Space exploration is a realistic and profitable goal for not only understanding the universe and protecting our planet from hazardous asteroids, but also pushing technology advancement and ensuing valuable spinoffs, insuring long-term humanity survival, etc. Nuclear-based systems for both power and propulsion in space are meritorious measures to overcome the harsh environment of space and thus to efficiently perform deep-space missions. In particular, a Nuclear Thermal Rocket (NTR) is a leading and promising option for near-term human exploration into deep-space such as to Mars and beyond because of its high thrust, improved specific impulse (Isp: propellant efficiency), proven technology, bimodal capability, and resultantly enhanced mission safety and reliability (by reducing a mission trip time), compared with the modern chemical rockets. The NTR technology has been investigated and tested by the United States and the Russia/former U.S.S.R since 1950s. The traditional NTRs typically pursued large-size and high power reactor designs utilizing Highly Enriched Uranium (HEU) fuels, and fast or epithermal neutron energy spectrums to be utilized as the first stage engines with high thrust levels for intercontinental ballistic missiles and space launch vehicles. However, the early large-NTR designs are not suitable for the recent design requirements to perform in-space orbital transfer and upper-stage missions. Rather, as a recent trend, small-NTR designs with lower thrusts, when used in a clustered engine arrangement, can enhance not only mission versatility and flexibility but also mission safety (reducing the risk against engine-out). In addition, the HEU-fueled designs inevitably provoke nuclear proliferation obstacles for research-and-development activities and uses by civilians and non-nuclear weapon states, and for potential commercialization, even though an HEU-fuel is the best in terms of rocket performance. Therefore, the purpose of this research is to conceptually design new moderated space propulsion reactors to enhance rocket performance and nuclear non-proliferation.
To begin with, this dissertation offers a design methodology for advanced space propulsion reactors, which require the characteristics of small-size, low-thrust, improved Isp and/or nuclear non-proliferation capability. The design methodology includes the design requirements, the key methods, the design option assessment, the engineering constraints and the design process as the general to specific guidance for a conceptual design. In particular, the key methods suggest the important design considerations to achieve the reactor characteristics.
Then, based on the design methodology, innovative and advanced NTR engine concepts of the Korea Advanced NUclear Thermal Engine Rockets (KANUTER) are proposed to reduce engine size and thrust level, but to improve Isp and/or to implement a Low Enriched Uranium (LEU) fuel in a compact reactor. In particular, this study focuses on the design and analysis of new moderated space propulsion reactors, which are installed in the KANUTERs. To achieve the goals, the new NTR reactor concepts consider the key methods of advanced fuels with a high uranium density, and heat and corrosion resistances; thermal neutron energy spectrum; and compact and integrated fuel element core designs with protective cooling capability. The new reactors are classified into two versions depending on their characteristics: the ultra-small and high Isp space propulsion reactor utilizing an HEU-fuel, and the non-proliferative and comparable Isp space propulsion reactor utilizing an LEU-fuel.
In order to simulate and to analyze the new space propulsion reactor designs, integrated with an expander cycle engine system, a new computational thermofluid dynamics design analysis model was developed. The purpose-built NTR engine system code provides propellant thermodynamic state in the entire engine system, thermal state of the reactor components (by multi-channel analysis) and ensuing rocket performance. The result of each reactor component state calculated by the in-house system code was validated by comparison with the corresponding 3-D Computational Fluid Dynamics (CFD) analysis result.
To demonstrate the feasibility of the newly proposed reactor concepts, the design analysis regarding neutronics and thermohydraulics was performed by using the general-purpose Monte Carlo codes for neutronics, the purpose-built NTR engine system code for thermohydraulics and their coupling model. The major parameters for the analysis includes material options for fuel and moderator, fuel element pitch to diameter ratio, reactor power and fuel assembly geometry. The design analysis suggests the potential design space in terms of neutronics and thermohydraulics, and provides the feasible design points by the integration process between neutronics and thermohydraulics. In addition, the material candidates for fuel and moderator were assessed to determine baseline options in the particular reactor operating conditions. The assessment results indicate that both the ternary carbide and CERMET fuels can be meritorious baselines according to certain purposes, and the zirconium hydride moderator is preferable to be a baseline because of its better thermo-mechanical properties for the advanced space propulsion reactors. The cooling capability of the new integrated fuel element core design was also proved to protect the fuel and moderator components. Besides the inherent passive safety feature of the LEU version reactor due to temperature effects on reactivity was discovered. Eventually, the analysis results demonstrate the feasibility of the proposed reactor designs in steady-state operating conditions to achieve the leading design requirements, and indicate that the innovative designs have great potentials to enhance rocket performance and/or non-proliferation capability, compared with the existing HEU-NTR designs. At each feasible design point, the rocket performance of KANUTERs are estimated to be a 19.5 kN thrust, a 4.2 thrust to engine weight ratio $(T/W+{eng})$ and a 945 s $I_{sp}$ for the HEU version; and a 51.1 kN thrust, a 4.2 $T/W_{eng}$ and 897 s Isp for the LEU version. The performance levels are better or comparable, compared with that of the state-of-the-art SNRE (with a 71.7 kN thrust, a 3.1 $T/W_{eng}$ and 860 s $I_{sp}$) during the Rover/NERVA Program.
