[논문]터빈 냉각설계를 위한 터보팬 엔진의 성능해석

김춘택; 이동호; 차봉준

doi:10.5293/kfma.2012.15.5.027

문제 정의

국내에는 냉각터빈이 적용된 고유모델이 없고 미래 동북아시아 경제발전에 따라 지리적, 경제적 여건상 중소형 항공기용 터보팬 엔진의 수요가 많을 것으로 예측이 되므로, 본 과제에서는 6,000∼12,000 lbf급 가스터빈 엔진을 연구의 목표로 삼았다.
본 논문에서는 최신 가스터빈 엔진의 개발 경향을 반영하여 기본모델에 대한 가스터빈의 사이클의 선정에 대하여 기술하였다. 선정된 기본모델에 대하여 설계점에서 성능해석을 수행하였으며, 터빈입구온도, 노즐 및 로터 블레이드의 냉각공기의 양, 고압터빈의 효율 등 엔진의 주요변수가 추력 및 비연료소모율 등 엔진성능에 미치는 영향 등에 대한 분석을 수행하였다.
본 연구에서는 성능해석 기본모델의 터빈입구온도를 결정하기 위하여 전 세계적으로 개발되어 운용중인 엔진의 추력별 터빈입구온도를 분석하였다⁽³⁾. Fig.
터빈의 공력설계 및 냉각설계에 필요한 관련된 엔진의 주요 변수를 찾기 위한 해석이 수행되었다. 전술한 기본모델을 바탕으로 엔진의 터빈입구온도, 노즐의 냉각 유량비, 로터 블레이드 냉각 유량비, 고압터빈(HPT, High Pressure Turbine)의 효율 등의 변화가 설계점 해석에서 추력 및 비연료소모율에 미치는 영향을 해석하였다.

가설 설정

엔진의 최대 출력조건에서는 엔진 냉각을 제외한 블리이드 공기를 사용하지 않으므로 엔진에서 항공기로 공급하는 블리이드 공기는 없는 것으로 해석하였으며, 엔진내부의 공기누설은 없는 것으로 가정하였다.

