Study on Variable Systems for Compressor and Turbine and its Control Scheme

Received 1 July 2015 / Revised 17 August 2015 / Accepted 21 August 2015 Copyright Ⓒ The Korean Society of Propulsion Engineers pISSN 1226-6027 / eISSN 2288-4548

Research Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2015.19.5.001

압축기 정익, 터빈 노즐 가변 메카니즘 및 제어기법 연구

김상조 ^a ․ 김동현 ^a ․ 배경욱 ^a ․ 김대일 ^b ․ 손창민 ^{b, *} ․ 김귀순 ^a ․ 이대우 ^a ․ 고정상 ^b ․ 최동환 ^c ․ 김명호 ^d ․ 민성기 ^d

Study on Variable Systems for Compressor and Turbine and its Control Scheme

Sangjo Kim ^a ․ Donghyun Kim ^a ․ Kyoungwook Bae ^a ․ Dae-il Kim ^b ․ Changmin Son ^{b, *} ․ Kuisoon Kim ^a ․ Daewoo Lee ^a ․ Jeungsang Go ^b ․

Dong-Whan Choi ^c ․ Myungho Kim ^d ․ Seongki Min ^d

a Department of Aerospace Engineering, Pusan National University, Korea

b School of Mechanical Engineering, Pusan National University, Korea

c Department of Aerospace Engineering, Inha University, Korea

d The 4 ^th R&D Institute, Agency for Defense Development, Korea

* Corresponding author. E-mail: [email protected]

ABSTRACT

In case of a gas turbine engine for supersonic operation, the engine have a wide range of operating inlet mass flow rate and required high performance such as thrust and fuel consumption. Therefore, variable system and its optimal control logic are essentially needed. In this work, a method for performance prediction of a gas turbine engine with variable system compressor and its control scheme were developed. Conceptual design of compact acuation system for the operation of the variable system was also conducted. The performance of a low-bypass ratio mixed flow turbofan engine was analyzed, and it was observed that the surge margin of the engine is improved at off-design condition by applying the control scheme.

초 록

아음속에서 초음속까지 운용되어야 하는 초음속 터빈엔진의 경우, 엔진 운용 공기량이 범위가 넓고 추력 및 연료소모율 등의 엔진 성능에 대해 요구조건이 높으므로 가변시스템 및 이를 제어하기 위한 최적의 제어로직 개발이 반드시 필요하다. 본 연구에서는 압축기 가변 시스템이 적용된 가스터빈 성능 해석 모델 및 제어기법을 개발하였다. 그리고 터빈 노즐 가변에 따른 엔진 운용 특성을 분석하였다. 또 한 가변 시스템을 구동하는 액추에이터에 대한 개념 설계를 수행 하였다. 저바이패스비 혼합흐름 터보 팬 엔진에 대한 탈설계점에서의 성능해석을 수행하였으며, 제어기법을 적용하여 탈설계점에서의 서지 마진을 확보할 수 있었다.

Key Words: Compressor(압축기), Variable Stator Vane(가변 정익), Turbofan Engine(터보팬 엔진), Control Scheme(제어기법), Actuation(액추에이션)

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Nomenclature

IGV : Inlet guide vane

   : Corrected mass flow rate at surge point

  _{} : Corrected mass flow rate at operating point

n : Number of link joint couple NRA : Nozzle rotation angle PR : Pressure ratio

 _ : Pressure ratio at operating point

 _{} : Pressure ratio at surge point SM : Surge margin

SV : Stator vane

 _ : Rotor inlet temperature

 _ : Rotor outlet temperature TR : Temperature ratio

 _ : Rotor outlet tangential velocity

 _ : Rotor inlet mean velocity

 : Moving displacement

 : Flow coefficient

 : Pressure coefficient

 _ : Adiabatic efficiency

 : Displacement

1. 서 론

가스터빈의 회전수가 설계점에 비하여 상대적 으로 낮아지는 경우 압축기에서 스톨과 서지와 같은 불안정한 운용영역이 발생할 수 있다[1].

