СПОСОБ КОСМИЧЕСКОГО ЗАХОРОНЕНИЯ РАДИОАКТИВНЫХ ОТХОДОВ В ДАЛЬНЕМ КОСМОСЕ И КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD FOR SPACE BURIAL OF RADIOACTIVE WASTES IN FAR SPACE AND SPACECRAFT FOR ITS REALISATION

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к способам космического захоронения радиоактивных отходов и космическим аппаратам (КА) с электроракетной двигательной установкой для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос радиоактивных отходов (РАО).
Известен способ захоронения радиоактивных отходов в космосе, заключающийся в измельчении отходов, их спекании с другими частицами диаметром до 10 мкм, обладающими высокотемпературным сверхпроводящим свойством с диамагнитной восприимчивостью 0,1…0,2, доведении веса частиц до 0,1…0,3 мг, помещении в контейнер, доставлении в подсолнечную зону магнитопаузы на расстоянии 0,6…10 радиусов Земли и осуществлении их выброса в поле левитирующей силы в направлении от Земли [1].
Данный способ осуществляется с помощью КА, содержащего контейнеры для транспортировки РАО, который с помощью двигательной установки, в том числе и электроракетной двигательной установки (ЭРД) транспортирует радиоактивные отходы на орбиту в дальнем космосе.
Недостатком указанного способа транспортировки радиоактивных отходов в дальний космос на орбиты захоронения и устройства для его осуществления является малая масса транспортируемых радиоактивных отходов и создание в космическом пространстве облаков из радиоактивных частиц (вследствие распыления их из контейнеров), которые способны изменять направление движения при дополнительном внешнем воздействии (появление градиентов полей и возмущений, приводящих к отклонению в поперечном направлении к первоначальному движению), что может привести к образованию радиоактивных областей солнечной системы на траектории движения Земли.
Наиболее близким к заявляемому способу космического захоронения радиоактивных отходов является способ, заключающийся в том, что радиоактивные отходы располагают в контейнере и помещают в ампулы, расположенные в теплопроводящих матрицах, при этом выделяемое тепло отводят теплоносителем, циркулирующим в первом замкнутом контуре, причем это тепло подводят к тепловому аккумулятору, а далее подводят к горячему спаю термоэлектрического генератора, при этом холодный спай охлаждают теплоносителем, циркулирующим во втором замкнутом контуре, причем тепло отводят на поверхности, которые излучают отведенное тепло в космическое пространство; получают электрическую энергию в термоэлектрическом генераторе и подводят электрическую энергию к электроракетной двигательной установке, создают реактивную тягу, за счет которой транспортируют радиоактивные отходы в дальний космос на орбиты захоронения [2].
Указанный способ реализуется с помощью устройства - космического аппарата (КА) для захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе, содержащем контейнер с радиоактивными отходами в ампулах, расположенными в теплопроводящих матрицах, помещенных в каналы, омываемыми теплоносителем, циркулирующим в первом замкнутом контуре, тепловой аккумулятор, термоэлектрический генератор, вторичный источник питания, электроракетную двигательную установку, емкость для хранения рабочего тела электроракетной двигательной установки, второй контур с теплоносителем и холодильник-излучатель, причем выход контейнера по теплоносителю первого контура соединен с входом теплового аккумулятора, выход теплового аккумулятора соединен с входом горячего спая термоэлектрического генератора, выход горячего спая соединен с входом теплоносителя контейнера, при этом выход холодного спая термоэлектрического генератора соединен с входом холодильника-излучателя трубопроводом с теплоносителем второго контура, а его вход с выходом холодильника-излучателя, электрические выходы термоэлектрического генератора соединены с входом вторичного источника питания, выходы вторичного источника питания соединены с электрическими входами электроракетной двигательной установки, выход емкости рабочего тела соединен с входом электроракетной двигательной установки [3].
Недостатком указанного способа транспортировки радиоактивных отходов на орбиты захоронения в дальний космос и устройства для его осуществления является небольшая масса транспортируемых радиоактивных отходов из-за невысокой величины их тепловой мощности, и как следствие невысокой тяги электроракетной двигательной установки, большой массы рабочего тела, расходуемого на транспортировку.
