№ 6
ИЗВЕСТИЯ АКАДЕМИИ НАУК ЭНЕРГЕТИКА
2014
УДК 621.039.7:629.7.036.064
О ТЕПЛОГЕОМЕТРИЧЕСКОМ ПРОЕКТИРОВАНИИ КОНТЕЙНЕРА ДЛЯ КОСМИЧЕСКОЙ ИЗОЛЯЦИИ РАДИОАКТИВНЫХ ОТХОДОВ
© 2014 г. А. В. ОНУФРИЕВ, С. Н. ДМИТРИЕВ, В. В. ОНУФРИЕВ, Ю. М. ГРИШИН
Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана, Москва E-mail: Alexandrz7@yandex.ru, onufryev@bmstu.ru
Одним из способов утилизации радиоактивных отходов (РАО) может стать транспортировка их в дальний космос, что может обеспечить снижение загрязненности Земли. Для безопасного хранения РАО на участках транспортировки, выведения и автономного полета в работе предлагается использовать контейнер. Актуальность темы исследования обусловлена отсутствием в настоящее время глубоких проектных проработок перспективных космических аппаратов (КА), результатов проектных работ по техническому облику КА, транспортирующего РАО в режиме "самодоставки", когда они являются первичным источником энергии. Для поиска оптимального решения указанной задачи целесообразно провести оценки, показывающие возможность технической реализации такого способа. Это позволит сформировать требования к энергодвигательной установке КА, его конструктивно-компоновочной схеме, массогабаритным характеристикам, теплофизическому состоянию его узлов и агрегатов, так как именно эти параметры КА определяют его прочностные и динамические характеристики и позволяют определить проектный облик, сформировать конструктивно-компоновочную схему и создать конструктивно-силовую схему всего КА. В работе было проведено проектное исследование геометрических характеристик контейнера в зависимости от его теплового состояния. Сформулированы требования к конструкции и материалам контейнера.
Ключевые слова: радиоактивные отходы, конструкция, контейнер, тепловое состояние.
ABOUT HEATGEOMETRICAL DESIGN OF THE CONTAINER FOR SPACE ISOLATION OF RADIOACTIVE WASTE
A. V. Onufriev, S. N. Dmitriev, V. V. Onufriev, Y. M. Grishin
The Moscow State Technical University named N. E. Bauman E-mail: Alexandrz7@yandex.ru, onufryev@bmstu.ru
Radioactive waste transportation in distant space that provides decrease in impurity of Earth can become one of ways of burial. For safe storage of radioactive waste on sites of transportation, removal and autonomous flight in work it is offered to use the container. Relevance of a subject of research is caused by absence today deep design studies of perspective spacecrafts, results of project works on technical shape of the spacecrafts transporting radioactive waste in the "self-deliveries" mode when radioactive waste is primary power source. For search of the optimum solution of the specified task it is expedient to carry out the estimates showing possibility of technical realization of such way. It will allow to create
requirements to the spacecrafts power installation, its structurally-configuration scheme, weight dimension characteristics, a heat-physical condition of its aggregates and units as these spacecraft parameters define its strength and dynamic characteristics and allow to define design shape, to create the structurally-configuration scheme and to create the struc-turally-power scheme of all spacecraft. In work project research of geometrical characteristics of the container depending on its thermal state was conducted. Requirements to a design and container materials are formulated.
Key words: radioactive waste, design, container, thermal state.
Введение
Одним из способов утилизации радиоактивных отходов (РАО) является их захоронение в дальнем космосе [1] с помощью космических аппаратов (КА), снабженных электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ). Возможно использование РАО в качестве источника первичной энергии для обеспечения электрической энергией ЭРДУ в процессе перелета на орбиту захоронения. В [2] были получены соотношения для удельного энерговыделения РАО, при которых радиоактивные отходы могут использоваться в качестве первичного источника энергии для КА, осуществляющего их захоронение в режиме "самодоставка". Авторами [3] предложен способ космического захоронения с помощью КА с ЭРДУ, реализующий принцип "самодоставка". На основе результатов энергобаллистического и массоэнергетического проектирования [2] в работе [4] был сформирован технический облик КА с ЭРДУ для транспортировки РАО в режиме "самодоставка". На основе разработанных в [2] массоэнергетических моделей КА для режима "самодоставка" на уровне внешнего проектирования были получены диапазоны масс его агрегатов с учетом энергетических свойств РАО, температуры контейнера, параметров преобразователя тепловой энергии в электрическую (термоэлектрического генератора — ТЭГ) и типа рабочего тела ЭРД.
Контейнер с РАО в рассматриваемом случае играет роль первичного источника энергии, эффективность и энергомассовые характеристики которого во многом определяют облик, конструктивно-компоновочную и конструктивно-силовую схемы всего КА с учетом теплового состояния всех агрегатов и узлов. В этой связи, определив массовые характеристики контейнера из энергобаллистического проектирования КА [2], необходимо провести теплогеометрическое проектирование контейнера с РАО (исследование геометрических характеристик в зависимости от его теплового состояния).