이는 회전수가 낮아지는 경우 압축기 앞쪽단의 축방향 유동 속도가 회전방향 속도에 비하여 상 대적으로 크게 감소하고 이로 인하여 블레이드 의 받음각이 증가하기 때문이다[2]. 블레이드 받 음각 증가는 블레이드 흡입면에서의 유동 박리 를 야기하며 국부적으로 발생한 스톨이 전 영역 으로 전파하여 서지가 발생하게 된다. 일반적으 로 이러한 스톨과 서지는 압축기 가변 정익을 이용하여 개선할 수 있는 것으로 알려져 있다 [3]. 압축기 앞쪽 단에 적용된 가변 정익은 블레

이드에서 유동 박리가 발생하지 않도록 입구 유 동 각도를 변화시키는 역할을 한다[2]. 운용 안 전성을 확보하기 위해 요구되는 가변 정익의 각 도는 엔진 시동, 가감속과 같이 운용 특성에 따 라 달라진다. 그렇기 때문에 엔진 운용영역에 따 른 압축기 가변 정익 스케줄링이 필요하며 이를 위해서는 성능해석 모델 및 제어로직이 필수적 으로 요구된다.

압축기 가변 정익변화에 따른 엔진 성능변화 에 대한 연구는 미국을 비롯한 선진국에서 오래 전부터 이루어져 왔다. William 등[4]은 J71-A2 (X-29) 터보제트 엔진의 탈설계점 운용영역에서 압축기 가변 입구 안내익 각도 변화(-5°~+20°)에 따른 엔진성능 변화를 실험적으로 연구하였다.

결과적으로 낮은 회전수에서 가변 입구 안내익 과 블리드 밸브를 여는 것이 압축기의 서지마진 을 증가시킬 수 있음을 확인하였다. 또한 100%

회전수에 가변 입구 안내익의 각도가 +20° 변할 경우 각도를 변화시키지 않은 경우와 비교하여 보정 유량, 압력비, 그리고 효율이 각각 17.9%, 22.8%, 그리고 7.2% 감소하는 것으로 나타났다.

Barbosa 등[5]은 천이영역에서 가변 입구 안내익

의 각도 변화에 따른 가스터빈 엔진 성능해석을

수행하였다. 결과적으로 엔진이 가속하는 상태에

서 가변 안내익을 적용하지 않을 경우 서지마진

(SM=(PR op -1)/(PR surge -1))이 최소 -16.6%를 보였지

만 가변 안내익을 적용하는 경우 서지마진이 최

소 -4.0%로 증가하였다. Bringhenti 등[6]은 1.22

MW급 단축 가스터빈의 운용 범위를 넓히기 위

해 가변 입구 안내익과 가변 정익 및 블리드 공

기 스케줄링을 도출하고 이를 이용하여 성능해

석을 수행하였다. 성능해석 결과 스케줄링을 적

용하는 경우 엔진의 운용 범위가 증가하는 것을

확인하였다. 또한 엔진 출력 0.7 MW 부근에서

가변 안내익을 적용하는 경우 적용하지 않은 경

우와 비교하여 최고 사이클 온도가 14.5 K 감소

하는 것으로 나타났다. Gallar 등[7]은 압축기에

서의 효율 향상과 운용 안전성 확보를 위해 최

적화 기법을 이용하여 가변 입구 안내익 및 가

변 정익에 대한 스케줄을 도출하였다. 결과적으

로 도출된 스케줄을 적용하는 경우 가장 높은

압력비 운용 지점과 가장 낮은 압력비 운용지점 에서 압축기의 효율이 각각 0.77%, 6.48% 증가 하였다. Shadaram 등[8]은 10단 압축기의 탈설 계점에서 압력비를 최대로 하기위해 최적화 기 법을 이용하여 가변 입구 안내익과 정익의 각도 를 도출하였다. 결과적으로 가변 입구 안내익과 1단, 2단 정익의 각도를 모두 스케줄링 하는 경 우 90% 회전수에서 운용 지점의 유량과 압력비 가 각각 5.48%, 3.72% 증가하였다. 김상조등[9]은 압축기 성능해석 프로그램과 엔진 성능해석 프 로그램을 연계하여 압축기 가변 안내익 변화에 따른 엔진성능 변화를 예측할 수 있는 통합 해 석법에 대해 연구하였으며 이륙조건과 최대연속 추력이 10.68 kN인 FJ44-2C 엔진에 대한 성능해 석을 수행 하였다. 구성된 통합 해석법으로 80%

회전수 부근에서 가변 안내익을 스케줄링하여 정상상태 서지마진을 약 6%에서 10%으로 증가 시켰다.

