SYNERJETICS GROUP Экономически эффективная перевозка отработанного ядерного топлива (ОЯТ) в точку либрации для хранения при помощи многоразовых аэрокосмических носителей и ядерно-электрических межорбитальных буксиров с твердофазным ядерно-электрическим двигателем.

Главная страница

Цели освоения космоса

Миссия космонавтики

Кризис цивилизации

На распутье

Программа освоения космоса

Хранилище на орбите

Орбитальная медицина

Аэрокосмические носители

Описание концепции

Обоснование концепции

Анализ эффективности

Обратная связь

Экономически эффективная деятельность в космосе:
лунная орбита - реальная альтернатива глубинам Земли

Памяти последнего экипажа "Колумбии" посвящается

Ю. И. Лобановский

Краткое содержание

Хранение отработанного ядерного топлива (ОЯТ) вне Земли на лунной орбите в устойчивой точке либрации позволяет разрешить ключевую проблему современной ядерной энергетики - проблему так называемых ядерных отходов. В работе описаны основные черты транспортной системы, состоящей из многоразовых аэрокосмических носителей Star Liner и ядерно-электрических межорбитальных буксиров Space Tug и предназначенной для перевозки ОЯТ в точку либрации. Показано, что затраты на транспортировку ОЯТ по предварительным данным могут составлять не более 70% от цены на его захоронение. Кроме того, предлагаемая транспортная система может стать основой для последующей реализации таких направлений деятельности человечества как космическое производство и освоение Солнечной системы.

Ключевые слова: Отработанное ядерное топливо (ОЯТ) - Хранение - Точка либрации - Межорбитальный буксир - Твердофазный ядерно-электрический двигатель (ТФЯРД) - Удельный импульс - Многоразовый аэрокосмический носитель - Стоимость - Прибыль

ТАБЛИЦА СИМВОЛОВ

R₁ - средний радиус низкой орбиты
R₂ - средний радиус лунной орбиты (орбиты, по которой Луна вращается вокруг Земли)
v₁ - скорость на низкой орбите
v₂ - скорость на лунной орбите
I_sp - удельный импульс
M₀ - стартовая масса
m - относительная масса
m_p - относительная масса полезной нагрузки
m_s - доля массы конструкции (сухой массы) в стартовой массе летательного аппарата
m_e - относительная масса силовой установки
f - относительная масса рабочего тела
P - тяга ракетного двигателя
g - ускорение свободного падения
K - гравитационный параметр Земли
E - удельная механическая энергия
E_t - удельная тепловая энергия
η_p - критерий энергетической эффективности
η_t - коэффициент преобразования тепловой энергии в сопле
L - число произведенных летательных аппаратов
n - среднее число транспортных операций за время жизни летательного аппарата
s - масштабный фактор
K_s - эмпирический инвариант
c_s - стоимость транспортировки единицы массы полезного груза в стандартной транспортной операции

I - Проблема хранения отработанного ядерного топлива

Любые крупные инновационные проекты должны решать насущные земные проблемы. В условиях начинающейся необратимой деградации земной биосферы одной из таких проблем является захоронение и/или переработка (репроцессинг) отработанного ядерного топлива (ОЯТ), получаемого сейчас в реакторах атомных электростанций. Однако в результате репроцессинга на каждую тонну ОЯТ создается в среднем 4.5 тонны высокоактивных отходов, 150 тонн жидких среднеактивных и более 2000 тонн низкоактивных отходов, которые сами требуют захоронения [1]. Кроме того, еще в середине 70-х гг. XX века США отвергли идею коммерческого использования репроцессинга главным образом из соображений, связанных с ядерным нераспространением [2]. В настоящее время на таких же позициях находятся Германия, Канада, Швеция и некоторые другие страны. Острой критике репроцессинг подвергается и во Франции. При этом сам репроцессинг элементарно экономически невыгоден [3].

