62 Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers Vol. 18, No. 3, pp. 62-69, 2014 Technical Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/kspe.2013.18.3.062 후기연소기장착터보팬엔진의배기노즐개념연구 최성만 a, * 명노신 b 김원철 c Conceptual Study of an Exhaust of an Afterburning Turbofan Engine Seongman Choi a, * Rhoshin Myong b Woncheol Kim c a Aerospace Engineering Department, Chonbuk National University, Korea b Aerospace Engineering Department, Gyeongsang National University, Korea c 7th R&D Institute-2, Agency for Defense Development, Korea * Corresponding author. E-mail: csman@jbnu.ac.kr ABSTRACT This paper presents a preliminary study of a convergent divergent nozzle in an afterburning turbofan engine of a supersonic aircraft engine. In order to design a convergent divergent nozzle, cycle model of a low bypass afterburning turbofan engine of which thrust class is 29,000 lbf at a sea level static condition is established. The cycle analysis at the design point is conducted by Gasturb 12 software and one dimensional gas properties at a downstream direction of the turbine are obtained. The dimension and configuration of an model turbofan engine are derived from take-off operation with wet reheat condition. The off-design cycle calculation is conducted at the all flight envelope on the maximum flight Mach number of 2.0 and maximum flight altitude of 15,000 m. 초 록 초음속항공기의추진기관으로이용되는후기연소기장착터보팬엔진의축소-확대노즐에대한예비연구를수행하였다. 이를위하여지상정지표준대기에서 29,000 lbf 급의추력을발생시키는저바이패스비를가진후기연소기장착터보팬엔진에대한사이클모델을설정하였다. 설정된모델엔진을이용하여 Gasturb 12 소프트웨어로설계점에대한성능해석을수행하여터빈후방에서의일차원유동특성을얻을수있었다. 항공기이륙시의최대추력조건으로부터바이패스덕트와코어엔진에서흐르는가스유동으로부터엔진의크기및형상에대한기본제원을도출하였다. 탈설계점성능해석은최대비행마하수 2.0, 최고비행고도 15,000 m로운용되는항공기의다양한운용조건에대하여수행하였다. Key Words: Supersonic Aircraft( 초음속항공기 ), Afterburning Turbofan Engine( 후기연소기장착터보팬엔진 ), Convergent Divergent ( 축소확대노즐 ), Cycle Analysis( 싸이클해석 ) Received 21 December 2013 / Revised 6 May 2014 / Accepted 14 May 2014 Copyright C The Korean Society of Propulsion Engineers pissn 1226-6027 / eissn 2288-4548 A 8 Nomenclature : Throat Area
