(11) Turbine Engines

Turbine Engines

 

항공기 터빈 엔진은 air inlet, compressor, combustion chambers, turbine section, 그리고 exhaust로 구성된다. 추력은 엔진을 통과하는 공기의 속도를 증가시킴으로써 생성된다. 터빈 엔진은 매우 바람직한 동력 장치이다. 이러한 엔진은 부드럽게 작동하며 높은 출력 대 무게 비를 가진다. 터빈 엔진은 제트 연료를 사용한다. 재료, 엔진 설계, 그리고 제조 과정이 발전하기 전에는 소형 항공기에 터빈 엔진을 장착하는데 많은 비용이 들었다. 오늘날에는 몇몇 제조업체들이 소형 터빈 항공기를 생산하고 있다. 이러한 작은 터빈 항공기는 보통 3 ~ 7명의 승객을 수용한다. 이를 VLJ(very light jets), 혹은 microjets라 부른다. [그림 7-22]

Types of Turbine Engines

 

터빈 엔진은 압축기(compressor)에 따라 분류된다. 압축기에는 세 가지 유형이 있다 – centrifugal flow, axial flow, 그리고 centrifugal-axial flow. centrifugal flow engine의 경우 기계의 세로축으로부터 바깥쪽으로 공기를 가속시켜서 흡입 공기를 압축한다. axial-flow engine의 경우 일련의 회전 에어포일과 정지 에어포일이 공기를 세로축에 평행하게 이동시켜서 공기를 압축한다. centrifugal-axial flow 엔진은 두 가지 압축기를 모두 사용한다.

(Centrifugal-flow engine. 출처: Wikipedia)

(Axial-flow engine. 출처: Wikipedia)

공기가 엔진을 통과하는 경로, 그리고 출력이 생성되는 방식에 따라 엔진 형식이 결정된다. 항공기 터빈 엔진에는 네 가지 형식이 있다 – turbojet, turboprop, turbofan, 그리고 turboshaft.

 

Turbojet

 

터보제트 엔진은 네 가지 섹션으로 구성된다 – compressor, combustion chamber, turbine section, 그리고 exhaust. 압축기는 흡입 공기를 빠른 속도로 연소실에 전달한다. 연소실에는 fuel inlet과 igniter가 있다. 팽창 공기는 터빈을 구동한다. 터빈은 축에 의해 압축기와 연결되어 엔진을 계속 작동시킨다. 엔진으로부터 나오는 배기가스는 추력을 제공한다. 이는 공기를 압축하고, 연료-공기 혼합물을 점화하고, 엔진이 스스로 작동 할 수 있도록 출력을 생산하며, 추진력을 위해 배기가스를 분출하는 기본적인 시스템이다. [그림 7-23]

터보제트 엔진은 항속거리와 항속시간이 제한적이다. 그리고 터보제트 엔진은 느린 압축기 속도에서 throttle 조작에 대해 천천히 반응한다.

 

Turboprop

 

터보프롭 엔진은 감속 기어를 통해 프로펠러를 구동하는 터빈 엔진이다. 배기가스는 터빈을 구동한다. 터빈은 감속 기어를 구동하는 축과 연결된다. 감속 기어는 터보프롭 엔진에서 필수적이다. 왜냐하면 엔진이 작동하는 rpm보다 훨씬 느린 속도에서 최적의 프로펠러 성능이 만들어지기 때문이다. 터보프롭 엔진은 터보제트 엔진과 왕복 엔진 사이의 절충안이다. 터보프롭 엔진은 250 ~ 400mph의 속도에서, 그리고 18,000ft ~ 30,000ft의 고도에서 가장 효율적이다. 또한 터보프롭 엔진은 느린 속도(이륙 및 착륙)에서도 성능이 우수하며 연료 효율이 좋다. 터보프롭 엔진의 최소 비연료소모율(specific fuel consumption)은 보통 25,000ft ~ 대류권계면(tropopause)의 고도 범위에서 사용될 수 있다. [그림 7-24]

Turbofan

 

터보제트와 터보프롭의 가장 좋은 기능들을 결합하기 위해 터보팬이 개발되었다. 터보팬 엔진은 연소실 주위로 bypass air를 우회시켜서 추가 추력을 생성하도록 설계되었다. 터보팬의 bypass air는 추력 증가, 엔진 냉각, 그리고 배기 소음 억제에 도움을 준다. 이는 터보제트 엔진의 순항 속도를 증가시키면서 낮은 연로 소모율을 제공한다.