본 논문에서는 엔진운용 공기량의 범위가 넓고 추력 및 연료소모율 등의 요구조건이 높은 초음 속 터빈엔진의 가변시스템 적용과 이를 제어하 기 위한 최적의 제어로직 개발을 위해 연구를 수행하였다. Fig. 1은 이를 위한 전체 연구 흐름 도를 나타낸 것이다. 저바이패스비 혼합흐름 터 보팬 엔진을 대상 모델로 선정하고 압축기 가변 시스템 적용과 터빈 노즐 가변에 따른 설계점 및 탈설계점에 대한 성능해석 모델을 개발하였 다. 또한 엔진의 가속 영역에서 서지마진을 확보 하기 위한 제어 로직으로 PI 제어기법을 적용하

߮

Fig. 1 Flow chart for integration design of variable systems of turbine engine.

였다. 그리고 압축기 가변 시스템을 구동하기 위 한 액추에이터에 대한 개념 설계를 수행하였다.

2. 압축기 성능해석

엔진의 탈설계점 해석을 위해서는 각 구성품 의 성능선도가 요구된다. 압축기 및 터빈의 정확 한 성능선도는 엔진 제작사의 고유 정보이므로 일반적으로 구하기 매우 어렵다. 구성품의 성능 선도를 도출하는 방법으로는 실험적인 방법, 전 산해석을 통한 성능 해석법[10-12] 유사 성능선 도 축척법 등이 있다. 본 연구에서는 저압 압축 기를 제외한 나머지 성능선도를 구하기 위해 유 사 성능선도 축척법을 사용하였다. 저압 압축기 의 경우 가변 안내익을 적용하는 구성품이기 때 문에 이에 따른 정확한 성능 변화를 예측하기 위해 보정된 1차원 단축적법을 적용하여 성능맵 을 도출하였다. 보정된 1차원 단축적법은 설계점 에서는 3차원 전산해석을, 탈설계점에서는 1차원 단 축적법을 이용하는 성능해석 방법으로 김동 현 등[10]에 의해 가변 적용에 따른 성능맵 도출 에 적합함이 입증되었다.

2.1 3차원 전산해석

본 연구에서는 Honeywell F124 터보팬 엔진의 고압 축류 압축기를 벤치마킹하여 설계한 입구

Stage Number 3.5 Stages Rotating Speed 20,000 RPM Total Pressure Ratio 2.5

Mass Flow Rate 9.9 kg/s Isentropic Efficiency 84%

Tip clearance

1s rotor 0.5 mm 2nd rotor 0.45 mm 3rd rotor 0.4 mm

Table 1. Design conditions for 3-stage axial

compressor.

IGV 1

Rotor 1

Stator 2

Rotor 2

Stator 3

Rotor 3

Stator

߮

Fig. 2 Meridional view and blade row configuration of the three-stage compressor.

안내익이 있는 3단 축류 압축기[13]를 대상 모델 로 선정하고 설계점에서의 성능해석을 수행하였 다. 압축기 설계 조건은 Table 1에 나타내었다.

Fig. 2는 대상 압축기의 유로 및 에어포일 형 상을 나타낸 것이다. 블레이드 주위에는 O형 격 자를 사용하였으며 나머지 계산 영역은 H형 격 자를 사용하였다. 해석에 사용된 총 계산 격자수 는 격자 민감도 테스트를 통해 약  ×  ^ 개 수준으로 결정하였고 벽으로부터 무차원화 된 첫 번째 격자점의 거리는  ^ ∼  부근에 위치하 도록 하였다. 난류모델로는 1-equation 모델인 Spalart-Allmaras를 사용하였다. 난류모델에 따른 성능해석 비교결과는 김상조 등[12]의 연구에 나 타나있다. 동익과 정익 사이의 경계면(interface) 은 정상 상태 해석을 위해 혼합면(mixing plane) 기법을 사용하였다. 전체 유로에서 각각의 도메 인이 주기적으로 반복되는 영역에는 회전 주기 조건(rotational periodic)을 적용하였으며, 벽에서 는 점착 조건(no-slip condition)을 적용하였다.

