Способ захоронения радиоактивных отходов в космосе

3 исключает возможности падения модуля на ее поверхность.Реализация такого способазахоронения радиоактивных отходов требует больших энергетических и топливных затрат и соответственно связана с уменьшением массы полезного груза, доставляемого космическим модулем на орбиту захоронения.Задача изобретения-создание такого способа захоронения радиоактивных отходов в космосе, который обеспечил бы вывод и удержание космического модуля с радиоактивными отходами на выбранной орбите в течение заданного времени, обеспечивая экологическую безопасность Земли и сохранение естественной среды на планетах Солнечной системы при одновременном уменьшении энергетических затрат.Поставленная задача решается тем, что в способе захоронения радиоактивных отходов в космосе, заключающемся в размещении радиоактивных отходов в космическом модуле и выведении его на околоземную орбиту с последующим переводом космического модуля на гелиоцентрическую орбиту захоронения,последнюю сопрягают по меньшей мере с орбитой одной из выбранных планет Солнечной системы, на которой устанавливают период полного оборота,соответствующий времени возможной встречи космического модуля с выбранной планетой, не менее времени снижения интенсивности радиоактивного излучения отходов до заданного уровня, и плоскость которой наклонена к плоскости эклиптики под углом, вь 1 бранным на условия прохождения этой орбитой относительно орбит других планет Солнечной системы на расстоянии не менее радиусов сфер действия гравитационных полей этих планет.Сопряжение гелиоцентрической орбиты захоронения с орбитой выбранной планеты позволяет повысить безопасность захоронения отходов в результате уменьшения количества импульсов скорости, сообщаемых космическому модулю для выполнения маневров перехода с околоземной орбиты на гелиоцентрическую орбиту захоронения, что существенно сокращает энергетические затраты на межорбитальные перелеты и повышает вероятность успешного выполнения полета космического модуля на орбиту захоронения. Кроме того, это позволяет сократить размеры области космического околосолнечного пространства, используемого для захоронения радиоактивных отходов.Установленный период полного оборота космического модуля на выбранной орбите, соответствующий снижению интенсивности радиоактивного излучения отходов до заданного уровня, гарантированно исключает возможность преждевременной встречи с планетой и тем самым способствует повышению безопасности захоронения радиоактивных отходов.Наклонение плоскости выбранной орбиты захоронения к плоскости эклиптики позволяет обеспечить безопасность планет Солнечной системы .Перед выводом космического модуля на гелиоцентрическую орбиту его обычно выводят на промежуточную эллиптическую гелиоцент 1020рическую орбиту, сопряженную с орбитой Земли, затем в точке сопряжения этих орбит переводят космический модуль на гелиоцентрическую орбиту захоронения,которую совмещают с орбитой Земли, причем расстояние космического модуля от Земли устанавливают не менее радиуса сферы действия гравитационного поля Земли.Это способствует повышению экологической безопасности захоронения за счет использования баллистически устойчивой орбиты Земли, как наиболее изученного космического объекта Солнечной системы,а также снижению энергетических затрат на перелет на орбиту захоронения.В одном из вариантов перед выводом космического модуля на гелиоцентрическую орбиту захоронения его выводят на промежуточную эллиптическую гелиоцентрическую орбиту, сопряженную с орбитой Земли,которую относительно Земли реализуют в виде галоорбиты с центром, размещенным на орбите Земля,причем любая точка гало-орбиты отстоит от Земли на расстоянии не менее радиуса сферы действия гравитационного поля Земли. Это обеспечивает, наряду с экологической безопасностью, возможность наблюдения захоронения в течение времени выдерживания радиоактивных отходов на орбите захоронения и тем самым возможность контроля и проведения коррекций в соответствии с результатами контроля, что повышает надежность захоронения и безопасность для Земли.