1.8 추력 추진 항공기 – 터보팬, 터보제트 및 램제트 엔진

2023.03.15 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 1.7 샤프트 동력 항공기 – 터보프롭 및 터보 샤프트

1.7 샤프트 동력 항공기 – 터보프롭 및 터보 샤프트

 

 1.8.1 추력 추진 항공기의 주요 등급

그림 1.15는 실제 항공기 및 적용된 엔진의 사례와 함께 추력 추진 항공기의 주요 등급을 나타냅니다. 차트 1.10은 그림 1.15의 식별 정보를 사용하여 이러한 항공기 등급의 특성을 나타냅니다.

 

1.8.2 무인 차량 시스템(식별자 1)

무인 차량 시스템에는 표적 및 정찰 드론과 같은 항공기, 위협을 우회하기 위해 군용기가 사용하는 미끼(Decoy), 장거리 순항 미사일이 포함됩니다. 소모성 표적용 드론 및 디코이의 경우, 최우선 사항은 최소 단가입니다. 일반적으로 최소 0.8의 마하수가 필요하며, 낮은 가용범위만 요구됩니다. 단일 스풀 터보제트가 일반적으로 적용되며, 비용이 저렴하고 질량 유량이 낮기 때문에 종종 원심 압축기와 함께 적용됩니다. 어느 정도의 중량 및 전면 영역의 증가가 허용됩니다. 엔진 압력비는 일반적으로 무게와 전면 영역을 선호되는 낮은 수치로, SFC 및 특정 추력은 선호되는 높은 수치가 절충된 결과로 4:1에서 8:1 사이 정도입니다. 약 1250K의 낮은 SOT 수준은 터빈 냉각의 필요하지 않게 합니다(또한 터보제트에서 더 나은 SFC 제공). 축 및 방사형 터빈이 모두 활용됩니다. 순항 미사일에 필요한 긴 사거리는 SFC가 핵심 사항인 터보팬 체제가 적합하다는 것을 의미하지만, 차량으로 운송되어야 하고 소모품이기 때문에 엔진 크기와 비용도 중요한 고려 사항입니다. 관련해서 원심 압축기와 함께 중간 바이패스비의 터보팬이 사용됩니다. 지시 사이클 파라미터(Indicative cycle parameters)는 1.5:1의 바이패스비, 10:1의 압력비 및 1250K SOT입니다.

   

1.8.3 아음속 상용 항공기 및 군용 훈련기(식별자 2, 3, 4 및 6)

비즈니스/고급 제트기 및 민간용 아음속 수송기는 모두 터보팬 체계에 적합한 범위 및 비행 마하수 요구 사항을 가지고 있습니다. 해당 엔진들은 모두 축류 터보 기계(가장 작은 크기 제외)와 최고의 SFC를 얻기 위한 정교한 터빈 블레이드 냉각기술이 적용되어있는 다중 스풀 가스 발생기를 활용합니다. 주어진 SOT에 대한 최상의 순항 SFC를 제공하기 위해서 사이클 차트에서 압력비를 선택합니다. 본 글이 작성될 당시, 생산 중인 엔진의 최고 바이패스비는 8.5:1입니다. ISA SLS 이륙 시, 고급 엔진은 약 1.8:1의 팬 압력비를 사용하며 전체 압력비는 40:1을 넘어섭니다. 해당 SOT는 약 1650K이며, 더운 날에는 1750K 이상으로 상승합니다. ISA 순항에서 전체 압력비는 약 10% 더 낮고, SOT는 약 1400K입니다. 비행 영역에서 가장 높은 전체 압력비는 상승 상단에서 약 45:1입니다. 더 후진적인 기술이 적용된 엔진의 경우, 바이패스비는 4:1에 가깝습니다. ISA SLS 이륙 시, 팬 압력비는 약 1.8:1이고, 전체 압력비는 25:1이며 SOT는 약 1525K입니다. 순항 시, 압력비는 약 10% 더 낮고, SOT는 약 1350K 정도입니다. 군용 훈련기는 동일하게 아음속 체제에 있지만, 범위에 대한 요구 사항이 더 짧고 단가가 매우 중요한 요소가 됩니다. 해당 분야에서 터보제트엔진과 터보팬 엔진이 주로 경쟁하게 됩니다.

 

1.8.4 초음속 민간 수송 및 첨단 군용 전투기(식별자 5 및 7)

1.6.3절에서 논의된 범위 계수 다이어그램에서 볼 수 있듯이, 본 절에서 다루고자 하는 엔진은 바이패스비가 1:1 미만인 터보제트엔진 또는 터보팬 엔진입니다. 모든 축류형 터보 기계의 다중 스풀 구성은 효율성을 극대화하고 전면 영역을 최소화하기 위해 활용됩니다. 해당 모든 엔진에는 운용 영역의 핵심 지점에 재가열 시스템이 사용되고 있습니다.