제안 방법

기본모델에서는 터빈의 노즐 냉각에는 엔진코어 유량(도압 압축기 유량)의 10%를 사용하고, 터빈의 로터 블레이드 냉각에는 엔진코어 유량의 8%를 사용하는 것으로 해석하였다. 이 값은 대형 엔진에 비해 약간 높은 비율이나 국내의 터빈 냉각 관련 기술수준을 고려하여 설정하였으며 냉각터빈의 설계과정에서 최소화하는 노력을 기울이게 될 것이다.
또한, 터빈의 공력설계 및 냉각설계와 관련된 엔진의 주요 변수에 대하여 분석을 수행하였다. 기본모델을 바탕으로 엔진의 터빈입구온도, 냉각 유량비, 고압터빈의 효율 등의 변화가 설계점 해석에서 추력 및 비연료소모율에 미치는 영향을 분석하였다.
또한, 터빈의 공력설계 및 냉각설계와 관련된 엔진의 주요 변수에 대하여 분석을 수행하였다. 기본모델을 바탕으로 엔진의 터빈입구온도, 냉각 유량비, 고압터빈의 효율 등의 변화가 설계점 해석에서 추력 및 비연료소모율에 미치는 영향을 분석하였다.
본 연구를 위하여 터빈입구온도 1400℃, 엔진 전체 압력비 32.2, 바이패스 비 5를 갖는 10,000 lbf급 중소형 항공기용 엔진을 기본모델로 설정하고 이에 대한 설계점 성능해석을 수행하였다.
또한, 터보팬 엔진의 경우 바이패스 비(BPR, By-Pass Ratio)의 선정이 중요하다. 본 연구에서는 롤스로이스의 BR715C1-30 등과 같이 소형 민항기용 엔진의 바이패스 비를 참고하여⁽³⁾ 기본모델의 바이패스 비를 5.0으로 결정하였다.
4에는 나타내었으며⁽⁴⁾, 고 효율화 및 경량화를 위하여 엔진의 전체 압력비를 증가시키는 추세이다. 본 연구에서는 이 추세를 반영하여 기본모델의 엔진의 전체 압력비를 32.2로 결정하였다. 이 그림에서 적색원은 기본모델의 추력 및 엔진의 전체 압력비를 나타내고 있으며, 회색은 유사 추력급 엔진의 추력 및 엔진의 전체 압력비를 보여준다.
본 해석결과를 바탕으로 고압터빈의 공력설계 및 냉각설계 요구도를 할당하였으며, 이를 바탕으로 터빈의 공력설계가 진행 중이다.
본 논문에서는 최신 가스터빈 엔진의 개발 경향을 반영하여 기본모델에 대한 가스터빈의 사이클의 선정에 대하여 기술하였다. 선정된 기본모델에 대하여 설계점에서 성능해석을 수행하였으며, 터빈입구온도, 노즐 및 로터 블레이드의 냉각공기의 양, 고압터빈의 효율 등 엔진의 주요변수가 추력 및 비연료소모율 등 엔진성능에 미치는 영향 등에 대한 분석을 수행하였다.
실제 대형 장거리용 항공기 엔진의 경우 터빈입구온도는 1,700℃에 육박하므로 본 연구의 목적에 맞도록 6,000∼12,000 lbf급 엔진에 대하여 터빈 입구온도 경향을 다시 분석하였다.
5와 같으며, 설계점에 대하여 성능해석을 수행하였다. 실제 항공기 장착을 위한 엔진은 최대이륙조건, 순항조건 등 몇몇 설계점을 가지나, 본 연구는 장착대상이 확정되어 있지 않고 냉각터빈의 개발을 위한 연구이므로 지상 정지상태에서 최대 추력조건을 설계점으로 선정하였다. Fig.
국내에는 냉각터빈이 적용된 고유모델이 없고 미래 동북아시아 경제발전에 따라 지리적, 경제적 여건상 중소형 항공기용 터보팬 엔진의 수요가 많을 것으로 예측이 되므로, 본 과제에서는 6,000∼12,000 lbf급 가스터빈 엔진을 연구의 목표로 삼았다. 이 연구의 일환으로 10,000 lbf급 터보팬 엔진의 성능해석을 수행하였으며, 이 결과를 바탕으로 냉각터빈 개발 요구도를 할당하였다.
적색 표시는 6,000∼12,000 lbf 엔진을 나타내고 회색 표시는 이외의 추력 급 엔진을 나타낸다. 이 추력범위 내의 최대 터빈 입구온도는 약 1,500℃ 이었으나, 국내의 기술수준 등을 고려하여 본 연구에서 기본모델의 터빈입구온도를 1,400℃로 결정을 하였다.
터빈의 공력설계 및 냉각설계에 필요한 관련된 엔진의 주요 변수를 찾기 위한 해석이 수행되었다. 전술한 기본모델을 바탕으로 엔진의 터빈입구온도, 노즐의 냉각 유량비, 로터 블레이드 냉각 유량비, 고압터빈(HPT, High Pressure Turbine)의 효율 등의 변화가 설계점 해석에서 추력 및 비연료소모율에 미치는 영향을 해석하였다.
터빈입구온도는 추력이외에 엔진의 개발 시기에 따라 달라진다. 최근 터빈의 고온소재, 열 차폐 코팅, 냉각 기술의 발달 등과 더불어 터빈 입구온도가 상승하는 추세이므로 이를 고려하여 개발 시기에 따른 터빈 입구온도를 Fig. 3과 같이 분석하였다. Fig.

대상 데이터

본 해석에 사용된 연료의 발열량은 43.124 MJ/kg 이며, 성능해석 결과 엔진내부의 각 위치에서 온도, 압력, 유량은 Table 2와 같이 해석이 되었다. 해석된 결과를 엔진의 온도-엔트로피 선도로 나타내면 Fig.

데이터처리

362 lbm/hr/lbf 이었다. 이의 검증을 위하여 유사 급 엔진을 대상으로 추력과 비연료소모율을 비교분석하였으며 이결과 기본모델의 설계타당성을 검증할 수 있었다.

이론/모형

터보팬 엔진의 기본모델의 성능해석에는 GasTurb 10⁽⁵⁾ 프로그램을 사용하였다. 해석에 사용된 엔진 형상은 Fig.

