한국항공우주연구원 항공추진기관 분야의 연구개발 소개
이양지* ․ 이경재* ․ 강상훈* ․ 강영석* ․ 김형모*․ 박부민* ․ 전용민** ․ 양수석***․ 이대성****
The Aeropropulsion Research and Development of the Korea Aerospace Research Institute
Yang-Ji Lee* ․ Kyung-Jae Lee* ․ Sang-Hun Kang* ․ Young-Seok Kang* ․ Hyung-Mo Kim* ․ Poo-Min Park* ․ Yong-Min Jeon** ․ Soo-Seok Yang*** ․ Dae-Sung Lee****
Key Words: Gas Turbine Engine(가스터빈 엔진), High Speed Propulsion System(고속추진기관), Gas Turbine-Fuel Cell Hybrid Power Generation System(가스터빈-연료전지 혼합형발 전시스템), Altitude Engine Test Facility(엔진고공환경시험설비), Compressor(압축기), Combustor(연소기)
†2008년 10월 8일 접수 ~ 2008년 12월 5일 심사완료
* 정회원, 한국항공우주연구원 첨단추진기관팀
** 정회원, 한국항공우주연구원 엔진팀(KHP)
*** 종신회원, 한국항공우주연구원 첨단추진기관팀
**** 종신회원, 한국항공우주연구원 항공사업단 연락저자, E-mail: [email protected]
한국항공우주연구원의 항공추진 분야의 연구 는 1985년부터 시작되었다. 당시에는 항공기용 가스터빈의 연구와 관련된 인프라가 거의 전무 한 상황에서 과학기술처의 특정연구개발사업으 로 수행된 「소모성 가스터빈 엔진 개발」에서 100 lbf급 소모성 터보제트 엔진을 역설계 개발 하는 것으로 국내 연구개발이 처음 시작되었다.
그 후 가스터빈 엔진의 설계/해석 SW와 성능시 험에 대한 국내 기술 확보를 위하여 「항공기 엔진/부품의 CAD/CAM 및 성능시험기술 개 발」과제를 특정연구개발사업으로 계속 수행하 였으며, 또한 국방과학연구소의 수탁사업으로
「소형 제트엔진 기초설계 기술」과제 등을 수 행하면서 항공용 가스터빈 엔진에 대한 기술을 조금씩 확보하여 왔다.
이러한 기술을 바탕으로 1992년 산업자원부의
공업기술개발사업으로 삼성항공(주)과 공동으로
「1.2 MW급 산업용 소형 가스터빈엔진 개발」
과제가 시작되었으며, 본 과제에서는 열효율 27%, 압축비 12 및 최대 출력 1.2 MW의 비상용 발전시스템을 목표 사양으로 하여 개발에 착수 하여 7년간의 개발과정을 거쳐서 Fig. 1의 가스 터빈 엔진 개발에 성공하였을 뿐만 아니라 핵심 부품인 압축기 및 연소기의 성능시험을 수행할 수 있는 시험설비를 확보함으로써 향후 가스터 빈 엔진 독자 개발의 기반을 확고히 구축하였다.
Fig. 1 1.2MW Class Gas Turbine
가스터빈 엔진의 국내 독자 개발에 대한 자신 감을 바탕으로 1996년부터 민군겸용기술개발사 업의 시범과제으로 착수된 「보조동력장치 개 발」과제에서는 Fig. 2에서 보는 바와 같이 원심 압축기, 구심 터빈 및 환형 연소기로 시스템을 구성하였으며, 에어 베아링과 고속발전기를 채택 하여 회전속도의 감속없이 엔진축과 직결하여 직접 발전을 할 수 있는 형태의 소형 보조동력 장치를 개발하였다. 목표사양으로는 전력만을 사 용할 경우에는 100 kW 전기출력, 전력과 블리드 공기를 함께 사용할 경우에는 40 kW 전기출력 과 0.25 kg/sec의 블리드 공기를 동시에 낼 수 있도록 설정하였으며, 가스터빈 엔진의 열효율은 16 %를 목표로 하였다. 본 과제를 통하여 핵심 부품인 압축기와 연소기에 대한 성능시험을 자 체적으로 수행하여 목표 사양을 만족할 수 있도 록 압축기와 연소기의 설계/해석 및 시험을 반 복적 수행함으로써 목표 사양을 만족하는 압축 기와 연소기의 개발에 성공하였다.
