Некоторые аспекты исследования возможности строительства АЭС на Луне

Полный текст

Введение Освоение космического пространства является приоритетной государственной задачей России, Китая, США, Франции, Японии[34]. Однако развитие и освоение космоса невозможно без устойчивого относительно мощного источника (на поверхности космического тела) энергоснабжения и его организации непосредственно в космическом пространстве[35] [1]. Очевидно, что из существующих стабильных технологий наиболее перспективна атомная энергетика[36] [2-4]. С этой позиции в качестве испытательного полигона для обкатки технологий строительства АЭС может рассматриваться Луна [5]. Так, Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA, США) открыло сбор предложений по созданию к 2030 г. ядерно-энергетического реактора на Луне[37] [6; 7], а госкорпорация «Роскосмос» уже предложила проект лунной базы с мини-АЭС под названием Patron Moon[38]. В настоящее время большинство концептов атомных решений в космосе сводится к изготовлению сосредоточенных и полнокомплектных установок [8], мощность которых весьма ограничена по ряду причин, среди которых, например, полезная нагрузка, выводимая ракетоносителем. В результате подобный подход не позволяет защитить установки должным образом на местах базирования в космическом пространстве, а также наладить их эффективную будущую эксплуатацию и утилизацию. С другой стороны, освоение космоса так или иначе потребует организацию и более мощных станций за счет дополнительного возможного развертывания производств на территории иных космических тел[39] [9-11]. Целью данной работы является исследование концептуальных возможностей строительства стационарной АЭС на Луне в качестве первичного испытательного полигона мощностью, превосходящей мощность одной комплектной установки, с учетом существующих доступных технологий. 1. Методы и материалы Для достижения поставленной цели произведен анализ открытых источников информации для выбора наиболее приемлемых технологий по выработке тепловой и электрической энергии на атомных реакторах, из числа тех, что способны работать в лунных условиях. Аналогичный анализ выполнен для ракетоносителей, с целью определения полезной нагрузки вывода на орбиту Луны. Конструктивное решение стационарной АЭС предложено на основании анализа и синтеза информации, полученной из открытых источников, а также с учетом логических предположений о способах создания групповой системы установок (их доставка и прилунение), сооружения защитной конструкции (путем оценки достаточности мощности рабочих приводов техники), будущей утилизации (изъятие без разрушения защитной постройки и вывод на орбиту утилизации установок, отработавших свой срок), на основании оценки вероятности падения метеоритов в пятно размещения сооружения и нагрузки от них. Полученная концепция полностью базируется на изучении и обобщении научной и научно-технической информации с некоторыми расчетными оценками, выполненными непосредственно авторами. Объект исследования - возможность строительства стационарной АЭС на Луне с учетом существующих и разрабатываемых в настоящее время технологий. Предмет исследования - концептуальная оценка архитектурно-строительных решений (в первом приближении) для стационарной АЭС на Луне с учетом транспортировки основного технологического оборудования, его защиты при работе, а также дальнейшей утилизации. 2. Результаты В качестве энергетических атомных реакторов для строительства АЭС на Луне изучены существующие и разработанные (или находящиеся в стадии разработки) установки, а именно: SNAP-10A, «Ромашка», «Бук», ERATO, «Топаз-1», «Топаз-2», «Енисей», SAFE-400, KiloPower и ядерная энергодвигательная установка мегаваттного класса (ЯЭДУ). Анализ применимости той или иной установки для использования ее в качестве стационарной для АЭС на Луне, выполнен на основе «концепции NASA для лунной базы с ядерной электрической установкой, включающей следующие требования: система должна работать автономно и при помощи управления человеком; ресурс установки - не менее 5 лет; требуемая электрическая единичная мощность установки - 30 кВт; масса - до 2000 кг; габариты - не должны превосходить размеры обтекателя ракетного носителя типа „Протон-М“ (высота × диаметр - 13,9×4,35 м); уровень надежности - вероятность безотказной работы в течении 5 лет должна превышать 90 % с учетом возможного метеоритного повреждения»[40] и «Принципов, касающихся использования ядерных источников энергии в космическом пространстве», принятых Генеральной Ассамблеей ООН в 1992 г. (Резолюция 47/68 от 14.12.1992 г.)