Поэтому глубокое подземное захоронение в настоящее время является официально признанным способом изоляции отработанного топлива для большинства ядерных держав. Тем не менее, практически никто на самом деле таким захоронением не занимается. Более того, попытки приступить к подготовке реального захоронения ОЯТ встречают сейчас ожесточенное сопротивление жителей регионов, где это предполагается делать, а также местных властей [4-7] Отработанное ядерное топливо складируется сейчас во временных хранилищах около атомных электростанций. В настоящее в мире уже не менее 100 тысяч тонн ОЯТ находится там, и в одних только США каждый год его прибавляется еще 2 тысячи тонн. Производство электроэнергии на атомных электростанциях США составляет менее 1/3 от мирового. Поэтому в мире производится не меньше 6 тысяч тонн ОЯТ, и мощности хранилищ постепенно приближаются к полному исчерпанию [2, 8]. Таким образом, через 15 - 20 лет его будет накоплено уже не менее 200 тысяч тонн.

По скандально известному контракту российского министерства атомной промышленности, обеспеченному законом, принятым недавно в России, за утилизацию 20 тысяч тонн ОЯТ должно быть заплачено 20 миллиардов долларов, по $1000 за килограмм. Европейские цены на репроцессинг установлены в настоящее время на уровне в $1000 за 1 кг тяжелого металла (урана) [2].

II - Точка либрации - подходящее место для хранения отработанного ядерного топлива

Около 30 лет назад впервые было предложено наиболее высокоактивные продукты репроцессинга, например, трансурановые элементы (в первую очередь плутоний) для захоронения выводить в космос с помощью существовавших тогда носителей (см., например, [9]). Однако подобные предложения в то время не прошли по экономическим соображениям - удельная стоимость выведения полезной нагрузки в космос западными одноразовыми носителями оказалась на порядок больше, чем цена его захоронения. Кроме того, недостаточная надежность таких носителей сильно мешала реализации подобных предложений. Несколько лет назад был предложен эффективный многоразовый аэрокосмический носитель Star Liner (SL) [10-12], позволяющий снизить стоимость доступа на низкую околоземную орбиту до уровня 300 $/кг, что на полтора - два порядка ниже, чем стоимость для современных одноразовых и частично многоразовых носителей США и Европы [13]. Однако, для достижения таких уровней стоимости выведения на носителе SL необходимы грузопотоки, достигающие 10 тысяч тонн в год. Сопоставление всей этой информации приводит, возможно, для кого-то и к парадоксальному, но, если внимательно вдуматься, довольно естественному предложению - начать использование аэрокосмического носителя SL с транспортировки отработанного ядерного топлива в космос на низкую околоземную орбиту.

Но что же с ним делать дальше? Оставлять ОЯТ там вследствие малого срока существования на низкой орбите нельзя. Отправлять в космос подальше от Земли? Это означает потерю контроля над огромным количеством радиоактивных материалов, которые станут хаотически перемещаться по Солнечной системе. Вряд ли наши потомки будут нам за это благодарны. Направить на Солнце или за пределы Солнечной системы? Это (особенно первое) потребует чрезмерных энергетических затрат, и, поэтому, не может быть экономически выгодным. Можно собрать хранилище отработанного ядерного топлива из выводимых контейнеров на достаточно высокой орбите вокруг Земли. Но какова должна быть высота этой орбиты и насколько устойчивым будет там положение хранилища?

Если бросить свой взгляд на сферу Хилла - область пространства радиусом 1.5 миллиона километров вокруг Земли, в которой она способна вечно удерживать свои спутники, сразу же обращают внимание две точки пространства, удаленные от Земли на такое же расстояние, как и Луна - так называемые треугольные точки либрации L4 и L5 [14]. Каждая из них расположена в одной из вершин равностороннего треугольника, в двух других вершинах которых находятся Земля и Луна. Эти точки пространства удалены от Земли в среднем на 384 тысячи километров, что в 60 раз превышает радиус Земли. Эти точки пространства являются устойчивыми, что означает следующее: если туда с достаточно малой скоростью попадет какой-либо объект, то при отсутствии сильных возмущений он вечно (пока существуют Земля и Луна) останется в окрестности этой точки. Таким образом, одна из треугольных (устойчивых) точек либрации является вполне подходящим местом для размещения хранилища отработанного ядерного топлива.