제 18 권제 3 호 2014. 6. 후기연소기장착터보팬엔진의배기노즐개념연구 63 A 9 B : Exit Area : Blockage Con/Di : Convergent/Divergent D 8 D 9 HPC HP HPT LPC LP LPT OPR P R std T W : Throat Diameter : Exit Diameter : High Pressure Compressor : High Pressure : High Pressure Turbine : Low Pressure Compressor : Low Pressure : Low Pressure Turbine : Overall Pressure Ratio : Total Pressure : Gas Constant : Standard : Total Temperature : Mass Flow Rate 1. 서론 항공기추진기관에서방사되는적외선신호를감소하는것은항공기생존성향상의핵심기술중하나로인식되고있다 [1]. Mahulikar 등 [2] 은항공기에서적외선신호의주요원인을분석한바있고, Sonawane 등 [3] 은적외선유도미사일에대한항공기의생존성에대한연구를수행한바있으며, 항공기의적외선신호는고온배기가스에의해 3 ~ 5 μm 파장대와저온배기가스에의한 8 ~ 12 μm 파장대에서주로추적되고있는것으로알려져있다. Go 등 [4] 은비행조건에대한항공기배기플룸의적외선신호특성에대한수치해석연구를수행하여, 2.8 ~ 4.3 μm 파장대의 CO 2 에의한방사, 6 ~ 7 μm 파장대의 H 2 O에의한방사가관찰됨을제시하였다. 이러한연구에서적외선방사특성은항공기추진기관의작동및배기가스특성에의해크게의존됨을알수있으며, 결국추진기관의특성에대한선행적인이해가필수적인요소로대두되고있음을알수있다. 이러한항공기적외선신호에대한특성을이해하고적외선신호의크기 를줄이기위한연구를수행하기위해서는실물추진기관을이용하여해석및실험을수행하는것이가장이상적인방법이나, 국내에서는아직항공기에탑재된엔진의성능및이에대한정확한엔진모델을알기어려운것이현실이다. 따라서가상의엔진모델을수치적으로생성하여다양한연구에활용하고있으며, 이러한엔진성능해석은 NASA에서개발한 NPSS(Numerical Propulsion System Simulation)[5], Boeing 사에서개발한 ESAY5[6], 그리고 GSP[7] 및 Gasturb[8] 등의프로그램들이주로이용되고있다. 이중 Gasturb 의경우사용환경이쉽고, 다양한엔진모델에대한해석이가능하며, 설계점에대한성능해석후 1차원기하학적형상도출이가능하며, 다양한항공기운용영역에서의탈설계점계산이가능한특징이있다 [9, 10]. 국내에서는 Choi 등 [11] 이 F100-PW-229 터보팬엔진에대한성능해석을 Gasturb 11 을이용하여연구를수행한바있으며, Kong 등 [12] 의경우중형항공기급터보팬엔진인 BR715-56 엔진에대한성능모사연구를수행한바있다. 이러한연구는엔진성능해석관점에서수행되었고, 기하학적형상정보와열역학적물리량에대한관계설정은이루어지지않은것으로파악된다. 현재 Kim 등 [13] 및 Moon 등 [14] 에의해국내에서항공기추진기관에서방사되는플룸의적외선특성연구가활발하게진행되고있다. 엔진에서방사되는적외선감소를위한방법중하나로엔진배기구의형상변경이중요한요소로판단되고있다. 하지만이러한연구에서초음속축소확대노즐의기하학적형상및상응하는배기가스의공기-연료혼합비등의열역학적특성을적절하게적용하지는못하여실용적인의미가제한적이다. 따라서본연구에서는최신초음속항공기인 F-35 등의운용영역과유사한조건을설정하고연구를진행하였다. 즉최대비행마하수 2.0, 최대고도 15,000 m에서운용이가능한가상의초음속항공기를설정하고, 이러한요구조건에부합되는엔진모델을설계하여, 후기연소기가포함된후방배기노즐의기하학적제원과작동조건을도출하고자한다. 엔진모델로서
64 최성만 명노신 김원철한국추진공학회지 는후기연소기가포함된저바이패스터보팬을설정하였으며, Gasturb 12 엔진해석프로그램을사용하여설계점및탈설계점에대한성능해석을수행하고자한다. 최대비행마하수및최대비행고도영역내에서의다양한항공기작동조건에대한엔진해석결과로부터엔진내부의각종물리량에대한 1차원정보를산출하고, 이로부터후기연소기를포함하는초음속축소-확대노즐의기하학적제원을도출하고자한다. 2. 본론 2.1 설계점해석후기연소기를가지는약 29,000 lbf 추력급터보팬엔진의모델을만들어내기위해서사용한주요구성품의제원은 Table 1에제시되어있다. 이때사용된데이터는 Mattingly 등 [15] 이제시한값을참고하여사용하였으며, 설계점은지상정지표준온도조건에서후기연소기를작동할경우로설정하였다. 바이패스비는 0.36, 터빈입구온도는 1,689 K, 후기연소기의작동온도는 2161.11 K로설정하였다. 축소확대노즐의면적비는설계점에서 1.2로설정하였으며, 비행속도에따른최대한의엔진성능을확보하기위하여 Fig. 2와같이비행마하수에따라노즐면적비가변동하도록설정하였다. 이때노즐의면적비는노즐목면적에유량계수를반영한유효노즐목면적 (A 8 ) 과노즐출구면적 (A 9 ) 의비로정의된다. 엔진해석을위한엔진의기본형상및주요부품의배치및위치정의는 Fig. 1과같다. 이때 8번은노즐목에서의위치이며, 9번은노즐출구면에서의위치를나타낸다. 