[41], а также исходя из логических требований к внешней защите от метеоритного потока, амплитудных колебаний радиации и теплового излучения, организации теплоотвода и способа получения энергии, возможной будущей утилизации самих установок. Установлено, что наилучшим образом требованиям NASA соответствуют следующие установки: «Енисей» (Россия, год начала разработки - 1992 г. [12]); SAFE-400 (Safe Affordable Fission Engine, США, год начала разработки - 2002 г.) [13]; KiloPower (США, год начала разработки - 2015 г.)[42]. Оценка в части соответствия требованиям «Резолюции 47/68» от 14.12.1992 г. возможна только для установок SNAP-10A (США, 1965 г.) [14]; «Ромашка» (СССР, 1964 г.) [12]; «Бук» (СССР, 1969 г.)[43]; «Топаз-1» (СССР, 1987 г.) [15]; «Енисей» (Россия, 1992 г.) [12] и ядерной энергодвигательной установки мегаваттного класса (ЯЭДУ) (Россия, 2016 г.)[44]. Перечисленные установки, за исключением SNAP-10A [14], соответствуют требованиям «Резолюции 47/68», так как имеют возможность автоматического управления, могут быть выведены на орбиту захоронения, а также утилизированы по истечению срока эксплуатации. Подобная оценка остальных установок невозможна в силу отсутствия необходимой информации о них в открытых источниках. Следует отметить, что рассмотренные установки не имеют защиты от падения космических тел и дополнительной радиационной защиты от внешних амплитудных возмущений, следовательно, существует прямая необходимость в организации такой защиты. Исходя из основного принципа действия ядерных энергетических установок и способов получения электрической энергии, можно выделить установки, использующие при выработке электрической энергии теплоноситель, например эвтектичный натрий-калиевый сплав (NaK), такие как SNAP-10A [14], «Бук», «Топаз-1» [15], «Енисей» [12]). К установкам, выработка электрической энергии в которых происходит «контактным» образом за счет термоэлектрических генераторов (в частности, на основе высокотемпературных полупроводников из кремний-германиевого сплава), при этом непреобразованная в электрическую энергию часть тепла отводится ребрами-излучателями, и частичным задействованием для «контактного поджима» элементов гелия, можно отнести «Ромашку» (рассматривалась в СССР в качестве стационарного реактора на Луне) [12]. SAFE-400 [13] и ядерная энергодвигательная установка мегаваттного класса используют газовую смесь гелия и ксенона в качестве теплоносителя, а KiloPower использует натриевый теплоноситель. По своему принципу действия установки делятся на реакторы, работающие: 1) на «тепловых» («медленных») нейтронах - SNAP-10A [14], «Топаз-1» [15], KiloPower; 2) «быстрых» нейтронах - «Ромашка» [12], «Бук», SAFE-400 [13], ядерная энергодвигательная установка мегаваттного класса»; 3) «промежуточных» нейтронах - «Енисей» [12]. Отдельно стоит выделить систему ERATO (Франция, 1980-е гг.), включающую три различные силовые установки: реактор на «быстрых» нейтронах с натриевым теплоносителем и топливом из оксида урана, работающий при температуре около 670 °C; высокотемпературный реактор с газовым охлаждением (с «тепловым» или «надтепловым» спектром нейтронов), работающий при температуре около 840 °C; реактор на «быстрых» нейтронах без литиевого охлаждения, работающий при температуре 1150 °С[45]. По мощности установки делятся на маломощные - до 1 кВт (SNAP-10A [14], «Ромашка», однако для нее предложена конструктивная модернизация с повышением мощности до 3-5 кВт); средней мощности - от 3-7 кВт («Бук», «Топаз-1», «Енисей»); мощные - от 7 кВт и выше (KiloPower, ERATO, SAFE-400 и ядерная энергодвигательная установка мегаваттного класса). Масса-габаритные характеристики, для рассматриваемых установок позволяют их классифицировать следующим образом: малогабаритные - с массой до 1000 кг и длиной установки до 2 м (SNAP-10A [14], «Ромашка» [12], «Бук», KiloPower, SAFE-400 [13]); среднегабаритные - массой от 1 000 до 2 000 кг и длиной от 2 до 5 м («Топаз-1» [15], «Енисей» [12]); крупногабаритные - массой свыше 2 000 кг и длиной более 5 м (ERATO[46], ядерная энергодвигательная установка мегаваттного класса, при этом стоит отметить, что длина (высота) ЯЭДУ составляет - 53,4 м). По планируемому сроку службы: до 1 года - SNAP-10A [14], «Бук», ERATO, «Топаз-1» [15]); до 2 лет - «Ромашка» (подтвержденный испытаниями ресурс - 15 000 ч) [12]; до 5,5 лет - «Енисей» [12]; до 10 лет - SAFE-400 [13], KiloPower, ядерная энергодвигательная установка мегаваттного класса. На основании выполненного анализа наиболее перспективными из существующих на данный момент ядерных установок для использования в условиях Луны в качестве стационарной АЭС являются установки с реакторами на быстрых нейтронах, использующими газовые теплоносители и «контактные» способы выработки на полупроводниках (такие как «Ромашка», SAFE-400 и т. д.). Следует отметить, что одним из преимуществ «Ромашки» является работоспособность реактора при температуре ядра до 1900 ºС [12]. В качестве преобразователей электрической энергии эффективны термоэлектрические генераторы, так как они основаны на прямом преобразовании тепловой энергии в электрическую с использованием полупроводниковых элементов или двигателей Стирлинга. Ввиду того, что все рассмотренные установки обладают малой единичной мощностью относительно экономических требований NASA и отсутствует какая-либо информации о проверке надежности их работы в условиях падения космических камней и метеоритов, предполагается групповое размещение установок. Технология получения электрической энергии с использованием термоэлектрических генераторов и двигателей Стирлинга позволяет осуществить такое групповое размещение с реализацией единой внешней защиты от падения метеоритов, космических камней, а также радиационной защиты от амплитудных возмущений в космическом пространстве, что гарантирует работоспособность и надежность работы АЭС в условиях Луны. В качестве дальнейшего рассмотрения типов ракетоносителей и конструкции внешней защиты для ядерной установки, реализованной в самостоятельном полетном модуле, приняты следующие средние масса-габаритные характеристики: масса - до 1200 кг (2000 кг), длина - около 4900 мм, максимальный диаметр - 1800 мм. Единичная мощность установок принята в 5 кВт с гарантированным сроком эксплуатации 5 лет. Мощность и средний срок эксплуатации модулей принят на основании анализа существующих ядерных энергетических установок. Полетный модуль также должен включать в себя блок инверторов (преобразователей), баки с запасом топлива, блок двигателей, а также шасси для самостоятельного передвижения по поверхности Луны. В таблице приводится анализ основных существующих (и концептуальных) грузовых ракетоносителей достаточной мощности для транспортировки грузов (строительных узлов) и техники (роботов) на Луну для возведения стационарной АЭС. Исходя из массогабаритных характеристик реакторных установок наиболее подходящим грузовым ракетоносителем будет ракета «Энергия» (СССР), из зарубежных аналогов - ракета-носитель тяжелого класса «Сатурн-5» (США). Учитывая грузоподъемность существующих ракетоносителей (см. таблицу), а также особенности выбранной ЯЭУ, предложена концептуальная конструкция стационарной АЭС, которая в свою очередь базируется на геометрических параметрах принятых выше модулей, необходимости в защите установок и отвода тепла от них в процессе работы, возможностях возведения в условиях Луны существующими технологиями (планируемыми в ближайшей перспективе), предельной мощности используемой техники (в частности, луноходов). Так, в первом приближении принято объемно-планировочное решение купольной конструкции с высотной отметкой над поверхностью планировки +8,500 м, общим диаметром 23,2 м, при количестве размещаемых в одной конструкции установок до 12 шт. (общая мощность - 60 кВт, с двойным резервированием относительно требований NASA). Анализ существующих и разрабатываемых грузовых ракетоносителей, способных доставить грузы на Луну[‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡] № Название Состояние Масса полезной нагрузки, перемещаемой до траектории на Луну, т Космодром 1 «Сатурн-5» Последний запуск был в 1973 г. 43,5 Стартовый комплекс LC-39, Космический центр имени Джона Ф. Кеннеди (КЦ Кеннеди) 2 «Энергия» Последний запуск был в 1988 г. 32 Байконур 3 SpaceX Starship В разработке, 2024 г. 50 SpaceX LC, Техас LC-39A, LC-49 4 Falcon Heavy Последний запуск был в 2019 г. 16,8 LC-39A, КЦ Кеннеди SLC-4E, Ванденберг 5 Falcon 9 Последний запуск был 25 февраля 2022 г. 4 SLC-40, мыс Канаверал SLC-4E, Ванденберг LC-39A, КЦ Кеннеди 6 Н1 Все запуски были неудачными 5,56 Байконур 7 «Енисей» 2028 В разработке, 2028 г. 27 Восточный 8 Launch System Space В разработке, 2022 г. 45 LC-39, КЦ Кеннеди 9 «Чанчжэн-9» На стадии проектирования 50 - 10 «Дон» На стадии проектирования 32 Восточный 11 «Вулкан» Был в разработке до 1987 г. 43 Байконур 12 «Протон М» Последний запуск был 13 декабря 2021 г. 5,7 Байконур Analysis of existing and developing rocket systems that can deliver cargoes to the Moon [§§§§§§§§§§§§] No. Name Status Weight of payload moved to the track to the Moon, t Cosmodrome 1 “Saturn-5” The last start was in 1973 43.5 Launch Complex 39 (LC-39), The John F. Kennedy Space Center 2 “Energiya” The last start was in 1988 32 Baikonur 3 SpaceX Starship In the works, 2024 50 SpaceX LC, Texas LC-39A, LC-49 4 Falcon Heavy The last start was in 2019 16.8 LC-39A, The John F. Kennedy Space Center SLC-4E, Vandenberg Space Force Base 5 Falcon 9 The last startup was on February 25, 2022 4 SLC-40, Cape Canaveral SLC-4E, Vandenberg Space Force Base LC-39A, The John F. Kennedy Space Center 6 Н1 All the starts were unsuccessful 5.56 Baikonur 7 “Enisej” In the works, 2028 27 Vostochny 8 Launch System Space In the works, 2022 45 LC-39, The John F. Kennedy Space Center 9 “Chanchzhen-9” In the design stage 50 - 10 “Don” In the design stage 32 Vostochny 11 “Vulkan” Was in development until 1987 43 Baikonur 12 “Proton M” The last startup was on December 13, 2021 5.7 Baikonur а б Рис. 1. Ограждающая защитная конструкция АЭС для установки на Лунной поверхности (диаметр скважин принят равным 160-170 мм, глубина - 3000 мм): а - план; б - продольный разрез[*************] Figure 1. Enclosing protective structure of the nuclear power plant for installation on the Lunar surface (the diameter of the boreholes is taken equal to 160-170 mm, depth - 3000 mm): a - plan; b - longitudinal section[†††††††††††††] Количество объединяемых в группу ЯЭУ зависит от безопасности совместной работы, потребности в мощности (электрической энергии) для их потребителей. Расстояние между установками принято из условий их безопасной эксплуатации, а также транспортных перемещений и равно - 3 м. Купол оснащается транспортным шлюзом диаметром 2 м, который служит для многоразового использования самого сооружения при условии эксплуатационной замены оборудования. В качестве ограждающей конструкции используется покрытие из кевларовых нитей (или ткани на основе этих нитей), хорошо воспринимающих динамические нагрузки, которое можно возвести в условиях Луны, и насыпь местного грунта - реголита, являющегося защитой от космической радиации и тепловых перепадов [16-19]. Несущая конструкция выполняется в виде арок из титана с центральной поддерживающей стойкой (круглого сечения диаметром 150 мм[‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡], рис. 1). Основным параметром, на котором основываются геометрические размеры купола, является верхняя отметка над уровнем дневной поверхности Луны, которая в первую очередь определяется принятой геометрией реакторных электрических модулей, а также возможностями луноходов при возведении АЭС (их необходимой мощности). Жесткая конструкция несущих элементов купола обусловлена необходимостью многоразового использования, снижением зависимости от амплитудных температурных колебаний и внешних деформаций поверхности Луны [16]. Отвод избытка тепла при выработке энергии предусматривается частичным радиационным поглощением самим реголитом [20; 21]. Риск падения космических тел на купол стационарной АЭС радиусом 23,2 м оценен из расчета среднего количества камней, падающих на поверхность Луны за сутки, а нагрузка от них - исходя из средней массы одного камня и его приближенной скорости столкновения. Так, масса космических камней, падающих на Луну в сутки, составляет 2700 кг[§§§§§§§§§§§§§]; количество космических камней, падающих на Луну в сутки, - 100 000 шт.[**************]; средняя масса одного космического камня, падающего на Луну в сутки, может быть определена из отношения массы всех камней, падающих за сутки, к их количеству и составит 0,027 кг/сут. Площадь поверхности Луны[††††††††††††††] - 3,793·1013 м2. Разделив количество камней, падающих на ее поверхность в сутки, можно получить количество космических камней, падающих на единицу площади поверхности Луны, которое составляет в сутки 2,64·10-9 шт./(м2·сут). Площадь поверхности защитного купола радиусом 23,2 м и высотой 8,5 м равна 1602,21 м2. Следовательно, вероятность падения одного космического камня в сутки на единицу площади купола будет определяться произведением площади