Оценим теперь затраты характеристической скорости, необходимые для перелета с низкой околоземной орбиты высотой 200 км (R₁ = 6.57·10³ км) в треугольную точку либрации (R₂ = 384·10³ км) по эллиптической траектории. Для выхода на траекторию перехода требуется разогнаться так же, как для совершения такого же полета к Луне - на 3.13 км/с. Это означает, что скорость аппарата после разгона должна быть 10.9 км/с. В связи с тем, что завершение разгона происходит на большей высоте, в реальности скорость аппарата в момент отсечки двигателя обычно немного меньше, например, при полетах корабли по программе Apollo она составляла, примерно, 10.85 км/с [14]. В верхней точке эллипса скорость полета уменьшится до 0.19 км/с (что легко определить с помощью закона сохранения момента импульса). Орбитальная скорость Луны, а, значит, и объекта в точке либрации составляет 1.02 км/с [14]. Таким образом, при отсутствии необходимости поворачивать плоскость орбиты при переходе в точку либрации с эллиптической траектории потребуется разгонный относительно Земли импульс величиной около 0.83 км/с.

Плоскость орбиты Луны с периодом 18.6 года прецессирует, изменяя угол наклона к экваториальной плоскости Земли от 18.3° до 28.6° и обратно [14]. Если космодром находится в полосе между 45° северной и южной широт, то аэрокосмический носитель с параллаксом 3000 км (изменение широты при разгоне на 27°) всегда может выйти на орбиту, плоскость которой совпадает с плоскостью орбиты Луны, и тогда стартовать в точку либрации можно будет с каждого витка, а не, примерно, раз в две недели. Однако, для некоторого уменьшения расхода топлива АКС, а также для обеспечения выведения полезных нагрузок по другим программам на экваториальную орбиту целесообразно разместить космодром в полосе широт от 10° - 15° до 25° - 30°. Таким образом, номинальная характеристическая скорость перелета в точку либрации с низкой околоземной орбиты будет составлять 3.96 км/с. Расхождение плоскостей траектории перехода и лунной орбиты в 1° увеличивает характеристическую скорость всего на 4 м/с. Но, если в качестве стартовой выбрать постоянную орбиту с промежуточным наклонением, то при расхождении плоскостей в 5.15° характеристическая скорость увеличивается уже на 108 м/с. Так что коррекция наклонения орбиты за время между двумя очередными полетами буксира будет ничтожной, но создавать постоянную орбитальную станцию для стыковок аэрокосмических носителей и буксиров на орбите с наклонением 23.45° нерационально. В итоге, в первом приближении примем, что с учетом потерь и затрат на коррекцию траектории запас характеристической скорости аппарата, совершающего такой перелет, составит 4.0 км/с. Практически столько же потребуется для возвращения назад. Суммарная характеристическая скорость всей операции будет близка к 8 км/с, что исключает экономически эффективное использование аппаратов с химическими ракетными двигателями.

Следовательно, для многократных перевозок груза требуются либо тепловые ядерные, либо электроядерные межорбитальные буксиры. Время полета последних составит от 2 до 6 месяцев [14], что позволяет также сразу исключить их из рассмотрения. Таким образом, остаются только межорбитальные буксиры с ядерными двигателями большой или умеренной тяги. На ближайшую перспективу они могут использовать только твердофазные ядерные ракетные двигатели (ТФЯРД), удельный импульс которых не превышает 8.5 - 9 км/с [15]. Из сопоставления с характеристической скоростью рассматриваемой межорбитальной операции легко сделать вывод о невозможности уложиться в заданную удельную стоимость транспортировки - 1000 $/кг, даже при удельной стоимости выведения на низкую орбиту 300 $/кг.

III - Основные характеристики ядерно-электрического межорбитального буксира

Однако, если при возвращении использовать аэродинамическое торможение в атмосфере, а удельный импульс ТФЯРД повысить до 11.5 - 12 км/с, то ситуация изменяется кардинально. В этом случае для возвращения на низкую орбиту потребуется тормозной импульс в точке либрации величиной 0.83 км/с, а также разгонный импульс для выхода на круговую орбиту величиной 0.05 - 0.10 км/с. Вместе с затратами на коррекцию и резервами оценим суммарную характеристическую скорость возвращения величиной в 1.0 км/с.

