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문제 정의
- 또한, 다른 작동점의 값을 혼합하여 보여 주기 때문에 엔진 성능 모델링을 위한 원천데이터로서는 신뢰성이 낮다. 본 연구에서는 웹사이트 및 공개된 제한된 관련 자료를 기반으로 하여 엔진 성능 모델링을 수행하였으며 부분적으로 확보된 엔진 성능데이터를 통하여 검증하였다. Table 1은 수집된 F100-PW-229 터보팬 엔진의 기초 성능자료를 보여준다.
제안 방법
- F100-PW-229 터보팬 엔진 설계점 해석을 위해 수집된 설계변수 이외의 미지수인 설계변수들에 대하여 추력과 연료량에 대한 민감도 해석을 수행하였다. Fig.
- Military Thrust는 후기연소기가 작동하지 않은 상태에서의 최대 가용 추력을 의미한다. Sea level, Mach Number 0.2, ISA, Bleed Air 0 %, Power offtake 12 kW 조건에 대하여 해석하였다. Table 5는 F100-PW-229 터보팬 엔진의 최적화 결과를 나타낸다.
- 터빈 압력비는 실질적으로 일정하고 터빈 효율의 변화는 성능선도 내의 다른 지점에서보다 tip clearance 영향성으로 발생한다.[13] 터빈 성능 선도는 Gasturb11에서 제공하는 일반적인 고압터빈, 저압터빈 성능선도를 스케일링하여 해석에 적용하였다. 부분부하 성능은 설계요구 보정회전속도 이하의 엔진 가스발생기 회전수에 따른 성능으로 정의한다.
- 이로 인하여 Net Thrust Error가 높게 나타났으나 Error값이 상대적으로 작으므로 설계점 해석 결과는 적절함을 알 수 있다. 그러나, 탈설계점 해석에서는 Ram Drag 영향성을 무시할 수 없으므로 Net Thrust 값을 성능해석 결과로 비교할 수 없으며 탈설계점 해석결과는 엔진의 총추력값인 Gross Thrust와 엔진 덱 결과를 비교하였다.
- 셋째, F100-PW-229 엔진의 구성품 값을 적용할 수 없을 때, 일반화된 값을 적용하였다. 넷째, 탈설계점 해석을 위해 참고문헌[6, 11]의 성능선도를 반영한 SmoothC 프로그램 내의 성능선도를 적용하였다. 선정된 엔진의 정확한 세부성능은 엔진 제작사의 성능표로부터 알 수 있지만 초기 설계 단계에서는 설계점 및 탈설계점 해석을 수행함으로써 엔진의 성능을 구하게 된다.
- 엔진 구성품의 특성치는 엔진 제조회사의 고유한 정보이므로 공개되어 있는 자료는 극히 없는 실정이다. 본 논문에서는 참고문헌[6, 11]의 성능선도와 압축기 성능선도 생성 프로그램인 SmoothC에서 제공해 주는 F100 계열 엔진의 Fan과 고압압축기 성능선도 비교를 통하여 Fig. 8, 9와 같이 Fan, 고압압축기 성능선도를 탈설계점 해석에 적용하였다[12].
- 그렇지만, 실제 성능이 유사한 성능 선도를 얻는다는 것은 매우 어렵다. 본 연구에서는 아래와 같이 Gasturb11에서 적용하는 축척기법을 적용하여 축척인자를 구했으며 구성품 성능 선도를 축척하여 해석하였다.
- 엔진개발 프로그램의 협력적인 관계에서 후발업체들은 선진업체에서 공개하는 부분적인 사이클 데이터만을 얻게 된다. 본 연구에서는 제한된 엔진 성능 자료를 기반으로 하여 설계변수들에 대한 민감도 해석 및 최적화 과정을 통하여 초음속 항공기용 저바이패스 터보팬 엔진 성능 모델링을 하였으며 성능해석을 수행하였다.
- 저압터빈에서의 냉각공기 유량의 증가는 냉각효과를 증가시킬 수 있지만 성능적인 면에서 볼 경우 그 손실은 고압터빈에서의 냉각공기 유량 증가에 따른 손실보다 매우 크다[9]. 본 해석에 적용된 값은 엔진 코어 질유량의 15~25 % 범위 안에서 터빈 냉각 공기 유량을 설정하였으며 고압터빈의 냉각율이 저압터빈에 비해 더 높도록 설정하여 해석 하였다[10].
- F100-PW-229 엔진관련 성능 자료와 구성품 특성을 웹사이트 및 공개된 자료를 통하여 구하였다. 사용할 수 있는 자료의 한계로 인하여 엔진 성능 모델링을 하기 위해 몇몇 값들은 적절한 가정을 하여 적용하였으며 민감도 해석 및 최적화 해석을 통해 신뢰성을 향상 시켰다. F100-PW-229 엔진 성능 모델링을 위해 아래와 같은 가정을 적용하였다.