Concorde, 미국 및 러시아 개발 프로그램과 같이 현재까지 한정적인 민용 항공기의 경우에서만 후기연소기(After burning) 터보제트가 활용되었습니다. 이륙 SOT는 1600K를 초과하지만, 보다 현대적인 엔진 설계를 위해 더 큰 값으로 엔진을 설계할 수 있습니다. 무게를 최소화하기 위해 약 14:1의 압력비가 사용되었으며, 높은 비행 마하수에서 높은 압축기 전달 온도로 인해 더 높은 압력비는 실용적이지 않게 되기 때문입니다. 또한, 이 값은 마하수 1.0 부근의 순수한 터보제트 추력과 마하수 2.2에서 재가열 운용에 있어서 최적인 수치입니다. 해당 비행 속도에서 재가열 연료는 충분히 높은 압력에서 연소하여 추력은 상당히 높지만, SFC는 순수한 제트기보다 약간 악화 됩니다. 향후 응용 분야에 대한 연구에서는 아음속 영역의 육로 비행 중에 바이패스를 높이면서, 소음과 SFC를 최소화하기 위한 가변 주기(Variable cycles)에 대해 다루고 있습니다. 고급 군용 전투기는 최대 SOT가 1850K를 초과하고 압력비가 약 25:1이면서, 낮은 바이패스비인 애프터버닝 터보팬을 사용합니다. 해당 엔진의 연소기 입구 온도는 900K에 근접합니다. 미래의 엔진 설계는 2000~2100K의 SOT 수준을 고려하고 있으며, 연소기 입구 온도는 1000K에 가까워짐에 따라 세라믹 재료가 필요하게 됩니다. 동일하게, 낮은 비행 마하수에서 SFC를 개선하면서 더 높은 바이패스비를 얻기 위해, 가변 주기를 갖는 엔진 설계가 제안되었습니다. 또 다른 군용 항공기 응용 분야는 단거리/수직 이착륙(VTOL 또는 STOVL)을 위한 것으로, 해당 운용 형태의 경우에는 두 가지 주요 접근 방식이 활용되었습니다. UK/US Harrier의 경우에는 4개의 회전식 추진 노즐(코어 스트림용 2개, 바이패스용 2개)이 있는 고정 형상 터보팬(RR Pegasus)을 사용했습니다. 이와는 대조적으로 러시아의 Yakalov 항공기는 별도의 수직 장착 리프트 제트를 사용했습니다. 미래의 가변 사이클 엔진은 제트엔진으로 운용되는 항공기에 추가 바이패스 공기를 제공하는 해리어(Harrier) 유형의 접근 방식에 도움이 될 수 있습니다.

 

1.8.5 램제트 추진 미사일(식별자 8)

1.6.3절에서는 2.5를 초과하는 마하수에서 운용되는 램제트엔진이 이상적인 동력 장치임을 보여주었습니다. 연소 온도는 모든 산소가 사용되는 화학 양론적 값(Stoichiometric value)에 근접합니다. 해당 범위에서는 입구 온도와 그에 해당하는 비행 마하수에 따라 2300~2500K 범위이며, 이는 작용 응력에 대해 고려되어야 하는 터빈 블레이드가 없기 때문에, 해당 범위의 운용이 실현 가능해집니다. 해당 마하수의 범위에서 유일한 경쟁 엔진 형태는 로켓엔진입니다. 실제로 램제트엔진을 시작하려면, 운용 마하 수까지 비행체를 가속하기 위한 단시간의 부스터 로켓이 필요로 하게 됩니다.

지금까지 공대공 미사일은 거의 전적으로 로켓엔진으로 운용되었는데, 이는 짧은 시간 동안 높은 추진력을 요구하는 해당 분야에 더 적합했기 때문입니다. 그러나 특히 프랑스와 구소련에서 램제트 버전의 엔진이 실험적으로 생산되었습니다. 공대공 미사일 범위 요구 사항이 증가함에 따라 현재는 램제트엔진에 대해서도 다수 제안되고 있습니다. 영국의 'Bloodhound'와 같은 램제트가 장착된 지대공 미사일의 경우, 해당 엔진의 형태가 사거리에 대한 요구 사항에 더 적합했기 때문에 생산되었습니다. 일반적인 임무에서는 발사 그리고 약 20,000m까지 상승한 다음 선회 단계를 거쳐 공격하는 과정을 거치게 됩니다. 이 때 이동 거리는 약 50km 정도입니다.

 

 

2023.03.15 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 1.7 샤프트 동력 항공기 – 터보프롭 및 터보 샤프트

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