3줄 요약
1. 삼성테크윈에서는 2013년부터 2018년까지 250억원 가량을 지원받아 엔진 고압압축기, 연소기, 팬로터,
터빈노즐/블레이드/터빈디스크 및 부품/소재 제조기술 등을 개발합니다.
2. KARI에서는 고압터빈 냉각설계기술을 개발합니다.
3. 이 기술 개발사업은 독자적인 가스터빈 엔진기술의 초석이 될 것입니다.
이해를 돕는 추가 설명
터보팬 엔진의 구조와 원리
터보팬 엔진은 2종류의 기체를 뿜어냅니다. 연료가 연소된 이후의 배기가스(Combusted Air, 연소된 공기 / 중심배기)와,
이를 둘러싸는 형태로 배출되는 팬으로 가속된 공기(Bypass Air, 바이패스 공기 / 팬배기)입니다.
터보팬 엔진의 앞부분에 있는 팬이 공기를 빨아들이면, 압축기는 이렇게 빨아들인 공기를 모아 압축시켜 압력을 높입니다.
압축기는 날개가 많이 달린 팬으로 이루어져 있는데, 이 날개가 돌아가면서 압축기로 공기를 계속 빨아들여 공기가 압축되도록 하는 역할을 합니다.
공기는 압축되는 과정에서 온도와 에너지가 높아지는데, 이 때 공기에 연료를 섞어 연소기에 뿌립니다.
그러면 연소기에서 연료에 불이 붙으면서 강한 힘으로 폭발하게 되는데, 폭발하는 힘으로 연소기 안의 배기가스가 노즐을 통해 엔진의 뒤로 빠져나갑니다.
이 때, 배기가스가 노즐로 빠져나가는 과정에서 팬터빈을 통과하면서 터빈의 축을 돌리는데,
압축기의 축도 터빈의 축과 연결되어 있어서 압축기도 한꺼번에 돌릴 수 있습니다.
이 과정에서 팬배기가 만들어지고 추가적인 추력을 얻는거죠.
국방과학연구소 주관 삼성테크윈 개발(2013~2018)
장수명 고부하 연소기
85.91억원을 투입하여 최대추력 5,500 lbf 이상인 터보팬 엔진용 코어엔진의 연소기로 적용하기 위한
넓은 운용영역(High Turn-down Ratio), 낮은 출구온도분포균일도(Pattern Factor), 높은 출구온도(Turbine Inlet Temperature) 및
장수명 성능을 달성할 수 있는 연소기의 설계/해석/제작 기술 및 기본원형을 개발합니다.
- 개발목표에 제시된 성능을 기준으로 코어엔진 성능 설계결과를 반영한 연소기에 대한
기본설계, 공력, 구조, 연료분산, 냉각를 수행하고 이에 근거한 각 구성 부품에 대한
상세 설계/개발을 전산유체역학 및 관련 이론/경험적인 방법으로 수행.
- 연료노즐의 경우 높은 연료운용 유량비(High Turn-Down Ratio)을 감안하여
다양한 형태의 노즐에 대한 형상설계(노즐형상 및 스월러 형태)가 필요하며,
설계된 노즐의 단독 및 조립체 단위 분사시험을 통해 연료분사특성에 대한 데이터를 획득.
- 연소기 내 유동분포 획득을 위한 섹터(Sector) 연소기에 대한 유동 가시화 시험과
열전달 성능 시험을 통해 설계 결과를 검증 및 보완하고, 연소기의 성능시험을 위하여 연소기 시험 Rig를 설계-제작.
- 연소기 시험을 위한 고온/고압의 공기 공급을 국과연 고압압축기 설비(40kg/s, 10bar)에 부스터(Booster) 압축기/모터 시스템과
가열기 및 배관시스템을 이용하여 추가 증설하여 구축.
- 연소기 Rig 시험조건은 완제 터보팬엔진의 요구사양에 맞게 설정되야 하며,
엔진의 운용범위 조건 성능시험 및 운용/가속 수명시험으로 수행.
개발목표
연소기 직경 : 580mm
입구압력 : 24 bar
입구온도 : 800K
출구온도 : 1600K
유량 : 24.7kg/s
연소효율 : 99% 이상
출구온도분포균일도 : 25% 이내
전압력손실 : 6% 이내
내구성 : 1,000시간 이상 운용
가변 안내익(VGV) 적용 고압압축기
86.93억원을 투입하여 최대추력 5,500 lbf 이상인 터보팬 엔진의 고압압축기로 가변 입구 안내익(VIGV)(혹은 VGV)을 적용한
넓은 운용범위와 코어엔진의 운용 부하조건 및 회전수 범위에서 구조적, 동적 안정성을 확보하고,
장수명화를 달성할 수 있는 압축기를 개발하며 최종적으로 압축기 성능시험 평가를 통해 터보팬엔진용 고압압축기의 기본원형을 개발합니다.
