[논문]후기연소기 장착 터보팬엔진의 배기노즐 개념연구

최성만; 명노신; 김원철

doi:10.6108/kspe.2014.18.3.062

후기연소기 장착 터보팬엔진의 배기노즐 개념연구
Conceptual Study of an Exhaust Nozzle of an Afterburning Turbofan Engine 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.18 no.3, 2014년, pp.62 - 69

최성만 (Aerospace Engineering Department, Chonbuk National University) , 명노신 (Aerospace Engineering Department, Gyeongsang National University) , 김원철 (7th R&D Institute-2, Agency for Defense Development)

초록
AI-Helper

초음속 항공기의 추진기관으로 이용되는 후기연소기 장착 터보팬 엔진의 축소-확대 노즐에 대한 예비 연구를 수행하였다. 이를 위하여 지상정지 표준 대기에서 29,000 lbf 급의 추력을 발생시키는 저 바이패스비를 가진 후기 연소기 장착 터보팬 엔진에 대한 사이클 모델을 설정하였다. 설정된 모델 엔진을 이용하여 Gasturb 12 소프트웨어로 설계점에 대한 성능해석을 수행하여 터빈 후방에서의 일차원 유동특성을 얻을 수 있었다. 항공기 이륙시의 최대추력 조건으로부터 바이패스 덕트와 코어엔진에서 흐르는 가스유동으로부터 엔진의 크기 및 형상에 대한 기본제원을 도출하였다. 탈 설계점 성능해석은 최대 비행 마하수 2.0, 최고 비행고도 15,000 m로 운용되는 항공기의 다양한 운용조건에 대하여 수행하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

This paper presents a preliminary study of a convergent divergent nozzle in an afterburning turbofan engine of a supersonic aircraft engine. In order to design a convergent divergent nozzle, cycle model of a low bypass afterburning turbofan engine of which thrust class is 29,000 lbf at a sea level static condition is established. The cycle analysis at the design point is conducted by Gasturb 12 software and one dimensional gas properties at a downstream direction of the turbine are obtained. The dimension and configuration of an model turbofan engine are derived from take-off operation with wet reheat condition. The off-design cycle calculation is conducted at the all flight envelope on the maximum flight Mach number of 2.0 and maximum flight altitude of 15,000 m.

주제어

AI 본문요약
AI-Helper

* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.

문제 정의

하지만 이러한 연구에서 초음속 축소 확대노즐의 기하학적 형상 및 상응하는 배기가스의 공기-연료 혼합비 등의 열역학적 특성을 적절하게 적용하지는 못하여 실용적인 의미가 제한적이다. 따라서 본 연구에서는 최신 초음속 항공기인 F-35 등의 운용영역과 유사한 조건을 설정하고 연구를 진행하였다. 즉 최대 비행마하수 2.

가설 설정

11에 제시되어 있다. 이때 순항 비행 시는 후기연소기의 작동을 하지 않는다고 가정 하였다. 배기가스 유량은 각각 99 kg/s와 138 kg/s 로 약 1.
축소확대 노즐의 면적비는 설계점에서 1.2로설정하였으며, 비행속도에 따른 최대한의 엔진성능을 확보하기 위하여 Fig. 2와 같이 비행 마하 수에 따라 노즐 면적비가 변동하도록 설정하였다. 이때 노즐의 면적비는 노즐 목면적에 유량계 수를 반영한 유효노즐 목면적(A₈)과 노즐 출구면 적(A₉)의 비로 정의된다.

