1.6 항공 분야 - 추진 요건 (2)

2023.03.14 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 1.6 항공 분야 - 추진 요건

1.6.2 비행 임무 및 항공기 추력 요건

비행 임무의 주요 단계는 이륙, 상승, 순항, 하강 및 착륙입니다. 군용기의 경우, 전투도 고려해야 하며, 모든 항공기는 잠시라도 선회비행이 가능해야 합니다. 그림 1.13은 항력 대 등가 대기 속도를 보여줍니다. 이 관계는 고도와는 무관합니다. 저고도, 중고고도에 대한 엔진 추력 대 등가 대기 속도는 그림 1.13에 포함되어 있습니다. 저고도 및 중고도에서는 항공기 항력을 넘어서는 초과 추력이 가능해집니다.

이륙하는 동안 가속을 위해 높은 초과 추력을 사용할 수 있습니다. 전투기의 일반적인 이륙 속도와 거리는 각각 140kt(0.21 마하수)와 1.2km입니다. 이와 동일한 방식으로 민간 항공기에 해당하는 값은 최대 180kt(0.27 마하 수) 및 3km입니다. 이륙은 일반적으로 SOT가 가장 높은 엔진 설계의 핵심 비행 조건입니다.

상승하기 위해서는 추가로 상승 방향의 힘이 필요합니다. 이와 같은 힘은 양력 계수를 증가시키기 위해 높은 받음각을 유지함으로써 얻을 수 있습니다. 결과적으로 증가한 항력은 추력의 증가로 극복되며, 그에 대한 초과분은 정상 비행에서 필요한 것 이상으로 사용될 수 있습니다. 또한, 추력 성분은 수직 방향으로 향하게 됩니다. 낮은 고도에서 사용할 수 있는 초과 추력은 일반적으로 아음속 수송의 경우 500m/분, 전투기의 경우 최대 8000m/분의 높은 상승률을 제공합니다. 상승 중 비행 속도는 처음에는 기체 구조적 고려 사항(일정한 동압 유지)으로 인해 고정된 등가 대기 속도로, 그런 다음에 해당 요구도가 달성되면 기체 공기 역학에 따른 제한된 비행 마하수에서 비행합니다. 상승의 최정상에서는 최대 엔진 추력은 항공기 항력과 동일합니다. 이와 같은 특성은 가장 높은 기준 속도와 그에 따른 기준 공기 흐름을 갖는 엔진의 주요 크기 조정 조건이 됩니다. 해당 조건에서의 주변 온도가 낮기 때문에 가장 높은 SOT는 아닙니다.

항공기는 일반적으로 높은 고도에서 순항하는데, 그 이유는 주어진 수준의 등가 대기 속도에 대해 달성되는 진대기 속도가 훨씬 더 높고 이에 상응하는 더 낮은 추력 요구 사항으로 인해 엔진 연료 소비가 최소화되기 때문입니다. 순항 고도의 선택은 복잡하며 고도를 달성하는 데 필요한 엔진 크기, 진대기 속도 및 시장 부문에서 요구하는 범위 등에 따라 각기 달라집니다. 순항을 위한 최적의 고도는 일반적으로 요구되는 비행 고도 마하수에 따라 증가합니다. 순항 시 필요한 추력은 항공기 연료 중량의 감소로 인해 정상에서 필요한 추력의 20%까지 감소할 수 있습니다. 따라서 일부 항공기는 무게가 줄어듦에 따라 점진적으로 상승하며 이를 순항 상승(cruise-climb)이라고 합니다.

하강하는 동안 엔진은 비행 유휴 등급으로 다시 연료가 조절되고 항공기 받음각(Angle of attack)이 감소하게 됩니다. 이 같은 효과들은 양력을 감소시키고 비행 방향은 수평보다 낮게 합니다. 이제 중량 요소가 항공기 이동 방향으로 작용하여 항력을 극복하기 위해 엔진 추력을 보완하게 됩니다. 이와 관련하여, 엔진 추력이 0이라면 항공기는 활공하게 됩니다.

선회 비행에는 구심력이 필요하며, 이는 날개의 양력이 반경 방향 안쪽을 향하도록 항공기를 회전시킴으로써 해당 선회 비행을 하게 됩니다. 무게를 지탱하려면 전체 양력이 증가해야 하므로 항력에 따른 추력도 증가합니다.

착륙을 위한 접근 방식으로는 약 38°의 활공 경사 면에 있으며, 높은 받음각과 필요한 양력을 제공하기 위해 가능한 한 항대기 속도를 줄이도록 설정된 플랩(Flap)이 있습니다. 일반적으로 착륙 속도는 120노트(마하 0.18)에서 140노트(마하 0.21) 사이입니다. 역추력이나 브레이크 및 스포일러로 인한 감속이 이륙 가속보다 빠르기 때문에 착륙 거리는 이륙에 필요한 거리보다 훨씬 짧습니다. 대부분의 터보팬 추진 항공기는 역추력 기능이 있는 엔진을 사용하는데, 여기에서 바이패스 공기는 나셀(nacelle)또는 후방 클램셸(rearward clamshell) 도어의 루브르(louvres)를 사용하여 전방으로 전환됩니다.

후기연소기의 작동(애프터버닝) 또는 재가열은 종종 전투기 및 초음속 수송에 사용됩니다. 전투기는 일반적으로 높은 연료 소비로 인해 짧은 운용 시간을 갖습니다. 이와 같은 항공기들은 이륙, 초음속 비행으로의 전환, 전투 또는 작전 범위의 극한의 상황에서의 특수한 기동을 수행합니다. 일반적으로 Concorde와 같은 초음속 수송기는 이륙 및 초음속 전환에서만 이와 같은 특수 기동을 사용합니다.