- 개발목표에 제시된 성능을 기준으로 코어엔진 성능 설계결과를 반영한 압축기 상세공력 및 구조형상을 설계하고,
완제엔진의 운용범위에서 구조/동적 안정성을 확보할 수 있는 상세형상을 설계/개발.
- 압축기 블레이드 동익/정익의 형상은 아음속 및 천음속 영역에서 유동의 불안정성(유동 박리 등)이 없도록
최적화 설계/해석을 수행하고, 이 과정에 압축기 블레이드 캐스케이드 풍동시험 등을 통한 설계검증을 수행.
- 압축기 Rig시험용 설비구축은 국과연 고도시험 시설의 대용량 모터시스템을 활용하여
모터 속도를 제어하기 위한 드라이버와 증속기어시스템 및 압축기 입출구 배관/압력제어밸브/유량측정 장치를 구축하여
개발 압축기 시험을 수행할 수 있도록 구성. 압축기 시험 Rig는 구축될 시험설비의 인터페이스를 기준으로 설계/시제작을 수행.
개발목표
압력비 : 6.5 (@ DP)
운용압력비 : 3.0~6.5(@ DP RPM)
교정유량 : 9.95 kg/s (@DP)
효율(등엔트로피) : 84% 이상
1단 팁 마하수 : 1.1 이상(@ DP)
로터/블레이드 동적안정성 : 완제엔진(이 압축기가 적용되는 엔진)의 50%~115% RPM 범위에서
고주기피로(HCF), 주요한계속도(Major Critical Speed)없이 엔진운용 가능
1단 허브직경 : 272mm 이하
블레이드 형상 : 아음속/천음속영역에서 단당 압력비가 높고, 넓은 써지마진을 갖는 3-D 형상 (압축단수 최소화 및 최적화)
로터구조 : 블레이드 디스크(Blisk) +드럼 혼합형
블레이드 디스크(Blisk)형 다단 광폭(Wide Chord)팬
41.27억원을 투입하여 최대추력 5,500 lbf 이상의 터보팬 엔진의 3-D 형상을 갖는 다단 광폭팬(Wide Chord Fan) 개발을 목표로
넓은 회전수 범위에 대해 높은 서지마진(Surge Margin)과 구조적, 동적 안정성 확보할 수 있는 장수명 팬을 개발하여
항공용 저 바이패스 터보팬엔진의 팬 기본원형을 개발합니다.
- 개발목표에 제시된 성능을 기준으로 저 바이패스 터보팬엔진 성능 설계 결과를 반영한
팬로터 공력형상 및 구조형상을 설계하고, 터보팬 엔진의 운용범위에서 구조/동적 안정성을 확보할 수 있는 상세형상을 개발.
- 팬 블레이드 동익/정익의 형상은 아음속 및 천음속 영역에서 유동의 불안정성(유동 박리 등)이 없도록
설계/해석을 통한 최적화 수행이 필요하며, 이 과정에서 압축기 블레이드 캐스케이드 풍동시험 등을 통한 설계검증이 필요.
- 팬로터 시험 Rig 의 구축은 국과연 고도시험 설비의 대용량 모터시스템 및 구동드라이버 시스템을 활용하여
증속기어시스템 및 압축기 입출구에 배관/압력제어밸브, 유량측정 장치를 구축하고, 개발 팬로터 시험을 수행할 수 있도록 구성.
팬로터 시험 Rig 는 구축될 시험설비의 인터페이스를 기준으로 설계/시제작을 수행.
개발목표
압력비 : 3.0/3.0 (Core/Bypass @ DP)
교정유량 : 45.0 kg/s (@ DP)
효율(등엔트로피) : 87/89 %(C/B) 이상
1단 팁 마하수 : 1.2 이상(@ DP)
로터/블레이드 동적안정성 : 40~115% RPM 범위에서 고주기피로(HCF), 주요한계속도(Major Critical Speed) 없이 엔진운용 가능
1단 허브직경 : 225mm 이하
블레이드 형상 : 아음속/천음속영역에서 단당 압력비가 크고, 넓은 써지마진을 갖는 3-D 형상 및 최적화
로터구조 : 블레이드 디스크(Blisk) + 드럼 혼합형
다채널냉각형 터빈 노즐 / 블레이드 / 터빈 디스크 / 부품 및 소재 제조기술
78.86억원을 투입하여 최대추력 5,500lbf 이상인 터보팬엔진의 고압터빈용 블레이드,
노즐 및 디스크 소재/부품을 개발하는 과제로서 터빈입구온도 1600K조건에서 장수명의 내구성을 갖는 엔진의
고압터빈 부품으로 적용 가능한 다채널 냉각형 일방향 응고(DS : Directional Solidified) 블레이드 및 노즐 제작을 위한
진공 정밀주조기술과 국방과학연구소(이후 국과연) 보유 SA1500소재 및 소형 엔진디스크 제작기술을 활용한
직경 400mm 급 분말합금 디스크소재 제조기술을 개발합니다.