Fig. 2 Auxiliary Power Unit
이와 같은 국내 개발과 더불어 항공 선진기술 을 보유한 국외기관과의 공동연구도 병행하였다.
대표적으로는 1997년부터 2000년까지 4년간 선 진기술업체인 영국의 Rolls-Royce사와 한영 항공 기술연구센터(KURC)를 설립하여 국제 공동연구 를 수행하였다.
본 국제공동연구를 통하여 21AFR 희박 예혼 합 개념의 항공기용 저공해 연소기 설계기술, 연
소기 분무기술 및 계측기술, 저공해 성능시험기 술 등을 공동연구 대상으로 하였다. 한국항공우 주연구원에서는 저압 성능시험을, Rolls-Royce사 에서는 고압 성능시험을 담당함으로써 환경친화 형 연소기 개발을 성공적으로 완료하였다. 또한 압축기의 전산 유동해석 및 설계 DB확보를 통 하여 압축기 OGV(Outlet Guide Vane) 및 S형 덕트의 최적설계를 수행하여 유동박리의 억제와 압축기 효율 증가에 크게 기여하였다.
Fig. 3 Combustor Performance Test
이와 더불어 영국 DERA Pyestock에서 항공기 용 엔진(RB211)에 대한 고공환경 시험을 공동수 행하고 시험기술을 확보함으로써 국내기술을 보 다 향상시킬 수 있는 계기가 되었으며 한국항공 우주연구원에서 보유하고 있는 엔진 고공환경 시험설비(AETF)의 설치 및 운영에 적극 반영하 여 활용하고 있다.[1]
Fig. 4 Developed compressor OGV and S-duct
가스터빈 엔진 시스템의 효율 향상을 위한 연 구로서 가스터빈과 연료전지를 결합하여 발전 시스템의 효율을 최대로 높이기 위한 연구도 수 행하였다. 「가스터빈-연료전지 혼합형 고효율 발전시스템개발」 과제는 차세대 신기술개발사 업의 일환으로 한국항공우주연구원 주관 하에 2002년부터 2005년까지 3년 반 동안 1단계가 수 행되었으며 한국기계연구원과 한국에너지기술연 구원이 세부주관기관으로 참여하였다. 최종적으 로 30 kW 급의 실증 플랜트(Demonstration Unit)가 개발되었다.
Fig. 5 GT-FC Hybrid System Concept Layout
연료전지의 효율을 증가시키기 위하여 공급되 는 공기를 가압하여 운전하는 경우에 연료전지 의 배기는 고압상태이므로 이를 활용하여 터빈 을 이용하여 공기 압축기를 구동시키는 것이 유 리한데 이 때 연료전지의 반응은 발열반응이므 로 이 열은 배출되는 고압가스에 가해진다. 결과 적으로 연료전지는 가스터빈의 연소기 역할도 수행하게 되어 연료전지에서의 발전 외에도 터 빈에서의 잉여 동력을 이용한 추가적인 발전이 가능하다. 이것이 GT-FC 시스템의 원리이다. 결 과적으로 가스터빈 및 연료전지를 단독으로 운 전하는 경우에 비하여 시스템의 효율이 훨씬 높 아지게 된다. 가스터빈에서의 효율을 증가하기 위하여 Recuperator를 사용하여 공기를 가열하 므로 연료전지 입구 공기는 약 600 ℃정도의 고
온이다. 때문에 이러한 고온에서 운전되는 SOFC 를 연료전지로 사용한다.