Задачей изобретения является существенное увеличение массы транспортируемых радиоактивных отходов за счет увеличения тяги электроракетной двигательной установки и снижения массы ее рабочего тела.
Технический результат достигается тем, что в известном способе космического захоронения радиоактивных отходов, заключающемся в том, что радиоактивные отходы располагают в контейнере и помещают в ампулы, расположенные в теплопроводящих матрицах, при этом выделяемое тепло отводят теплоносителем, циркулирующим в первом замкнутом контуре, причем это тепло подводят к тепловому аккумулятору, а далее подводят к горячему спаю термоэлектрического генератора, при этом холодный спай охлаждают теплоносителем, циркулирующим во втором замкнутом контуре, причем тепло отводят на поверхности, которые излучают отведенное тепло в космическое пространство; получают электрическую энергию в термоэлектрическом генераторе и подводят электрическую энергию к электроракетной двигательной установке, создают реактивную тягу, за счет которой транспортируют радиоактивные отходы в дальний космос на орбиты захоронения, теплоноситель первого контура и рабочее тело электроракетной двигательной установки берут одинаковыми, при этом для увеличения реактивной тяги электроракетного двигателя используют часть теплоносителя первого контура в качестве рабочего тела, причем его расход определяется соотношением:
<mrow><msubsup><mi>m</mi><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi></mrow><mrow><mi>Э</mi><mi>Р</mi><mi>Д</mi></mrow></msubsup><mo>=</mo><mi>a</mi><msubsup><mi>Q</mi><mn>0</mn><mrow><mi>Р</mi><mi>А</mi><mi>О</mi></mrow></msubsup><mrow><mo>[</mo><mrow><mn>1</mn><mo>−</mo><mi>exp</mi><mrow><mo>(</mo><mrow><mo>−</mo><mfrac><mrow><mn>0,69</mn><mi>t</mi></mrow><mrow><msub><mi>T</mi><mrow><mn>1</mn><mo>/</mo><mn>2</mn></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mo>]</mo></mrow><mo>,</mo></mrow>
<mrow><msubsup><mi>Q</mi><mn>0</mn><mrow><mi>Р</mi><mi>А</mi><mi>О</mi></mrow></msubsup></mrow>
1/2
где a - коэффициент, зависящий от теплоемкости теплоносителя, условий теплосъема (режима течения, коэффициента теплоотдачи),
- начальное тепло радиоактивных отходов, t - время работы электроракетной двигательной установки, T - период полураспада изотопов радиоактивных отходов.
При этом в известном устройстве для реализации предлагаемого способа космического захоронения радиоактивных отходов - КА для захоронения радиоактивных отходов в дальнем космосе, содержащем контейнер с радиоактивными отходами в ампулах, расположенных в теплопроводящих матрицах, помещенных в каналы и омываемых теплоносителем, циркулирующим в первом замкнутом контуре, тепловой аккумулятор, термоэлектрический генератор, вторичный источник питания, электроракетную двигательную установку, емкость для хранения рабочего тела электроракетной двигательной установки, второй контур с теплоносителем и холодильник-излучатель, причем выход контейнера по теплоносителю первого контура соединен с входом теплового аккумулятора, выход теплового аккумулятора соединен с входом горячего спая термоэлектрического генератора, выход горячего спая соединен с входом теплоносителя контейнера, при этом выход холодного спая термоэлектрического генератора соединен с входом холодильника-излучателя трубопроводом с теплоносителем второго контура, а его вход с выходом холодильника-излучателя, электрические выходы термоэлектрического генератора соединены с входом вторичного источника питания, выходы вторичного источника питания соединены с электрическими входами электроракетной двигательной установки, выход емкости рабочего тела соединен с входом электроракетной двигательной установки, первый контур теплоносителя снабжен термодросселем и электроклапаном и имеет разветвление на выходе из контейнера, причем первый выход разветвления соединен со входом теплового аккумулятора, при этом выход первого контура соединен с входом электроклапана, выход электроклапана соединен с входом термодросселя, выход термодросселя соединен с выходом емкости рабочего тела электроракетной двигательной установки.
На фиг.1 приведена схема космического аппарата (КА).
На фиг.2 - схема расположения ампулы в составе контейнера КА.