- '터보팬 엔진 코어 기술개발' 과제를 통하여 제시된 부품형상을 기준으로 하여
1600K이상 운용이 가능한 정밀 주조부품(터빈노즐 및 터빈블레이드) 및 고온 고강성 특성을 갖는
터빈디스크용 분말합금 부품(디스크)를 개발.
- 정밀주조 부품(터빈노즐 및 터빈블레이드)과 분말합금 부품(디스크)은 적용소재 및 제조공법 차이를 고려하여
각각의 개발과정으로 구분하여 병행 추진.
- 정밀주조부품(터빈노즐 및 터빈블레이드) 내부의 냉각유로형상을 설계하기 위하여
세라믹코어를 포함하는 구현 가능한 주조정밀도에 대한 연구를 수행하여 그 결과를 터빈조립체 구조형상 설계에 제공하며,
'터보팬 엔진 코어 기술개발' 과제에서 제시되는 형상을 기준으로 정밀주조 부품과 터빈디스크 제작을 위한
형상화 설계 및 제조기술 개발을 수행.
- 정밀주조부품(터빈노즐 및 터빈블레이드)에 대해서는 냉각특성 향상을 위한
열차폐 코팅(TBC: Thermal Barrier Coating)기술 및 정밀 레이저 가공기술을 개발하여 제작되는 부품에 적용하며,
부품의 기계적 특성 최적화를 위한 열처리공정을 개발하고 연소기 성능시험에서 그 내구성/냉각 성능 등을 검증.
- 분말합금 부품(터빈디스크)은 국과연에서 확보한 SA1500소재 및 소형 분말합금 터빈디스크 제조기술을 기반으로
코어엔진에서 요구되는 크기 및 형상에 근접하는 근사정형(NNS : Near-Net Shape)부품 제조기술을 개발하며,
부품의 결함최소화를 위한 공정기술 및 부품특성 향상을 위한 최적 열처리공정을 개발.
- 개발부품에 대한 평가는 제작 단품에 대한 검사 및 특성시험을 수행하는 것을 원칙으로 하되,
특성시험을 위한 시편확보가 불가능할 경우 동일조건으로 제작되는 별도의 시편에 대하여 평가를 수행.
- 개발 완료된 터빈부품 소재(터빈 노즐/블레이드 및 디스크)는 '터보팬 코어엔진 개발' 과제에서 설계된 실 부품으로 제작하여,
스핀시험/연소기 Rig 시험에 적용 등 구조하중 건전성 평가와 냉각성능에 대한 평가를 수행하고 코어엔진용 부품으로 가공 공급하여
코어엔진의 내구성 평가를 통해 개발에 대한 최종 검증을 수행.
한국항공우주연구원(KARI) 주관(2011~2016)
고압터빈 냉각설계 및 시험평가 기술
추력 10,000lbf급 중소형 항공기용 터보팬 엔진의
터빈입구온도 1,400℃(1673K) 이상의 고압터빈 공력/구조/냉각설계기술을 개발하고 시험평가기술을 구축합니다.
사업기간
1단계 : 2011년 10월 1일 ~ 2014년 11월 30일(총 38개월)
2단계 : 2014년 12월 1일 ~ 2016년 11월 30일(총 24개월)
향후 활용 분야
- 고압터빈 냉각설계기술 개발을 통해 항공용 및 산업/발전용 가스터빈엔진 핵심 고온부품 국산화(설계, 해석 및 제작),
가스터빈엔진 국제공동개발, 독자 엔진 개발에 활용 가능.
- 무인기용 터보팬 엔진의 고온 냉각터빈 개발에 활용.
- 대형 발전용 가스터빈 개발과제의 고온부품 성능개선에 적용 가능.
- 민항기용 APU 터빈 부품 등 각종 항공기용 엔진 설계 개선 및 성능평가에 활용.
- 고온 환경 시험평가를 통한 고온재료, 코팅 등 관련기술 검증에 활용.
작성일 : 18-04-04 17:07
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