В другом варианте перед выводом космического модуля на гелиоцентрическую орбиту захоронения его выводят на промежуточную эллиптическую орбиту,сопрягаемую с орбитой Земли и орбитой другой выбранной планеты Солнечной системы, по которой космический модуль направляют в сферу действия гравитационного поля выбранной планеты, а затем переводят на гелиоцентрическую орбиту захоронения путем выполнения пертурбационного маневра в гравитационном поле выбранной планеты с одновременным изменением радиуса перигелия,эксцентриситета и наклонения к плоскости эклиптики. Гелиоцентрическую орбиту захоронения реализуют в виде эллипса с перигелием, отстоящим от Солнца на расстоянии, при котором солнечное излучение,воздействующее на радиоактивные отходы, переводит их в плазменное состояние, или гелиоцентрическую орбиту захоронения реализуют с эксцентриситетом не менее единицы.Такой вариант позволяет снизить энергетическиезатраты при доставке космического модуля с радиоактивными отходами на орбиту захоронения, где отходы полностью уничтожаются, превратившись в плазму, или по которой они направляются за пределы Солнечной системы.Таким образом, предлагаемый способ захоронения радиоактивных отходов в космосе решает проблему захоронения с более высокой экологической безопасностью как для Земли, так и для других планет Солнечной системы при одновременном уменьшении энергетических затрат.На фиг. 1 схематично изображен общий вид космического аппарата с пристыкованным к нему космическим модулем, несущим радиоактивные отходына фиг. 2 - схематично общий вид ракеты-носителя с установленным на ней космическим аппаратомна фиг. 3 - схематично траектория полета ракеть 1 носителя при выведении космического модуля на околоземную орбитуна фиг. 4 - схематично начальный участок траектории полета космического модуля на гелиоцентрическую орбиту на фиг, 5 - схематично орбиты планет и орбита захоронения, внешняя по отношению к орбите Земли(вид в плане) на фиг. 6 - вид по стрелке А на фиг. 5 на фиг. 7 - то же, пространственное положение орбит на фиг. 8 - схематично сопряжение орбиты захоронения и орбит двух выбранных планет на фиг. 9 - схематично орбиты планет и орбита захоронения, внутренняя по отношению к орбите Земли на фиг. 10 - то же, с пересечением орбитой захоронения орбит планет на фиг. 1 1 - схематично участки орбит захоронения и Земли при их сближениях на фиг. 12 - функциональная зависимость расстояния модуля относительно Земли на фиг. 13 - функциональная зависимость параметра,характеризующего уровень радиоактивности отходов,от временина фиг. 14 - функциональные зависимости количества витков выдерживания отходов на орбите захоронения и суммарного импульса скорости от периода полного оборота на этой орбитена фиг. 15 - схематично орбиты Земли и захоронения(в плане при размещении модуля на орбите Земли и внешнем расположении промежуточной орбиты модУЛЯна фиг. 16 - то же, в орбитальной системе координат относительно Землина фиг. 17 - то же, что на фиг. 15, при внутреннем расположении промежуточной орбиты модуляна фиг. 18 - то на, что на фиг. 17, в орбитальной системе координат относительно Землина фиг. 19 - схематично орбиты захоронения и Земли(в плане при размещении модуля на гало-орбите относительно Землина фиг, 21 - то же, что и на фиг. 20, при повернутой плоскости гало-орбитына фиг. 22 - вид по стрелке Б на фиг. 21на фиг. 23 - схематично траектория полета модуля относительно Земли при реализации гало-орбиты через один виток модуля по промежуточной орбитена фиг. 24 - вид по стрелке В на фиг. 23на фиг. 25 - схематично траектория полета модуля относительно Земли при реализации гало-орбиты вокруг Земли (в плане)на фиг. 26 - вид по стрелке Г на фиг. 25, на фиг. 27 - схематично орбиты планет и захоронения(вид в плане) при полете модуля к Солнцуна фиг. 28 - схематично траектория пертурбационного маневра модуля в гравитационном поле планеты при реализации схемы полета по фиг-.27на фиг. 29 - схематично взаимное положение векторов скоростей полета модуля и планеты при выполнении маневра по фиг. 28на фиг. 31 - то же, что и на фиг. 29, пространственное положение векторов скоростей, где , - нормали к орбитамна фиг. 32 - схематично орбиты планет и захоронения(в плане) при полете модуля за пределы Солнечной системына фиг. 33 - схематично траектория пертурбационного маневра модуля в гравитационном поле планеты при реализации схемы полете по фиг. 32на фиг. 34 - схематично взаимное положение векторов скоростей полета модуля и планеты при выполнении маневра по фиг. 32.