КА для транспортировки РАО на орбиты захоронения (фиг.1) содержит: отсек полезной нагрузки, включающий контейнер с ампулами, заполненными РАО - 1, нейтронную защиту и защиту от гамма-излучения - 2, огораживающие ампулы с радиоактивными отходами от остальной части аппарата, причем ампулы расположены в теплопроводящих матрицах (показаны на фиг.2), которые охлаждаются теплоносителем первого контура - 8, который по трубопроводу из коллектора контейнера - 1 поступает в тепловой аккумулятор - 3, а также часть теплоносителя первого контура - 8 через электроклапан - 10 и термодроссель - 11 поступает в электроракетный двигатель - 6 в качестве рабочего тела. После теплового аккумулятора - 3 теплоноситель поступает на горячие спаи термоэлектрического преобразователя - 4, преобразовывающего тепловую энергию в электрическую. Выработанная электрическая энергия поступает на вторичный источник питания - 13, который необходим для согласования параметров ТЭГ - 4 и ЭРД - 6. Емкость с рабочим телом - 5 служит для питания электроракетного двигателя - 6. Холодный спай термоэлектрического преобразователя - 4 охлаждается теплоносителем второго контура - 9 и поступает в холодильник-излучатель - 7, подкрепленный силовой фермой КА. Клапан - 12 служит соединением первого контура теплоносителя - 8 с внешним теплообменником в период предстартовой подготовки. После старта клапан - 12 перекрывает цепь внешнего теплообменника и открывает цепь: контейнер - 1 - тепловой аккумулятор - 3 - термоэлектрический преобразователь - 4.
Ампулы - 14 (фиг.2) располагают в теплопроводящих матрицах - 16 (фиг.2) контейнера - 15 (фиг.2), охлаждаемых теплоносителем (при этом контур охлаждения ампул - 1 и отвода тепла радиоактивных отходов функционирует уже на предстартовом этапе через клапан - 12 (фиг.1). Предстартовая подготовка заключается в следующем. На стартовой позиции к КА (к контейнеру - 1 с РАО) подводится через клапан - 12 дополнительный внешний контур циркуляции теплоносителя с внешним теплообменником и холодильником для отвода тепла, выделяемого загруженными в контейнер - 1 РАО. Термоэлектрический преобразователь - 4 (ТЭГ) находится в нерабочем состоянии («транспортное положение» - теплоноситель не циркулирует в первом контуре - 8 космического аппарата). Это обеспечивает термостабилизацию контейнера - 1 с РАО в предстартовый период.
Реализация способа космического захоронения радиоактивных отходов осуществляется следующим образом.
На активном участке вывода КА с помощью ракеты-носителя на опорную орбиту (высотой 800 км) тепловой аккумулятор - 3 выполняет функции накопителя тепла, выделяемого радиоактивными отходами (происходит расплавление рабочего материала теплового аккумулятора (ТА) - 3 и запасание энергии фазового перехода в его рабочем веществе). Тепловой контур - 8 не передает тепло к горячему спаю термоэлектрического преобразователя - 4. По завершении активного участка выведения при расплавлении большей части рабочего вещества ТА тепло передается далее к горячему спаю термоэлектрического преобразователя - 4, таким образом, вырабатывается электрическая энергия, поступающая через вторичный источник питания - 13 на электроракетный двигатель - 6, который создает тягу для полета КА на орбиту захоронения транспортируемых РАО в режиме «самодоставки».
Чтобы поддерживать электрическую мощность ТЭГ неизменной, необходимо поддерживать температуру его спаев постоянной. В условиях снижающейся тепловой мощности транспортируемых РАО (по закону радиоактивного распада) регулируют (уменьшают) расход теплоносителя первого теплового контура - 8 по экспоненциальному закону, таким образом, появляется избыток теплоносителя первого контура, который отводится через электроклапан - 10 с помощью термодросселя - 11 в электроракетный двигатель - 6 (ЭРД может использовать в качестве рабочего тела жидкие металлы: литий, калий, цезий, ртуть, висмут, либо газы). Рабочее тело ЭРД - 6 и теплоноситель первого теплового контура - 8 выбираются одинаковыми. Таким образом, увеличивается тяга электроракетного двигателя - 6, обеспечивается дополнительное снижение массы КА (вследствие отбора массы теплоносителя теплового контура - 8 для создания тяги), что позволяет увеличить ускорение КА и достичь большей характеристической скорости (характеризующей параметры орбиты захоронения: радиус и угол наклонения к плоскости эклиптики) за неизменное время работы ЭРД, либо при заданной величине характеристической скорости за счет меньшего времени работы ЭРД - 6 использовать меньший запас рабочего тела в емкости - 5 для перелета и таким образом при неизменной начальной массе КА вывести большую массу РАО на орбиту захоронения.