Ключевым вопросом становится достижения твердофазным ядерным ракетным двигателем указанной выше величины удельного импульса, превышающего достигнутые при наземных испытаниях значения на 2.5 - 3 км/с. Этого можно добиться, не увеличивая температуру активной зоны ядерного реактора, но, применяя подходы по существу аналогичные тем, которые использовались при концептуальном проектировании синергетического разгонного двигателя аэрокосмического носителя SL [10-12]. Основная идея заключается в том, что рабочее тело - водород отбирает у ядерного реактора часть его тепловой энергии для превращения ее в электрическую, затем этот водород снова нагревается в реакторе до максимально возможной температуры, а после этого перегревается с помощью выработанной на предыдущем этапе электрической энергии. При этом электрическое форсирование реактивной струи заметно повышает ее температуру и энтальпию, и, соответственно, удельный импульс. Следует отметить, что практически вся тепловая энергия реактора вкладывается в струю, не требуя создания огромных низкотемпературных радиаторов-излучателей для сброса в пространство подавляющей части тепловой энергии реактора, как во всех электроядерных силовых установках. Стоит также упомянуть, что сейчас в США стало рассматриваться также "химическое форсирование" ТФЯРД [16].

Если стартовая масса аппарата на низкой околоземной орбите m₀ = 1.0, тогда его масса в точке либрации при удельном импульсе I_sp = 12 км/с составит величину m₁ = 0.717. После отделения полезной нагрузки, относительная масса которой равна m_p = 0.5, масса аппарата будет m₂ = 0.217, и после возвращения на низкую орбиту - m₃ = 0.20. Таким образом, возникает схема беспилотного ядерно-электрического межорбитального буксира Space Tug (ST), основные характеристики которого в первом приближении следующие: относительная масса конструкции m_s = 0.2, относительная масса рабочего тела (водорода) f = 0.3 и масса полезной нагрузки m_p = 0.5 от стартовой массы буксира. При этом относительная масса силовой установки вместе с радиационной защитой m_e принимается равной 0.075 при тяговооруженности P/(M₀g) ≈ 0.1, что в 1.5 раза больше, чем у известной советской разработки - твердофазного ядерного двигателя РД-0410 [15]. На баки, лобовой тормозной экран и скрепляющую все элементы межорбитального буксира ферму остается 0.125 от стартовой массы, что вполне соответствует традиционным оценкам массы конструкции для таких его подсистем.

Для оценки удельной стоимости межорбитальных транспортных операций вычислим сначала в соответствии с разработанной ранее методикой критерий энергетической эффективности межорбитального буксира η_p [13], представляющий собой отношение механической энергии, приобретенной полезной нагрузкой, к энергии, затраченной буксиром на все его разгоны и торможения. Удельная механическая энергия ΔE, приобретенная полезной нагрузкой равна:

ΔE = K(R₁⁻¹ − R₂⁻¹) − 1/2(ν₁² − ν₂²),

где K - гравитационный параметр Земли (K = 3.986·10¹⁴ м³/с²), R₁ и R₂ - соответственно средние радиусы низкой и лунной орбит, v₁ и v₂ - скорости на них. Из этой формулы следует, что ΔE = 29.7 МДж/кг и составляет 0.92 от удельной энергии полезной нагрузки, приобретаемой ею при выведении на низкую орбиту.

Удельная тепловая энергия E_t, произведенная ядерным реактором, равна удельной кинетической энергии реактивной струи, деленной на коэффициент преобразования тепловой энергии в сопле η_t:

E_t ≈ (f I_sp²) / (2η_t),

где f - относительная масса рабочего тела, I_sp - удельный импульс, в данной ситуации очень близкий к скорости истечения струи. Типичная величина коэффициента для ТФЯРД η_t ≈ 0.80 [15].

Следовательно, критерий энергетической эффективности ядерного межорбитального буксира вычисляется следующим образом:

η_p ≈ (2m_pη_tΔE) / (f I_sp²),

и оценка его величины η_p = 0.55. Мы видим, что этот основной технико-экономический показатель межорбитального буксира ST довольно высок и, примерно, в 6 раз превышает соответствующий показатель аэрокосмического носителя SL [13]. Поэтому можно рассчитывать на то, что затраты при орбитальных перевозках будут существенно ниже, чем при выведении полезной нагрузки на низкую орбиту.