제안 방법

Table 1에 명시된 엔진 구성품의 등엔트로피 효율, 압력손실 등의 성능데이터를 이용하여 엔진 주요 구성품 전 후 위치에서의 1차원 단열과정에 대한 사이클 계산을 수행하여 온도, 압력, 유량 등의 열역학 물리량을 얻을 수 있었다. 이때 비열, 엔탈피 등의 가스 물성치는 온도의 함수로 주어지며, 연소 시 발생되는 CO₂ 와 H₂O 는 가스 조성으로 고려하였다.
엔진의 배기부는 저압터빈(LPT)의 후방과 바이패스덕트가 만나는 믹서(Mixer)와 후기연소기 그리고 축소확대 노즐로 구성된다. 각 위치에서의 직경은 가스 물성치에 의해 결정되며, 특히 믹서후방에서의 직경은 안정된 후기연소를 위하여 마하수 0.247이 되도록 직경을 정하였다. 축 방향 길이는 각 부분에서의 길이 대 입구 측 직경의 비로 결정할 수 있다.
0, 최대고도 15,000 m에서 운용이 가능한 가상의 초음속 항공기를 설정하고, 이러한 요구조건에 부합되는 엔진모델을 설계하여, 후기연소기가 포함된 후방 배기노즐의 기하학적 제원과 작동조건을 도출하고자 한다. 엔진 모델로서는 후기연소기가 포함된 저 바이패스 터보팬을설정하였으며, Gasturb 12 엔진해석 프로그램을 사용하여 설계점 및 탈 설계점에 대한 성능해석을 수행하고자 한다. 최대 비행 마하수 및 최대 비행고도 영역 내에서의 다양한 항공기 작동조건에 대한 엔진 해석결과로부터 엔진내부의 각종 물리량에 대한 1차원 정보를 산출하고, 이로부터 후기연소기를 포함하는 초음속 축소-확대 노즐의 기하학적 제원을 도출 하고자 한다.
후기연소기를 가지는 약 29,000 lbf 추력급 터보팬 엔진의 모델을 만들어내기 위해서 사용한 주요 구성품의 제원은 Table 1에 제시되어 있다. 이때 사용된 데이터는 Mattingly 등[15]이 제시한 값을 참고하여 사용하였으며, 설계점은 지상 정지 표준온도조건에서 후기연소기를 작동할 경우로 설정하였다. 바이패스비는 0.
초음속 항공기 추진기관에 이용가능한 후기연소기가 장착된 터보팬 엔진의 모델을 생성하고, 이로부터 설계점 해석을 수행하여 엔진의 기본 형상을 도출할 수 있었다. 이러한 기본 모델엔진을 이용하여, 고도, 속도, 이륙고도, 최소 및 최대 EAS에서의 항공기의 운용영역을 설정하고, 탈 설계점 해석을 수행하였다. 탈 설계점 해석결과 비행 조건에 따른 배기노즐에서의 압력, 속도, 유량 등에 대한 물리량을 추출 할 수 있었고, 이에 따른 축소-확대노즐의 형상변화를 도출할 수 있었다.
따라서 본 연구에서는 최신 초음속 항공기인 F-35 등의 운용영역과 유사한 조건을 설정하고 연구를 진행하였다. 즉 최대 비행마하수 2.0, 최대고도 15,000 m에서 운용이 가능한 가상의 초음속 항공기를 설정하고, 이러한 요구조건에 부합되는 엔진모델을 설계하여, 후기연소기가 포함된 후방 배기노즐의 기하학적 제원과 작동조건을 도출하고자 한다. 엔진 모델로서는 후기연소기가 포함된 저 바이패스 터보팬을설정하였으며, Gasturb 12 엔진해석 프로그램을 사용하여 설계점 및 탈 설계점에 대한 성능해석을 수행하고자 한다.
초음속 항공기 추진기관에 이용가능한 후기연소기가 장착된 터보팬 엔진의 모델을 생성하고, 이로부터 설계점 해석을 수행하여 엔진의 기본 형상을 도출할 수 있었다. 이러한 기본 모델엔진을 이용하여, 고도, 속도, 이륙고도, 최소 및 최대 EAS에서의 항공기의 운용영역을 설정하고, 탈 설계점 해석을 수행하였다.
엔진 모델로서는 후기연소기가 포함된 저 바이패스 터보팬을설정하였으며, Gasturb 12 엔진해석 프로그램을 사용하여 설계점 및 탈 설계점에 대한 성능해석을 수행하고자 한다. 최대 비행 마하수 및 최대 비행고도 영역 내에서의 다양한 항공기 작동조건에 대한 엔진 해석결과로부터 엔진내부의 각종 물리량에 대한 1차원 정보를 산출하고, 이로부터 후기연소기를 포함하는 초음속 축소-확대 노즐의 기하학적 제원을 도출 하고자 한다.

대상 데이터

6에 제시되어 있다. 엔진 입구 직경은 935 mm, 엔진 전체 길이는 5,865 mm, 노즐 목의 직경(D₈) 은 780 mm, 노즐 출구의 직경(D₉) 은 854 mm 이다.

이론/모형

엔진의 터빈 후방에 위치한 후기연소기의 경우 화염 안정화를 위하여 Vee-gutter를 장착하게 되며, 노즐 유동에 큰 영향을 주게 되므로 형상 크기에 대한 기본 정보가 필요하게 된다. 본 연구에서는 기본형상 설계를 Mattingly[15]가 제시한 방법을 이용하여 크기를 구하였다. 이때 Vee-gutter의 기본형상은 Fig.

