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10 kN 원자력 열추진 엔진의 개념설계 및 시스템 해석
양수석,조남경,강시윤,최정열 한국추진공학회 2024 한국추진공학회지 Vol.28 No.4
화성 탐사를 위해서 1970년대부터 미국을 중심으로 원자력 열추진 엔진의 개발이 시도되었으며, 현재 NASA에서 개발이 진행되고 있다. 본 연구에서는 화성 탐사용 우주선의 추진기관으로 사용 가능한 추력 10 kN 및 비추력 950 초의 원자력 열추진 엔진의 개념설계 및 시스템 해석을 수행하였다. 원자로는 열용량 54 MW의 저농축 UN 핵연료를 TRISO 형태로 제작하여 사용한다. 엔진은 팽창기 사이클로 구성하며 수소를 추진제로 사용한다. 수소를 공급하기 위하여 301 kW급의 수소 펌프 및 터빈으로 구성된 일체형 터보 펌프를 사용한다. 노즐의 형상은 목 면적 13.8 cm, 수축비 250 및 확장비 550의 포물선형 벨 노즐로 설계한다. 수소를 사용한 노즐의 재생 냉각 설계 및 해석을 수행하여 시스템 해석의 신뢰도를 높였다. 시스템 해석 결과, 원자력 열추진 엔진의 요 구 성능을 만족시키기 위하여 엔진 추력실의 전온도 2850 K 및 전압력 4.41 MPa가 적정하게 형성됨을 확인하였다. For Mars exploration, the development of nuclear thermal propulsion engines has been attempted since the 1970s, mainly in the United States, and the development is currently underway at NASA. In this study, the conceptual design and system analysis of a nuclear thermal propulsion engine with a thrust of 10 kN and a specific thrust of 950 seconds are performed, which can be used as a propulsion engine for a Mars exploration spacecraft. The reactor uses low-enriched UN nuclear fuel with a heat capacity of 54 MW manufactured in the form of TRISO. The engine consists of an expander cycle using hydrogen as a propellant. To supply hydrogen, an integrated turbopump consisting of a 301 kW hydrogen pump and turbine 2 are used. The nozzle shape is designed as a parabolic bell nozzle with a choking area of 13.8 cm , a contraction ratio of 250, and a expansion ratio of 550. The regenerative cooling design and analysis of the nozzle are performed to improve the reliability of the system analysis. As a result of the system analysis, it is confirmed that the conditions of a total temperature of 2850 K and a total pressure of 4.41 MPa are appropriately formed at the engine thrust chamber to meet the required performance of the nuclear thermal propulsion engine.
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양수석,송태호,Yang, Soo-Seok,Song, Tae-Ho 대한기계학회 2000 大韓機械學會論文集B Vol.24 No.4
Analytical experiments to determine the line-of-sight temperature distribution is conducted by using spectral radiation intensities. For this study, fourteen narrow bands of $25cm^{-1}$ interval in $CO_2\;4.3{\mu}m$ band ($2,050cm^{-1}$ to $2375cm^{-1}$) are selected. The applied system is a one-dimensional gas slab filled with 100% $CO_2$ gas at 1 atm. Two types of temperature profile are tested; parabolic and boundary layer types. Three kinds of radiation calculation are used in the iteration procedure for the temperature inversion; LBL(Line by Line), SNB(Statistical Narrow Band) and WNB(WSGGM. based Narrow Band) models. The LBL solution shows perfect agreement while some error of temperature prediction is caused by radiation modeling error when using SNB and WNB models. The inversion result shows that the WNB model may be used more accurately in spectral remote sensing techniques than the traditional SNB model.
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500 kW 원자력 전기추진 시스템의 브레이튼 사이클 개념설계 및 해석
양수석,조남경 한국추진공학회 2024 한국추진공학회지 Vol.28 No.1
우주의 영역이 점차 확대되어 가고 있으며, 화성을 비롯한 태양계의 행성에 대한 유무인 탐사도 점차 많아질 것으로 예상된다. 이에 따라 화성 유인 탐사를 위하여 기존의 추진기관과는 다른 개념의 추진기관들이 연구되고 있다. 본 연구는 10톤 이상의 유무인 화성탐사선의 추진기관으로 사용 가능한 500 kW 원자력 전기추진 시스템의 브레이튼 사이클에 대한 개념설계 및 해석 결과이다. 원자로는 열용량 1511 kW의 UC계열 저농축 핵연료를 사용한다. 시스템의 효율 향상을 위하여 리쿠페레이터를 사용하여 시스템 내부에서 열 교환이 일어나며, 시스템의 열을 외부로 추출하기 위하여 가스 쿨러가 사용된다. 또한 시스템 외부로 추출된 열은 래디에이터를 통하여 우주로 방출된다. 500 kW의 전기를 생산하기 위하여 구심터빈과 원심압축기가 사용되며, 시스템의 작동유체는 헬륨-제논 혼합 기체를 사용한다. 시스템 해석 결과 브레이튼 사이클의 열효율은 33%, 래디에이터의 필요 면적은 390 m2로 계산된다. The realm of space is gradually expanding, so manned and unmanned exploration of planets in the solar system, including Mars, is expected to increase. Accordingly, the innovative propulsion systems with a different concept from existing propulsion engines are being studied for manned exploration of Mars. This study is the result of the conceptual design and analysis of the Brayton cycle of a 500 kW nuclear electric propulsion system that can be used for a manned or unmanned Mars exploration vehicle weighing more than 10 tons. The reactor uses UC series low-enriched nuclear fuel of 1511 kW thermal power. To improve system efficiency, heat exchange using a recuperator occurs inside the system, and a gas cooler is used to extract heat, from the system to the outside, which is emitted into space through radiators. A radial turbine and centrifugal compressor are used to produce 500 kW of electricity, and a helium-xenon mixture gas is used as the working fluid of system. As a result of system analysis, the thermal efficiency of the Brayton cycle is calculated to be 33%, and the required surface area of radiators is calculated to be 390 m2.
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재사용발사체의 발사비용에 미치는 가격인자들의 민감도 분석
양수석(Soo Seok Yang) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회지 Vol.24 No.2
Recently the reusable launch vehicle is being a major trend in the worldwide space market, because a few commercial companies, especially SpaceX, are trying to cut down the launch price through developing and succeeding the reusable launch vehicles. However, there is still a big controversy about whether in view point of the launch cost which is more favorable between expendable and reusable. Therefore, a study and close examination is required for the launch cost in the early development phase of the reusable launch vehicle. In this study the sensitivity analysis is performed with respect to the major cost parameters which have great effects on the launch cost and price. The standard vehicle of this sensitivity analysis is the expendable vehicle having a payload 20 tons. The cost estimation relationships used in this calculation are referred from the commonly proven cost models such as TRANSCOST. The major cost parameters chosen in this study are as follows: development cost, production cost, refurbishment cost, and maximum reusable number.
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