GT-FC 시스템을 구성하는 주요 구성품으로는 가스터빈과 연료전지 뿐만 아니라 시스템 통합 제어기, Recuperator, 가스터빈 기동연소기, 연료 전지 연소기, 전력변환기, 증기발생기 등이 있으 며, 전체 시스템의 안정적인 운전을 위해 높은 수준의 성능이 요구되는 장치들이다. 시스템의 이루는 구성품들이 운전조건에 민감한 장치들이 므로 전체 시스템 통합 운전의 전 단계로써 각 종 모사 시험이 수행되었는데, 이를 위하여 연료 전지 모사기, 터보차저 활용 시스템 모사설비 등 을 구축하여 예비 시험을 수행하였다. 이러한 여 러 가지 개발과 시험들을 거쳐서 최종적으로 실 제 가스터빈-연료전지 혼합형 발전시스템은 성공 적으로 30 kW의 발전운전을 수행하였으며, 이 때 발전용량은 가스터빈 25 kW, 연료전지 5 kW 였다.[2]
Fig. 6 GT-FC Demonstration Unit
항공용 엔진은 보통 높은 고도에서 작동되며 고공환경은 지상에 비해 대기의 온도와 압력과 밀도가 매우 낮다. 이러한 고공환경에서 작동하 는 엔진은 외부 압력과 온도 변화에 따라 공기 역학적, 열역학적 특성이 달라지므로 그 성능이 지상 성능과 크게 다르게 된다[3]. 이러한 고공
성능은 여러 가지 요소에 의해 복합적인 영향을 받으므로 지상조건의 시험결과 또는 수치해석 결과에 의한 정확한 성능예측이 불가능하다[4,5].
Fig. 7 Altitude Engine Test Facility of Korea Aerospace Research Institute
고공환경 시험설비는 엔진의 주위 조건을 실 제 고공환경에 가깝도록 만들어 주고, 공기역학 적, 열역학적, 구조역학적 성능 해석을 위해 장 착된 수백에서 수천에 이르는 센서로부터 힘, 압 력, 온도, 진동, 유량 등을 측정하고 분석하고 평 가하여 엔진의 성능(Performance), 운용성 (Operability), 내구성(Reliability) 등을 파악하기 위해 제작된 설비로 시간과 비용의 절감 등 여 러 가지 장점이 있어 실제 비행시험보다 널리 사용되고 있다. 본 팀에서는 1999년 10월에 3,000 파운드 급 고공환경 시험설비인 Altitude Engine Test Facility (AETF)를 갖추고 소형 가 스터빈 엔진의 고공환경 성능시험에 이를 활용 하고 있다[6]. 또한 2000년부터 4년간 국가지정 연구실 사업을 통하여 고공환경 성능시험설비의 정확도 향상, 시험 기법개발 및 신뢰도 향상 업 무를 수행하였다. 먼저 정확도 향상을 위하여 표 준엔진을 선정하여 엔진 성능 측정 불확도 분석 을 수행하였다. 상세 불확도 분석결과로부터 엔 진추력 측정 불확도 개선방안을 수립하고 설비 를 개선하였으며 이후 정상상태 성능시험을 통 해 개선된 측정 불확도를 확인하였다. 이렇게 개 선된 측정 불확도는 추력을 기준으로 지상정지 조건에서 ±0.35%였다. 또한 경제성 고려를 위한 기술개발의 일환으로 SDTET 기법을 연구하여
실제 시험에 적용할 수 있는 기법과 그 이론적 배경을 완성하였다.
Fig. 8 Icing Simulation Test
측정 정확도 향상 외에도 군사규격에서 요구 하는 다양한 시험항목의 개발을 위하여 fuel spiking 시험기술과 dynamic inlet distortion 시 험기술 및 icing 시험기술을 개발하였으며 표준 엔진에 상기 시험기술을 적용할 수 있도록 관련 시험 장치를 설계 및 제작하였고 제작된 시험 장치의 검증 시험을 수행하였다.
이러한 연구 결과를 바탕으로 시험설비의 국 제적인 신뢰도를 향상하기 위하여 ISO 인증을 획득하였다. 다양한 ISO 인증 규격에 대한 검토 를 실시한 결과 국제 공인에 효과적인 인증 규 격으로 판단된 ISO 17025와 ISO 9001 규격을 채 택하였으며, ‘국제 표준에 의거한 운용지침서’를 활용한 품질매뉴얼, 절차서, 지침서 등의 품질문 서 작성과 이에 따른 프로세스 상관관계 시스템 을 확정함으로써 품질경영 시스템을 구축하였다.
이후 ISO 17025 규격에 대해 ILAC, APLAC 등 의 국제회의에 참여하며 상호 인정 협정을 맺고 있는 한국교정시험기관 인정기구(KOLAS)로부터 ISO 17025 인정을 획득하여 국제공인시험기관으 로 지정되었고, 이를 통하여 국제적인 신뢰도를 확보할 수 있었다.
