5.13.6 항공기 엔진 흡입구 - 램 회복 계수 및 효율

2023.07.17 - [가스터빈(Gas Turbine) 성능 이론] - 5.13.3 가스터빈 덕트 구성

 

 

5.13.6 항공기 엔진 흡입구 - 램 회복 계수 및 효율

램 회복 계수라는 용어는 일반적으로 백분율 압력 손실을 사용하는 대신 항공기 엔진 흡입구에 사용됩니다. 이것은 엔진 전면 플랜지에서 엔진/항공기 인터페이스의 업스트림 기체의 일부로 제공되는 모든 덕트에 적용됩니다. 아음속 흡입구의 경우, 일반적인 설계점 백분율 압력 손실 수준은 관련 공식을 통해 회복 계수와 그림 5.37에 제공된 데이터에서 도출됩니다. 초음속 흡입구의 경우, 그림 5.37에 표시된 설계점 램 복구 수준에는 흡입구 다운스트림 부분의 아음속 확산뿐만 아니라 충격파 시스템 전체의 압력 손실이 포함됩니다. 설계점 수준을 유도하는 방법론은 5.14.3절에서 설명하도록 하겠습니다. 모든 경우에 램 회복 계수에는 흡입구 자체뿐만 아니라 항공기 흡입구 전단의 자유 유동 업스트림에서의 압력 손실 또한 포함됩니다.

항공기 엔진 흡입구에 사용되는 또 다른 용어는 관련 공식에 정의된 흡입구 효율입니다. 대기 정압력에서 흡입구 출구 전압력까지의 등엔트로피 압축을 기반으로 흡입구 출구에서 이상적인 전온도를 계산하고 이를 대기 정압력 및 자유 유동 전압력 사이에서의 실제 온도 차이로 나눕니다. 이상적인 전온도는 일이나 열전달이 없는 모든 덕트를 따라 전온도가 일정하기 때문에 순전히 이론적인 매개변수입니다. 그러나 이동체가 흡입 공기를 압축하고 자유 유동 전온도를 발전시키기 위해 상류에서 일을 수행하므로 효율 개념에서는 어느 정도 타당성이 있습니다. 본 내용에서는 perspex 모델이나 엔진 테스트에서 측정하기 더 쉽기 때문에 흡입구 효율과 반대로 램 회복을 사용합니다.

 

 

5.13.7 항공기 추진 노즐에 대한 추가 설계 포인트 고려 사항

5.13.1절은 항공 엔진 추진 노즐의 기본 기능을 설명합니다. 수렴형 노즐의 경우, 추력은 노즐이 초크 되었는지 또는 초크 되지 않았는지에 따라 관련 공식들에 의해 결정됩니다. 두 경우 모두 출구 속도는 Q 곡선 공식에서 계산됩니다. 초킹이 발생되면 출구 평면의 정압이 엔진 전면의 동일한 영역에 작용하는 주변 대기압보다 더 크기 때문에 추가적인 압력이 가해집니다. Con-di 노즐은 '완전히(가득 차게)' 작동되도록 설계되었으므로, 이 경우 초킹된 노즐에 대한 관련 공식이 실제로 적용됩니다.

관련 공식에 정의된 대로 추진 노즐 배출 계수(CD)는 기하학적 면적으로 나눈 유효 면적(주유동이 통과하는 데 사용할 수 있음)입니다. 모든 막힘 현상은 벽면에서의 공기 역학적 분리로 인한 것입니다. 차트 5.13은 수렴형 노즐에 대한 원뿔 반각 및 직경 비율 범위에 대한 CD 대비 노즐 팽창비의 일반적인 수준을 보여줍니다. 낮은 원뿔 각도와 직경 비율 및 2:1에서 4:1의 가능성 있는 설계점 팽창비를 가진 우수한 설계의 경우, CD는 0.95에서 0.97 사이에서 다양하게 확인할 수 있습니다. con-di 노즐의 경우, 일반화할 수 없으며 각 디자인을 개별적으로 평가해야 합니다.

관련 공식에 표시된 대로 추진 노즐 출구 속도와 초킹된 경우, 정압은 Q 곡선을 사용하여 계산됩니다. 약간의 마찰과 유동 불균일성이 있기 때문에 실제 속도는 계산된 것보다 약간 낮습니다. 관련 공식으로 정의된 추력 계수(CX) 또는 속도 계수(CV)는 이를 설명하는 데 사용됩니다. CX는 업계에서 가장 일반적으로 사용되는 것으로 여기에서도 사용됩니다. 차트 5.14는 수렴형 추진 노즐의 노즐 팽창비에 따라 CX가 어떻게 달라지는지를 보여줍니다. 이 그래프는 노즐 원뿔 각도 및 직경 비와 상당히 독립적입니다. 2:1~4:1 범위의 설계점 팽창비의 경우, CX는 0.98보다 큽니다. con-di 노즐의 경우, 벽면 냉각으로 인한 추가적인 유동 불균일성 및 유동 각도로 인해 추가 총 추력 손실이 있습니다. 후자의 이유로 노즐 발산부의 사이의 각은 축에 수직인 속도 성분을 최소화하기 위해 30도 미만이어야 합니다. 이에 따라 노즐이 길면서 무겁기도 하며, 가변 형상을 통해 벽의 원뿔 각도를 조정할 수 있는지 여부에 따라 높은 비행 마하수에서 CX는 약 0.95–0.97이 됩니다.