- 둘째, 연소기의 압력손실은 터빈입구온도와 독립적이다. 셋째, F100-PW-229 엔진의 구성품 값을 적용할 수 없을 때, 일반화된 값을 적용하였다. 넷째, 탈설계점 해석을 위해 참고문헌[6, 11]의 성능선도를 반영한 SmoothC 프로그램 내의 성능선도를 적용하였다.
- 본 연구에서는 초음속 항공기용 저바이패스 터보팬 엔진 성능을 모델링 하기 위해 F100-PW-229 엔진을 적용하였으며 엔진 성능 모델링을 위해 Gasturb11 소프트웨어를 이용하였다. 웹사이트 및 공개된 자료를 통하여 획득한 F100-PW-229 엔진관련 제한된 자료와 구성품 특성치 값에 적절한 가정을 적용하여 엔진 성능 모델링을 하였으며 민감도 해석 및 최적화 해석을 통해 신뢰성을 향상 시켰다. 설계점 해석 결과 Net Thrust Error 0.
- F100-PW-229 엔진 성능 모델링을 위해 아래와 같은 가정을 적용하였다. 첫째, 설계점은 Sea Level, Static 조건이다. 둘째, 연소기의 압력손실은 터빈입구온도와 독립적이다.
대상 데이터
- 엔진 성능 모델링을 위해 Gasturb11 소프트웨어를 이용하였다. F100-PW-229 엔진관련 성능 자료와 구성품 특성을 웹사이트 및 공개된 자료를 통하여 구하였다. 사용할 수 있는 자료의 한계로 인하여 엔진 성능 모델링을 하기 위해 몇몇 값들은 적절한 가정을 하여 적용하였으며 민감도 해석 및 최적화 해석을 통해 신뢰성을 향상 시켰다.
- 본 연구에 적용한 저바이패스 F100-PW-229 엔진은 후기연소기가 장착된 엔진이며, F-15 및 F-16에 사용된다. 최초의 F100-PW-229는 1989년에 비행하였으며, 29,160 lbf의 추력을 낸다.
- 본 연구에서는 저바이패스 터보팬 엔진 성능을 모델링 하기 위해 F100-PW-229 엔진을 적용하였다. 엔진 성능 모델링을 위해 Gasturb11 소프트웨어를 이용하였다.
- 본 연구에서는 초음속 항공기용 저바이패스 터보팬 엔진 성능을 모델링 하기 위해 F100-PW-229 엔진을 적용하였으며 엔진 성능 모델링을 위해 Gasturb11 소프트웨어를 이용하였다. 웹사이트 및 공개된 자료를 통하여 획득한 F100-PW-229 엔진관련 제한된 자료와 구성품 특성치 값에 적절한 가정을 적용하여 엔진 성능 모델링을 하였으며 민감도 해석 및 최적화 해석을 통해 신뢰성을 향상 시켰다.
데이터처리
- F100-PW-229 터보팬 엔진의 설계점 해석결과는 Table 6에서 보여준다. Military Thrust에 대한 설계점 해석 결과 요구조건을 만족하는 결과 값을 산출하였다. 설계점 해석 결과 Net Thrust Error 0.
이론/모형
- 또한, 이 방법의 수렴은 전적으로 무작위 추정치(Random Trial Number)의 평균값과 분산에 직접적인 영향을 받는다. 따라서, 본 연구에서는 수렴속도를 개선하기 위해서 Random Search Method를 일부 수정한 Adaptive Random Search Method를 사용하였다. Adaptive Random Search Method는 현재까지의 최적화 과정에서 보여준 경로를 바탕으로 무작위 추정치의 평균값과 분산을 최적화 단계마다 보정해 주는 방법이다.
- 본 논문에서는 저바이패스 터보팬 엔진 모델링을 위해 Gasturb11 상용 소프트웨어를 사용하였다. Gasturb11은 가스터빈 엔진의 설계점, 탈설계점 해석 및 성능해석, 구성품들에 대한 설계를 할 수 있으면 파라메트릭 해석을 통하여 최적의 사이클 해석이 가능하다[7].
- 본 연구에서는 저바이패스 터보팬 엔진 성능을 모델링 하기 위해 F100-PW-229 엔진을 적용하였다. 엔진 성능 모델링을 위해 Gasturb11 소프트웨어를 이용하였다. F100-PW-229 엔진관련 성능 자료와 구성품 특성을 웹사이트 및 공개된 자료를 통하여 구하였다.
- 만약, Ri이 0라면 Adaptive Random Search Method는 현재까지 추적한 최적점 주위에서만 다음 단계의 최적점을 찾게 된다. 현재까지의 최소화 과정으로부터 다음 단계의 추적범위를 결정하는 문제는 Gasturb11에서 제시한 아래 식을 사용했다.