국가지정연구실 외에도 다양한 수탁사업을 통 하여 1999년부터 약 6종 이상의 가스터빈 엔진
의 고공환경 성능시험을 수행하였으며 국내 유 일의 설비를 가스터빈 엔진에만 국한하지 않고 여러 다양한 시험에 적용하고 있다. 기체에 적용 되어 데이터를 획득하는 전압관에 대한 고고도 저온에서의 방빙 성능 시험을 수행하였으며 약 30 kg/s의 유량을 가지고 있는 설비의 고유량 압축기를 이용한 고유량 밸브 성능시험의 수행 도 가능하다.
Fig. 9 Certificate of Accreditation
녹색 성장기술에 대한 관심이 집중되고 있는 가운데 에너지 기기에 대한 고효율화 연구가 전 세계적으로 활발히 진행되고 있으며, 이와 같은 연구추세에 따라 현재 수행되고 있는 대표적인 연구로는 「5 MW급 고효율 발전용 소형 가스 터빈 엔진 개발」사업이 있다. 본 사업은 전력산 업연구개발사업의 일환으로 2005년부터 2010년 까지 5년간 두산중공업, 항공우주연구원, 전력연 구원 등의 주도로 개발 중에 있으며 현재, 구성 품의 상세설계가 완료되어 관련 제작 및 성능시 험이 활발하게 진행 중이다.
Fig. 10 Schematics of Developing Gas Turbine Engine
개발엔진에 장착되는 압축기는 10단의 축류 압축기와 1단의 원심형 압축기의 혼합형이고 압 축비는 14이며 원심 압축기의 블레이드 끝단을 커버 처리를 한 쉬라우드(Shrouded Impeller)방 식을 적용함으로써 총 단열 효율 83%를 기대하 고 있다.[7]
성능인자 사양
출 력 5.25 (MW) 효 율 32.0 (%) 압 축 비 14.0
TIT 1,373 (K) 출구유량 21.1 (kg/s) 회 전 수 12,840 (rpm)
NOx 25 (ppm) TBO 33,000 (hr) Table 1. Specifications of Developing Engine
연소기는 역류형의 8개의 세미-사일로 (semi-silo) 형태의 원통형 연소기로써 희박 예혼 합 방식의 Dry low NOx 시스템을 적용하여 25 ppm(15% O2 기준)이하의 NOx배출을 목표로 하고 있다. 터빈은 3단 축류터빈으로 구성되는데 터빈 블레이드 냉각은 2단 노즐까지 공기냉각이 이루어지고 냉각공기는 축류 압축기 출구와 원 심 압축기 출구에서 각각 추출된다. 기어박스는 전체 가스터빈을 지지하는 프레임에 같이 설치 되어 있는 일체형으로 디스크 형태의 플렉시블 커플링(Flexible coupling)을 통하여 기어박스 출 력을 전달한다. 그리고 발전기는 기어박스 출구 방향에 부착되어 있으며 압축기 입구방향에 설 치된다. 보기 시스템은 시동시스템, 윤활시스템, 공기흡입시스템, 연료시스템, 제어시스템, 공압조 정장치, 진동 모니터링 시스템과 연소불안정 방 지시스템으로 구성된다.
현재 개발 엔진의 핵심구성품인 압축기, 연소 기, 터빈의 성능시험을 수행하여 설계검증 및 DB를 확보하는 연구를 수행하고 있으며, 해외 선진기술업체와 시험기법 공동개발, 성능시험을 위한 설비의 보완, 성능시험장치의 설계 및 제작 을 통하여 각 핵심 구성품의 기본적인 시험을
수행하였으며 보다 상세한 성능시험들이 본격적 으로 이루어지고 있다. 압축기 성능시험의 경우 는 쉬라우드가 없는 원심 압축기에 대한 성능시 험이 진행되고 있으며 향후, 쉬라우드형 원심압 축기 성능시험을 통하여 성능비교 예정이며 원 심압축기 입구유동을 보다 정확하게 모사하기위 해 축류 압축기 2단을 장착한 원심/축류 복합 성능시험, 최종 성능 확인을 위한 조립체 전체단 압축기 성능시험이 계획되어 있다.