그리고 입구경계는 코드 길이의 약 3배 만큼 입 구 안내익 상류에, 출구경계는 코드 길이의 약 3.5배 만큼 정익의 하류에 위치시켰다. 입구 조 건으로는 대기조건에서의 전압력, 전온도로 정의 하였으며 출구에서는 평균 정압력을 입력하고 압력비를 점차 올려가며 계산을 진행하였다. 해 석 방법은 지배 방정식에 관해 미지수를 동시에 계산하는 밀도 기반(density based) 해석법을 적 용하였다. 압축성 유동 해석에 있어서 밀도 값은 이상기체 법칙(ideal gas)을 적용하였고 비열, 열 전도율, 그리고 점성 값은 온도 구간에 따라 선 형적으로 보간한 함수를 사용하였다. 시간 전진

은 내재적(implicit) 시간적분 기법으로 처리하였 고 공간 이산화에 있어서는 2차 정확도의 풍상 차분법을 사용하였다. 전산해석은 인텔 코어 i7 병렬 프로세서를 사용하여 8 Node로 계산하였 고, 반복 횟수 20,000번을 기준으로 약 24시간이 소요되었다.

2.2 1차원 단 축적법

단 축적법은 각 단의 성능을 축방향으로 계산 하고 축적함으로써 전체 압축기 성능을 예측하 는 방법이다. 유동을 1차원으로 가정하는 단순함 에도 불구하고 비교적 정확하게 성능을 예측하 는 것으로 알려져 있다[14].

단 특성은 일반적으로 유동 계수에 따른 단열 효율 그리고 압력 계수 형태로 표현되어진다. 이 러한 단 특성 곡선을 이용하여 단 축적법에 적 용하는 것을 단 성능선도를 이용한 단 축적법이 라 한다. Eq. 1~3에서 는 유량 계수(flow coefficient), 는 압력 계수(pressure coefficient) 그리고  _ 는 단열 효율(adiabatic efficiency)을 나타낸다.

    _

 _

(1)

    _ ^

 _  _   _   _ 

(2)

 _     

 ^{  }  

(3)

단 성능선도를 이용한 단 축적법은 다음과 같

은 방법으로 계산된다. 먼저 중간 단면에서의 로

터 입구 속도 삼각형과 유량 계수를 구한다. 그

리고 단 특성 곡선을 이용하여 전체 단열 효율

과 압력 계수를 구한다. 계산된 전체 단열 효율

과 압력 계수를 이용하여 로터 출구 속도 삼각

형을 구하고 로터 출구 전온도와 전압력을 계산

한다. 다음단의 입구 조건으로 전단 출구의 전온

도와 전압력을 적용하고 계산을 반복하여 전체

성능을 계산한다.

박태진 등[15]의 연구에서는 여러 단 성능선도 를 단수가 다른 축류 압축기에 적용하여 정확도 를 비교하였다. 본 연구에서는 박태진 등[15]의 연구에서 제안한 단 성능선도를 사용하였다.

2.3 압축기 모듈화 절차

본 연구에서는 가변 시스템 적용에 따른 압축 기 성능특성을 사이클해석 프로그램에 적용하기 위한 절차를 구성하였다. 압축기의 성능을 예측 하기 위해 3차원 정상상태 전산해석을 이용한 보정된 1차원 단 축적법[10]을 본 연구에 적용하 였다. 만들어진 압축기 성능선도는 대상엔진에 맞도록 축척하여 엔진해석 프로그램에 입력하였 다. Fig. 3은 압축기 모듈화를 위한 절차를 나타

Compressor performance analysis by using 3D CFD analysis at design condition Compressor performance analysis by using 1D meanline stage-stacking method with variable guide vanes at off-design condition based on 3D CFD results at design condition

Performance map data generation with variable guide vanes

Performance map formatting to meet a requirement for cycle analysis program Fig. 3 Flow chart for compressor performance

modularization.