IV - Оценки стоимости транспортировки отработанного ядерного топлива в точку либрации

Из проделанного выше анализа следует, что, если за 20 лет (срок эксплуатации первого поколения транспортной системы) может потребоваться складировать в точке либрации все не переработанные ядерные материалы (в том числе и те, которые будут вновь произведены за это время), необходимо организовать грузопоток до 15 тысяч тонн отработанного ядерного топлива (сборок ТВЭЛ) в год. Для начала примем, что каждый год их надо будет перевозить 6 тысяч тонн. Таким образом, всего по программе в точку либрации должно быть перевезено 120 тысяч тонн ОЯТ. Примем, что масса контейнера составит 0.1 от массы содержимого, а также, что масса системы аварийного спасения контейнера также составляет 0.1 ОЯТ. Тогда контейнерный грузопоток между низкой и лунной орбитой составит 6.6 тысяч тонн в год (подробнее см. ниже).

Контейнеры с ОЯТ обладают очень высокой плотностью - не ниже 5000 кг/м³, а плотность криогенного водорода, являющегося рабочим телом межорбитального буксира, наоборот очень мала - 70 кг/м³. Если водород возить отдельными рейсами аэрокосмического носителя SL, то, в связи с ограничениями по объему отсека полезной нагрузки его второй ступени можно будет выводить на орбиту не более половины максимально допустимой по массе полезной нагрузки, что соответственно увеличит удельную стоимость доставки водорода на низкую околоземную орбиту. Если же в каждом полете носителя SL одновременно выводить и контейнеры с ОЯТ, и водород для транспортировки этих контейнеров в точку либрации, можно полностью реализовать потенциальные возможности аэрокосмического носителя, как по массе, так и по объему выводимой полезной нагрузки.

Масштаб носителя SL выбирается из условия выведения на орбиту полезной нагрузки массой около 30 тонн. Тогда в первом приближении целесообразной представляется следующая конфигурация полезной нагрузки: всего контейнеров с ОЯТ - 4, каждый контейнер содержит 4.0 тонны реакторных сборок, 0.40 тонны составит его оболочка (сфера из нержавеющей стали диаметром около 1 м и с толщиной стенки около 10 мм), и дополнительные устройства. Столько же - система аварийного спасения (САС) контейнера - развертывающаяся надувная зонтичная конструкция и, возможно, твердотопливный ракетный двигатель финального торможения для мягкой посадки, которая должна обеспечить безопасное возвращение контейнера в случае серьезной аварии с разрушением носителя. Общая масса контейнеров составит 19.2 тонны. В отсеке полезной нагрузки размещается также 11.2 тонны водорода объемом 160 м³. Всего полезная нагрузка аэрокосмического носителя SL будет составлять 30.4 тонны. Тогда в соответствии с предварительными проектными показателями его стартовая масса составит 304 тонны [10-12]. В год осуществляется 375 полетов с ОЯТ на 15 носителях, и еще 25 полетов на шестнадцатом носителе с другими полезными нагрузками, такими как спутники и космические аппараты. Таким образом, в течение года всего совершается 400 полетов. При этом на низкую орбиту перевозится 6000 тонн отработанного ядерного топлива, 4200 тонн водорода, то есть вместе с контейнерами и САС всего 11400 тонн по программе складирования отработанного ядерного топлива, и еще 600 - 750 тонн других полезных нагрузок, то есть всего около 12000 тонн в год. На Землю с орбиты возвращается не менее 600 тонн в год, составляющих массу перевозимых в аэрокосмических носителях систем аварийного спасения.

Таким образом, число аэрокосмических носителей L = 16, полное число полетов каждого n = 500, масштаб по отношению к АКС Sänger s = 0.83, η_p = 0.09, K_s = 400 $/кг [13], и удельная стоимость выведения будет равна, примерно, c_s = 310 $/кг по суммарной полезной нагрузке (см. формулы (3) - (4) из работы [13]), то есть около $590 на килограмм отработанного ядерного топлива.

На межорбитальный буксир на низкой орбите собирается полезная нагрузка с 5 аэрокосмических носителей SL, всего 20 контейнеров общей массой 88 тонн, а в них - 80 тонн отработанного ядерного топлива, так как после выхода на орбиту системы аварийного спасения отсоединяются от контейнеров и возвращаются на Землю для повторного использования. Тогда стартовая масса межорбитального буксира ST составляет 176 тонн, запас рабочего тела - 52.8 тонн (затраты водорода на охлаждение ядерного реактора в спящем режиме и прочие нужды, а также потери до старта - 3.2 тонны). Суммарную тягу четырех синергетических твердофазных ядерно-электрических ракетных двигателей примем равной 160 кН (4 x 40 кН). Тепловая мощность каждого реактора - 300 МВт. В год осуществляется 75 полетов на 3 буксирах. Всего перевозится 6000 тонн отработанного ядерного топлива, то есть 6600 тонн полезной нагрузки.

