10 kN 원자력 열추진 엔진의 개념설계 및 시스템 해석 (Conceptual Design and System Analysis of 10 kN Nuclear Thermal Propulsion Engine)

서지정보

· 발행기관 : 한국추진공학회
· 수록지 정보 : 한국추진공학회지 / 28권 / 4호 / 29 ~ 38페이지
· 저자명 : 양수석, 조남경, 강시윤, 최정열

초록

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.

영어초록

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.

참고자료

· 없음