Радиационная защита при космических полетах

Глава XVI. РАДИАЦИОННАЯ ЗАЩИТА ПРИ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТАХ [c.263]

Жесткие весовые ограничения при расчете защиты космических кораблей обусловливают высокие требования к точности установления величины дозы оправданного риска, которая используется в качестве критерия радиационной безопасности длительных космических полетов. Например, для обитаемого отсека поверхностью 25 толщиной защиты 30—60 г/см неопределенность в дозе порядка 10% приводит к неопределенности в весе защиты около 1,5 Т [21]. [c.275]

Радиационная защита пилотируемых космических кораблей, особенно при длительных и дальних полетах, составляет значительную долю общего веса корабля. Вследствие этого проблема создания радиационной защиты должна решаться как задача отыскания оптимальной защиты с учетом условий полета корабля и его конструкции [28, 29]. [c.290]

Радиационная опасность, обусловленная излучениями радиационных поясов Земли (протоны н электроны), оказывается значительной при полетах орбитальных космических кораблей на больших расстояниях от поверхности Земли (более 1000 км), что вызывает необходимость применения в этих условиях специальной радиационной защиты. Вместе с тем дозы излучения при кратковременном пересечении радиационных поясов Земли [c.268]

В настоящее время для космических полетов продолжительностью до 1—2 месяцев в качестве допустимой дозы рекомендована величина 15 бэр за полет. Общая защита обитаемых отсеков космического корабля должна быть спроектирована так, чтобы суммарное воздействие на трассе полета галактического излучения, излучения радиационных поясов Земли и возможных бортовых источников излучения не превышало этой величины. Поскольку радиационная опасность солнечных космических лучей в настоящее время определяется на основе вероятностных оценок, в качестве критерия опасности при этом используется доза оправданного риска, рекомендуемое значение которой составляет 50 бэр. Этот критерий используется для проектирования защиты специального радиационного убежища на корабле, предназначенного для пребывания в нем экипажа во время мощных солнечных вспышек. [c.275]

Ограничение веса защиты и требование ее высокой надежности определяют постановку задачи защиты пилотируемых космических кораблей и способы ее рещения. В общей постановке эта задача может быть сформулирована следующим образом для заданных условий (программа полета, траектория, продолжительность и др.) необходимо определить параметры радиационной защиты обитаемых отсеков корабля (тип и толщину защитных материалов, их компоновку и т. д.), обеспечивающей с требуемой надежностью снижение суммарной дозы радиации за полет до установленной величины при минимуме дополнительного веса. Очевидно, такая постановка задачи предусматривает детальное изучение возможностей уменьшения веса защиты на всех стадиях расчета и проектирования при сохранении требуемой надежности. В связи с этим необходимо особое внимание уделить методическим вопросам. [c.285]

При полете в космическом пространстве нужно учитывать влияние космической радиации различных видов на материал корабля. Известно, что космическая радиация приводит к нарушениям в атомной структуре металлов если эти нарушения достаточно велики, то усталостная прочность (а возможно, и другие свойства) материала может значительно уменьшиться. Ультрафиолетовое излучение оказывает вредное влияние на многие пластики, превращая их в хрупкие вещества. Следовательно, необходимо иметь информацию о влиянии космической радиации на свойства материала, прежде чем предпринять серьезный космический полет. Такая информация должна быть получена от спутников-лабораторий, на борту которых образцы материалов находятся в различных условиях нагрузки и при различных формах радиационной защиты, если это необходимо. Проблемой является также эрозия поверхности летательного аппарата метеоритной пылью этот вопрос также можно изучить при помощи спутников-лабораторий, которые должны возвращаться на Землю, чтобы можно было подробно изучить изменение свойств материалов. [c.574]

В основе этих заявлений лежит элементарная техническая неграмотность. Взять хотя бы вопрос о защищенности скафандров и модулей от радиационного излучения. Здесь происходит подмена понятий, когда воздействие так называемых первичных космических лучей выдается за воздействие радиационных поясов Земли, действительно очень опасного и требующего специальных средств защиты. В свободном же космическом пространстве, если солнечная активность находится в пределах нормы, суммарная доза ионизирующего излучения, получаемая космонавтами в ходе кратковременного полета, не превышает тех доз, которые обычный человек получает ежегодно при прохождении процедуры флюорографии. [c.273]

В томе II рассматриваются вопросы радиационной защиты применительно к конкретным источникам излучения и основным ядернотехническим установкам. Освещаются, в частности, такие вопросы, как защита активной зоны реактора и теплоносителя, тепловой расчет защиты, защита от у-излучения при переработке делящихся материалов, радиационная безопасность в производствах урана и радия, защита ускорителей и радиационная защита при космических полетах. [c.5]

Весьма заманчивой возможностью для решения проблемы радиационной безопасности при космических полетах является создание так называемой активной защиты, использующей для отклонения заряженных частиц магнитные и электрические поля [30]. Вес такой защиты, как показывают оценки, в ряде случаев может быть сравнимым или меньще веса пассивной защиты. Важно также, что по мере совершенствования конструкционных и сверхпроводящих материалов, криогенной техники и техники сверхвысоких напряжений вес активной защиты будет снижаться [30]. [c.292]