поверхности купола на количество падающих космических камней в единицу площади и времени и составит 4,23·10-6 (м2·сут). Исходя из этого, количество космических камней, которые упадут в течение всего срока эксплуатации группы ядерных установок при расчетном сроке в 5 лет, составит 7,72·10-3 шт./(м2·ср. экспл.). Согласно «Рекомендациям по применению принципов и способов противоаварийной защиты в проектах строительства»[‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡], события с вероятностью выше 1·10-3 (событий/год) относятся «к области недопустимого риска, требующего обязательного выполнения мер по его снижению, невзирая на размер финансовых затрат»[§§§§§§§§§§§§§§]; следовательно, необходимо принять меры по снижению рисков падения космических камней, а значит - предусмотреть внешнюю защиту установок. Средняя масса космических камней, падающих на Луну в сутки, а единицу площади составит 7,12·10-16 кг. Умножив это значение на площадь поверхности купола, можно получить среднюю массу этих тел, которая будет приходиться на площадь защитного купола в сутки - 1,14·10-13. кг. Средняя скорость падения камней составляет 25 000 м/с[***************]; следовательно, сила, с которой падают космические камни в единицу времени на единицу площади, составляет 675 Н/с. Таким образом, квазистатическая нагрузка от падающего камня будет определяться по формуле P = FKдин, (1) где F - средняя сила, с которой падают космические камни в единицу времени на единицу площади защитного купола (определена выше), кН; Kдин - коэффициент динамичности, равный 1,4. Для оценки в первом приближении защитных свойств кевлара сравним расчетное сопротивление растяжению кевлара с силой от падающих космических камней и весом реголитной засыпки: Rкевлара > P/A + ρtgtgθ0, (2) где Rкевлара - расчетное сопротивление растяжению кевлара, принято равным 3250 МПа[†††††††††††††††]; P - квазистатическая нагрузка от падающего камня, определяемая по (1) и равная 945 Н/с; А - приведенная площадь, на которой распределена нагрузка P, при условии выполненной защиты из реголита, м2, при среднем угле внутреннего трения реголита в 17,5º [17] составит 0,46 м2 (рис. 2); ρ - плотность реголита, принята равной[‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡] 3000 кг/м3; t - толщина слоя реголита, м (рис. 1); g - ускорение свободного падения, на Луне составляет 1,62 Н/кг; tgθ0 - тангенс угла наклона плоскости скольжения к вертикали, равный 0,73. В данной работе толщина реголита принята на основании обзора существующих исследований и равн 500 мм [17; 16]. Следует учесть, что на толщину защитного слоя реголита будут влиять радиационно-физические условия эксплуатации ЯУ и ее теплотехнические характеристики. Кроме того, нужно учитывать снижение прочности вследствие старения кевлара, а также возможное снижение прочности, связанное с «распуханием» (изменением структуры нитей) и температурными метаморфозами, что учтено в снижении конечной прочности нитей на 2/3. Выполнив расчет по (1), получим, что прочность кевлара будет вполне обеспечена от площадной нагрузки, так как предполагается, что на ткань из кевлара будет приходиться распределенная нагрузка за счет распределения верхним слоем реголита. θ0 = 45°-φ/2P а б Рис. 2. Схема приложения нагрузки (а): P - квазистатическая нагрузка от падающего камня, Н; θ0 - угол наклона плоскости скольжения к вертикали; φ - угол внутреннего трения, для реголита равный 17,5°; изометрическая проекция распределения нагрузки (б) (условно принято приложение нагрузки под углом 90°) Figure 2. Scheme of the load application (a): P - quasi-static load from the falling stone, N; θ0 - angle of inclination of the sliding plane to the vertical; φ - angle of internal friction, for regolith equal to 17.5°; isometric projection of load distribution (б) (the load is conventionally applied at an angle of 90°) Вероятность падения астероидов массой 30 г составляет 6,14·10-10 шт./(м2·год) или 3,07·10-9 шт./(м2·ср. экспл.)