성능/효과

9와 같이 도시하였다. 모든 작동조건에서 Surge Margin은 약 19 ~ 31%정도로 나타났다. 이때 보정유량 (Corrected Flow)은 다음 Eq.
설계점에서의 성능해석결과 추력은 129.63 kN (29,142 lbf), 비연료소모율(TSFC) 55.069 g/(kN*s) (1.944 lb/(lbf hr))로 계산되었다. 이결과는 Pratt Whitney사의 F100-PW-229 엔진, GE의 F110-GE-129 및 Lyulka의 AL-31MF와 후기연소기 작동(Wet) 및 비작동(Dry) 조건의 추력과 유사함을 Table 2에서 알 수 있다.
이러한 연구에서 적외선 방사특성은 항공기 추진기관의 작동 및 배기가스 특성에 의해 크게 의존됨을 알 수 있으며, 결국 추진기관의 특성에 대한 선행적인 이해가 필수적인 요소로 대두되고 있음을 알 수 있다. 이러한 항공기 적외선 신호에 대한 특성을 이해하고 적외선 신호의 크기를 줄이기 위한 연구를 수행하기 위해서는 실물 추진기관을 이용하여 해석 및 실험을 수행하는 것이 가장 이상적인 방법이나, 국내에서는 아직 항공기에 탑재된 엔진의 성능 및 이에 대한 정확한 엔진모델을 알기 어려운 것이 현실이다.
이러한 기본 모델엔진을 이용하여, 고도, 속도, 이륙고도, 최소 및 최대 EAS에서의 항공기의 운용영역을 설정하고, 탈 설계점 해석을 수행하였다. 탈 설계점 해석결과 비행 조건에 따른 배기노즐에서의 압력, 속도, 유량 등에 대한 물리량을 추출 할 수 있었고, 이에 따른 축소-확대노즐의 형상변화를 도출할 수 있었다. 본 연구에서 도출된 터보팬 엔진의 작동특성, 기하학적 형상, 배기가스의 온도, 압력, 연료혼합비등의 결과는 초음속 항공기의 적외선 감소 등의 연구에서 적외선 신호 계산및 측정실험에 입력조건으로 이용 될 수 있고, 이를 이용할 경우 보다 실질적인 연구가 가능할수 있으리라 기대된다.

후속연구

탈 설계점 해석결과 비행 조건에 따른 배기노즐에서의 압력, 속도, 유량 등에 대한 물리량을 추출 할 수 있었고, 이에 따른 축소-확대노즐의 형상변화를 도출할 수 있었다. 본 연구에서 도출된 터보팬 엔진의 작동특성, 기하학적 형상, 배기가스의 온도, 압력, 연료혼합비등의 결과는 초음속 항공기의 적외선 감소 등의 연구에서 적외선 신호 계산및 측정실험에 입력조건으로 이용 될 수 있고, 이를 이용할 경우 보다 실질적인 연구가 가능할수 있으리라 기대된다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	엔진성능해석에는 어떤 프로그램들이 주로 이용되고 있는가?	따라서 가상의 엔진모델을 수치적으로 생성하여 다양한 연구에 활용하고 있으며, 이러한 엔진성능해석은 NASA에서 개발한 NPSS(Numerical Propulsion System Simulation)[5], Boeing 사에서 개발한 ESAY5[6], 그리고 GSP[7] 및 Gasturb[8] 등의 프로그램들이 주로 이용되고 있다. 이중 Gasturb 의 경우 사용 환경이 쉽고, 다양한 엔진모델에 대한 해석이 가능하며, 설계점에 대한 성능해석 후 1차원 기하학적 형상도출이 가능하며, 다양한 항공기 운용영역에서의 탈 설계점 계산이 가능한 특징이 있다[9, 10].
	엔진성능해석 프로그램 중 Gasturb의 장점은 무엇인가?	따라서 가상의 엔진모델을 수치적으로 생성하여 다양한 연구에 활용하고 있으며, 이러한 엔진성능해석은 NASA에서 개발한 NPSS(Numerical Propulsion System Simulation)[5], Boeing 사에서 개발한 ESAY5[6], 그리고 GSP[7] 및 Gasturb[8] 등의 프로그램들이 주로 이용되고 있다. 이중 Gasturb 의 경우 사용 환경이 쉽고, 다양한 엔진모델에 대한 해석이 가능하며, 설계점에 대한 성능해석 후 1차원 기하학적 형상도출이 가능하며, 다양한 항공기 운용영역에서의 탈 설계점 계산이 가능한 특징이 있다[9, 10]. 국내에서는 Choi 등[11]이 F100-PW-229 터보팬 엔진에 대한 성능해석을 Gasturb 11 을 이용하여 연구를 수행한 바 있으며, Kong 등[12]의 경우 중형항공기급 터보팬 엔진인 BR715-56 엔진에 대한 성능모사 연구를 수행한 바 있다.
	후기연소기 장착 터보팬 엔진은 무엇으로 사용되는가?	초음속 항공기의 추진기관으로 이용되는 후기연소기 장착 터보팬 엔진의 축소-확대 노즐에 대한 예비 연구를 수행하였다. 이를 위하여 지상정지 표준 대기에서 29,000 lbf 급의 추력을 발생시키는 저 바이패스비를 가진 후기 연소기 장착 터보팬 엔진에 대한 사이클 모델을 설정하였다.

