Експортний контроль

ДЕРЖАВНА МИТНА  СЛУЖБА УКРАЇНИ

АКАДЕМІЯ МИТНОЇ СЛУЖБИ УКРАЇНИ

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Контрольна  робота

з дисципліни:

 

 

"ЕКСПОРТНИЙ  КОНТРОЛЬ"

 

 

 

 

ВИКОНАВ:

курсант групи ЕМ07-1

Ткаченко Олег Павлович

ПЕРЕВІРИВ:

доц. Шаповалов О.В.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Дніпропетровськ

2011

Зміст

 

Завдання  №1           3

1.1. Основні відомості         3

1.2. Установка для конверсії урану «W-ЭХЗ»     5

Завдання  №2           6

2.1. Основні відомості         6

2.2. Ракетний двигун твердого палива SRM     6

2.3. Рідкопаливні ракетні двигуни AJ10-137 та LMDE   9

Завдання  №3           13

3.1. Основні відомості         13

3.2. Ферментер Biostat C-DCU       13

Список  використаної літератури        16

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Завдання №1

 

1.1. Основні відомості

 

Товар – установки для конверсії урану та плутонію з метою використання у виробництві паливних елементів та у процесах розділення ізотопів урану.

В установках і системах для конверсії урану може здійснюватися одне або кілька перетворень із одного хімічного ізотопу урану в інший, включаючи: конверсію концентратів уранової руди в UO₃, конверсію UO₃ в UO₂, конверсію окисів урану в UF₄ або UF₆, конверсію UF₄ в UF₆, конверсію UF₆ в UF₄, конверсію UF₄ у металевий уран і конверсію фторидів урану в UO₂. Багато ключових компонентів устаткування установок для конверсії урану характерні для деяких секторів хімічної обробної промисловості. Слід зазначити, що у всіх процесах конверсії урану компоненти встаткування, які окремо спеціально не призначені або підготовлені для конверсії урану, можуть бути об'єднані в системи, які спеціально призначені або підготовлені для використання з метою конверсії урану.

Установки і системи для конверсії  плутонію забезпечують одну або кілька конверсій плутонію від одного хімічного  різновиду до іншого: нітрату плутонію — в PuO₂, PuO₂ — в PuF₄, PuF₄ — у металевий плутоній. Установки для конверсії плутонію, як правило, пов’язані з обладнанням для переробки.

Відповідно до Європейського  контрольного списку установки для конверсії урану та плутонію контролюються за позиціями 0B003 та 0B006.

Коди УКТ ЗЕД, за якими ці установки контролюються: 8419 89 30 00, 8419 89 98 00, 8401 20 00 00.

Також, контролюються відповідно до Українського контрольного списку: ПКМУ №86, дод. 3, ч. 1, п. 7. Пункт 7 включає в себе наступні найменування:

7.1. Установки для конверсії урану та спеціально призначене або підготовлене для цього обладнання:

7.1.1. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії концентрату уранової руди в UO₃;

7.1.2. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії UО₃ в UF₆;

7.1.3. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії UO₃ в UO₂;

7.1.4. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії UO₂ в UF₄;

7.1.5. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії UF₄ в UF₆;

7.1.6. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії UF₄ у металевий уран;

7.1.7. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії UF₆ в UO₂;

7.1.8. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії UF₆ в UF₄;

7.1.9. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії UO₂ в UCl₄.

7.2. Установки для конверсії плутонію та спеціально призначене або підготовлене для цього обладнання:

7.1.1. Спеціально призначені або підготовлені системи для конверсії нітрату плутонію в оксид плутонію;

7.2.2. Спеціально призначені або підготовлені системи для виробництва металевого плутонію.

 

 

 

 

 

 

1.2. Установка для конверсії урану «W-ЭХЗ»

 

Створюється за французькою технологією відповідно до контракту, підписаного в 2005 році між «Техснабекспортом»(Росія) і французькими компаніями AREVA NC (колишня «Cogema GROUP») і SGN (входить у групу AREVA).

Установка дозволяє переводити збіднений гексафторид урану в закис-окис урану, тобто хімічну форму, безпечну й потребуючу менших витрат на зберігання. Закис-окис урану підлягає довгостроковому зберіганню з метою наступного використання для виробництва ядерного палива для реакторів на швидких нейтронах. Інші продукти переробки використовуються підприємствами як атомної галузі, так, можливо, і інших галузей промисловості. Потужність установки - переробка 10000 тонн у рік.

 

Рис.1. Установка для конверсії урану «W-ЭХЗ»

 

Даний товар  обов’язково буде підконтрольним товаром, адже використовується в процессі створення ядерного палива.