Finally, this dissertation presents important recommendations to complete the conceptual design and to carry forward a R&D program including testing and designing in detail for the KANUTERs in the future.
인류는 지구를 벗어나 광활한 우주를 탐험하고 개발하기 위해서 그동안 많은 노력을 기울여 왔지만, 가혹한 우주의 환경을 극복하기 위한 수많은 어려움과 해결해야할 과제들이 아직도 산적해 있다. 그럼에도 불구하고 인간의 우주 개발은 그 자체로의 의미와 가치뿐만 아니라, 그 과정에서 발생하는 고급 과학기술의 발전과 부수적인 경제/사회적 가치들, 궁극적으로 인류의 생존과 지속적인 번영을 위한 장기 보장적 가치 등을 고려할 때 충분히 현실적이고 유익한 목표라 할 수 있다. 이러한 상황에서 원자력을 이용한 우주용 발전 및 추진 시스템들은 인간이 가혹한 우주 환경을 극복하고 보다 효율적으로 원거리 우주탐사임무를 수행하기 위한 매우 훌륭한 수단을 제공한다. 특히, 원자로열추진로켓(Nuclear Thermal Rocket: NTR)은 높은 추력과 비추력(Isp: 추진제 효율), 입증된 기술력, bimodal(추진/발전 동반) 능력 등을 기반으로 기존의 화학추진로켓에 비해 향상된 임무 안전성/신뢰성을 보장함으로써, 화성 등의 원거리 유인우주탐사임무를 근시일 내에 성공적으로 지원할 수 있는 독보적이고 유망한 우주추진 시스템이다. 실제로 원자로열추진로켓 기술은 이미 1950년대부터 주로 미국과 러시아(舊소련)를 중심으로 성공리에 연구되어 왔다. 초기 형태의 원자로열추진로켓들은 주로 대륙간탄도미사일과 우주발사체에 적용하기 위해, 높은 추력을 가진 1단용 로켓엔진 개발을 목적으로 연구되었다. 그래서 당시의 추진용 원자로들은 고농축우라늄(HEU)과 fast/epithermal 중성자 에너지스펙트럼을 이용하여 대형의 높은 출력을 추구하는 전형적인 설계특징을 가지고 있었다. 이에 반해 최근 연구/개발 추세는 지구 대기권을 충분히 벗어나 오직 행성간 궤도이동을 위해 사용되는 상단용 로켓엔진 개발을 목표로, 기존에 비해 소형화/고성능화된 우주추진용 원자로를 개발하는 것이다. 특히, 소형화/고성능화된 원자로열추진로켓엔진은 비록 개별 추력이 낮아졌지만 집합배열형 엔진체계 (clustered engine arrangement)를 통해 선택적으로 전체 추력을 향상시킴으로써 임무 다양성/유연성뿐만 아니라, 임무 안전성도 증진(엔진 정지사고로 인한 임무 위험도 감소)시킬 수 있다. 게다가 HEU 연료를 이용하는 기존의 NTR 설계 방식은 비록 로켓성능을 향상시킬 수는 있으나, 필연적으로 내재해 있는 핵무기확산 가능성으로 인해 민간 및 핵무기비보유국에 의한 연구/개발 및 사용을 심각하게 제한함으로써, 궁극적인 미래 상용화에도 큰 차질을 초래할 것이다. 그러므로 본 연구의 목적은 기존에 비해 로켓성능 및 핵비확산성이 증진된 신형 우주추진용 감속원자로들을 개념설계하는 것이다.
먼저 본 학위논문은 소형화, 低추력, 高비추력, 그리고/또는 핵무기비확선성의 특성들을 요구하는 고성능의 우주추진용 원자로에 대한 설계방법론을 제공한다. 본 설계 방법론에는 설계요건, 로켓성능 향상을 위한 핵심방안, 다양한 설계옵션/평가, 공학적 제약조건, 설계/해석 절차 등의 신형 원자로 개념설계를 위한 일반 및 세부적인 지침들이 포함되어 있다.
이러한 설계방법론에 따라서, 기존에 비해 그 크기와 추력을 크게 낮추면서도, 향상된 비추력 그리고/또는 저농축우라늄(LEU) 사용이 가능한, 고성능 한국형 원자로열추진로켓엔진(KANUTER) 개념들을 제안하였다. 특히, 본 연구는 KANUTER의 핵심 에너지원인 신형 우주추진용 원자로들에 대한 설계와 해석을 주요 내용으로 한다. 로켓성능/핵비확산성 향상의 목적을 달성하기 위해 신형 원자로 설계개념에는 다음의 핵심방안들이 적용되었다: 높은 우라늄 밀도와 초고온/수소 부식 저항성이 우수한 고성능 핵연료, 무거운 핵연료 요구량을 줄이기 위한 열중성자 에너지 스펙트럼, 통합/일체형 핵연료요소체(fuel element)와 냉각보호성능을 갖춘 컴팩트 노심설계 등. 신형 우주추진용 원자로들은 각 특성에 따라서,
(1)‘HEU핵연료를 사용하여 초소형의 높은 비추력을 지닌 우주추진용 원자로’와,
(2)‘LEU핵연료를 사용하여 핵비확산성을 향상시키면서도 기존과 유사한 비추력을 지닌 우주추진용 원자로’로 구분할 수 있다.