참고문헌 (16)

Ball, R.E., The Fundamentals of Aircraft Combat Survivability Analysis and Design, AIAA Education Series, 2nd Edition, 2003.
Mahulikar, S.P., Rao, G.A. and Kolhe, P.S., "Infrared Signatures of Low Flying Aircraft and Their Rear Fuselage Skin's Emissivity Optimisation," Journal of Aircraft, Vol. 43, No. 1, pp. 226-232, 2006.

상세보기
Sonawane, H.R. and Mahulikar, S.P., "Tacktical Air Warface: Generic Model for Aircraft Susceptibility to Infrared Guided Missiles," Journal of Aerospace Sicence Technology, Vol. 16, No. 4, pp. 249-260, 2011.
Go, G.Y., Kim, M.Y. and Baek, S.W., "Effects of Flight Conditions on IR Signature from Aircraft Exhaust Plume," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 16, No. 5, pp. 58-66, 2012.

원문보기 상세보기
Follen, G. and Aubuchon, M., "Numerical Zooming Between a NPSS Engine System Simulation and a One-Dimensional High Compressor Analysis Code," NASA TM-2000-209913, 2000.
Kang, M.C., Ki, J.Y. and Kong, C.D., "A Study on Performance Analysis of Turbofan Engine using EASY5," The Korean Society for Aeronautical and Space Science 2002 Spring Symposium, pp. 445-448, 2002.
National Aerospace Laboratory NLR, GSP11 User's Manual, 2011.
Kurzke, J., Gasturb 12 User Manual, www.gasturb.de, 2012.
Kurzke, J., "Model Based Gas Turbine Parameter Corrections," Proceedings of 2003 ASME Turbo Expo, GT2003-38234, 2003.
Kurzke, J., "Modeling the Thrust Management of Commercial Airliners," International Symposium on Air Breathing Engine 2013, ISABE-2013-1430, 2013.
Choi, W., You, H.J. and Lee, I.W., "The Performance Modeling of a Low Bypass Turbofan Engine for Supersonic Aircraft," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 14, No. 6, pp. 79-88, 2010.
Kong, C.D., Kang, M.C. and Park, G.L., "Study on Component Map Generation and Performance Simulation of 2-spool Separate Flow Type TurbofanEngine using SIMULINL," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 17, No. 1, pp. 70-79, 2013.

원문보기 상세보기
Kim, J.Y., Chun, S.H., Myong, R.S. and Kim, W.C., "Computational Investigation of the Effect of Various Flight Conditions on Plume Infrared Signature," Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 41, No. 3, pp. 185-193, 2013.

원문보기 상세보기
Moon, H., Yang, Y.R., Chun, S.H., Choi, S.M., Myong, R.S. and Cho, T.H., "Computation of Flowfield and Infrared Signature in Aircraft Exhaust System for IR Reduction Design," Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 39, No. 7, pp. 652-659, 2011.

원문보기 상세보기
Mattingly J.D., Heiser W.H and Pratt., D.T., Aircraft Engine Design, AIAA Education Series, 2002.
Lambert M., Jane's All the Worlds Aircraft, 1994.

저자의 다른 논문 :

LOADING...

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

내보내기 구분	파일저장 인쇄 메일전송
구성항목	기본정보 상세정보 관리번호, 논문명, 저널/프로시딩명, 저자 , 발행년, 권, 호, 시작페이지, 끝페이지, 발행기관 관리번호, 논문명, 대등논문명, 저자 , 저널/프로시딩명, 발행기관, 발행년, 발행언어, 권, 호, 시작페이지, 끝페이지, ISBN, ISSN, 주제분야, 키워드, 초록(한글), 초록(영문), 저자(소속기관)
저장형식	Text(ASCII format) Excel format RefWorks Direct Export RIS format (for Reference Manager, ProCite, EndNote), Scholar's Aids, Mendeley
메일정보	받는사람 (필수) @ 보내는사람 (선택) @ 제목 내용 KISTI 검색결과 이메일 서비스
안내	총 건의 자료가 검색되었습니다. 다운받으실 자료의 인덱스를 입력하세요. (1-10,000) 검색결과의 순서대로 최대 10,000건 까지 다운로드가 가능합니다. 데이타가 많을 경우 속도가 느려질 수 있습니다.(최대 2~3분 소요) 다운로드 파일은 UTF-8 형태로 저장됩니다. 파일의 내용이 제대로 보이지 않을실 때는 웹브라우저 상단의 보기 -> 인코딩 -> 자동선택 여부를 확인하십시오. ~ Text(ASCII format) Excel format

연합인증