Fig. 11 Compressor Test
연소기 성능시험의 경우는 UGT15000 모델을 근거한 초기모델에 대한 저압 성능시험이 완료 되었으며 보다 개량된 최종 모델에 대한 저압 및 실조건 성능시험이 항공우주연구원과 해외협 력업체인 우크라이나 Zorya-Mashproekt사에서 공동수행 될 예정이다. 또한, 연소기 버너 헤드 의 연소특성과 유동 특성을 확보하기 위하여 버 너 헤드의 연소 온도장 및 농도장 계측을 준비 하고 있다.
Fig. 12 Combustor Test Rig
터빈 성능시험은 모델 시제를 제작하여 열전 달 시험을 수행하여 냉각특성을 확보하고 엔진 성능시험에서 직접 터빈의 공력성능을 취득할 계획이다.[8]
Fig. 13 Combustor PLIF Test
초고속 추진기관에 대한 연구로는 2000년부터 6년간 기본사업으로 「에어 터보 램제트 엔진 요소기술 개발사업」을 수행하였으며 2005년부 터 현재까지 기본사업 및 자체연구사업으로
「스크램제트 엔진 요소기술 개발」을 수행하고 있다.
Fig. 14 Air Turbo Ramjet Engine
에어 터보 램제트 엔진은 공기 흡입형 복합 사 이클 엔진의 한 종류로서 터보기계와 램제트 엔진 이 결합된 형태로 마하수 0.5～6.0까지 넓은 영역에 서 작동할 수 있다. 기존의 터보제트 엔진과는 상 이하게 터빈과 압축기가 각각 다른 작동유체로 구 동되는 즉, 공력학적으로 서로 연결되어있지 않기 때문에 램 효과에 의한 흡입구 온도상승에 영향을 받지 않는 특징이 있는 추진기관이다.[9] 본 사업을 통하여 아음속 영역에서부터 마하 6.0의 극음속 영역까지의 구동이 가능한 흡입구의 설계를 수
행하고 성능시험을 수행하였으며 메탄 연료를 사용하는 램 연소기의 설계와 시험을 수행한 바 있다.
스크램제트 엔진은 마하 6 이상에서 구동하는 초고속 추진기관으로 2단 궤도 진입(TSTO)형 발 사체의 1단 비행체 및 극초음속 항공기의 추진 기관으로의 활용이 유망되는 엔진이다. 본 사업 을 통하여 축적된 주요 요소부품에 대한 핵심 기술을 바탕으로 2007년 6월 호주 University of Queensland의 T4 shock tunnel의 마하 7.6, 고도 32 km 조건에서 W자형 카울을 가진 이중 램프 형 흡입구, 공동형(Cavity type) 보염기를 가진 스크램제트 엔진의 성능시험을 수행하고 초음속 연소가 이루어짐을 확인한 바 있다.[10,11,12]
Fig. 15 Scramjet Engine
2008년 10월에는 일본우주항공연구개발기구 (JAXA)의 극초음속 추진기관 시험설비인 P-wind tunnel 및 RAMSYS를 활용하여 마하 6.7급 스크램제트 엔진 요소 부품의 시험에 성공 하였으며 연소기의 경우 기존의 연소기보다 동 일조건에서 연소압 기준 최대 17% 가량 좋은 성 능을 보여 한국형 스크램제트 엔진의 개발가능 성을 높였다. 당 분야에서의 연구 교류를 위하여 일본우주항공연구개발기구 및 호주 University of Queensland의 Center for Hypersonics와의 협력 관계를 유지하고 있다. 또한 2009년 중순까
지 초고속 추진기관이나 그 요소 부품의 성능시 험을 수행할 수 있는 전문 설비도 구축하고 있 다.
Fig. 16 Scramjet Engine Combustor Test
항공기 엔진 국산화 및 엔진 구성품의 핵심 원천기술 개발을 위하여 2008년 5월부터 4년간 항공우주부품개발사업의 지원을 받아 항공기 엔 진의 핵심 원천기술 중 하나인 「차세대 소형/
고부하 압축기 다분야 통합 기술 개발」 과제를 수행하고 있다.
