносителя использовано дроссельное устройство.
Подключение выхода компрессора через регулятор расхода газового теплоносителя к двум трактам охлаждения: тракту охлаждения активной зоны и тракту охлаждения корпуса реактора позволяет по сравнению с известным контуром циркуляции, выбранным в качестве прототипа, исключить из тракта охлаждения корпуса дополнительный компрессор и дополнительный холодильник-излучатель, уменьшить тем самым массогабаритные характеристики и упростить схему контура циркуляции. Введение в контур циркуляции регулятора расхода газового теплоносителя позволяет обеспечить заданные расходные характеристики газового теплоносителя и оптимизировать расходы на охлаждение активной зоны и корпуса реактора.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена принципиальная схема контура циркуляции газового теплоносителя космической ядерной энергетической установки.
Контур циркуляции газового теплоносителя космической ядерной энергетической установки содержит ядерный реактор 1 с трактом охлаждения активной зоны и трактом охлаждения корпуса реактора, которые проходят внутри реактора (на чертеже не показаны), турбину 2, соединенную трубопроводом 3 с выходом ядерного реактора 1, холодильник-излучатель 4, соединенный трубопроводом 5 с выходом турбины 2, и компрессор 6. Вход компрессора 6 трубопроводом 7 соединен с выходом холодильника-излучателя 4. Выход компрессора 6 подключен трубопроводом 8 к тракту охлаждения активной зоны, а трубопроводом 9 соединен с трактом охлаждения корпуса реактора. На трубопроводе 9, соединяющем выход компрессора 6 с трактом охлаждения корпуса реактора и/или на трубопроводе 8, соединяющем выход компрессора 6 с трактом охлаждения активной зоны, установлен регулятор расхода газового теплоносителя 10. В качестве регулятора расхода газового теплоносителя 10 может быть использовано дроссельное устройство или иное известное регулирующее расход газа средство.
Контур циркуляции газового теплоносителя космической ядерной энергетической установки работает следующим образом.
«Горячий» газовый теплоноситель из ядерного реактора 1 по трубопроводу 3 поступает в турбину 2. После расширения и совершения полезной работы в турбине 2 теплоноситель по трубопроводу 5 поступает в холодильник-излучатель 4, где охлаждается за счет сброса части тепла в космическое пространство. Охлажденный газовый теплоноситель по трубопроводу 7 поступает на всас (вход) компрессора 7. Далее часть «холодного» сжатого газового теплоносителя по трубопроводу 8 поступает в тракт охлаждения активной зоны реактора. Оставшаяся часть «холодного» сжатого газового теплоносителя по трубопроводу 9 через регулятор расхода газового теплоносителя 10 поступает в тракт охлаждения корпуса реактора. В ядерном реакторе 1 после охлаждения корпуса реактора «горячий» теплоноситель объединяется с «горячим» теплоносителем, поступающим после охлаждения активной зоны, и суммарный «горячий» теплоноситель через выход ядерного реактора 1 вновь поступает по трубопроводу 3 на вход турбины 2.