2.2 설치 압력 손실 - 2.3 비행 영역(1)

2023.03.21 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 2장 운용 영역(Chapter 2 The Operational Envelope)

 

2023.03.23 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 2.1 환경 포락선(The environmental envelope) (2)

 

2.2    설치 압력 손실(Installation pressure losses)

ISO 조건에서 인용되는 엔진 성능 수준에서는 설치 덕트 압력 손실이 포함되지 않습니다. 해당 성능 수준은 ‘설치되지 않은 상태(uninstalled)’라고 하며 일반적으로 엔진 제조업체의 공급 상태에 일치하는 입구 평면과 출구 평면 사이에 있습니다. 예를 들어 첫 번째 압축기 케이싱 입구의 플랜지에서 엔진 배기 덕트 출구 플랜지까지 또는 추력 엔진의 경우, 추진 노즐 출구 평면까지가 포함될 수 있습니다. 다른 설치 효과와 함께 설치 압력 손실이 포함하게 되면 최종 성능 수준을 의미하는 ‘설치 상태(installed)’라고 합니다.

산업, 자동차 및 해양 분야의 엔진 설치 압력 손실은 일반적으로 플랜트 흡기 및 배기 덕트에 의해 부과됩니다. 항공기 엔진의 경우, 일반적으로 엔진과 반대되는 면에 있으면서, 기체의 필수 부분인 엔진 흡입구 플랜지의 항공기 흡입구 상류에 있습니다. 그러나 바이패스비가 높은 터보팬의 경우, 일반적으로 배기 덕트 설치 손실이 없습니다. 항공기 엔진에 대한 추가로 고려되는 항목은 흡기 램 회복 계수입니다. 이 계수는 엔진 흡기 전면부에서 전체 압력으로 설치 또는 비행 흡기에 의해 회복된 자유 흐름 동압의 비율입니다.

덕트 설치로 인한 압력 손실은 엔진 흡기 플랜지에서의 낮은 입구 압력을 반영하는 기압 고도의 변화로 추정해서는 안 됩니다. 흡입구 손실은 실제로 흡입 압력을 낮추지만, 배기 손실은 엔진 배기면 압력을 높여 줍니다. 인위적으로 대기압을 변경하는 것은 두 가지 효과를 한 번에 시뮬레이션할 수 없습니다.

산업용, 자동차 및 해양 분야 엔진의 설치 압력 손실은 가장 일반적으로 mm H2O로 표현되며, 여기서 100mm H2O는 해수면에서 약 1% 총 압력 손실(0.981kPa, 0.142psi)입니다. 항공 분야의 경우, 설치 손실은 일반적으로 전체 압력의 백분율 손실(%∆P/P)로 표시됩니다.

 

2.2.1 산업용 엔진(Industrial engines)

물리적 덕트, 필터 및 소음기로 인한 전체 설치 입구 압력 손실은 일반적으로 고출력에서 100mm H2O입니다. 설치 배기 손실은 일반적으로 100–300mm H2O(0.981kPa, 0.142psi ~ 2.942kPa, 0.427psi)입니다. 더 큰 값은 가스 터빈 하류에 증기 설비가 있는 곳에서 발생합니다.

 

2.2.2 자동차 엔진(Automotive engines)

자동차 엔진의 경우, 설치 입구 및 배기 손실은 일반적으로 100mm H2O(0.981kPa, 0.142psi)입니다.

 

2.2.3 선박용 엔진(Marine engines)

정격 출력에서 설치 흡입 및 배기 손실 값은 선박 설계에 따라 각각 최대 300mm H2O(2.942kPa, 0.427psi) 및 500mm H2O(4.904kPa, 0.711psi)가 될 수 있습니다. 미 해군에서 사용하는 표준값은 100mm H2O(0.981kPa, 0.142psi) 및 150mm H2O(1.471kPa, 0.213psi)입니다.

 

2.2.4 항공기 엔진(Aircraft engines)

마하 0.8로 순항하는 포드 장착 터보팬의 경우, 불완전한 램 회복 및 설치 흡입 손실로 인해서 자유 흐름에서 비행 흡입/엔진 흡입 인터페이스로까지의 총 압력 손실은 0.5% ∆P/P만큼 낮을 수 있지만, 램제트의 경우, 마하 3에서 작동하면 손실이 15% 정도까지 근접해질 수 있습니다. 필터 뒤에 가려져 있는 헬리콥터 엔진의 경우, 설치 흡입 총 압력 손실이 최대 2%일 수 있으며, 배기 신호 억제 장치로 인한 설치 배기 압력 손실이 있을 수도 있습니다.

 

2.3 비행 영역(The flight envelope)

2.3.1 주요 항공기 유형에 대한 일반적인 비행 범위

(Typical flight envelopes for major aircraft types)

 

항공기 엔진은 환경 영역 외에도 다양한 전진 속도에서도 작동해야 합니다. 주어진 고도에 대한 비행 마하수의 범위는 비행 포락선에 의해 정의됩니다. 그림 2.1은 7가지 주요 항공기 유형에 대한 일반적인 비행 범위를 나타냅니다.

각 비행 영역에 대해 영역 모양에 대한 기본적인 이유와 함께 엔진이 경험할 수 있는 최소 및 최대 자유 흐름 온도 및 압력이 표시됩니다. 보조 동력 장치가 사용되는 경우, 추진 장치와 동일한 자유 흐름 조건이 발생합니다. 그러나 흡기 램 회복률은 동체 후면의 배치와 흡기 설계에서의 항력 제약으로 인해 종종 더 낮습니다.

 

 

2.3.2 자유 스트림 총 압력 및 온도(Free stream total pressure and temperature)

자유 흐름 전압력(P0)은 기압 고도와 비행 마하수 둘 다의 함수입니다. 자유 흐름 전 온도(T0)는 대기 온도와 비행 마하수의 함수이기도 합니다. 입구 압력과 온도는 모두 엔진 성능의 기본 요소입니다. 준 무차원 매개변수 그룹을 통해 엔진 매개변수를 ISA 해수면 정적 조건으로 참조하는 데 종종 사용됩니다. 이를 위해 다음 비율이 정의됩니다.

 

DELTA (ẟ)=P0/101.325kPa

THETA (y)=T0/288.15K

 

 

참조된 용어는 해당 분야에서 독점적으로 사용되지만, 수정된 용어는 특히 미국에서 사용됩니다. 구성 요소 설계 목적을 위해 세타 및 델타는 구성 요소 입구의 압력과 온도를 사용하여 정의할 수도 있습니다.

차트 2.10은 그림 2.1에 표시된 모든 비행 포락선을 포함하는 범위에서 기압 고도 및 마하수에 대해서 자유 흐름 조건에 기초한 델타를 나타냅니다. 입구 압력 손실이 엔진 성능에 미치는 영향은 추가적인 요소입니다. 차트 2.11은 MIL 210 추운 날, 표준 일 및 MIL 210 더운 날에 대해서, 유사한 범위에 걸쳐 기압 고도 및 마하수에 대한 자유 흐름 조건을 기반으로 세타를 나타냅니다.

2023.03.21 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 2장 운용 영역(Chapter 2 The Operational Envelope)

2장 운용 영역(Chapter 2 The Operational Envelope)

 

2023.03.23 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 2.1 환경 포락선(The environmental envelope) (2)

2.1 환경 포락선(The environmental envelope) (2)