차세대 항공기 엔진은 압축기의 단별 압축비 를 높여 소형이면서도 높은 추력을 내는 엔진으 로 진화하고 있는 단계이다. 향후 국산 항공기 및 엔진 개발 시 중소형/고추력 엔진에 관심이 모아질 것으로 예상되는 만큼, 본 연구개발을 통 해 고추력 터보팬 엔진의 핵심 구성품인 소형이 면서도 높은 압력비를 구현하고 구조적 안정성 을 가지는 아래와 같은 사양의 압축기 코어 시 제품을 선행 개발하는 것을 목적으로 한다.
본 과제를 통해 개발된 압축기 시제품들은 항 공관련업체들이 엔진 개발 시 바로 활용할 수 있을 뿐만이 아니라, 엔진 사이클을 개발하고 해 석하는데 기준이 되는 압축기로 활용하여 전체 엔진 개발 기간을 크게 단축시킬 수 있는 등 기 술적 파급효과가 매우 클 것으로 전망된다. 이러 한 고부하 압축기를 설계하기 위해 압축기의 공 력 및 구조설계 기술을 통합하는 압축기 MDO(Multidisciplinary Design Optimization) 설계방법을 개발 중이며, FSI 수치해석 및 정상/
비정상 성능시험을 통하여 개발된 MDO 설계기 법을 검증하고 차세대 항공기 엔진 및 압축기 개발의 핵심 기술로 활용할 수 있도록 한다.[13]
설계 변수 HP 압축기 설계 사양 LP 압축기 설계 사양
단 수 3단 1~3단
단별 압력비 1.3~1.5 1.5~2.5
단별 효율 86% 이상 90% 이상
질량 유량 10~20 kg/sec 15~25 kg/sec 내외 회전 수 25,000~35,000 rpm 20,000~30,000 rpm
장착 가능 엔진
6,000 lbf급 터보팬 엔진 2,000 lbf급 터보팬 엔진 Table 2. Design Specification for HP and LP Compressors
비정상 FSI(Fluid Structure Interaction) 해석기술 은 공력-구조 간의 상호 작용을 동시에 분석함으 로써 물리적으로 현실에 근접한 해를 도출할 수 있도록 하고 더불어 해석시간 및 비용을 절감할 수 있다.[14] 더불어 압축기 불안정성/2차유동의 능동제어 알고리즘 및 제어장치 제작기술을 개 발하여, 스톨/서지 등의 압축기의 불안정성 및 실제 압축기 운전 시 발생할 수 있는 2차유동 등을 능동적으로 제어하여 설계된 압축기의 성 능을 향상시킬 수 있도록 할 예정이다.
또한 한국항공우주연구원에서는 현재 보유 중 인 대형 압축기 설비를 개보수하여 최대유량 25 kg/sec, 구동동력 2,500 HP, 회전수 35,000 rpm 의 압축기를 시험할 수 있는 시험설비를 구축 중에 있으며, 본 연구를 통해 설계, 개발된 압축 기의 정상 성능시험 및 비정상 불안정성 시험 등을 수행하여 압축기의 공력 성능 및 구조적 안정성 등을 평가할 수 있을 것으로 기대된다.
이상과 같이 엔진의 주요 구성품 및 엔진 시 스템 개발 경험과 다양한 시험설비를 바탕으로 한국항공우주연구원은 2006년부터 시작된 「한 국형 헬기개발사업(KHP)」에 엔진개발 주관기관 으로서 참여 중이다. 한국항공우주연구원은 KHP사업이 요구하는 미 군사규격을 만족하는 후방축 방식의 1,800마력급 터보샤프트 엔진 (T700-701K)을 국내협력업체인 삼성테크윈과 국
외협력업체인 GEAE와 함께 개발 중이다.
엔진은 이미 1천4백만 비행시간을 통해 입증 된 GEAE T700 계열 엔진을 기본 모델로, 엔진 통합, 동력터빈 신규설계와 FADEC 부분에 대한 개조개발을 수행한다.
Fig. 17 T700-701K Turboshaft Engine
엔진통합은 체계요구도에 부합하는 엔진을 개 조개발하기 위한 요구도 해석, 성능해석, 장착설 계, 제작/조립, 인증시험, 후속군수지원 등의 업 무를 포함한다. 이와 더불어 한국항공우주연구원 은 인증시험의 중요 항목인 고도시험 수행을 위 해 기존의 고도시험설비를 증설하여 엔진의 전 운전영역에 대한 고도시험을 수행할 예정이다.