В процессе перелета КА с опорной орбиты на орбиту захоронения с помощью электроракетного двигателя первичным источником энергии выступают сами транспортируемые РАО, выделяемое тепло которых изменяется по закону радиоактивного распада (постоянная 0,69=ln 2):
<mrow><msub><mi>Q</mi><mrow><mi>p</mi><mi>m</mi></mrow></msub><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>=</mo><msubsup><mi>Q</mi><mn>0</mn><mrow><mi>Р</mi><mi>А</mi><mi>О</mi></mrow></msubsup><mrow><mo>[</mo><mrow><mi>exp</mi><mrow><mo>(</mo><mrow><mo>−</mo><mfrac><mrow><mn>0,69</mn><mi>t</mi></mrow><mrow><msub><mi>T</mi><mrow><mn>1</mn><mo>/</mo><mn>2</mn></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mo>]</mo></mrow><mo>.</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
pm
Теплоноситель горячего контура - 8, охлаждающий РАО и нагревающий этим теплом горячий спай ТЭГ - 4, для обеспечения постоянной температуры горячего спая необходимо регулировать по расходу, пропорционально изменяющемуся теплу, выделяемого РАО - Q(t):
<mrow><msub><mrow><mover><mi>m</mi><mo>*</mo></mover></mrow><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi></mrow></msub><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>=</mo><msup><mi>m</mi><mo>*</mo></msup><msubsup><mrow /><mn>0</mn><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi></mrow></msubsup><mrow><mo>[</mo><mrow><mi>exp</mi><mrow><mo>(</mo><mrow><mo>−</mo><mfrac><mrow><mn>0,69</mn><mi>t</mi></mrow><mrow><msub><mi>T</mi><mrow><mn>1</mn><mo>/</mo><mn>2</mn></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mo>]</mo></mrow><mo>=</mo><mi>a</mi><msub><mi>Q</mi><mrow><mi>p</mi><mi>m</mi></mrow></msub><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>=</mo><mi>a</mi><msubsup><mi>Q</mi><mn>0</mn><mrow><mi>Р</mi><mi>А</mi><mi>О</mi></mrow></msubsup><mrow><mo>[</mo><mrow><mi>exp</mi><mrow><mo>(</mo><mrow><mo>−</mo><mfrac><mrow><mn>0,69</mn><mi>t</mi></mrow><mrow><msub><mi>T</mi><mrow><mn>1</mn><mo>/</mo><mn>2</mn></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mo>]</mo></mrow><mo>,</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>2</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
<mrow><msup><mi>m</mi><mo>*</mo></msup><msubsup><mrow /><mn>0</mn><mrow><mi>т</mi><mi>н</mi></mrow></msubsup></mrow>
где
- начальный расход теплоносителя контура - 8 при старте с опорной орбиты (в момент времени t=0) на орбиту захоронения, а - коэффициент, зависящий от теплоемкости теплоносителя, условий теплосъема (режима течения, коэффициента теплоотдачи и т.д.). Таким образом, образуется избыток расхода теплоносителя горячего контура - 8, который можно перенаправить в ЭРД - 6:
<mrow><msubsup><mi>m</mi><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi></mrow><mrow><mi>Э</mi><mi>Р</mi><mi>Д</mi></mrow></msubsup><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>=</mo><msubsup><mrow><mover><mi>m</mi><mo>*</mo></mover></mrow><mn>0</mn><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi></mrow></msubsup><mrow><mo>[</mo><mrow><mn>1</mn><mo>−</mo><mi>exp</mi><mrow><mo>(</mo><mrow><mo>−</mo><mfrac><mrow><mn>0,69</mn><mi>t</mi></mrow><mrow><msub><mi>T</mi><mrow><mn>1</mn><mo>/</mo><mn>2</mn></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mo>]</mo></mrow><mo>.</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>3</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