성능/효과

고압터빈의 효율 증가에 따라 엔진의 추력은 증가하고, 비연료소모율은 감소하는 경향을 보여주고 있다. 고압터빈의 효율 1% 증가에 따라 추력은 기본모델 대비 약 0.61% 증가하였으며, 비연료소모율은 약 0.61% 감소하였다.
11은 기본모델에서 로터 블레이드의 고압터빈 열역학적인 효율 변화에 따른 엔진의 추력 및 비연료소모율의 변화를 나타낸다. 고압터빈의 효율 증가에 따라 엔진의 추력은 증가하고, 비연료소모율은 감소하는 경향을 보여주고 있다. 고압터빈의 효율 1% 증가에 따라 추력은 기본모델 대비 약 0.
노즐의 냉각 유량비 증가에 따라 엔진의 추력 및 비연료소모율이 감소하는 경향을 보여주고 있다. 노즐의 냉각 유량비 1% 증가에 따라 추력은 기본모델 대비 약 0.76% 감소하였으며, 비연료소모율은 약 0.46% 감소하였다.
로터 블레이드의 냉각 유량비 증가에 따라 엔진의 추력 및 비연료소모율이 감소하는 경향을 보여주고 있다. 로터블레이드의 냉각 유량비 1% 증가에 따라 추력은 기본모델 대비 약 1.07% 감소하였으며, 비연료소모율은 약 0.15% 감소하였다. 터빈 노즐 냉각 유량비에 대하여 터빈 로터블레이드의 유량비가 추력에 미치는 민감도는 상대적으로 컸으나, 비연료소모율에 미치는 민감도는 상대적으로 적음을 알 수 있었다.
여기서 적색원은 기본모델의 추력 및 비연료소모율을 나타내고 있으며, 회색은 유사 추력 급 엔진의 추력 및 비연료소모율을 보여준다. 본 해석결과 기본모델의 비연료소모율이 유사 추력 급 엔진의 비연료소모율과 비슷한 결과를 얻을 수 있었으며 이로서 기본모델 선정의 타당성을 입증하였다.
성능해석결과 엔진의 추력은 10,013 lbf로 계산이 되었으며, 비연료소모율은 0.362 lbm/hr/lbf 이었다. 이의 검증을 위하여 유사 급 엔진을 대상으로 추력과 비연료소모율을 비교분석하였으며 이결과 기본모델의 설계타당성을 검증할 수 있었다.
15% 감소하였다. 터빈 노즐 냉각 유량비에 대하여 터빈 로터블레이드의 유량비가 추력에 미치는 민감도는 상대적으로 컸으나, 비연료소모율에 미치는 민감도는 상대적으로 적음을 알 수 있었다. 이는 노즐 냉각 유량의 증가에 따른 연료량의 증가량에 비하여 터빈 로터블레이드 냉각유량 증가에 따른 연료량 증가량이 작기 때문이다.
터빈입구온도 증가에 따라 엔진의 추력 및 비연료소모율이 증가하는 경향을 보여주고 있다. 터빈입구온도 10℃ 증가에 따라 추력은 기본 모델 대비 약 0.76% 증가하였으며, 비연료소모율은 약 0.55% 증가하였다.

후속연구

본 연구를 통하여 얻어진 결과를 바탕으로 향후 고압터빈의 공력설계 및 냉각 설계과정에서 이와 관련된 주요변수가 엔진의 성능에 미치는 영향을 고려하여 냉각 터빈의 최적 설계를 진행 할 수 있을 것이다.

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	국내 가스터빈 엔진에 냉각 터빈이 적용되지 않은 이유는?	그간 국내에서 몇 차례 가스터빈 엔진이 개발되었으나 개발된 가스터빈 엔진은 냉각 터빈이 적용되어 있지 않았거나, 최근 개발된 수리온 엔진 등과 같이 냉각 터빈은 적용되었으나 국내에서 관련 업무를 수행하지 못하였다. 이는 해외 선진국에서는 냉각터빈 기술의 중요성을 인지하고 이 기술에 대한 수출을 철저히 규제하고 있기 때문이다.
	장거리용 항공기 엔진의 터빈입구온도는 얼마나 되는가?	2로 부터 각 추력별 최대 터빈입구온도는 추력이 증가할수록 증가하는 경향을 알 수 있다. 실제 대형 장거리용 항공기 엔진의 경우 터빈입구온도는 1,700℃에 육박하므로 본 연구의 목적에 맞도록 6,000∼12,000 lbf급 엔진에 대하여 터빈 입구온도 경향을 다시 분석하였다.
	가스터빈 엔진의 사이클 선정에 가장 영향을 미치는 요소는 무엇인가?	가스터빈 엔진의 사이클 선정에 영향을 미치는 요소는 많이 있으나 Fig. 1과 같이 터빈입구온도(TIT, Turbine Inlet Temperature) 및 압축기 압력비(Pressure Ratio)가 가장 중요한 변수이며, 이에 따라 엔진의 비추력 및 비연료소모율(SFC, Specific Fuel Consumption) 등 엔진의 성능이 변하게 된다(1).

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