A Sodium cooled-Fast Reactor (SFR) has receiving attention as one of the promising next generation nuclear reactors because it can recycle the spent nuclear fuel produced form the current commercial nuclear reactors and accomplish higher thermal efficiency than the current commercial nuclear reactors. However, after shutdown of the nuclear reactor core, the accumulated fission products of the SFR also decay and release heat via radiation within the reactor. To remove this residual heat, a new decay heat removal system (DHRS) with supercritical $CO_2$ as the working fluid is suggested with a turbocharger system which achieves passive operational capability. However, for designing this system an improved $S-CO_2$ turbine design methodology should be suggested because the existing methodology for designing the $S-CO_2$ Brayton cycle has focused only on the compressor design near the critical point.
To develop a $S-CO_2$ turbine design methodology, the non-dimensional number based design and the 1D mean line design method were modified and suggested. The design methodology was implemented into the developed code and the code results were compared with attainable turbine experimental data. The data were collected under air and $S-CO_2$ environment. The developed code in this work showed a reasonable agreement with the experimental data. Finally using the design code, the turbocharger design for the suggested DHRS and prediction of the off design performance were carried out. As further works, the generated performance maps will be utilized for evaluating the capability to remove varying residual heat. Furthermore, collecting more $S-CO_2$ turbine test data for validating the design code and methodology will be pursued.
초임계 이산화탄소 브레이튼 싸이클은 높은 열효율, 단순한 시스템 공정, 구성기기 소형화가 가능함으로써 차세대 발전 기술로써 주목을 받고 있다. 기존 연구는 이론적인 열효율을 구현하고자 임계점 근처에서 운전 가능한 압축기 설계를 비롯하여 베어링과 씰 기술 등이 주축을 이루었다. 하지만 시스템 성능을 높은 정확도로 예측하기 위해서는 이러한 기술과 더불어 터빈 설계 및 성능 예측에 대한 연구가 이뤄져야 하며, 본 연구에서 채택한 터보차저를 이용한 잔열 제거 시스템은 잔열을 충분히 제거하기 위하여 넓은 작동 영역을 갖는 터빈의 설계가 필요하다. 따라서 본 연구는 이상 기체 거동을 갖는 일반적인 터빈 운전 영역과 물성치 변화를 수반하는 임계점 근처 영역 모두에서 적용 가능한 초임계 이산화탄소 구심 터빈 설계 방법론 개발을 목표로 시작되었다.
본 연구는 터빈 설계를 위하여 무차원 수 분석과 1D mean line method를 채택하였다. 1D mean line method는 손실 모델에 따라 정확성이 결정되므로 일반적으로 터빈 성능 실험 데이터와 비교를 통해 적절한 손실 모델을 선정한다. 초임계 이산화탄소를 이용한 터빈 실험 데이터가 거의 존재하지 않으므로, 공기 구심 터빈 실험 결과와 문헌 조사를 통해 얻어진 손실 모델들은 NASA의 공기 구심 터빈 실험 결과와 비교함으로써 1차적인 검증을 시도하였다. 그 결과 예측 결과는 설계점과 탈설계점 모두 실험 결과와 잘 일치함을 확인할 수 있었다. 일반적인 터빈의 작동 영역에서 이산화탄소는 공기와 유사한 거동을 보이므로, 공기에서 검증 된 손실 모델을 동일하게 적용하여 Sandia National Laboratory에서 수행된 초임계 이산화탄소 구심 터빈 실험 결과와 비교를 수행하였다. 비교 결과 초임계 이산화탄소 운전 영역에서 구동되는 터빈은 회전 축에서 발생하는 마찰 손실이 전체 손실에 미치는 영향이 크므로 반드시 고려해야 함을 알 수 있었다. 이러한 손실은 축 형상, 회전 수, 운전 조건 등이 주어질 경우 기존에 개발된 상관식을 이용하여 크기를 추정할 수 있으나 코드 검증에 활용된 터빈은 축 형상에 대한 정보를 제공하지 않으므로 계산 결과를 개선하고자 적용된 손실 모델의 일부를 수정하였다.
NIST 이산화탄소 물성치 통합, 이상기체 기반의 상관식 수정, 손실 모델 검증 과정을 통해 임계점 부근을 포함한 넓은 영역에서 설계 및 탈설계 성능 곡선을 제공할 수 있는 터빈 코드가 개발되었다. 개발된 설계 코드를 이용하여 본 연구에서 제안한 소듐 냉각 고속로 잔열 제거 계통의 터보차저 설계 및 탈설계 성능 예측이 시행됐다. 터보차저의 성능 곡선은 향후 제안된 시스템의 잔열 제거 능력을 평가하는데 이용될 것이다.
끝으로 본 실험 데이터의 한계로 제한적인 영역에서 코드 검증이 수행되었다. 따라서 향후 더 많은 실험 데이터를 확보하여 임계점 부근을 포함한 다양한 잔열 제거 계통의 운전 조건에서 코드 검증이 수행될 것이며, 이러한 과정을 거쳐 더욱 신뢰할 수 있는 잔열 제거 계통 설계가 이뤄질 것이다.
