[논문]유럽항공안전청 형식증명 감항기준에 부합하는 엔진가속시험 사이클 수립

박수열; 문경찬; 구현철

doi:10.20910/jase.2020.14.1.62

[국내논문] 유럽항공안전청 형식증명 감항기준에 부합하는 엔진가속시험 사이클 수립
Establishing Engine Accelerated Mission Test Cycles complying with the CS-E of European Aviation Safety Agency 원문보기

항공우주시스템공학회지 = Journal of aerospace system engineering, v.14 no.1, 2020년, pp.62 - 67

박수열 (한화에어로스페이스) , 문경찬 (한화에어로스페이스) , 구현철 (한화에어로스페이스)

초록
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유럽항공안전청에서는 항공기 엔진의 형식증명을 위한 감항기준으로 CS-E (Certification Specification-Engine)를 적용하고 있다. 본 감항기준에 따라 형식증명을 받기 위한 입증 항목 중에 하나는 엔진제작사(형식증명소지자)가 창정비 주기 내에 엔진의 감항성을 유지할 수 있음을 입증하는 것이다. 이에 대한 입증방법으로 엔진의 창정비 주기에서 엔진 임무 거동을 가속하여 시험할 수 있는 가속임무시험이 가장 많이 사용된다. 국내 소형민수헬기 프로그램의 일환으로 개발되는 엔진은 유럽항공안전청의 형식증명 획득을 목표로 국제 공동 개발 중에 있다. 본 연구에서는 이 엔진의 형식증명을 위해 국외 원제작사와 협력 하에 수행되는 가속임무시험에 대한 시험절차를 수립하고, 감항기준 CS-E의 해당 요건과 개발 대상 엔진의 설계 및 운용 특성을 고려한 가속임무시험 사이클을 정립하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

The European Aviation Safety Agency (EASA) legislates the CS-E (Certification Specification-Engine) for type certification of aircraft engines. According to the CS-E, engine manufacturers (type certificate holders) the need to show compliance of continued airworthiness of an engine during the overhaul, and the Accelerated Mission Test (AMT) is usually accepted as means of compliance. As a part of the Korean Civil Helicopter program, the engine has been developed with foreign manufacturers to achieve the EASA engine type certificate. In this study, the AMT procedure is planned for the engine to be certified by the EASA, and AMT cycles are also established to meet airworthiness requirements of the CS-E in consideration of the engine design and operation characteristics.

Keyword

표/그림 (6)

표 Table 1 List of Life-limited and Usage-limited Parts
그림 Fig. 1 Basic AMT Cycle
그림 Fig. 2 OEI Cycle for AMT Intermission
그림 Fig. 3 OEI Cycle for Post AMT
표 Table 2 Comparison of AMT mission objectives and predicted values
그림 Fig. 4 AMT Facility

AI 본문요약
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문제 정의

Arriel 2L2 엔진 개발의 경우, 엔진의 감항성 유지를 위한 입증은 가속임무시험 (AMT: Accelerated Mission Test)을 통해서 확인하는 것이 EASA의 지침이다. 본 연구에서는 Arriel 2L2 엔진의 국제공동연구를 통해서 가속임무시험(AMT)을 위한 시험절차 및 시험 사이클을 제시하였으며, 향후 진행될 수 있는 민수엔진 개발 프로그램을 위한 좋은 사례가 될 수 있을 것이다.
이와 대조적으로 CS-E 740요건에서 규정하는 150시간 엔진 내구시험을 위해서는 EASA에서 규정하는 특정 엔진 시험사이클을 준수해야 한다. CS-E740 요건은 엔진의 정격 출력과 작동 한계 범위 내에서 엔진의 운용성과 내구성을 비행안전의 관점에서 검증하는 것을 목적으로 하고 있다. 즉 이 요건의 엔진 내구시험 조건은 AMT와 같은 In-service 운용을 모사 시험하는 것이 아니며, 시험사이클의 많은 부분이 엔진의 회전속도 한계 및 온도 한계에서의 시험을 포함하고 있다[5].
Figure 3은 전체 AMT 사이클 종료 후 수행해야 하는 OEI 시험사이클을 보여준다. 본 시험사이클의 목적은 엔진의 창정비 주기 내 어느 시점에서도 엔진은 규정된 각 OEI 정격출력을 발생시킬 수 있음을 보이는 것이다. 따라서 창정비 주기까지 사용을 다한 상태를 모사하는 AMT 사이클 완료 후 본 OEI 사이클을 수행하는 것이 타당하다.
본 연구에서는 EASA의 엔진 형식증명을 위한 입증 시험 중 하나인, AMT 시험절차 수립을 위한 국외 엔진원제작사와의 협력 내용을 정리하였다. AMT 시험사이클은 엔진 형식증명 감항기준에서 규정하는 특정한 사이클이 존재하지 않으며, 엔진이 장착될 항공기의 임무를 반영해야 한다.