Или с учетом (2) выражение (3) примет вид:
<mrow><msubsup><mi>m</mi><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi></mrow><mrow><mi>Э</mi><mi>Р</mi><mi>Д</mi></mrow></msubsup><mo>=</mo><mi>a</mi><msubsup><mi>Q</mi><mn>0</mn><mrow><mi>Р</mi><mi>А</mi><mi>О</mi></mrow></msubsup><mrow><mo>[</mo><mrow><mn>1</mn><mo>−</mo><mi>exp</mi><mrow><mo>(</mo><mrow><mo>−</mo><mfrac><mrow><mn>0,69</mn><mi>t</mi></mrow><mrow><msub><mi>T</mi><mrow><mn>1</mn><mo>/</mo><mn>2</mn></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mo>]</mo></mrow><mo>.</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mrow><mn>3</mn><mo>*</mo></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow>
Если в качестве теплоносителя использовать жидкий металл (калий, натрий, ртуть, висмут, литий или газообразный, по такой, какой использует в качестве рабочего тела электроракетный двигатель - 6), то этот избыток можно направить в электроракетный двигатель для создания дополнительной тяги и увеличения ускорения КА.
<mrow><msub><mi>M</mi><mrow><mi>К</mi><mi>А</mi></mrow></msub><msup><mrow /><mrow><mi>к</mi><mi>о</mi><mi>н</mi></mrow></msup></mrow>
Конечная масса КА на орбите захоронения
определяется в соответствии с формулой Мещерского-Циолковского:
<mrow><msubsup><mi>M</mi><mrow><mi>К</mi><mi>A</mi></mrow><mrow><mi>к</mi><mi>о</mi><mi>н</mi></mrow></msubsup><mo>=</mo><msubsup><mi>M</mi><mrow><mi>К</mi><mi>А</mi></mrow><mn>0</mn></msubsup><mrow><mo>[</mo><mrow><mi>exp</mi><mrow><mo>(</mo><mrow><mo>−</mo><mfrac><mrow><msub><mi>V</mi><mrow><mi>К</mi><mi>А</mi></mrow></msub></mrow><mrow><msub><mi>I</mi><mrow><mi>у</mi><mi>д</mi></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mo>]</mo></mrow><mo>,</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>4</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
<mrow><msub><mi>M</mi><mrow><mi>К</mi><mi>А</mi></mrow></msub><msup><mrow /><mn>0</mn></msup></mrow>
КА
уд
где
- начальная масса КА на опорной орбите, V - характеристическая скорость, I - удельный импульс ЭРД.
КА
<mrow><msub><mi>M</mi><mrow><mi>К</mi><mi>А</mi></mrow></msub><msup><mrow /><mn>0</mn></msup></mrow>
Так как тяга ЭРД и ускорение КА возросли, то время набора соответствующей характеристической скорости V уменьшается, поэтому запас рабочего тела в емкости - 5 может быть снижен. В этом случае при неизменной начальной массе КА
можно увеличить транспортируемую массу РАО, исходя из соотношения, что масса КА может быть выражена как:
<mrow><msubsup><mi>M</mi><mrow><mi>К</mi><mi>А</mi></mrow><mn>0</mn></msubsup><mo>=</mo><msub><mi>M</mi><mi>П</mi></msub><mo>+</mo><msub><mi>M</mi><mi>Т</mi></msub><mo>+</mo><msub><mi>M</mi><mrow><mi>К</mi><mi>О</mi><mi>Н</mi><mi>С</mi><mi>Т</mi><mi>Р</mi></mrow></msub><mo>+</mo><msub><mi>M</mi><mrow><mi>Э</mi><mi>Р</mi><mi>Д</mi><mi>У</mi></mrow></msub><mo>,</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>5</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
Т
КОНСТР
эрду
П
где M - масса рабочего тела ЭРД на перелет, M - масса силовой конструкции и баков, M - масса ЭРДУ (в которую входит масса системы преобразования первичной энергии в электрическую и собственно ЭРД), M - масса контейнера с РАО.