Предлагаемый способ захоронения радиоактивныхРадиоактивные отходы 1 (фиг. 1), подлежащие захоронению в космосе, загружают в транспортный контейнер 2 и доставляют на космодром, где их размещают в космическом модуле 3, состыковывают с транспортирующим космическим аппаратом 4 известной конструкции, имеющим разгонные ступени 5.Модуль 3 с космическим аппаратом 4 устанавливают в грузовой транспортный контейнер 6 (фиг. 2), сость 1 ковывают с ракетой-носителем 7 известной конструкции,после чего с Земли 8 (фиг. 3) выводят на околоземную орбиту 9. Затем на участке 10 разгона (фиг. 4) сообщают модулю 3 необходимое приращение скорости полета,при которой модуль 3 , двигаясь по траектории 1 1 , выходит за пределы сферы 12 действия гравитационного поля Земли 8. Радиус то сферы 12 действия для Земли принимают от 0,96 до 2,5 млн.км в зависимости от постановки задачи.Вектор скорости УО полета модуля 3 с космическим аппаратом 4 относительно Земли в точке 13 на сфере 12 действия гравитационного поля Земли, складываясь с вектором скорости худ орбитального движения Земли вокруг Солнца 14, определяет вектор отлетной скорости7 Уо модуля 3 с Космическим аппаратом 4, который совместно с вектором КО положения модуля 3 относительно Солнца задает параметры гелиоцентрической отбиты 15 захоронения.Когда скорость УО отлета удовлетворяет условию УМ /0770 (где Ус, - скорость освобождения на орбите Земли, при которой модуль покидает пределы Солнечней системы), орбита 15 (фиг. 5) имеет форму эллипса,внешнего по отношению к орбите 16 Земли. Орбита 15 сопрягается с орбитой 1 6 выбранной планеты Солнечной системы (в данном примере - Земли) по типу пересечение или касание (когда эти орбиты отстоят друг от друга на минимальное расстояние не более го ),либо по типу противостояние (когда минимальное расстояние между этими орбитами не более 10,0 , но не менее го ) .Пример реализации способа, в котором гелиоцентрическая орбита 15 захоронения сопрягается с орбитой 16 Земли по типу касание, представлен на фиг. 5-7. В данном случае сопряжение с орбитой Земли выбрано,исходя из минимальных энергетических затрат. Положение орбиты 15 захоронения в пространстве определяется углом 1 наклонения (фит. 7) ее плоскости к плоскости эклиптики (плоскости орбиты 16 Земли). Этот угол выбирается заранее при планировании полета на орбиту захоронения. При этом учитываются наклонение орбиты 17 (фиг. 6) другой планеты Солнечной системы, которая пересекает плоскость орбиты 15, а также угловое положение линии узлов 1 8 (фиг. 5) орбиты 17 относительно некоторого постоянного направления 19 И положения Земли на ее орбите 16 в момент отлета модуля 3 (т.е. дата старта). Плоскость орбиты 15 пересекается с плоскостью орбиты 17 другой планеты(например, Марса) по линии 20, причем собственно орбита 17 пересекает плоскость орбиты 15 в точке 21 (на фиг. 5 участки орбит 15 И 17, находящиеся над плоскостью эклиптики, показаны сплошными линиями, а соответствующие им плоскости орбит заштрихованы). Выбор угла 1 наклонения орбиты 15 производится с учетом эволюций орбит планет Солнечной системы и собственной эволюции орбиты на интервале времени от момента доставки модуля 3 на орбиту 15 захоронения до момента, когда интенсивность радиоактивного излучения отходов уменьшится до допустимого уровня. При выборе угла 1 наклонения орбиты 15 на ней И на орбите 17 другой планеты определяются точки 22 (23) И 24 (25) соответственно, в которых расстояния между орбитами минимальны. Эти расстояния должны быть не более радиуса г 1 сферы действия гравитационного поля другой планеты, чтобы возмущения орбиты от этого поля были несущественными. Одновременно контролируется минимальное расстояние от орбиты 15 до орбиты об другой планеты (например, Юпитера),которое достигается в точке 27 И должно быть больше радиуса г 2 сферы действия этой планеты по той же причине.При полете модуля 3 по орбите 15 на начальном этапе предполагается проведение коррекций параметров орбиты в заданных точках 28 для смещения перигелия8 орбиты 15 от орбиты 16, повышения точности достижения требуемых параметров захоронения и обеспечения фазирования прохождения перигелия орбиты 15.