그리고 제안된 신형 원자로 설계개념들을 expander cycle 로켓엔진시스템과 통합하여 모의/해석하기 위해, 본 연구에서는 새로운 컴퓨터를 이용한 열유체역학시스템 설계해석모델이 개발되었다. 본 컴퓨터 코드는 전체 NTR엔진시스템을 모의/해석하여 세부 지점에서 추진제의 열역학적 상태를 계산하고, 다중채널열전달해석(multi-channel analysis)을 통해 원자로 구성부품 들에 대한 열적 상태를 묘사하며, 이에 따른 로켓성능을 도출한다. 자체 개발 시스템코드를 통해 계산한 원자로내 열-수력학적 상태들은 같은 조건에서 수행한 3-D 전산유체역학(CFD) 해석결과들과 비교하여 그 정확성을 입증하였다.
신형 우주추진용 감속원자로 개념들에 대한 설계가능성을 증명하기 위해서 원자로핵반응 (neutronics) 및 열유체거동(thermohydraulics)에 관한 설계해석을 실시하였다. 원자로 핵설계 해석을 위해 일반목적의 몬테카를로 코드를 사용하였고, 열유체시스템설계 해석을 위해 자체 개발한 NTR 시스템코드를 사용하였으며, 두가지 물리적 현상들을 통합 해석하기 위해 두 코드들에 대한 연동해석(coupling) 모델을 적용하였다. 설계해석을 위한 주요 파라미터들로써 핵연료와 감속재(moderator)에 대한 재료옵션, 핵연료요소체의 피치-대-직경비 (pitch to diameter ratio), 원자로 열출력, 핵연료집합체(fuel assembly) 기하구조 등을 고려하였다.
본 설계해석의 주요 결과로써, 제안된 원자로 개념들에 대한 원자로핵설계 및 열유체 시스템설계 해석들을 정상가동상태 조건에서 각각 수행하여 잠재적인 설계공간(design space)을 검토하였고, 제시된 설계공간을 바탕으로 다시 두가지 설계해석모델들을 연동하여 통합해석 함으로써 보다 가능성이 높은 설계지점들(feasible design points)을 제시하였다. 또한 핵연료와 감속재 재료옵션들에 대한 성능평가를 원자로 정상가동상태 조건에서 수행함으로써, 설계기준이 되는 재료들을 결정하였다. 그 평가결과에 따르면, 두가지 고성능 핵연료 재료들(ternary carbide & CERMET)은 모두 해당 원자로들의 목표/특성에 따른 설계기준재료로써의 조건들을 만족하였고, 감속재 재료들의 경우 상대적으로 열-기계적 성질이 우수한 ZrH1.8가 설계기준재료로 선정 되었다. 그리고 초고온의 노심에서 핵연료와 감속재 구성부품들을 보호하기 위해 새롭게 제안된 통합형 핵연료요소체 노심설계 개념의 냉각성능도 입증하였다. 게다가 LEU를 사용한 원자로의 경우 노심의 온도 상승에 따라 핵반응도(reactivity)가 상당량 감소하는, 고유의 피동안전 특성을 지니고 있음을 확인하였다. 결과적으로 고성능의 설계요건들을 충족시키기 위해 제안된 신형 원자로 개념들에 대한 설계가능성을 원자로핵반응 및 열유체시스템적 측면에서 증명하였다. 특히, 그 혁신적인 우주추진용 원자로 개념들이 기존의 HEU기반 원자로들에 비해 로켓성능 그리고/또는 핵비확산성을 증진시킬 수 있는 충분한 가능성을 가지고 있음을 보여주었다. 각기 가능한 설계지점에서, KAUNTER-HEU 성능은 19.6 kN 추력, 4.2 추력-대-엔진중량비, 945 s 비추력 으로 평가되었고, KANUTER-LEU성능의 경우 51.1 kN 추력, 4.2 추력-대-엔진중량비, 897 s 비추력 수준으로 평가되었다. 이러한 신형 NTR엔진들의 로켓성능 수준은 기존의 대표적인 NTR엔진인 SNRE (71.7 kN 추력, 3.1 추력-대-엔진중량비, 860 s 비추력)에 비해 크게 향상되었거나 대등한 수준이다.
마지막으로 본 학위논문은 제안된 신형 원자로들에 대한 종합적인 개념설계를 완성하고, 그 다음 단계로써 KANUTER 시스템에 대한 실제 연구/개발을 수행하기 위해 필요한 추가 연구분야와 중요 권고사항들을 제시하였다.