Защита от радиации при космических полетах во многой отличается от защиты наземных ядернотехнических установок и источников излучений. Это связано главным образом с особенностями радиационных воздействий космических излучений и условиями космических полетов. Необходимость надежного обеспечения радиационной безопасности космонавтов и жесткие ограничения веса защиты космических кораблей потребовали проведения специальных исследований радиационной обстановки в космическом пространстве, исследований в области радиобиологии и физики защиты. [c.263]

В целях уменьшения веса специальную защиту можно создавать только для одного из отсеков корабля, используя этот отсек в качестве радиационного убежища на время протонных солнечных вспыщек и прохождения радиационного пояса Земли. Однако даже при ограниченных размерах этого убежища (диаметр 2—3 м) для снижения уровня облучения при длительном межпланетном полете до 5 бэр в год, как это, например, принимается в расчетах защиты наземных ядернотехнических установок, потребовалась бы защита весом более 100 Т. Это вызывает необходимость тщательного обоснования критерия радиационной безопасности при длительных космических полетах. Расчеты показывают, что при длительности полета 1—2 года и толщине защиты отсека-убежища 30—60 г/см неопределенность в дозе - 10% приводит к неопределенности в весе защиты 1,5 Т [22]. Такая высокая весовая значимость величины дозы за защитой космического корабля обусловливает необходимость детального изучения радиационной обстановки на трассах космических полетов, исследования взаимодействий космических излучений с веществом защиты и ткани, а также обоснования критериев радиационной безопасности. [c.292]

Важнейшей проблемой космических полетов является обеспечение нормальной жизнедеятельности космонавтов. Эта задача, достаточно сложная, но в то же время вполне разрешимая при охлаждении кабин космонавтов внутри корабля, представляет исключительную трудность применительно к космонавту, покинувшему корабль. Так как конструкция космического скафандра отвечает в первую очередь требованиям герметичности, радиационной и метеоритной защиты, но в целом далеко не соответствует требованиям теплового режима, то в этом случае необходимо не только защитить космонавта от внешних тепловых нагрузок (особенно солнечной радиации), но и обеспечить отвод тепла, выделяемого человеческим телом. Требования к системе терморегулирования крайне жесткие температура внутренней поверхности скафандра должна быть ниже температуры тела, система должна быть независима от корабля, должна быть малогабаритной и легкой. Возможным вариантом системы может служить совокупность расположенных вблизи соответствующих участков тела контактных теплообменников, представляющих собой капиллярнопористое тело, составляющее часть скафандра и сообщенное с резервуаром (емкостью) жидкого охладителя. Характеристики охладителя и структурнопористые и капиллярные свойства пористого тела следует подбирать такими, чтобы теплообменник работал в режиме двойного фазового перехода (подводимый жидкий охладитель замерзает в силу интенсивного фазового перехода и затем сублимирует), обеспечивая низкую температуру при достаточной экономичности расхода охладителя при этом зона фазового перехода должна располагаться внутри капиллярнопористого тела. [c.441]

Особенно тщательно контролировали уровень радиации во время перехода космонавтов в корабль Союз-4 , так как в этот момент их защита была минимальной. Астрофизические данные о вспыщках обрабатывали немедленно после их получения. Продолжительность солнечного патруля составила в этот день около 13 ч. Постоянное измерение космического излучения в стратосфере в полярных областях и контроль радиационной обстановки в кораблях проводили по той же программе, как при полете корабля Союз-3 . Результаты измерений интегральных параметров (доза, поток) характеризовались линейным изменением во времени. [c.284]

Блок ЭРД с ядерным источником электроэнергии включал два запараллеленных реактора большой мощности, расположенных в крайней точке комплекса и экранированных от других систем теневой защитой и коническим баком с рабочим телом ЭРД (расплавленный литий). Между теневой защитой и баком по кольцу — электроплазменные движители (собственно ЭРД), выхлопные струи которых, бьющие под небольшим углом к образующей конуса бака, также служили своеобразным радиационным экраном от излучения реакторов. Далее следует телескопический раздвижной двухсекционный радиатор-излучатель энергоустановки, в передней части которого имеется агрегат для стыковки с другим блоком, включающим МОК и МНК . Здесь же расположены теневой экран для тепловой защиты обитаемых отсеков комплекса. За ним — возвращаемый аппарат МОК , который должен был входить в атмосферу Земли со скоростью, превышающей вторую космическую. Экипаж после длительного полета в невесомости мог плохо переносить перегрузки, потому разработчики при выборе рациональной формы спускаемого аппарата ориентировались на повышение аэродинамического качества В частности, рассматривались типичная фара от Союза , но увеличенного размера (диаметр — 4,35 метра, высота—3,15 метра), чечевица диаметром 6 метров или клиновидное аэродинамическое тело. Далее шли отсеки комплекса МОК . Они имели вертикальное построение в семь этажей приборно-агрегатный, рабочий, лабораторный, биотехнический, жилой, салон и отсек двигателей ориентации. [c.395]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...