1 1

1 1

1.0

0.5

0.67

0.83

2.0 2.5

1.5

To tal pr essure rat io

0 2

4 6

8 10

Fig. 4 Compressor performance map with IGV and SV angles.

낸 것이다. Fig. 4는 압축기 가변에 따른 성능변 화를 나타낸 것이다. 압축기 가변이 적용됨에 따 라 유량 및 압력비가 줄어드는 것을 볼 수 있다.

3. 터빈 성능해석

3.1 3차원 전산해석

수치해석 모델은 한국항공우주연구원에서 설 계한 고압 냉각 터빈의 노즐과 로터로 선정하였 다[16]. 본 연구에 사용된 터빈의 노즐 베인은 56개이고, 로터 블레이드는 104개로 구성되어 있 다. 경계조건은 입구에 전압력과 전온도를 주었 고 출구는 정압조건을 주고 압력비를 변화시키 면서 탈설계점 해석을 수행하였다. 대상 터빈의 동익-정익 경계면에는 정상상태 해석기법인 혼합 면 기법을 적용하여 각 원주방향으로 평균된 유 동변수가 전달되도록 하였다. 블레이드 주위에는 O형 격자를 사용하였으며 나머지 계산 영역은 H형 격자를 사용하였다. 해석에 사용된 계산 격 자수는 노즐에 대해 약 40만개, 로터에 대해 약 60만개로 구성하였고 난류 모델은 SST(Shear Stress Transport) 모델을 사용하였다. 시간 전진 은 외재적(explicit) 시간적분 기법으로 처리하였 고 수렴의 가속화를 위해 다중격자(multi-grid)기 법을 적용하였다. 공간 이산화는 2차 정확도의 풍상 차분법을 적용하였다. 계산의 수렴조건으로 는 압력, 운동량, 에너지의 잔차(residual)가 10-6

Fig. 5 Variable nozzle geometry of the axial turbine.

Normalized corrected mass flow rate

N orm al iz ed to ta lp re ss u re ra ti o

0.95 1 1.05 1.1 1.15 1.2

0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8

NRA = -1

, 100%

NRA = -1

, 90%

NRA = -1

, 80%

NRA = 0

, 100%

NRA = 0

, 90%

NRA = 0

, 80% NRA : Nozzle rotation angle NRA = +1

, 100%

NRA = +1

, 90%

NRA = +1

, 80%

RPM RPM

Fig. 6 Normalized total pressure ratio vs. normalized corrected mass flow rate of the axial turbine.

이하로 일정할 때 수렴된 것으로 판단하였다. 터 빈 성능예측은 Fig. 5와 같이 가변 노즐이 고정 된 기본 형상과 기본 형상에서 각각 -1°, +1° 만 큼 가변된 조건에 대해 설계 회전수의 60, 80, 100% RPM으로 계산을 수행하였다.

Fig. 6은 가변 노즐 적용에 따른 터빈의 무차 원화된 보정 유량 대 무차원화된 압력비 성능 곡선을 나타낸 것이다. 가변 노즐의 각도가 (+) 방향으로 증가함에 따라 노즐 목의 면적이 넓어 지면서 통과 유량이 증가하는 특성을 볼 수 있 다. 또한 압력비가 높아짐에 따라 터빈으로 유입 되는 유량이 초킹(choking)되면서 유량 변화가 적은 것을 알 수 있다. 반면에 압력비가 낮은 영 역에서는 회전수가 증가할수록 동일 압력비 대 비 유량이 감소하는 것을 확인할 수 있다. Fig.

7은 가변 노즐 적용에 따른 터빈의 무차원화된 압력비 대 무차원화된 효율 성능 곡선을 나타낸 것이다. 압력비가 높아질수록 효율이 감소하는 것을 확인할 수 있고 모든 속도 곡선에서 가변 노즐이 (+) 방향으로 가변됨에 따라 효율이 증가 하는 경향을 확인할 수 있다.