Подібні установки  транспортуються залізницею або дуже великими багатоколісними вантажівками. Також перевозиться морським транспортом.

Завдання №2

 

2.1. Основні відомості

 

Товар – твердопаливні або рідиннопаливні ракетні двигуни, придатні для використання в системах, зазначених у позиції 1.А(обладнання, агрегати і компоненти), з сумарним імпульсом тяги 1,1 х 10⁶ Н х с або більше.

Апогейні рідиннопаливні ракетні  двигуни та двигуни позиціонування, призначені або модифіковані для використання на супутниках, можуть бути віднесені до категорії II(ПКМУ №86, дод. 2), якщо вони експортуються за умов наявності зобов’язань щодо кінцевого використання на супутниках та кількості, що відповідає заявленому кінцевому використанню, і які мають тягу у вакуумі не більш як 1 кН.

Відповідно до Європейського  контрольного списку товар контролюється за позиціями 9A005, 9A007, 9A105.а, 9A106.a, 9A106.b або ML4.b, ML10.d.

Код УКТ ЗЕД: 8412 10 90 00.

Також, товар  контролюється відповідно до Українського контрольного списку: ПКМУ №86, дод. 2, категорія І, п. 2.A.1.c.

 

 

2.2. Ракетний двигун твердого палива SRM

 

Його повна назва  в перекладі з англійського означає "твердопаливний ракетний двигун". SRM є найбільшим серед сучасних РДТП. Він характеризується наступними даними: висота 38,2 м, діаметр корпуса 3,71 м, маса 568 т.

Працюючи протягом 122 с, двигун розвиває повний імпульс тяги майже 1300 МН·при максимальній тязі 14 МН. Даний двигун є підконтрольним товаром.

В SRM використовується сумішеве паливо. Двигун має ту особливість, що маса його паливного заряду складає 502 т (тобто 88,4% від загальної маси), розподілена майже нарівно між чотирма секціями (рис. 2), які виготовляють окремо й з'єднуються потім в одне ціле за допомогою механічних замків із установлюваними вручну штифтами-фіксаторами.

 

Рис.2. Двигун SRM

 

Корпуса окремих секцій SRM виготовляють із високоміцної сталі  й захищаються від прогару  шаром теплоізоляції з азбестовим і кремнеземним наповнювачами.

Полімерні матеріали, що використовуються також для бронювання торцевих поверхонь заряду – на них доводиться 11% маси всієї конструкції.

Основна частка тяги SRM створюється  за рахунок горіння заряду по поверхнях  центральних круглих каналів  малої конусності, у передній же секції заряд має початковий канал у вигляді зірки.

Завдяки такій конфігурації палаючої поверхні тяга РДТП спочатку зростає, досягаючи максимального значення приблизно на 20-й секунді польоту, потім у наступні 40 – знижується в 1,5 рази, після чого трохи зростає, а з 85-й секунди польоту знову знижується (спочатку плавно, а з 110-й секунди - різко).

Описаний характер зміни тяги забезпечує досить високе початкове прискорення  літального апарата, обмежене динамічним тиском на конструкцію в середній фазі польоту й невелике перевантаження (3 g) наприкінці польоти.

У передній секції SRM установлений невеликий  РДТП короткочасної дії, який забезпечує запалення паливного заряду протягом 0,3 с (пірогенність). У задній секції кріпиться реактивне сопло, всунуте на 1/4 своєї довжини в корпус. Такі сопла називаються "утопленими", вони дозволяють зменшити осьові габарити двигуна й дають ряд інших переваг.

Основні конструкційні матеріали  сопла – сталь і алюмінієвий сплав. Їхній тепловий захист забезпечується покриттям з фенопласту; армованого вуглецевою тканиною, і проміжним теплоізоляційним шаром з фенопласту, армованого склотканиною. Останній фенопласт служить також і конструкційним матеріалом для вихідної ділянки сопла. При згорянні паливного заряду утворяться гази з температурою 3400 К и тиском 4,4 Мпа (максимальний тиск в 1,5 рази більше). При розширенні в соплі вони розвивають питомий імпульс, рівний 2480 м/с у поверхні Землі й 2600 м/с у вакуумі,

Двигуни SRM були створені для багаторазового транспортного космічного корабля (БТКК) "Спейс Шаттл". Два РДТП, установлені за паралельною схемою, забезпечать старт БТКК і його підйом до висоти 45 км.