ЭРДУ
Т
КА
КОНСТР
ЭРДУ
Т
П
Часть массы рабочего тела для ЭРД (теплоноситель горячего контура) в выражении (5) входит в M, поэтому величина M может быть снижена по сравнению с известным техническим решением, представленным выше в тексте. Таким образом, при заданной характеристической скорости КА V (или орбите захоронения РАО), для неизменных составляющих массы КА: M, M, масса рабочего тела ЭРД - M уменьшается в заявляемом техническом решении, вследствие чего увеличивается масса РАО - M.
Пример
Пусть электрическая мощность электроракетного двигателя порядка 10 кВт, время транспортировки (работы электроракетного двигателя) 3 года. Положим период полураспада транспортируемых РАО (усредненный) 30 лет.
7
-7
<mrow><msup><mi>m</mi><mo>*</mo></msup><msup><mrow><msub><mrow /><mn>0</mn></msub></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>н</mi></mrow></msup></mrow>
За время перелета КА на орбиту захоронения РАО (t=9,4608*10 c=3 года) мощность их тепловыделения уменьшится на 7%, то есть ежесекундно мощность снижается на 0,74*10%. Таким образом, снижение расхода теплоносителя горячего контура - 8 ежесекундно будет равно этой же величине по отношению к первоначальному расходу
. В этом случае дополнительный расход теплоносителя горячего контура - 8, направленный в ЭРД - 6 для увеличения тяги, составит:
<mrow><msubsup><mi>m</mi><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi></mrow><mrow><mi>Э</mi><mi>Р</mi><mi>Д</mi></mrow></msubsup><mo>=</mo><msubsup><mrow><mover><mi>m</mi><mo>*</mo></mover></mrow><mn>0</mn><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi></mrow></msubsup><mrow><mo>[</mo><mrow><mn>1</mn><mo>−</mo><mi>exp</mi><mrow><mo>(</mo><mrow><mo>−</mo><mn>0,07</mn></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mo>]</mo></mrow><mo>;</mo><mtext> </mtext><mn>0,07</mn><msubsup><mrow><mover><mi>m</mi><mo>*</mo></mover></mrow><mn>0</mn><mrow><mi>m</mi><mi>н</mi></mrow></msubsup><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>6</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
<mrow><msup><mi>m</mi><mo>*</mo></msup><msup><mrow><msub><mrow /><mn>0</mn></msub></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>н</mi></mrow></msup></mrow>
<mrow><msup><mi>m</mi><mo>*</mo></msup><msub><mrow><msup><mrow /><mrow><mi>т</mi><mi>н</mi></mrow></msup></mrow><mrow><mi>Э</mi><mi>Р</mi><mi>Д</mi></mrow></msub><mo>=</mo><mn>0,02</mn><mo>…</mo><mn>0,2</mn><mtext>  мг/с</mtext><mtext>.</mtext></mrow>
Если для охлаждения контейнера с РАО тепловой мощностью 100 кВт (КПД ТЭГ составляет 10%) необходим расход
порядка 1…3 кг/с, то величина дополнительного ежесекундного расхода теплоносителя (отбираемая из контура - 8 через клапан - 10 и термодроссель - 11) для увеличения тяги ЭРД составит
.
Это количество дополнительного расхода теплоносителя вместе с основным расходом рабочего тела электроракетного двигателя будет создавать большую величину тяги, что позволит выводить при заданной характеристической скорости КА (параметров орбиты захоронения) большую массу РАО.
ЛИТЕРАТУРА
1. Патент РФ №2022380. Способ захоронения радиоактивных отходов в космосе. МПК G21F 9/34. Опубликовано: 30.10.1994.
2. Онуфриев А.В., Онуфриев В.В., Дмитриев С.Н. Об особенностях транспортировки радиоактивных отходов на орбиты захоронения с помощью электроракетных двигательных установок // Известия РАН. Энергетика. - 2011, №3. - С.129-138.
3. Онуфриев А.В., Онуфриев В.В., Ивашкин А.Б. Проектный облик комического аппарата с энергодвигательной установкой для транспортировки радиоактивных отходов в дальний космос // Вестник МГТУ. Машиностроение. Спец. Вып. «Ионно-плазменные технологии». - 2011. - С.64-69.