 

터보팬 엔진을 통과하는 흡입 공기는 보통 두 개의 공기 흐름으로 나뉜다. 하나는 engine core를 통과하고 다른 하나는 engine core를 우회한다. “bypass engine”이라는 용어는 이 engine core를 우회하는 공기 흐름 때문이다. 터보팬의 bypass ratio는 fan을 통과하는 흡입 공기량을 engine core를 통과하는 흡입 공기량으로 나눈 비율을 의미한다. [그림 7-25]

Turboshaft

 

네 번째 제트 엔진 형식은 터보샤프트이다. [그림 7-26] 이는 프로펠러 이외의 것을 구동하는 축에 동력을 전달한다. 터보샤프트 엔진의 경우 팽창 가스에 의해 생성되는 에너지의 대부분이 추력을 생성하기보다는 터빈을 구동한다. 이것이 터보제트 엔진과 터보샤프트 엔진의 가장 큰 차이점이다. 많은 헬리콥터들이 터보샤프트 터빈 엔진을 사용한다. 또한 터보샤프트 엔진은 대형 항공기의 보조 동력 장치(auxiliary power units)로 널리 사용된다.

Turbine Engine Instruments

 

오일 압력, 오일 온도, 엔진 속도, 배기가스 온도, 그리고 연료 흐름을 나타내는 엔진 계기들은 터빈 엔진과 왕복 엔진에서 모두 동일하다. 허나 터빈 엔진만이 가진 독특한 계기들이 있다. 이러한 계기들은 engine pressure ratio, turbine discharge pressure, 그리고 torque를 나타낸다. 또한 대부분의 가스 터빈 엔진은 열전대(thermocouples)라 불리는 여러 개의 온도 감지 계기들을 가지고 있다. 이는 터빈 내부와 터빈 주위의 온도를 제공한다.

(출처: 위키백과)

Engine Pressure Ratio(EPR)

 

EPR gauge는 터보제트/터보팬 엔진의 출력을 표시하기 위해 사용된다. EPR은 compressor inlet 압력에 대한 turbine discharge 압력의 비율을 의미한다. 압력은 engine inlet과 exhaust에 설치된 탐침을 통해 측정된다. 수집된 정보는 differential pressure transducer로 전송된 다음 조종실의 EPR gauge에 표시된다. EPR system은 대기속도와 고도의 영향을 자동으로 보정한다.

 

Exhaust Gas Temperature(EGT)

 

터빈의 온도는 가스 터빈 엔진의 제한 요소이다. turbine blades와 그 외 exhaust section components의 과열을 방지하기 위해선 터빈의 온도를 면밀하게 모니터링 해야 한다. 터빈 온도를 모니터링 하는 일반적인 방법 중 하나는 EGT gauge를 사용하는 것이다. EGT는 전반적인 엔진 작동 상태를 모니터링 하는데 사용되는 엔진 작동 제한 요소이다.

 

EGT systems는 온도 센서의 위치에 따라 서로 다른 이름을 가진다. 일반적인 터빈 온도 계기에는 TIT(turbine inlet temperature) gauge, TOT(turbine outlet temperature) gauge, ITT(interstage turbine temperature) gauge, 그리고 TGT(turbine gas temperature) gauge가 있다.

 

Torquemeter

 

터보프롭/터보샤프트 엔진의 출력은 torquemeter로 측정된다. 토크란 축에 가해지는 twisting force를 의미하며 torquemeter가 그 힘을 측정한다. 터보프롭/터보샤프트 엔진은 프로펠러/로터를 구동하기 위한 토크를 생성하도록 설계되었다. torquemeters는 백분율, foot-pounds, 혹은 psi로 측정된다.

 

N1 Indicator

 

N1은 low pressure compressor의 회전 속도를 나타낸다. 이는 특정 rpm에 대한 백분율로 표시된다. 시동 후에 low pressure compressor의 속도는 N1 turbine wheel에 의해 제어된다. N1 turbine wheel은 low pressure compressor drive shaft에 의해 low pressure compressor와 연결된다.

 

N2 Indicator

 

N2는 high pressure compressor의 회전 속도를 나타낸다. 이는 특정 rpm에 대한 백분율로 표시된다. high pressure compressor는 N2 turbine wheel에 의해 제어된다. N2 turbine wheel은 high pressure compressor drive shaft에 의해 high pressure compressor와 연결된다. [그림 7-27]

Turbine Engine Operational Considerations

 

터빈 엔진은 매우 다양하므로 여기서 특정 운영 절차를 다루는 것은 실용적이지 못하다. 허나 모든 터빈 엔진은 동일한 고려 사항들을 가진다. 여기에는 engine temperature limits, FOD(foreign object damage), hot start, compressor stall, 그리고 flameout이 있다.

 

Engine Temperature Limitations

 

모든 터빈 엔진에서 가장 높은 온도는 turbine inlet에서 발생한다. 따라서 일반적으로 TIT가 엔진 작동 제한 요소이다.

 

Thrust Variations

 

터빈 엔진의 추력은 공기 밀도에 따라 달라진다. 공기 밀도가 감소하면 추력도 감소한다. 공기 밀도는 온도가 증가함에 따라 감소하기 때문에 온도가 증가하면 추력도 감소한다. 터빈 엔진과 왕복 엔진은 모두 상대 습도의 영향을 받는다. 허나 높은 상대 습도로 인한 터빈 엔진 추력 손실은 무시될 수 있는 수준이다(반면 왕복 엔진의 경우 상당한 제동마력이 손실됨).

 

Foreign Object Damage(FOD)

 

air inlet의 설계 및 기능으로 인해 이물질이 흡입될 가능성이 항상 존재한다. 이는 상당한 손상을 유발한다(특히 압축기와 터빈에). 이물질이 흡입될 경우 이를 FOD(foreign object damage)라 부른다. 보통 FOD는 주기장, 유도로, 혹은 활주로의 작은 물체를 흡입할 때 발생하는 작은 흠집과 찌그러짐으로 구성된다. 허나 조류 충돌이나 얼음 흡입으로 인한 FOD 손상도 발생한다. FOD로 인해 엔진이 완전히 파괴되는 경우도 있다.

 

FOD를 방지하는 것은 최우선 과제이다. 일부 engine inlets는 지상 운영 도중 지면과 inlet 사이에서 소용돌이를 형성한다. 이러한 엔진에는 vortex dissipater가 설치될 수 있다. 이 외의 장치로 screens나 deflectors가 사용될 수도 있다. 비행 전 절차에는 FOD의 흔적에 대한 육안 점검이 포함된다.

(Engine intake vortex. 출처: youtube/Madeira Airport Spotting)

 

(Vortex dissipater. 출처: Wikipedia)

Turbine Engine Hot/Hung Start

 

EGT가 항공기의 안전 한계를 초과하면 “hot start”가 발생한다. 이는 연소실로 너무 많은 연료가 유입된 경우, 혹은 터빈 rpm이 불충분한 경우에 발생한다. hot start가 발생할 때마다 AFM/POH나 적절한 정비 매뉴얼에서 점검 요건을 참조한다.

 

점화 후에 엔진이 적절한 속도로 가속되지 않거나 idle rpm으로 가속되지 않으면 hung start(= false start)가 발생한 것이다. hung start는 불충분한 시동 전원으로 인해, 혹은 fuel control 오작동으로 인해 발생할 수 있다.

 

Compressor stalls

 

압축기의 블레이드는 자그마한 에어포일이다. 따라서 이는 에어포일에 적용되는 공기역학적 원리를 그대로 따른다. 압축기의 블레이드는 흡입 공기의 속도와 압축기의 회전 속도에 따라 특정 받음각을 가진다. 이 두 가지 속도가 결합하여 벡터를 형성하면 흡입 공기에 대한 에어포일의 실제 받음각이 결정된다.

 

compressor stall은 두 가지 벡터(흡입 공기의 속도와 압축기의 회전 속도)간의 불균형을 의미한다. compressor stalls는 압축기 블레이드의 받음각이 임계 받음각을 초과할 때 발생한다. 이때 원활한 공기 흐름은 중단되며 압력 변동과 난기류가 생성된다. compressor stall이 발생하면 압축기로 유입되는 공기가 느려지고 정체되며 때로는 반대 방향으로 흐른다. [그림 7-28]

compressor stalls는 transient/intermittent stall과 steady/severe stall로 나뉜다. backfire와 flow reversal이 발생하면서 간헐적으로 "펑" 소리가 나는 것이 transient/intermittent stall의 징후이다. 만약 실속이 발달하여 steady 해지면 지속적인 flow reversal로 인해 강한 진동과 큰 굉음이 발생할 수 있다. 조종실 계기는 보통 transient stall을 나타내지 않는다. 허나 실속이 발달하면 보통 rpm이 변동하며 EGT가 증가한다. 대부분의 transient stall은 엔진에 유해하지 않으며 한두 번의 진동 후에 자체적으로 수정된다. 허나 steady stall로 인한 심각한 엔진 손상 가능성은 즉각적으로 발생한다. 빠르게 출력을 줄이고, 항공기의 받음각을 줄이고, 대기속도를 증가시켜서 회복을 수행해야 한다.

 

모든 가스 터빈 엔진은 compressor stall의 영향을 받는다. 따라서 대부분의 모델들은 compressor stall을 방지하는 시스템을 가지고 있다. 그 중 하나는 VIGV(variable inlet guide vane)와 variable stator vanes를 사용한다. 이는 유입 공기를 블레이드에 적절한 각도로 유도한다. 실속을 방지하기 위해 제조업체가 설정한 매개변수 이내로 항공기를 운영한다. compressor stall이 발생하였다면 AFM/POH에서 권장하는 절차를 따른다.