동력터빈 신규설계는 체계의 장착요구도 만족 을 위해 출력축을 기존 전방축 방식에서 후방축 방식으로 변경하고 회전수와 회전방향을 변경하
는 동력터빈 모듈 신규 설계와 장착성능 저하 극복을 위한 효율향상을 목표로 하고 있다. 효율 향상을 위해 최신 공력설계기술을 적용하고 한 국항공우주연구원의 터빈시험설비에서 터빈성능 시험을 수행하여 이를 검증하였다.
기존 T700엔진에 적용되었던 DECU를 대체할 FADEC은 신호 채널과 주요센서를 이중화하여 보다 안전하고 신뢰성이 높으며 조종사의 업무 량을 덜어 줄 수 있는 기능을 갖는다. 이러한 개 조개발과 국내 최초의 터보샤프트엔진 인증시험 을 통해 5,000시간 이상의 수명, 정비성/운용성 향상을 위한 모듈화 및 상태정비가 가능한 T700-701K 엔진 개발을 완료할 것이다.
한국항공우주연구원에서는 지난 20여년간 항 공추진기관 분야의 국내 기술 자립화를 위하여 인력, 기술, 시설 등의 관련 인프라 구축에 힘써 왔으며, 그동안 정부 및 민간으로부터 많은 과제 들을 수탁받아 국내 항공추진 분야의 기술 및 산업 발전에 이바지 하였다. 앞으로도 항공기용 가스터빈 엔진의 국내 독자 개발 능력 확보 및 관련 기술의 산업용/발전용 가스터빈 엔진으로 파급 및 활용을 위하여 최선을 다할 것이며 아 울러 스크램제트 엔진 등의 초고속 추진 분야 기술을 선도함으로써 미래의 항공우주 선진국으 로의 도약에 일조를 담당하는 연구에 매진할 것 이다.
참 고 문 헌
1. Arthur H. Lefebvre, "Gas Turbine Combustion" 2nd edition, Talor & Francis, 1999
2. 박부민, 양인영, 김형모, 김재환, 양수석, 이 대성, “가스터빈/연료전지 혼합형 발전 시스 템 운전”, 항공우주기술, 제5권 제1호, 2006, pp.1-10
3. Richard B. Morrison, “Design Data for Aeronautics and Astronautics”, University of Michigan, 1961
4. Pratap, R. Nayer, “Altitude Test Facility Course”, Rolls-Royce, 1997
5. Robert E., Smith Jr., “Marrying Airframes and Engines in Ground Test Facilities : An Evolutionary Revolution”, Journal of Aircraft, Vol 33, No. 4, 1996
6. 이대성외 “한국항공우주연구소 가스터빈엔진 요소부품 및 시스템 성능시험기”, 한국항공 우주학회지, 제28권 1호, 2000
7. 류제욱, 김수용, 최승주, 양수석 “5MW 가 스터빈엔진 개발 현황”, 유체기계 연구개발 발표회 논문집, 2007, pp.429-434
8. 박부민, 김형모, 최영호, 양수석, 이대성, 천 무환 “5MW급 가스터빈 엔진용 저공해 연소 기 성능시험”, 유체기계 연구개발 발표회 논 문집, 2008
9. 이양지, 차봉준, 양수석, 이대성, 김형진, “수 소와 메탄 연료를 사용한 에어 터보 램제트 엔진의 성능해석”, 한국군사과학기술학회지, 제6권 제3호, 2003, pp.103-110
10. 이양지, 강상훈, 양수석, “호주 UQ의 T4 Free Piston Shock Tunnel에서의 스크램제 트 엔진 성능시험 절차 연구”, 한국항공우주 공학회 추계학술발표회 논문집, 2007, pp.1457-1460
11. 강상훈, 이양지, 양수석, “충격파 터널시험을 통한 스크램제트 엔진의 초음속 연소현상 연 구”, 한국추진공학회 춘계학술발표회 논문집, 2008, pp.307-314
12. 강상훈, 이양지, 양수석, “모델 스크램제트 엔진의 지상시험결과에 대한 전산해석 연 구”, 한국추진공학회 춘계학술발표회 논문집, 2008, pp.328-331
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14. Volker Carstens, Ralf Kemme, Stefan Schmitt, “Coupled simulation of flow-structure interaction in
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