Дату старта с точки зрения экологической безопасности Земли при эволюции ее орбиты 16 в течение тысячелетий полета отходов по орбите 15 целесообразно выбирать таким образом, чтобы отлет с орбиты Земли происходил в ее афелии 10 ) в случае внешнего положения отбиты 16. Фазирование орбиты 15 с помощью коррекций проводится в интересах экологической безопасности Земли, чтобы исключить преждевременный вход модуля 3 в сферу действия Земли.Пример сопряжения орбиты захоронения с орбитами двух планет выбранных для этого сопряжения, с орбитой 16 Земли (по типу противостояния) и с орбитой 26 Юпитера (по типу пересечения дан на фиг. 8. Для реализации способа захоронения радиоактивных отходов выполняют те же действия, что И в предыдущем примере, включая проведение коррекции подъема высоты перигелия орбиты 1 5 которая на фиг. 8 до выполнения коррекции соответствует позиции 15, а после коррекции - позиции 29.Заметим, что штриховкой на фиг. 8 показаны те полуплоскости орбиты 15 захоронения и орбиты 26 Юпитера, которые находятся над плоскостью эклиптики.Когда скорость отлета удовлетворяет условию то УО 0, орбита 15 имеет форму эллипса, внутреннего по отношению к орбите 16 Земли (фиг. 9, 10). И в этих вариантах орбита 15 захоронения может иметь сопряжение с орбитой 16 Земли по типу касание (фиг. 9), по типу пересечение (или протИвостоянИе) (фиг. 10), в том числе с орбитой 26 одной из выбранных внутренних планет Солнечной системы. В данном случае аналогично приведенным вариантам способапо тем же соображениям экологической безопасности дату старта целесообразно выбирать таким образом, чтобы отлет с орбиты Земли происходил в ее перигелии (по ). Коррекция орбиты 15 проводится с аналогичными целями, что и в предыдущих случаях. Методические основы выбора параметров орбиты 15 иллюстрируются на фиг. 1 1-14 для случая внешнего расположения этой орбиты по отношению к орбите 16 Земли при сопряжении этих орбит по типу касание. Очевидно, что при таком сопряжении орбит в случае,если заранее не предприняты соответствующие действия, может произойти преждевременный вход модуля 3 с отходами (либо соответственно отходов 1 при разрушении модуля 3 вследствие воздействия факторов космического полета) в сферу действия Земли, в результате чего отходы 1 либо достигнут поверхности Земли,либо перейдут на новую гелиоцентрическую орбиту с непредсказуемыми последствиями.Исключить такую ситуацию можно, если заранее для каждого витка орбиты 15 захоронения с номером п проанализировать взаимное положение модуля 3 и Земли в моменты их наибольших сближений И реализовать такой период Р полного оборота модуля 3по орбите 15 вокруг Солнца 14 И такое начальное фазовое положение модуля 3 на орбите 15 (в том числе с помощью коррекций на первых витках орбиты), что возможная встреча с Землей, т.е. вход Модуля 3 (либо отходов 1) в сферудействия Земли произойдет на витке орбиты 15 с номером 11 М 0 , где По определяется требованиями к времени Ттах выдерживания отходов на орбите 15 до безопасного уровня их радиации. Приняв начальное положение Земли (позиция 30) в момент отлета модуля 3 с орбиты 16 Земли за начальное положение (фиг. 11),в дальнейшем текущее положение 31 Земли при ее движении вокруг Солнца 14 по орбите 16 радиусом К можно характеризовать величиной центрального угла Ф. Угловые положения Земли в точках 32, 3 3, 34 наибольших сближений с модулем 3 соответствуют на фиг. 1 1 виткам орбиты 15 захоронения с номерами п 2,110 - 2,Ы 0- 1 . В этих положениях расстояния 1 Э(п) от модуля 3 до Земли должны быть не менее го .Графически зависимости текущего расстояния Ь от Земли до модуля 3 в окрестности их сближения показаны в виде функций угла Ф на фиг. 12, где пунктиром изображены кривыеЦф) для витков орбиты, которые непосредственно предшествуют входу модуля 3 в сферу действия Земли.