 

(ATP: compressor bleed valves도 터빈 엔진이 실속에 빠지는 것을 방지한다. ) 

 

Flameout

 

flameout이란 가스 터빈 엔진 작동 도중 엔진의 불꽃이 의도치 않게 꺼지는 현상을 말한다. 연소실의 연료-공기 비율이 rich limit을 초과하면 불꽃이 꺼진다. 이러한 상태를 흔히 rich flameout이라 부른다. 일반적으로 이는 매우 빠른 엔진 가속으로 인해 rich mixture가 연료 온도를 연소 온도 이하로 떨어뜨릴 때 발생한다. 또한 이는 연소를 지원할 공기 흐름이 충분하지 않을 때에도 발생할 수 있다.

 

flameout은 보통 낮은 연료 압력과 낮은 엔진 속도로 인해 발생하며 이는 일반적으로 고고도 비행과 관련되어 있다. 하강 도중 엔진 throttle을 낮출 때에는 lean-condition flameout이 발생할 수 있다. 설령 공기 흐름이 충분하다 해도 weak mixture는 불꽃을 쉽게 소멸시킬 수 있다.

 

연료 공급이 중단될 때에도 flameout이 발생할 수 있다. 이는 unusual attitudes, 연료 제어 시스템 오작동, 난기류, 착빙, 혹은 연료 고갈이 원인이 될 수 있다.

 

flameout의 증상은 보통 엔진 고장의 증상과 동일하다. 만약 flameout이 일시적 조건으로 인해(예를 들어 연료 흐름과 엔진 속도 사이의 불균형으로 인해) 발생하였다면 해당 조건을 해결한 후에 airstart를 시도할 수 있다. 항상 조종사는 AFM/POH에 명시된 비상 절차를 따라야 한다. 보통 이러한 절차는 airstart가 성공할 가능성이 가장 높은 고도와 대기 속도를 포함한다.

 

Performance Comparison

 

왕복 엔진과 터빈 엔진들의 성능은 비교될 수 있다. 정확한 비교를 위해 왕복 엔진은 제동마력(BPH) 대신 추력 마력(THP)을 사용해야 하고 터빈 엔진은 순수 추력(net thrust)를 사용해야 한다. 그리고 항공기 외형 및 크기가 거의 동일해야 한다.

 

성능을 비교할 때 다음 정의가 도움이 된다:

 

∙Brake horsepower(BHP) - 출력축에 실제로 전달되는 마력. 이는 실제 이용 가능한 마력이다.

 

∙Net thrust – 터보제트 엔진이나 터보팬 엔진에서 생성되는 추력.

 

∙Thrust horsepower(THP) - 터보제트 엔진이나 터보팬 엔진에서 발생하는 추력과 동등한 마력.

 

Equivalent shaft horsepower(ESHP) - 프로펠러에 전달되는 축마력(SHP - shaft horsepower)이 배기가스에 의해 생산되는 THP와 합쳐진 것. 이는 터보프롭 엔진과 연관된다.

 

그림 7-29는 속도가 증가에 따른 네 가지 엔진의 순수 추력을 비교한 것이다. 이 수치는 설명을 위한 것이지 특정 엔진에 대한 것이 아니다. 다음은 네 가지 엔진 유형이다:

 

∙왕복 엔진

∙터보프롭

∙터보팬

∙터보제트

각 엔진의 성능 곡선을 통해 엔진 유형에 따른 최대 속도 차이를 비교할 수 있다. 그래프는 비교 수단일 뿐이므로 순수 추력, 속도, 그리고 항력에 대한 수치는 포함되지 않는다.

 

순수 추력을 기초로 네 개의 엔진들을 비교하면 특정한 성능이 명확해진다. A의 왼쪽에 표시된 속도 범위에서는 왕복 엔진이 다른 세 가지 형식보다 우수하다. C의 왼쪽 범위에서는 터보프롭 엔진이 터보팬 엔진보다 우수하다. F의 왼쪽 범위에서는 터보팬 엔진이 터보제트 엔진보다 우수하다. 터보팬 엔진은 B의 오른쪽에서 왕복 엔진보다, 그리고 C의 오른쪽에서 터보프롭 엔진보다 우수하다. 터보제트는 D의 오른쪽에서 왕복 엔진보다, E의 오른쪽에서 터보프롭 엔진보다, 그리고 F의 오른쪽에서 터보팬 엔진보다 우수하다.

 

항공기의 항력 곡선이 순수 추력 곡선과 교차하는 지점이 최대 항공기 속도를 의미한다. 터보제트 엔진은 다른 유형의 엔진보다 더 높은 최대 속도를 달성할 수 있다. 터보팬은 터보프롭 엔진이나 왕복 엔진보다 더 높은 최대 속도를 달성한다.