[§§§§§§§§§§§§§§§], что меньше значения 5·10-5 событий/год, а следовательно, не требуется предусмотрения дополнительных мероприятий по снижению этих рисков[****************]. Для строительства рассматриваемой конструкции внешней защиты АЭС на Луне предлагается использование следующих видов строительной техники, которой будут оснащены луноходы: шнек - для покрытия конструкции слоем реголита (заметим, что реголит, несмотря на «рыхлость» обладает высокой связностью частиц, то есть способен налипать частицами друг к другу [20; 22]); буровая установка для закрепления опор конструкций купола в лунном грунте[††††††††††††††††]; роботизированная установка по сборке полуарок и центральной стойки каркаса на отметке планировки (на фланцевом стыке) [23]; грузоподъемный механизм для установки арок и центральной стойки каркаса в проектное положение; механизм для наматывания нитей кевлара между несущими конструкциями. Произведем оценку мощности, достаточной для подъема лунного грунта на высотную отметку +8,500 м. Примем операционную неснижаемую мощность на основе аналога, а именно советского «Лунохода-1», в котором вырабатываемая мощность равнялась 150-170 Вт[‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡] и ее хватало на передвижение аппарата и работу систем связи. Наращивание мощности на рабочие операции предлагается осуществлять дополнительно[§§§§§§§§§§§§§§§§] за счет радиоизотопных источников энергии [24], эта мощность и будет расходоваться на возведение каркаса и ограждающей конструкции защитного купола. Производительность такой установки для шнекового оборудования может быть приблизительно оценена по формуле (3) где N - мощность шнекового насоса, принята равной 300 Вт в первой итерации (на основе сведений о существующем марсоходе Perseverance); ρ - плотность реголита, принята равной[*****************] 3000 кг/м3; g - ускорение свободного падения на Луне, составляет 1,62 м/с2; Q - производительность подачи грунта, м3/ч; H - максимальная высота подачи грунта, м; η - коэффициент полезного действия установки, принят равным 0,9[†††††††††††††††††]. Из (2) получаем производительность подачи грунта шнеком, которая составит 23,53 м3/ч (при мощности в 300 Вт). При снижении мощности на каждый 1 Вт производительность будет падать на 0,08 м3/г. Так как в нормальных условиях предел упругости титановых сплавов близок к кевлару - 1050 МПа[‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡‡] (однако следует учитывать снижение прочности вследствие старения кевлара, а также возможное снижение прочности, связанное с «распуханием» - изменением структуры нитей и температурными метаморфозами, что учтено в снижении конечной прочности нитей на 2/3), то примем сечение полуарок конструктивно в виде трубы общим диаметром 150 мм, толщиной 5 мм и соединением на фланцевые стыки отдельных элементов. Масса полуарки ориентировочно составит 220 кг (при ее длине в 20,48 м). Требуемая статическая мощность крана в таком случае может быть оценена по формуле (4) где Qп - требуемая грузоподъемность, равная 36,7 кг (вес полуарки в условиях тяготения Луны); V - максимальная скорость подъема, принята равной 0,007 м/с (на основании данных о безопасной скорости движения марсохода Perseverance[§§§§§§§§§§§§§§§§§]); ηтр - КПД трансмиссии, принят равным 0,985 - как для механической трансмиссии; kp - коэффициент коррекции, связанный со снятием с двигателя мощности, принимается в интервале от 0,93 до 0,96. Подставив указанные выше значения в (3), получим значение требуемой мощности для подъема одной полуарки, которое составит 3 Вт. Основные операции возведения предлагаемой конструкции АЭС приведены на рис. 3. а б Рис. 3. Основные операции при возведении АЭС: а - бурение скважин; б - сборка элементов каркаса и установка каркаса в проектное положение Figure 3. The main operations during the construction of the nuclear power plant: а - drilling wells; б - assembling the elements of the framework and installation of the framework in the designed position в г Рис. 3. Основные операции при возведении АЭС (продолжение): в - установка транспортного шлюза; г - навивка нитей кевлара и покрытие конструкции реголитом Figure 3. The main operations during the construction of the nuclear power plant (continuation): в - installation of the transport airlock; г- winding the strands of kevlar and covering the structure with regolith д е Рис. 3. Основные операции при возведении АЭС (окончание): д - установка модулей в группу; е - утилизация модулей Figure 3. The main operations during the construction of the nuclear power plant (ending): д - installation of modules in the group; е- disposal of modules 3. Обсуждение На основании выполненного анализа наиболее перспективной из существующих на данный момент ядерных установок для использования в условиях Луны как стационарной АЭС являются установки с реакторами на быстрых нейтронах, использующими