제안 방법

AMT 사이클 작성 시 이 값들이 반영되어야 하기 때문이다. 분석을 위해서는 먼저 항공기 임무를 수행하기 위한 엔진 운용 상태를 계산하여야 하고, 이를 위해 엔진의 성능 정보를 열역학적 사이클에 반영한 모델을 사용하였다. 이 모델을 사용하여 엔진의 각 운용조건에서 가스발생기 회전수(N1), 동력터빈 회전수(N2), 고압터빈 출구 온도(T45) 등 주요 운용 정보를 얻을 수 있다.
각 AMT 사이클 수행 간에는 충분한 냉각이 될 수있는 엔진 휴지 기간을 가져야 한다. 본 연구에서는 AMT 사이클 수행 간에 6분간 엔진을 정지하도록 하였다.
따라서 AMT 사이클 작성시에는 이보다 많은 1,160시간 동안 5,251사이클의 피로사이클이 누적되었다. AMT 시간 당 누적 피로사이클과 함께 원칙 (2), (3), (4)를 고려하여 AMT 1 사이클의 주기는 16분으로 결정하였다. 따라서 수행해야 하는 전체 AMT 사이클 수는 4,350사이클(=1,160/16*60)이며 AMT 수행을 통해 원칙 (5)의 엔진 손상이 발생할 수있도록 엔진 가스발생기 회전수(N1)와 고압터빈 출구 온도(T45)를 결정하였다.
AMT 시간 당 누적 피로사이클과 함께 원칙 (2), (3), (4)를 고려하여 AMT 1 사이클의 주기는 16분으로 결정하였다. 따라서 수행해야 하는 전체 AMT 사이클 수는 4,350사이클(=1,160/16*60)이며 AMT 수행을 통해 원칙 (5)의 엔진 손상이 발생할 수있도록 엔진 가스발생기 회전수(N1)와 고압터빈 출구 온도(T45)를 결정하였다.
전기부하 장치는 발전기 출력 전압을 일정하게 제어할 수 있는 발전기제어장치(GCU: Generator Control Unit)를 적용하여 6±0.2 kW로 인가될 수 있도록 하였다.
따라서 창정비 주기까지 사용을 다한 상태를 모사하는 AMT 사이클 완료 후 본 OEI 사이클을 수행하는 것이 타당하다. 시험 조건은 각각 3회의 OEI-30초 정격출력, 3회의 OEI-2분 정격출력 및 1회 65분 동안의 OEI-continuous 정격출력이 포함되도록 구성하였다.
5~3초 내에서 안정화되어야 한다. 이를 위해 동력계 Water Brake 밸브의 미세조정이 가능하도록 개조하였다.
목표 회전수에 도달된 엔진은 전기출력과 블리드부하를 조정하여 T45 온도를 맞추도록 하였다. 전기출력 모사를 위해 6kW의 전기부하를 시동/발전기로부터 추출해야 하며, 이를 위해 로드뱅크를 적용하여 전기 에너지를 소산하도록 한다.
현재까지 수행된 AMT 시험 중 피로사이클과 Creep 손상 누적량을 관찰해가며, Creep 손상의 누적이 당초 예상보다 빠르게 진행됨에 따라 중간 OEI 성능 점검 이후 AMT 후반부 수행에서는 Fig. 1의 Step 2구간에서의 T45 온도를 30℃ 낮추기로 결정하였다. 터빈블레이드의 Creep 손상 값은 온도와 고온가스 노출시간에 의해서 결정되며, T45 온도를 30℃ 낮출 경우 AMT 후반부에서의 Creep 손상 누적 속도가 줄어 들어, AMT 종료 시점에서는 목표값을 조금 상회하는 Creep 손상값을 얻을 수 있을 것으로 기대한다.
AMT 시험사이클은 엔진 형식증명 감항기준에서 규정하는 특정한 사이클이 존재하지 않으며, 엔진이 장착될 항공기의 임무를 반영해야 한다. 이에 따라 항공기의 임무를 분석하고, 임무 수행을 위한 엔진의 In-service 운용 기간 중 엔진에 가해지는 부하 및 손상치를 예측하여 AMT 사이클에 반영되도록 하였다.