Таким образом, L = 3, n = 500, s = 0.48, η_p = 0.55, K_s = 400 $/кг, и c_s = 95 $/кг по суммарной полезной нагрузке, то есть, примерно, $105 за килограмм отработанного ядерного топлива. Следовательно, суммарные затраты на транспортировку отработанного ядерного топлива в точку либрации составят, по этим оценкам, 700 $/кг.

V - Заключение

Из сделанных оценок следует, что при выдерживании проектных параметров с каждого перевезенного в точку либрации килограмма ОЯТ можно получить прибыль размером около $300, а прибыль всей программы складирования 120 тысяч тонн отработанного ядерного топлива может быть порядка 30 - 35 миллиардов долларов. Безусловно, все эти оценки еще не очень надежны, требуется большая работа, чтобы их подтвердить, уточнить или опровергнуть. Вполне возможно, что массу самих контейнеров для ОЯТ придется увеличить, а характеристики транспортных средств окажутся несколько ниже проектных. Быть может, в точку либрации потребуется доставить и некоторые дополнительные конструкции. При всех таких отклонениях от нарисованной выше картины будут несколько пересмотрены все параметры транспортной системы, а размеры прибыли уменьшатся. Но, все-таки, я полагаю, что первоначальное представление о формах и масштабах прибыльной деятельности в космосе на многоразовых аэрокосмических носителях и орбитальных буксирах из этого рассмотрения вполне можно получить. Дальнейшее, вполне возможное увеличение масштабов предприятия в 2 - 3 раза позволит снизить издержки и еще увеличить прибыль. После развертывания транспортной системы она вполне может использоваться и для другой широкомасштабной деятельности в космическом пространстве. Следует отметить, что, складированное в космосе отработанное ядерное топливо в более далекой перспективе при необходимости и при появлении более совершенных технологий может быть переработано на месте на специальном заводе для использования в первую очередь в реакторах межорбитальных буксиров и межпланетных кораблей нового поколения, быть может, дав начало первому крупному промышленному производству в космосе.

В заключение несколько слов о безопасности существования хранилища: только когда скорость тела в точке либрации относительно Земли находится в диапазоне от 0 до 0.2 км/с, вероятность его попадания в земную атмосферу меняется от 1 до, примерно 0.5. При этом его скорость должна быть изменена на величину от 0.8 до 1.2 км/с от первоначальной. При меньшем изменении скорости тела на Землю оно не попадет. Масса типичного метеорита на несколько (7 - 10) порядков меньше массы контейнера, а тем более всего хранилища. Известно, что при неупругом ударе тела малой массы по мишени, масса которой многократно больше, отношение кинетической энергии, полученной мишенью, к первоначальной кинетической энергии ударяющего тела равно отношению его массы и массы мишени. Это означает, что удар быстрого и легкого метеорита может в худшем случае только разрушить контейнер, но никак не изменить сколько-нибудь значительно его скорость или скорость его крупных обломков. Следовательно, эти обломки не смогут попасть в земную атмосферу. Только обломки, масса которых соизмерима с массой метеорита или много ее меньше, имеют некоторые шансы это сделать. Известно, что типичные метеориты настолько малы, что полностью сгорают в атмосфере, и, следовательно, опасность, создаваемая Земле такими обломками, ничтожна.

Если же в хранилище все-таки попадет достаточно крупный метеорит, то скорость обломков, сопоставимых с ним по массе будет соизмерима с его первоначальной скоростью, составляющей, как правило, десятки километров в секунду. Однако уже при скорости порядка 1 км/с относительно Земли вероятность попадания тела из точки либрации в земную атмосферу составит около 10⁻³. Увеличение этой скорости быстро уменьшает вероятность захвата обломка земной атмосферой до величины меньше 10⁻⁴ - доли угловой площади, занимаемой Землей на окружающем точку либрации небосводе. Так что вероятность совокупного события, представляющего произведение двух очень малых вероятностей, совершенно ничтожна. Однако это не должно исключать в дальнейшем тщательного исследования проблемы безопасности существования хранилища.