설계점에서의성능해석결과추력은 129.63 kn (29,142 lbf), 비연료소모율 (TSFC) 55.069 g/(kn*s) (1.944 lb/(lbf hr)) 로계산되었다. 이결과는 Pratt Whitney사의 F100-PW-229 엔진, GE의 F110-GE-129 및 Lyulka의 AL-31MF와후기연소기작동 (Wet) 및비작동 (Dry) 조건의추력과유사함을 Table 2에서알수있다. 또한본 Table 1. Component performance data. Item Quantity Unit By Pass Ratio 0.36 Inlet Corrected Flow 112.49 kg/s Isentropic Inner LPC Efficiency 0.84 Inner Fan Pressure Ratio 3.8 Isentropic Outer LPC Efficiency 0.78 Outer Fan Pressure Ratio 3.8 Nominal LP Spool Speed 14,600 rpm Isentropic HPC Efficiency 0.83 HP Pressure Ratio 8.5 Nominal HP Spool Speed 22,800 rpm Burner Efficiency 99.95 % Burner Pressure Ratio 0.97 Turbine Inlet Temperature 1,689 K Isentropic HPT Efficiency 0.83 Isentropic LPT Efficiency 0.88 After Burner Exit Temperature 2161.11 K After Burner Efficiency 0.9 Fuel Heating Value 43.124 MJ/kg Power Offtake 50 KW Con/Di Area Ratio 1.2 Wet a : HP Leakage to Bypass 1 %, b : NGV Cooling 8 % c : HPT Cooling 5 %, d : Handling Bleed 0 % Fig. 1 Engine component layout. Fig. 2 area ratio with mach number.
제 18 권제 3 호 2014. 6. 후기연소기장착터보팬엔진의배기노즐개념연구 65 계산의공기유량 (Airflow) 이비교엔진과유사한값을가지고있음을알수있다. 설계점에서의엔탈피-엔트로피선도는 Fig. 3 에제시되어있으며, 엔진주요위치에서의유동마하수, 정압, 전온도분포가 Fig. 4에제시되어있다. Table 1에명시된엔진구성품의등엔트로피효율, 압력손실등의성능데이터를이용하여엔진주요구성품전후위치에서의 1차원단열과정에대한사이클계산을수행하여온도, 압력, 유량등의열역학물리량을얻을수있었다. 이때비열, 엔탈피등의가스물성치는온도의함수로주어지며, 연소시발생되는 CO 2 와 H 2 O 는가스조성으로고려하였다. 이결과는 Fig. 4 에제시되어있으며, 설계점에서엔진노즐출구에서의가스마하수는약 1.5 정도임을알수있고, 이때가스의속도는 1,167 m/s, 정압은 84.8 kpa 정도이다. 이러한주요구성품전후의열역학적데이터를이용하여 1차원유로면적을계산할수있으며, 직경약 1,000 mm, 길이 5,900 mm 정도의엔진기본형상을도출하였으며, Fig. 5에제시되어있다. 엔진의배기부는저압터빈 (LPT) 의후방과바이패스덕트가만나는믹서 (Mixer) 와후기연소기그리고축소확대노즐로구성된다. 각위치에서의직경은가스물성치에의해결정되며, 특히믹서후방에서의직경은안정된후기연소를위하여마하수 0.247이되도록직경을정하였다. 축방향길이는각부분에서의길이대입구측직경의비로결정할수있다. 코어엔진과바이패스가만나는믹서의경우직경대길이비는 0.5, 후기연소기의경우 1.7, 축소노즐의경우 0.35, 확대노즐부의경우 1.2로설정하였으며, 해석결과얻어진엔진배기부및축소-확대노즐의형 Table 2. Engine performance comparison. Engine Thrust(lbf) SFC(lb/lbf h) Airflow Dry Wet Dry Wet (lb/s) OPR Model 18,086 29,142 0.747 1.944 248 32.3 F100-PW -229[15] F110-GE- 100[15] AL-31F M[16] 17,800 29,000 0.74 2.05 248 32.4 18,330 28,620 1.47 2.08 254 30.4 17,857 29,320 0.67-243 23.0 Fig. 4 Mach number, static pressure and total temperature with station number. Fig. 3 Enthalpy entropy diagram. Fig. 5 Engine overall layout.