대상 데이터

AMT 지상시험설비는 2018년 비행시제 엔진 수락 시험을 위해 당사에 이미 구축된 설비를 개조하여 준비하였다. Fig.

성능/효과

(1) (TBO/AMT시간)으로 정의되는 AMT 시험 가속율은 3~5 범위에 존재해야 한다.
(5) 수명제한부품의 저주기 피로사이클과 Creep 손상 누적값은 항공기 임무분석 결과 또는 엔진 제작사의 경험 중 보다 심각한 값을 반영할 수있도록 AMT 시험사이클을 구성한다.
(6) 창정비주기 동안 운용할 경우 사용제한부품인 베어링 류에 미치는 손상을 반영해야 한다.
베어링 류에 가해지는 기계적인 손상치는 엔진 출력의 Root Mean Cube에 비례하는 것으로 알려져 있다. 따라서 항공기 임무를 수행하는 동안의 엔진 출력보다 AMT 사이클 동안 엔진 출력의 Root Mean Cube 값이 더 큼을 확인함으로써 원칙 (6)이 만족했음을 확인하였다.
1장의 항공기 임무분석과 동일한 방법을 사용하였다. 결과를 보면, AMT 종료 후 엔진에 가해지는 예상 손상치는 모두 항공기 임무 수행 시 예상되는 값보다 크며, 따라서 Fig. 1의 AMT 기본 사이클이 유효함을 확인하였다.
OEI-30초 정격출력이 30초 누적시간, OEI-2분 정격출력이 10분 누적시간을 갖도록 작성되었다. 본 OEI 시험의 목적이 규정 시간 이하의 OEI 누적 사용시간에서는 엔진을 어떠한 정비행위 없이도 계속 사용할 수 있음을 입증하는 것이므로, AMT 사이클 중간에 수행하는 것이 타당하다.
본 연구를 통해 EASA에서 요구하는 엔진의 감항성 유지를 입증할 수 있는 시험사이클의 작성 방안에 대한 체계적인 이해를 할 수 있었고, 관련 시험설비를 구축하였다. 향후 국내 민간 항공기 엔진 개발 프로그램의 감항성 유지와 관련한 입증방안 수립에 많은 참고가 될 수 있을 것으로 기대한다.