З метою керування  траєкторією польоту БТКК у кожному РДТП навколо горловини сопла встановлюється універсальний гнучкий підшипник діаметром близько 2 м і масою понад 3 т, що забезпечує (разом з гідроприводами) поворот сопла у двох осьових площинах на кут ±8° і, отже, є можливість зміни вектора тяги. Відповідним поворотом двох сопів досягається керування по тангажу, курсу й крену. Основу зазначеного підшипника становлять сталеві й каучукові кільцеві пластини, склеєні в єдиний блок.

Розрахункова програма польоту БТКК "Спейс Шаттл" може бути витримана лише при певному, не дуже великому розкиді робочих характеристик індивідуальних РДТП (часу виходу на номінальний режим при запуску, величині тяги в кожний момент часу й т.д.). Інакше система керування польотом не зможе "парирувати" виникаючі збурювання траєкторії. Для того щоб забезпечити стабільні характеристики SRM, розроблені строгі вимоги до якості вихідних паливних компонентів і технології виготовлення паливних зарядів. Заряди для кожної конкретної пари SRM передбачається виготовляти одночасно. Причому паливна суміш, приготовлена в одній ємності, буде заливатися поперемінно у відповідні сегменти того й іншого РДТП.

Після закінчення роботи двигунів SRM і їхнього відділення повинна включатися в дію парашутна  система, що забезпечить м'яке приводнення  цих РДТП на поверхню океану з метою повторного їхнього використання. Щодо цього SRM теж є унікальним серед твердопаливних двигунів. Його корпус розрахований, наприклад, на двадцятиразове використання, а гнучкий підшипник - на десятикратне. Теплозахист корпуса й сопла буде віддалятися (струменем від гідромонітора) після кожного польоту й наноситися знову.

Секційна (сегментна) конструкція SRM розв'язує всі проблеми, пов'язані з виготовленням і транспортуванням настільки великого РДТП.

Його можна перевезти  в розібраному виді із заводу-виготовлювача прямо на космодром і зібрати там протягом однієї доби. Небезпеку для інспектора можуть складати тільки великогабаритні деталі двигунів.

 

 

2.3. Рідкопаливні ракетні двигуни AJ10-137 та LMDE

 

У службовому відсіку  корабля "Аполлон" встановлений РРД AJ10-137 фірми Аероджет.

Він забезпечує проведення корекції траєкторії польоту корабля  до Місяця, виведення корабля на околомісячну орбіту, перевід відсіку  екіпажа із цієї орбіти на траєкторію польоту до Землі (при поверненні космонавтів), корекцію траєкторії. ЖРД розвиває тягу 9,3 т, вага його становить 370 кг, висота - 3,9 м.

На посадковому ступені  місячного відсіку встановлений РРД LMDE фірми Томпсон-Рамо-Вулдридж. Вага РРД становить 170 кг, висота - 2,5 м. На злітному ступені місячного відсіку встановлений РРД RS18 фірми Рокетдайн.

Тяга цього РРД становить 1,6 т, вага - 90 кг, висота - 1,3 м. Двигуни показані на рисунках 3 та 4.

 

Рис. 3.

Космічний корабель "Аполлон":

1,5 - основні РРД; 2 - службовий відсік; 3 - повертаємий апарат, (відсік екіпажу); 4,7 - допоміжні РРД реактивних систем керування; 6 - місячний відсік

 

 

 

 

Рис. 4. Розміщення основних РРД місячного відсіку космічного корабля "Аполлона":

1, 7, 9 - баки окислювача; 2 - злітний РРД; 3, 10 - агрегати системи наддування паливних баків; 4, 8- балони з гелієм для наддування паливних баків; 5.6, 11 - баки пального; 12 - посадковий РРД

 

Двигуни працюють при низькому тиску в камері згоряння (7- 8,4 атм), камера розрахована на радіаційне охолодження й використання газорідин плівки пального. Порівняно високий питомий імпульс РРД (від 2980 м/с для LMDE до 3080 м для AJ10-138) досягнуть за рахунок більших реактивних сопів.

РРД AJ10-138 і LMDE установлені  в карданних підвісах і можуть відхилятися за допомогою електроприводів. Всі три РРД включаються паливними  клапанами окислювача й пального, об'єднаними в єдині блоки. Ці клапани  й інші елементи системи керування РРД резервовані з метою підвищення надійності двигунів. У випадку виходу з ладу рухової установки із РРД AJ10-137, повернення екіпажа на Землю може бути забезпечене за допомогою посадкового РРД LMDE. Ця можливість була успішно реалізована при аварійному польоті космічного корабля "Аполлон" до Місяця в 1970 р. ("Аполлон-13").