66 최성만 명노신 김원철한국추진공학회지 Fig. 6 Engine exhaust system layout. Fig. 7 Vee-gutter configuration. Fig. 8 Flight envelope. 상은 Fig. 6에제시되어있다. 엔진입구직경은 935 mm, 엔진전체길이는 5,865 mm, 노즐목의직경 (D 8 ) 은 780 mm, 노즐출구의직경 (D 9 ) 은 854 mm 이다. 엔진의터빈후방에위치한후기연소기의경우화염안정화를위하여 Vee-gutter를장착하게되며, 노즐유동에큰영향을주게되므로형상크기에대한기본정보가필요하게된다. 본연구에서는기본형상설계를 Mattingly[15] 가제시한방법을이용하여크기를구하였다. 이때 Vee-gutter의기본형상은 Fig. 7에제시되어있으며높이는 D V, 반각은 θ로정의한다. Vee-gutter 에의해발생되는재순환영역의크기를 W V 라고하면노즐입구인 7번위치에서의높이 (H) 와의비에대한경험식이 Eq. 1과같이주어진다. 이때 B는흐름을방해하는역할계수 (Blockage) 이며 W V /H로표시된다. 경험적으로 W V /H는 0.3 ~ 0.5의값을가진다 [15]. 본연구에서는 W V /H를 0.4로선택하고, θ의경우가장많이이용되는 15 로선택하였으며 [15], 이경우 B=0.314의값을얻게되며, 이를이용하여 Vee-gutter의형상을결정할수있었다. (1) 2.2 탈설계점해석탈설계점해석은설계점에서성능해석수행 결과얻어진엔진의 1차원기하학적제원을동일하게유지한상태에서 Fig. 2의가변노즐의면적변화를항공기운용영역에따라적용한다. 이때가상의항공기는최고비행마하수 2.0, 최고고도 15,000 m로설정하였다. 따라서비행영역은주어진최고마하수및고도의허용가능한범위내에서결정된다. 이때항공기가주어진고도를비행할때해면비행에서와동일한동압을유지하여야하는최소와최대의속도한계영역이존재하게되며, 이를유효비행속도 (EAS, Equivalent Air Speed) 라고한다. 따라서최대고도 15,000 m, 속도마하 2.0, 최소 EAS 370 km/h, 최대 EAS 1,390 km/h, 이륙고도 3,048 m의 5개의한계치내에서비행영역을설정할수있다. 탈설계점해석시압축기및터빈맵은 Gasturb 에서제공하는표준맵을스케일하여사용하였다. Fig. 8은이러한비행영역내에서탈설계점해석을수행한결과로서그림에서의기호 T 41 은터빈입구온도를나타내며, N L 은저압스풀의회전수를나타내며, 는보정된저압스풀의회전수를각각나타내며, 엔진작동이각각의비행조건에서터빈입구온도, 저압스풀회전수, 보정된저압스풀회전수에의해제한됨을나타낸다. 이러한비행영역에서의엔진작동을 LPC(Low Pressure Compressor) 작동선도에 Fig. 9와같이도시하였다. 모든작동조건에서 Surge Margin은
제 18 권제 3 호 2014. 6. 후기연소기장착터보팬엔진의배기노즐개념연구 67 Table 3. exit temperature, pressure and area at ground. Fig. 9 Engine operating line at LPC map. Flight Mach No. 0 After Altitude Burner (m) on 0 off 0 Item Units Throat (8) Exit (9) Mass Flow kg/s 119 119 Total Temperature K 2143 2143 Static Temperature K 1900 1657 Total Pressure kpa 297 297 Static Pressure kpa 164 85 Area m 2 0.477 0.573 Diameter mm 780 854 Mach Number 1.0 1.5 Mass Flow kg/s 114 114 Total Temperature K 883 883 Static Temperature K 754 628 Total Pressure kpa 322 322 Static Pressure kpa 173 86 Area m 2 0.263 0.316 Diameter mm 579 635 Mach Number 1.0 1.5 약 19 ~ 31% 정도로나타났다. 이때보정유량 (Corrected Flow) 은다음 Eq. 2와같이정의된다. (2) (a) After Burner On 비행영역내에서계산된각위치에서의가스유동물성치로부터노즐목면적 (A 8 ) 및출구면적 (A 9 ) 의변화를계산할수있으며, 이로부터각비행조건에서의축소-확대노즐의기하학적형상을도출할수있다. 지상이륙조건에서후기연소기의작동여부에따른노즐목및출구에대한온도, 압력및노즐면적이 Table 3에제시되어있고, 이때의노즐형상이 Fig. 10에제시되어있다. 지상에서이륙시후기연소기의작동유무에따라배기노즐의직경은크게변화됨을알수있다. 이것은가스유량은두가지경우큰차이가없으나후기연소기작동에따른가스온도가 2,143 K와 883 K로크게차이가나기때문이다. 즉노즐목에서유동이초킹되어마하수 1 에도달하여야하므로이를만족하기위해서후기연소기작동시노즐출구면적은후기연소기가작동하지않는경우에비해약 1.8배정도로커져야함을알수있다. 