후속연구

1의 Step 2구간에서의 T45 온도를 30℃ 낮추기로 결정하였다. 터빈블레이드의 Creep 손상 값은 온도와 고온가스 노출시간에 의해서 결정되며, T45 온도를 30℃ 낮출 경우 AMT 후반부에서의 Creep 손상 누적 속도가 줄어 들어, AMT 종료 시점에서는 목표값을 조금 상회하는 Creep 손상값을 얻을 수 있을 것으로 기대한다.
시험 수행 완료 후 엔진은 완전 분해되어 수명제한 품목과 사용제한품목을 중심으로 철저한 검사가 수행될 예정이며, 검사결과는 AMT 시험 로그 데이터와 최종 AMT 시험보고서로서 EASA에 제출될 것이다.
본 연구를 통해 EASA에서 요구하는 엔진의 감항성 유지를 입증할 수 있는 시험사이클의 작성 방안에 대한 체계적인 이해를 할 수 있었고, 관련 시험설비를 구축하였다. 향후 국내 민간 항공기 엔진 개발 프로그램의 감항성 유지와 관련한 입증방안 수립에 많은 참고가 될 수 있을 것으로 기대한다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	유럽항공안전청에서 항공기 엔진의 형식증명을 위한 감항기준으로 적용하는 것은?	유럽항공안전청에서는 항공기 엔진의 형식증명을 위한 감항기준으로 CS-E (Certification Specification-Engine)를 적용하고 있다. 본 감항기준에 따라 형식증명을 받기 위한 입증 항목 중에 하나는 엔진제작사(형식증명소지자)가 창정비 주기 내에 엔진의 감항성을 유지할 수 있음을 입증하는 것이다.
	엔진제작사가 창정비 주기 내에 엔진의 감항성을 유지할 수 있음을 입증하는 방법은?	본 감항기준에 따라 형식증명을 받기 위한 입증 항목 중에 하나는 엔진제작사(형식증명소지자)가 창정비 주기 내에 엔진의 감항성을 유지할 수 있음을 입증하는 것이다. 이에 대한 입증방법으로 엔진의 창정비 주기에서 엔진 임무 거동을 가속하여 시험할 수 있는 가속임무시험이 가장 많이 사용된다. 국내 소형민수헬기 프로그램의 일환으로 개발되는 엔진은 유럽항공안전청의 형식증명 획득을 목표로 국제 공동 개발 중에 있다.
	EASA 엔진 형식증명을 획득하기 위해 필요한 사항은?	국내 소형민수헬기 프로그램 내에서 개발되는 Arriel 2L2 엔진은 EASA의 형식증명 획득을 목표로 국제 공동 개발이 진행 중이다. EASA 엔진 형식증명 획득을 위해서는, 엔진은 EASA 엔진 형식증명 획득을 위해서 엔진은 EASA의 엔진 감항기준인 CS-E (Certification Specification-Engine) 또는 JAR-E (Joint Aviation Requirements-Engine)를 만족하도록 개발되었음을 입증해야 한다[1, 2]. JAR-E는 CS-E의 이전 기준으로 Arriel 엔진과 같은 Legacy 모델이 있는 엔진은 최신 시리즈 엔진 개발 시 JAR-E와 CS-E를 혼용하여 적용하는 것이 일반적이다.

참고문헌 (5)

European Aviation Safety Agency, "CS-E : Certification Specification for Engine, Amendment 3", Hoofddrop, Netherlands ,Dec. 2010.
Joint Aviation Authorities, "JAR-E: Joint Aviation Requirements Engines", Hoofddrop, Netherlands, Oct. 1994.
J. H. Kim, Y. W. Jung, G. C. Moon, S. Y. Park and M. H. Kim, "Comparative Study of Engine Type Certificate Criteria", Proc. of KSPE Spring Conference, Jeju, Korea, pp. 1-3, May 2017.
J. G. Kim, S. S. Yoon, K. M. Ko and S. Y. Park, "Evaluation of Time Between Overhaul in Civil Helicopter Engine Co-developed with Light Armed Helicopter" Proc. of KSPE Fall Conference, Pusan, Korea, Nov. 2017.
K. M. Ko, M. H. Kim, S. S. Yoon, S. Y. Park and S.C. Kang, "A Study on Selection of Turbo-shaft Engine Rating Structure for Rotorcraft", Proc. of KSAS Fall Conference, Jeju, Korea, Nov. 2017.

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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].

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