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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.
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.
양수석(Soo Seok Yang) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11
아폴로 11호의 달 착륙으로 우주여행에 대한 꿈이 현실로 실현될 것만 같았으나, 50년이 지난 지금도 우주는 인류의 자유로운 접근을 쉽게 허용하지는 않고 있다. 다만, 최근 들어서 ‘New Space’라는 기치 아래 민간 주도로 우주에 대한 상업적 활용의 폭이 점차 커지고 있고, 이에 따라 우주여행과 이를 실현 할 수 있는 우주비행기의 개발도 상당한 진척을 보이고 있다. 본 연구에서는 우주비행기의 형태 중에서 현실적으로 가장 실현 시기가 빠를 것으로 예측되는, 로켓엔진을 이용한 TSTO (Two Stage To Orbit)형 우주비행기로서, SpaxeX가 현재 개발을 진행하고 있는 BFR 비행체를 대상으로 하여 발사비용을 분석한다. 발사비용은 6가지의 세부비용으로 나누어 계산하며 각각의 비용은 TRANSCOST의 비용 추정식 등을 이용하여 계산한다. The historic moon landing of Apollo 11 made mankind to fall into illusion that the space journey would be realized in an instant. Fifty years after, however, the unconstrained and non-specific space access of mankind has not been still allowed. Fortunately, as many commercial parties are recently taking the initiative in enlarging the economic utilization of space under the flag of ‘New Space’, the new business of space, for example such as global satellite service, space resource mining, space tourism and son on, comes into the spotlight. Therefore, the space plane to realize the space journey is being also focused, and significant progress has been made in its development. In this research, the launch cost analysis of space plane is conducted for the BFR vehicle, TSTO space plane using rocket engines, that is under development by SpaceX because its successful commercialization is generally forecast to come true in nearest future. The total launch cost is divided into 6 subsections costs which are calculated by using the cost estimation relationships of TRANSCOST and others.