Для выбора периода Р полного оборота модуля 3 на орбите 15 необходимо воспользоваться зависимостями характеристик радиации отходов от времени г . В качестве такой характеристики может быть, например, выбрана радиационная активность отходов, понимаемая как количество актов самопроизвольных ядерных превращений в данном изотопе отходов за единицу времени, либо мощность экспозиционной дозы и тому подобное. Типовые зависимости характеристики 1 излучения отходов приведены на фиг. 13, где кривые 3 5 и 36 соответствуют различным изотопам (например,кюрий-245, америций-243). На фиг. 13 видно, что предельно допустимому уровню остаточной радиации 11,1 соответствует время ТШМ снижения контролируемои радиационной характеристики для отходов,состоящих из двух изотопов, массы которых находятся в определенном соотношении .Аналогично может быть установлен некоторый промежуточный уровень параметра радиации Д и соответствующее время ТШ Тт выдерживания отходов на орбите 15, при которых в случае падения фрагментов радиоактивных отходов на Землю возможное локальное отклонение радиационного фона не приведет к нарушению экологической обстановки.Исходя из данных по допустимому времени выдерживания отходов вне Земли, можно определить допустимое количество полных оборотов По модуля на орбите захоронения в зависимости от периода Р одного полного оборота на этой орбите (фиг. 14).Определив с помощью соответствующих расчетов,типовые результаты которых показаны на фиг. 12,зависимость от периода Р количества витков Ы на орбите 15 захоронения, через которые модуль 3 попадет в сферу тяготения Земли, можно выделить диапазоны допустимых значений периодов Р полного оборота наорбите 15 захоронения (на фиг. 14 не защтрихованы). Для найденных периодов определяются по типовой кривой 37 необходимые энергетические затраты (характеристическая скорость Шз) для достижения орбиты захоронения способом, показанным на фиг. 5.Использование предлагаемого способа захоронения обеспечивает повышение экологической безопасности Земли И вероятности доставки отходов на орбиту захоронения, снижение энергетических затрат, что достигается за счет уменьшения количества межорбитальнь 1 х переходов (активных участков работы двигателей транспортирующего космического аппарата, реализующих импульсы скорости) использования орбит захоронения, более близких к орбите Земли, при выдерживании отходов на орбите в течение времени, по истечении которого отходы по своей радиоактивности становятся безопасными и могут падать на Землю или другую планету обеспечения возможности создания дополнительных ресурсов энергетики на средствах доставки радиоактивных отходов в космос, что позволяет в большем числе случаев отказа маршевого двигателя на этих средствах дотягивать модуль 3 с отходами на орбиту захоронения по аварийной, нештатной программе.Следует отметить, что в окрестностях значения Р,близких к периоду полного оборота Земли вокруг Солнца, реализация способа требует дополнительных операций, которые могут быть выполнены по одному из следующих вариантов.В варианте совмещения гелиоцентрической орбиты 15 захоронения с гелиоцентрической орбитой 16 Земли(фиг. 15-18)-перед выводом модуля 3 с радиоактивными отходами на орбиту 1 5 его переводят на промежуточную эллиптическую орбиту 38, сопряженную с орбитой 16 Земли (по типу касание) и расположенную относительно орбиты 16 Земли снаружи (фиг. 15 , 1 6) или внутри нее (фиг. 17, 18). По крайней мере через один оборот модуля 3 по орбите 3 8 вокруг Солнца 14 переводят модуль 3 на орбиту 15, которую совмещают с орбитой 16 Земли, причем расстояние ЬО (фиг. 16 18) модуля от Земли устанавливают не менее радиуса го сферы действия гравитационного поля Земли. После выхода на орбиту 15 на начальном этапе выдерживания отходов на ней проводят коррекции орбиты 15 для повышения точности реализаций указанных параметров орбиты. Если на фиг. 15, 17 показано движение модуля 3 в абсолютных координатах относительно Солнца 14, то на фиг. 16, 1 8 - в относительных координатах ху относительно Земли, где ось у направлена по текущему радиусувектору К Земли от Солнца, ось перпендикулярна к ней и направлена в сторону движения Земли (по скорости то ). Начало координат ху совпадает с центром Земли,поэтому в этих координатах орбита 16 Земли отображается линией 39 на оси х координат, орбита 40 захоронения в идеальном случае также совпадает с осью х (модуль 3 отображается точкой на расстоянии 150 от начала координат). Траектория движения модуля 3 по промежуточной эллиптической орбите 3 8 (фиг. 1 17) в относительных координатах ху имеет вид циклоиды 41