비행고도 5,000 m에서마하수 0.9로순항시와마하수 1.5로초음속비행시의엔진노즐노즐목및출구에대한온도, 압력및노즐면적이 (b) After Burner Off Fig. 10 configuration at ground. Table 4에제시되어있고, 이때의노즐형상이 Fig. 11에제시되어있다. 이때순항비행시는후기연소기의작동을하지않는다고가정하였다. 배기가스유량은각각 99 kg/s와 138 kg/s 로약 1.4배정도차이가남을알수있으며, 배기노즐의출구직경은 635 mm와 1,100 mm로배기노즐면적은 3배정도초음속비행이아음속비행보다커짐을알수있다. 이것은초음속비행시노즐목면적대출구면적비가아음속비행시의 1.2에서 2.0으로커져서최적팽창을하기위한조건을만들기때문이다. 최고비행고도인 15,000 m에서초음속비행시마하수 1.5 와 2.0 비행에대한엔진노즐노즐목및출구에대한온도, 압력및노즐면적이 Table 5에제시되어있고, 이때의노즐형상이 Fig. 12에제시되어있다. 배기가스유량은각각
68 최성만 명노신 김원철한국추진공학회지 Table 4. exit temperature, pressure and area at flight altitude of 5,000 m. Flight Mach No. After Altitude Burner (m) 0.9 off 5000 1.5 on 5000 Item Units Throat (8) Exit (9) Mass Flow kg/s 99 99 Total Temperature K 883 883 Static Temperature K 753 627 Total Pressure kpa 280 280 Static Pressure kpa 150 75 Area m 2 0.263 0.316 Diameter mm 579 635 Mach Number 1.0 1.5 Mass Flow kg/s 138 138 Total Temperature K 2140 2140 Static Temperature K 1896 1349 Total Pressure kpa 345 345 Static Pressure kpa 191 38 Area m 2 0.475 0.950 Diameter mm 778 1100 Mach Number 1.0 2.1 Table 5. exit temperature, pressure and area at flight altitude of 15,000 m. Flight Mach No. After Altitude Burner (m) 1.5 on 15,000 2.0 on 15,000 Item Units Throat (8) Exit (9) Mass Flow kg/s 44 44 Total Temperature K 2142 2142 Static Temperature K 1901 1358 Total Pressure kpa 109 109 Static Pressure kpa 60 12 Area m 2 0.480 0.959 Diameter mm 782 1105 Mach Number 1.0 2.1 Mass Flow kg/s 59 59 Total Temperature K 2140 2140 Static Temperature K 1897 1351 Total Pressure kpa 147 147 Static Pressure kpa 81 16 Area m 2 0.476 0.953 Diameter mm 779 1102 Mach Number 1.0 2.1 (a) M = 0.9 (a) M = 1.5 (b) M = 1.5 Fig. 11 configuration at flight altitude of 5,000 m. (b) M = 2.0 Fig. 12 configuration at flight altitude of 15,000 m. 44 kg/s와 59 kg/s로약 1.3배정도차이가나나, 배기노즐의출구직경은 1,105 mm와 1,102 mm로거의유사함을알수있다. 고도 15,000 m에서정압은약 12 kpa으로서비행마하수 1.5 인경우최적팽창을할수있으나, 비행마하수 2.0인경우노즐면적의제한으로최적팽창을하지못하고정압이 16 kpa로다소높음을알수있다. 3. 결론초음속항공기추진기관에이용가능한후기연소기가장착된터보팬엔진의모델을생성하고, 이로부터설계점해석을수행하여엔진의기본형상을도출할수있었다. 이러한기본모델엔진 을이용하여, 고도, 속도, 이륙고도, 최소및최대 EAS에서의항공기의운용영역을설정하고, 탈설계점해석을수행하였다. 탈설계점해석결과비행조건에따른배기노즐에서의압력, 속도, 유량등에대한물리량을추출할수있었고, 이에따른축소-확대노즐의형상변화를도출할수있었다. 본연구에서도출된터보팬엔진의작동특성, 기하학적형상, 배기가스의온도, 압력, 연료혼합비등의결과는초음속항공기의적외선감소등의연구에서적외선신호계산및측정실험에입력조건으로이용될수있고, 이를이용할경우보다실질적인연구가가능할수있으리라기대된다. 후기