От пересечения с траекторией какого-нибудь особо крупного объекта, что, вообще-то чрезвычайно маловероятно, хранилище можно увести немного в сторону с помощью тех же орбитальных буксиров. На мой взгляд, это делает такую коллизию многократно более безопасной, чем при угрозе попадания крупного метеорита или астероида в хранилище радиоактивных материалов на Земле. Все остальные опасности, в том числе и терроризм, существующие на Земле для такого хранилища, практически отсутствуют в точке либрации. Более серьезна опасность аварии носителя при выведении ОЯТ на орбиту, но и ее можно и должно минимизировать до приемлемого уровня созданием носителей с высоким уровнем надежности, а также использованием эффективной системы аварийного спасения контейнеров с ОЯТ.

Таким образом, показано, что существует возможность создания экономически эффективной многоразовой космической транспортной системы, обеспечивающей решение одной из насущных проблем современного человечества, и являющейся основой для последующей реализации таких направлений деятельности человечества как космическое производство и освоение Солнечной системы.

Ссылки

Ядерная бухгалтерия. newsru.com//Деловая хроника, 20.02.2002 //
http://www.newsru.com/bc/20feb2002/cvb9.html
Nuclear Waste Disposal International Energy - Outlook 2002. Report DOE/EIA-0484, March 26, 2002 //
http://www.eia.doe.gov/oiaf/ieo/nwastebox_txt.html
Беркхаут Ф. - Экономика репроцессинга. IEER, Энергетика и Безопасность, N 2 //
http://www.ieer.org/ensec/no-2/no2russ/box1.html
"Медвежий угол", N 4 (35), 2002 //
http://ecoclub.nsu.ru/isar/mu/35/35.htm
И. Кудрик. На Новой Земле могильник решили не строить. Российский сайт ядерного нераспространения, 2002 //
http://nuclearno.ru/text.asp?4512
Казахские депутаты отказываются от коммерческого импорта радиоактивных отходов, 2003 //
http://www.antiatom.ru/pr/pr030113_2.htm
Что делать с радиоактивными отходами? Новости науки в журнале Природа - N 1, 2003.
В. В. Тетельмин. Человечеству надо думать. Экспертный канал opec.ru, 2002 //
http://www.opec.ru/expert.asp?ex_no=114
Н. С Бабаев, В. Ф. Демин, Л. А. Ильин и др. Ядерная энергетика: человек и окружающая среда. Москва, Энергоатомиздат, 1984, с. 224 - 226.
Ю. И. Лобановский - Концепция перспективной аэрокосмической транспортной системы. Препринт ЦАГИ, N 95, 1994 //
http://www.synerjetics.ru/
Yu. Lobanovsky - Concept of an Advanced Reusable Aerospace Transportation System. La Recherché Aerospatiale, no 2, 1996 //
http://www.synerjetics.ru/
Yu. Lobanovsky - Efficiency Analysis of Reusable Aerospace Launchers. Aerospace Science and Technologies, no 1, 1997 //
http://www.synerjetics.ru/
Ю. И. Лобановский - Цена космоса: сколько стоит выход на орбиту? 2008 //
http://www.synerjetics.ru/
В. И. Левантовский - Механика космического полета в элементарном изложении. Москва, Наука, 1980.
А. Борисов - Отечественные ядерные двигатели. Новости Космонавтики, N 1, 2001 //
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/218/58.shtml
NASA boosts nuclear propulsion plans. NewScientist.com news service, 2002 //
http://www.newscientist.com/news/news.jsp?id=ns99993285

Благодарности - Автор выражает свою искреннюю благодарность Д. Рогозину, который по существу инициировал разработку этой темы, К. Левину и А. Суворову, высказавшим многочисленные полезные суждения по обсуждаемым в этой статье вопросам, и М. Сухову, самоотверженная работа которого позволила ознакомить с комплексом выставленных на сайте работ всех желающих.

03.02.2003 Ю. И. Лобановский

Экономически эффективная деятельность в космосе:лунная орбита - реальная альтернатива глубинам Земли