6장. 설계점 성능 및 엔진컨셉 설계

 

 

 

 

5.22 후기연소기(Afterburner) – 탈설계 성능

 

 

6장. 설계점 성능 및 엔진컨셉 설계 (Design Point Performance and Engine Concept Design)

 

6.0 서론

 

설계점 성능은 엔진 개념 설계 프로세스의 핵심입니다. 엔진 구성, 사이클 매개변수, 구성 요소 성능 수준 및 크기는 주어진 사양을 충족하도록 선택됩니다. 이 장에서는 구성 요소 설계와 분리할 수 없는 이 성능 입력값에 관해 설명합니다. 설계점 성능은 다른 작동 조건을 분석하기 전에 정의해야 합니다. 최종 엔진의 결과적 전체 성능은 상업적 성공 여부에 결정적입니다.

 

모든 주요 가스터빈 유형에 대한 일반적인 설계점 다이어그램과 샘플 설계점 계산이 제시됩니다.

다이어그램은 가스터빈 엔진 응용 프로그램을 설명하는 1장에서 광범위하게 참조됩니다.

3.6.5절에서는 주요 엔진 사이클에 대한 개략적인 T-S 다이어그램이 포함되어 있습니다. 논의된 모든 가스터빈 유형의 구성은 1장 바로 앞에 제시됩니다.

 

 

3.6 주요 열역학적 파라미터의 상호관계를 보여주는 차트(2)

 

 

 

1장 가스터빈 엔진의 응용(Chapter 1 Gas Turbine Engine Applications)

 

 

6.1 설계점 및 설계 성능 계산 (Design point and off design performance calculations)

 

6.1.1 엔진 설계점 및 설계점 성능 계산 (The engine design point and design point performance calculations)

 

초기 정의 작업의 경우, 엔진이 가장 많은 시간을 보내는 작동 조건이 전통적으로 엔진 설계점(Engine design point)으로 선택되었습니다. 산업용의 경우, 이는 일반적으로 ISO 기본 부하이거나, ISA에 정의된 날(ISA Day)의 고도에서 항공기 엔진 순항의 경우입니다. 또는 특정 중요 고출력 조건을 선택할 수도 있습니다. 어느 쪽이든 설계점에서 엔진 구성, 구성 요소 설계 및 사이클 매개변수가 최적화됩니다. 사용되는 방법은 설계점 성능 계산입니다. 입력 매개변수가 변경되고, 이 같은 계산 절차가 반복될 때마다, 결과적으로 발생하는 엔진 설계에 대한 변경에는 고정된 운용 조건에서의 다른 엔진 형상을 요구하게 됩니다.

 

여기에 설명된 개념 설계 단계의 경우, 구성 요소 설계점은 일반적으로 엔진 설계점과 동일한 운용 조건에 있습니다. 그러나 상세 설계 단계에서는 그렇지 않을 수 있습니다. 예를 들어, 상세 설계 단계에서 항공기 엔진 팬은 가장 높은 참고 속도와 유량을 나타내는 최대 상승점에서 설계될 수 있지만, 엔진 설계점의 경우에는 순항 운용 조건이 사용될 것입니다. 이 장에서 설계점이라는 용어는 개념 설계 단계의 엔진 설계점을 말하며, 이는 구성 요소 설계점과 일치하는 것으로 간주됩니다.

 

 

6.1.2 탈설계 성능 계산 (Off design performance calculations)

 

설계점 계산으로 고정된 엔진 형상을 사용하면 항공기 엔진의 ISA SLS 이륙과 같은 다른 주요 운용 조건에서의 성능을 평가할 수 있습니다. 이 경우 설계 성능 계산을 적용될 수 있으며, 여기서 구조형상은 고정되고 운용 조건은 변경될 수 있습니다. 개념 설계 단계에서는 설계점 및 설계 성능 계산을 반복적으로 사용해야 하며, 6.12 절에 본 내용을 설명하고 있습니다.

 

 

 

5.22 후기연소기(Afterburner) – 탈설계 성능

 

 

 

5장 가스 터빈 엔진 구성 요소