성능/효과
- 고도가 증가할수록 Gross Thrust와 비연료소모율이 감소하고 속도가 증가할수록 증가하는 경향성은 일반적인 저바이패스엔진의 특성과 유사함을 보여 준다. Military Thrust 조건에서의 엔진 덱을 통한 엔진 성능 데이터는 엔진에 대한 열역학적 사이클 해석 결과에 시험 결과가 반영되어 있으나 본 연구를 통해 구축된 엔진 성능 모델은 시험을 통한 엔진 성능 제한 값들이 반영되어 있지 않은 관계로 열역학적인 최대 축마력 값을 나타내고 있다. 그러나, 설계점에서부터 속도 증가에 따른 엔진 성능이 감소하기 전까지의 데이터는 유사한 결과를 보여주고 있다.
- 첫째, 설계점은 Sea Level, Static 조건이다. 둘째, 연소기의 압력손실은 터빈입구온도와 독립적이다. 셋째, F100-PW-229 엔진의 구성품 값을 적용할 수 없을 때, 일반화된 값을 적용하였다.
- 항공기 엔진은 엔진의 내구성 및 운영적인 측면에서 열역학적인 최대 축마력으로 운용되지 않으며 실제 엔진은 Flat-rated된 축마력으로 운용된다. 본 연구에서는 엔진의 Flat-rate 조건이 반영되지 않았기에 엔진 성능해석 결과는 속도가 증가할수록 Gross Thrust가 계속 증가하는 결과를 보여준다. 고도가 증가할수록 Gross Thrust와 비연료소모율이 감소하고 속도가 증가할수록 증가하는 경향성은 일반적인 저바이패스엔진의 특성과 유사함을 보여 준다.
- 설계 변수 중 Turbine Cooling, Fan과 터빈 효율이 엔진 성능에 크게 영향을 미치는 것을 알 수 있다.
- Military Thrust에 대한 설계점 해석 결과 요구조건을 만족하는 결과 값을 산출하였다. 설계점 해석 결과 Net Thrust Error 0.667 %, Gross Thrust Error 0.035 %, Total Fuel Flow Error 0.05 %를 보여 줌으로써 해석 결과가 적절함을 확인하였다. Net Thrust와 Gross Thrust를 비교하면 Net Thrust의 Error가 높게 나타난다.
- Net Thrust와 Gross Thrust를 비교하면 Net Thrust의 Error가 높게 나타난다. 이는 Net Thrust 계산에 적용되는 Ram Drag 때문이며 본 해석에서는 Ram Drag 계산을 위한 Intake 성능선도가 없는 관계로 Intake Pressure Ratio 0.99로 일정하게 적용되었다. 이로 인하여 Net Thrust Error가 높게 나타났으나 Error값이 상대적으로 작으므로 설계점 해석 결과는 적절함을 알 수 있다.
- 99로 일정하게 적용되었다. 이로 인하여 Net Thrust Error가 높게 나타났으나 Error값이 상대적으로 작으므로 설계점 해석 결과는 적절함을 알 수 있다. 그러나, 탈설계점 해석에서는 Ram Drag 영향성을 무시할 수 없으므로 Net Thrust 값을 성능해석 결과로 비교할 수 없으며 탈설계점 해석결과는 엔진의 총추력값인 Gross Thrust와 엔진 덱 결과를 비교하였다.
- 05 %를 보여 줌으로써 해석 결과가 적절함을 확인하였다. 탈설계점 해석 결과 설계점에서부터 속도 증가에 따른 엔진 성능이 감소하기 전까지의 데이터는 유사한 결과를 보여주고 있으나 시험을 통한 F100-PW-229 엔진의 성능 제한 값들이 Gasturb11을 이용한 엔진 성능 모델에는 반영되어 있지 않은 관계로 비교값에 차이를 보여 주고 있다. 본 연구를 통해 구축된 F100-PW-229 엔진 성능 모델에 상세한 엔진 성능 제한치가 적용되면 보다 신뢰성 높은 값을 구할 수 있을 것으로 예상되며 차후 차세대 초음속 항공기 연구에 적용할 수 있을 것으로 판단된다.
후속연구
- 5 이상에서 최대 23 % 오차를 나타내지만 그 외의 조건에서는 유사한 결과를 보여준다. 따라서, 본 연구를 통해 구축된 엔진 성능 모델에 상세한 엔진 성능 제한치가 적용되면 보다 정확한 해석값을 구할 수 있을 것으로 판단된다.
- 탈설계점 해석 결과 설계점에서부터 속도 증가에 따른 엔진 성능이 감소하기 전까지의 데이터는 유사한 결과를 보여주고 있으나 시험을 통한 F100-PW-229 엔진의 성능 제한 값들이 Gasturb11을 이용한 엔진 성능 모델에는 반영되어 있지 않은 관계로 비교값에 차이를 보여 주고 있다. 본 연구를 통해 구축된 F100-PW-229 엔진 성능 모델에 상세한 엔진 성능 제한치가 적용되면 보다 신뢰성 높은 값을 구할 수 있을 것으로 예상되며 차후 차세대 초음속 항공기 연구에 적용할 수 있을 것으로 판단된다.
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