 

 

1.6.3 요구 비행 체제에 대한 엔진 구성 선택

주요 관심 변수는 다음과 같습니다.

 

. SFC, 특히 순항에서의 상당히 높은 추력 또는 출력 수준에서 중요함. 상승 및 하강과 같은 다른 레벨에서는 단거리 상황에서 더욱 중요

. 중량 및 전면 면적(특히, 엔진 나셀 항력), 특히 높은 마하수 적용 분야에서 중요

. 비용 –엔진/항공기 크기에 따라 증가할 수 있지만 미사일과 같은 소모품의 경우에는 실질적인 수준으로 낮아야 함

 

가스 터빈 엔진은 민간용 엔진의 경우 약 5초, 군용 엔진의 경우 약 4초의 적절한 가속 시간을 가지므로, 이와 같은 특성으로 인해서 피스톤 엔진에 어떠한 경쟁 우위를 주지 않습니다.

범위 계수는 필요한 비행 임무에 대한 엔진 구성의 적합성을 평가하기 위해 가장 일반적으로 사용되는 매개변수입니다. 이 계수는 범위 및 비행 속도에 대하여 포드 항력 없이 엔진 순 추력에 대한 연료 및 엔진의 중량 비율입니다. 낮은 범위 계수의 값이 분명하게 더 좋습니다. 차트 1.8은 1000km 및 8000km의 범위와 피스톤 엔진을 포함한 여러 엔진 구성에 대한 범위 계수 대비 비행 마하수를 보여주고 있습니다.

이를 통해서 가스 터빈이 대부분의 항공기 추진 분야에서 피스톤 엔진을 쉽게 대체할 수 있었던 이유는 명백해집니다. 피스톤 엔진은 약 0.3 미만의 낮은 마하수에서만 경쟁력을 가집니다. 이는 그림 1.13에서와 같이 추진 요건이 마하수에 따라 급격히 증가하기 때문입니다. 피스톤 엔진의 무게와 전면 면적은 가스 터빈보다 요구 출력에 따라 훨씬 더 빠르게 증가합니다. 높은 비행 속도에서 이와 같은 요소의 중대성은 범위 계수 다이어그램으로 정량화할 수 있습니다.

 마하 0.3 이상에서는 무게와 전면 영역을 고려해보면, 터보프롭엔진이 피스톤 엔진을 대신하여 최적의 동력 장치가 되는 것을 알 수 있습니다. 낮은 제트 속도에서 프로펠러로부터 대량의 공기 흐름에 의해 추력을 얻으면서 높은 추진 효율을 갖게 됨에 따라, 터보제트나 터보팬 엔진보다 더 좋은 연비를 갖게 됩니다.

그에 반해, 마하수 0.6 이상에서는 터보프롭이 주로 더 무거운 무게와 전면 영역으로 인해 경쟁력이 떨어지게 됩니다. 또한, 높은 프로펠러 팁 요구 속도는 기계적인 설계를 더욱 어렵게 만들며, 높은 팁 상대 마하수는 극심한 소음을 발생시키게 됩니다. 0.6 마하수 이상에서는 터보팬과 터보제트가 경쟁력을 갖게 되며, 적용되는 분야에 따라 최적의 선택이 될 수 있습니다. 터보팬은 터보제트보다 더 나은 SFC를 갖지만 비추력이 더 나쁘고, 이에 관련하여 중량과 전면 면적 조건에서 더 나쁘게 됩니다. 바이패스 비율을 높이면 다음과 같은 엔진의 상충관계가 생깁니다.

 

. SFC 향상

. 역추력 능력 향상

. 단위 추력 당 무게 증가

. 단위 추력 당 전면 면적 증가

. 팬을 구동하는 LP 터빈 단의 수가 급격히 증가

. 추력 단위당 비용 증가

. 보조 동력 및 Bleed off take는 성능에 더 해로운 영향을 미침

 

바이패스비가 높은 엔진은 약 0.8의 비행 마하수에서 가장 경쟁력이 있지만, 2.2 마하수에서 이상적인 바이패스비는 1 미만이며, 이에 따라 터보제트엔진은 점점 더 경쟁력을 갖게 됩니다.

마하 2.0 이상에서는 램제트의 비추력이 터보제트보다 훨씬 좋아지지만, 연비는 더 적어지게 됩니다. 이와 관련하여 범위 계수에 미치는 영향은 차트 1.8에 나와 있습니다. 높은 비추력으로 인한 낮은 엔진 전면 면적과 중량은 램제트엔진이 낮은 범위와 높은 마하수 운용이 지배적인 분야에서 경쟁력을 갖는 요인입니다. 또한, 현재까지 이와 같은 비행 체계가 있어야 하는 응용 분야는 미사일이었으며, 램제트엔진의 낮은 단위 비용이 유리하게 작용합니다. 이와 관련하여 차트 2.11은 비행 마하수 및 고도에 대한 엔진 램 입구 온도 비율을 보여줍니다. 터보제트의 기계적 무결성을 위해, 압축기 전달 온도는 약 950K 미만으로 유지되어야 하므로 비행 마하수 2.5 이상에서는 압축기 온도가 상승의 여지가 거의 없습니다. 이와 유사한 다른 동력 장치로는 본 논의의 범위를 벗어나는 로켓입니다.

 

2023.03.14 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 1.6 항공 분야 - 추진 요건