일반적인 엔진의 경우, 차트 5.12는 수렴형 노즐 대비 팽창비에 대한 con-di 노즐의 총 추력 비율을 보여줍니다. con-di 노즐에 대해 표시된 총 추력은 노즐이 완전히 작동하고 있다고 가정합니다. 이는 5.14절에서 논의된 탈 설계 이유와 흡기 및 메인 엔진과 직경을 동일하게 유지하기 위해 con-di 노즐이 최대로 작동하도록 설계되어 유동 가속이 덜 발생한다는 점에서 낙관적입니다. 차트 5.12에서 4:1의 노즐 팽창비에서 수렴형 노즐이 5% 더 나빠지는 것을 알 수 있습니다. 이것은 모멘텀 항력이 변하지 않기 때문에 순 추력에 대해 훨씬 더 큰 차이가 될 것입니다. 이것은 콘디 노즐의 추가 무게와 비용을 상쇄하는 값에 가깝습니다. 이러한 항목은 대부분의 초음속 항공 엔진이 애프터버너를 사용하므로 추진 노즐이 가변 목 영역이어야 한다는 점에서 중요합니다. 차트 5.12는 또한 터보팬, 터보제트 및 램제트의 비행 마하수에 대한 일반적인 추진 노즐 팽창비를 보여줍니다. 따라서 con-di 노즐은 일반적으로 마하 1보다 훨씬 높은 속도로 작동하는 항공기의 엔진 응용 분야에 선택됩니다. 램제트의 경우, 가장 낮은 비행 마하수는 2 정도이므로 con-di 노즐이 보편적으로 사용됩니다.

 

5.13.8 기본 크기 조정 매개변수

다양한 가스 터빈 덕트 형상으로 인해 여기에서 모든 덕트에 대한 기본적인 크기 조정 지침을 제공하는 것은 불가능합니다. 초기 스케치는 이전에 제시된 데이터와 함께 다음 일반 지침을 사용하여 만들 수 있습니다.:

 

. 압력 손실과 관련하여 적합한 덕트 입구 마하수에 대한 상류 구성 요소 출구 영역의 크기를 지정합니다.

. 본 장에 제공된 지침을 사용하여 다운스트림 구성 요소에 적합한 입구 마하수를 제공하도록 덕트 출구 영역의 크기를 조정합니다.

. 압축기 간 및 터빈 간 덕트에 대한 ' swan neck duct parameter 면적비가 약 1.1인 경우, 약 4로 제한되고 면적비가 2인 경우 약 8로 증가합니다.

. 원심 압축기 출구 또는 터빈 입구 덕트 스크롤은 일반적으로 일정한 각운동량을 위해 설계됩니다.

. 허용할 수 있는 압력 손실을 유지하면서 엔진 정면 면적과 중량을 최소화하는 충돌로 인해 설계점 바이패스 덕트 마하수는 그림 5.37에서 정의된 범위를 벗어나 설계되는 경우가 거의 없습니다. 따라서 바이패스 덕트 면적을 쉽게 도출할 수 있습니다.

. 수렴형 추진 노즐 콘 반각과 직경 비율은 차트 5.13에 표시된 범위에 있어야 합니다.

. 산업용 엔진 배기 장치의 경우 출구 플랜지의 마하수는 덤프 압력 손실을 최소화하기 위해 0.05 미만이어야 합니다. 터보프롭의 경우 배기구가 약간의 총 추력을 제공하도록 방향이 지정되어 있는 경우 이는 0.25만큼 높을 수 있습니다. 따라서 두 경우 모두 출구 영역을 평가할 수 있습니다.

. 차트 5.11에 따라 산업용 엔진 원추형 디퓨저 배기 시스템은 설치 공간 제약 내에서 가능한 한 6도에 가까운 원뿔 포함 각도를 가져야 합니다. 길이와 무게 제약으로 인해 항공 엔진의 원추형 디퓨저는 15~25도의 원뿔 포함 각도를 사용합니다.

. 디퓨저의 경우 면적 비율이 2:1을 초과하면 추가적인 정압 회복이 거의 없고 3:1을 초과하면 전혀 회복되지 않습니다.

 

 

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5.13.3 가스터빈 덕트 구성