газовые теплоносители (например, «Ромашка», SAFE-400 и т. д.). В качестве преобразователей электрической энергии эффективны термоэлектрические генераторы, так как они основаны на прямом преобразовании тепловой энергии в электрическую посредством полупроводниковых элементов или двигателей Стирлинга. Поскольку рассмотренные установки обладают малой единичной мощностью относительно требований экономической целесообразности (определенных NASA) и отсутствует информации о надежности их работы в условиях падения метеоритов и космических камней, предполагается групповое размещение установок. Технология получения электрической энергии с использованием термоэлектрических генераторов (или двигателей Стирлинга) позволяет осуществить такое групповое размещение с реализацией единой внешней защиты от падения метеоритов, космических камней, а также радиационной защиты от амплитудных возмущений в космическом пространстве, что гарантирует работоспособность и надежность работы АЭС в условиях Луны. Изученные реакторные установки при работе в группе в космическом пространстве (в условиях Луны) требуют защиты от падения космических тел в течение срока эксплуатации только в виде космических камней, вероятность попадания их в пятно расположения сооружения превышает допустимую, согласно «Рекомендациям по применению принципов и способов противоаварийной защиты в проектах строительства»[******************]. Защита может быть организована за счет использования комбинированной ограждающей конструкции с применением кевларовой ткани, которая обладает необходимой прочностью при динамических воздействиях (что также подтверждается в [17]), и местного грунта - реголита. Анализ существующих исследований, посвященных архитектурно-строительным решениям стационарных комплексов на Луне и Марсе [16; 17], показал, что защита внутреннего пространства от амплитудных колебаний радиоактивного излучения и температуры также может быть организована с применением реголита. Он обладает необходимыми характеристиками для частичного радиационного съема остаточного тепловыделения при выработке энергии за счет свойств поглощения [20], позволяет некоторым образом рассредоточить нагрузку от падающих космических камней, а жесткий каркас, выполненный в титане (в отличие от «надувных» систем [16; 17]), способен обеспечить постоянный объем внутреннего пространства и равноудаленность установок друг от друга при внешних воздействиях. Заключение Оценка концепта защитной конструкции АЭС на Луне показывает, что реакторные установки можно утилизованы на соответствующую орбиту по завершении срока эксплуатации без использования сложной технологии их переработки за счет наличия транспортного модуля и самой конструкции технического устройства установки, при этом защитная оболочка в виде ограждающей конструкции допустимо использовать еще раз. При ее строительстве не требуется значительной мощности и особого вида оборудования, а в качестве основных источников может быть использована энергия радиационных изотопов. В качестве дальнейших исследований предлагается произвести проверку радиационного теплопоглощения реголита путем математического моделирования при известных свойствах; определить толщину, необходимую для снижения амплитуды радиационного воздействия; рассмотреть иные технические возможности нанесения реголита на поверхность купола, в том числе 3D-печать; учесть старение и потерю свойств кевлара при действии температурных колебаний и космической радиации; подробно проанализировать работу и долговечность несущих конструкций купола в условиях температурного воздействия, низких гравитационных сил, влияния падающих рядом космических тел путем математического моделирования методом конечного элемента.

Об авторах

Вячеслав Васильевич Белов

Национальный исследовательский Московский государственный строительный университет

Email: boks-obn@list.ru
ORCID iD: 0000-0002-6246-6100

кандидат технических наук, доцент кафедры строительства объектов тепловой и атомной энергетики

Российская Федерация, 129337, Москва, Ярославское шоссе, д. 26

Светлана Андреевна Сазонова

Национальный исследовательский Московский государственный строительный университет

Автор, ответственный за переписку.
Email: s.sazonovaa17@mail.ru
ORCID iD: 0000-0003-4025-2053

студент, кафедра строительства объектов тепловой и атомной энергетики

Российская Федерация, 129337, Москва, Ярославское шоссе, д. 26

Список литературы