제 18 권제 3 호 2014. 6. 후기연소기장착터보팬엔진의배기노즐개념연구 69 본연구는방위사업청과국방과학연구소가지원하는국방피탐지감소기술특화연구센터사업의일환으로수행되었습니다. References 1. Ball, R.E., The Fundamentals of Aircraft Combat Survivability Analysis and Design, AIAA Education Series, 2nd Edition, 2003. 2. Mahulikar, S.P., Rao, G.A. and Kolhe, P.S., "Infrared Signatures of Low Flying Aircraft and Their Rear Fuselage Skin's Emissivity Optimisation," Journal of Aircraft, Vol. 43, No. 1, pp. 226-232, 2006. 3. Sonawane, H.R. and Mahulikar, S.P., "Tacktical Air Warface: Generic Model for Aircraft Susceptibility to Infrared Guided Missiles," Journal of Aerospace Sicence Technology, Vol. 16, No. 4, pp. 249-260, 2011. 4. Go, G.Y., Kim, M.Y. and Baek, S.W., "Effects of Flight Conditions on IR Signature from Aircraft Exhaust Plume," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 16, No. 5, pp. 58-66, 2012. 5. Follen, G. and Aubuchon, M., Numerical Zooming Between a NPSS Engine System Simulation and a One-Dimensional High Compressor Analysis Code, NASA TM-2000-209913, 2000. 6. Kang, M.C., Ki, J.Y. and Kong, C.D., A Study on Performance Analysis of Turbofan Engine using EASY5, The Korean Society for Aeronautical and Space Science 2002 Spring Symposium, pp. 445-448, 2002. 7. National Aerospace Laboratory NLR, GSP11 User's Manual, 2011. 8. Kurzke, J., Gasturb 12 User Manual, www.gasturb.de, 2012. 9. Kurzke, J., "Model Based Gas Turbine Parameter Corrections," Proceedings of 2003 ASME Turbo Expo, GT2003-38234, 2003. 10. Kurzke, J., "Modeling the Thrust Management of Commercial Airliners," International Symposium on Air Breathing Engine 2013, ISABE-2013-1430, 2013. 11. Choi, W., You, H.J. and Lee, I.W., "The Performance Modeling of a Low Bypass Turbofan Engine for Supersonic Aircraft," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 14, No. 6, pp. 79-88, 2010. 12. Kong, C.D., Kang, M.C. and Park, G.L., "Study on Component Map Generation and Performance Simulation of 2-spool Separate Flow Type TurbofanEngine using SIMULINL," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 17, No. 1, pp. 70-79, 2013. 13. Kim, J.Y., Chun, S.H., Myong, R.S. and Kim, W.C., "Computational Investigation of the Effect of Various Flight Conditions on Plume Infrared Signature," Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 41, No. 3, pp. 185-193, 2013. 14. Moon, H., Yang, Y.R., Chun, S.H., Choi, S.M., Myong, R.S. and Cho, T.H., "Computation of Flowfield and Infrared Signature in Aircraft Exhaust System for IR Reduction Design," Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 39, No. 7, pp. 652-659, 2011. 15. Mattingly J.D., Heiser W.H and Pratt., D.T., Aircraft Engine Design, AIAA Education Series, 2002. 16. Lambert M., Jane's All the Worlds Aircraft, 1994.