Контейнер для транспортировки РАО в космическое пространство состоит из ампул, в которых хранятся отходы. Отметим, что геометрические характеристики контейнера находятся в прямой зависимости от геометрических характеристик входящих в него ампул и их количества при заданной тепловой мощности (определяемой суммарным тепловыделением транспортируемых РАО).
Теплогеометрическое проектирование ампулы
Было проведено исследование геометрии ампулы в температурном диапазоне от 600 до 900 К (область применения среднетемпературных материалов ТЭГ). Методика расчета геометрических характеристик ампулы с РАО основана на использовании дифференциальных моделей [5], описывающих ампулу как осесимметричную систему с внутренним источником тепла, омываемую теплоносителем (калий-натриевая эвтектика [6]).
В качестве материала ампулы используется жаропрочная, нержавеющая сталь. Механические характеристики такой стали близки к характеристикам сплавов 08 — 12Х18Н10Т [6], их рабочая температура лежит в диапазоне до Тпл = 1500 K, стВР « 500 МПа, стТ « 200 МПа.
Ампула для транспортировки РАО образована двумя цилиндрическими оболочками — внутренней и внешней (радиусы стенок: rb r2 и r3, r4 соответственно). Оболочки разделены между собой щелевым зазором, в котором протекает теплоноситель (рис. 1).
. q2 q4 ^ж .../........./.........
! ! ! ! ! ! ! Г
Тт1 Тт2 ^амп г1 2
с
Рис. 1. Расчетная схема ампулы: радиусы стенок оболочек — т^, Г2 и г3, г4; Гт1 — температура внутренней стенки внутренней оболочки; Тг2 - температура наружной стенки внутренней оболочки; О - тепловая мощность РАО, заключенных внутри ампулы; q2 - тепловой поток в теплоноситель; — тепловой поток с поверхности ампулы; £амп — длина ампулы
г
х
Рис. 2. Зависимость массы РАО от геометрических характеристик внутренней оболочки ампулы: 1 — Г1 = = 0,02 м; 2 - 0,025 м; 3 - 0,03 м; 4 - 0,035 м; 5 - 0,04 м
Теплогеометрическое проектирование проводилось при следующих условиях. Выделяемое РАО тепло заменено эквивалентным по мощности количеством теплоты в единицу времени - (постоянным по периметру и длине ампулы) и принятым в условиях задачи равным 2—10 кВт. Температура теплоносителя на входе в щелевой зазор ампулы варьировалась от 600 К до 900 К и принималась равной температуре холодильника-излучателя (ХИ) энергодвигательной установки (ЭДУ) КА. Разность температур на входе (Тжвход) и выходе (Тжвыход) из щелевого зазора ампулы принималась в условиях задачи не менее 100 К (требования по обеспечению приемлемой величины КПД ТЭГ). Наружная стенка внешней оболочки ампулы радиусом г4 принята адиабатической = 0). Температуры на внешней и внутренней стенках внутренней оболочки ампулы соответственно равны Тг1, Тг2; скорость течения теплоносителя в щелевом зазоре принята близкой к скорости ее течения в космических ядерных энергоустановках = 0,4 м/с [5].
Геометрические характеристики внутренней оболочки (с радиусом стенки г1) изначально выбирались из условий загрузки ампулы требуемой массой РАО для обеспечения тепловой мощности 2—10 кВт с учетом удельного тепловыделения [2] и физической плотности изотопов РАО [7] при тепловой мощности контейнера 75—100 кВт. Величина радиуса внутренней стенки внутренней оболочки ампулы (г:) варьировалась в пределах 0,02—0,04 м.
Зависимость массы РАО в одной ампуле от геометрических характеристик внутренней оболочки (радиусом стенки г:) ампулы представлена на рис. 2.
Рис. 3. Зависимость подогрева теплоносителя от тепловой мощности РАО: 1 — Гхвход = 600 К; 2 — 700 К; 3 — 800 К; 4 — 900 К
Оценки показали, что при длине ампулы Хамп = 0,5^3 м и радиусе стенки внутренней оболочки r1 = 0,02^0,04 м масса РАО, заключенных в одной ампуле, составляет до 60 кг. Таким образом, мохно получить поле проектных решений по геометрии внутренней оболочки ампулы.
Дальнейшее теплогеометрическое проектирование ампулы и контейнера с РАО (исследование теплогеометрических характеристик ампулы) было проведено для радиуса внутренней стенки оболочки rl = 0,03 м.
Учитывая условие адиабатичности наружной стенки ампулы (все выделяемое тепло снимается теплоносителем), мохно оценить подогрев теплоносителя за счет тепловыделения РАО:
д ?х = а/Gcp, (1)
где G — расход теплоносителя через щелевой зазор ампулы; cp — теплоемкость теплоносителя. Используя данные по теплоемкости калий-натриевой эвтектики [6], на основе известных геометрии зазора и скорости теплоносителя и его температуры (Тхвход), были получены значения температуры его подогрева в контейнере (рис. 3).
Из результатов, приведенных на рис. 3, следует, что для подогрева теплоносителя не менее чем на 100 К требуется тепловая мощность РАО в одной ампуле не менее 6,5—7,5 кВт в зависимости от его температуры на входе в контейнер при средней скорости прокачки 0,4 м/с. Снихение ск
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.