4. 엔진 성능해석

4.1 NPSS를 이용한 엔진성능 모델링

초음속 터빈엔진의 가변시스템 적용과 이를

Normalized total pressure ratio

N orm ali zed is en tro p ic ef fi ci en cy

0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6

0.6 0.7 0.8 0.9 1 1.1 1.2 1.3

NRA = -1

, 100%

NRA = -1

, 90%

NRA = -1

, 80%

NRA = 0

, 100%

NRA = 0

, 90%

NRA = 0

, 80% NRA : Nozzle rotation angle NRA = +1

, 100%

NRA = +1

, 90%

NRA = +1

, 80%

RPM RPM

Fig. 7 Normalized isentropic efficiency vs. normalized total pressure ratio of the axial turbine.

Parameters Value Turbine inlet T(K) 1602 Nozzle cooling air(%) 8.65 Blade cooling air(%) 4.55

Thrust(kN) 27.93

Overall pressure ratio 19.0

Bypass ratio 0.49

SFC(g/kN/s) 22.09

Operating condition Sea Level Static Table 2. Engine input value at design point.

제어하기 위한 최적의 제어로직을 개발하기 위 해 Honeywell의 F124[17] 터보팬 엔진을 대상 모델로 선정하였으며 NPSS[18]를 이용하여 성능 모델링을 수행하였다. F124는 3단 팬, 4단 축류 압축기, 1단 원심 압축기, 1단 고압 터빈, 그리고 1단 저압 터빈으로 이루어져 있다. 그리고 주 흐 름과 바이패스 흐름이 합쳐지는 혼합 흐름 방식 을 가지고 있다. 고압 터빈과 축류 저압 압축기 그리고 원심 고압 압축기는 하나의 축으로 연결 되어 있다. 그리고 저압 터빈과 팬은 하나의 축 으로 연결되어 있으며 이러한 구성품의 연결과 번호를 Fig. 8에 나타내었다.

수집된 자료에 기초하여 설계점 해석을 위한

F124 엔진의 초기 입력 값을 Table 2와 같이 선

정하였다. 고압 압축기 유량의 13.2%가 터빈 냉

각을 위해 사용된다고 가정하였다. 그리고 동력

인출(power offtake)이 없는 지상 정지상태(sea

　 Test

data [17] NPSS Diff. (%) TSFC

(g/kN/s) 22.09 22.17 0.36 Net Thrust

(kN) 27.93 27.77 -0.57

  _ (kg/s) 0.6172 0.6155 -0.28 Table 3. Performance analysis results at SLS.

level static) 조건으로 성능해석을 수행하였다.

NPSS를 이용하여 입구유량과 연소기 출구온도 를 고정하고 추력과 연료유량을 계산하였다.

NPSS로 계산된 설계점 성능해석 결과는 GasTurb의 결과와 비교하였다.

Table 3은 엔진 성능해석을 통해 구한 주요 성능변수들을 나타낸 것이다. 설계점에서 엔진 실험결과를 기준으로 하였을 때 NPSS의 결과는 TSFC에서 0.36%의 차이를 보였다.

설계점 해석 이후에 탈설계점 해석을 수행하 였다. 엔진의 탈설계점 해석을 위해서 연소기에 입력되는 연료의 양을 변화하며 엔진의 추력 및 각 부분별 유량, 압력, 그리고 온도를 도출하였 다. 또한 압축기 구성품상의 운용변화를 분석하 기 위해서 팬, 저압 압축기, 그리고 고압 압축기 의 운용 유량 및 압력비를 도출하여 각 압축기 구성품상에 표기하였다. 탈설계 성능해석은 정상 상태 및 비정상상태로 수행하였다.

Fig. 9는 팬의 성능선도 상에 엔진의 정상상태

Transient (Acceleration)

Transient (Deceleration)

Fig. 9 Fan map operating line for F124 turbofan engine with fixed IGV angle.

및 비정상상태 운용선도를 도시한 것이다. 연료 변화에 따라 회전수가 변하며 연료가 감소할수 록 낮은 회전수에서 운용된다. 연료를 증가시키 는 경우에는 비정상상태가 정상상태와 비교하여 엔진의 운용선도가 서지선과 근접하는 것을 볼 수 있다. 연료를 감소시키는 경우에는 비정상상 태가 정상상태와 비교하여 엔진의 운용선도가 서지선과 멀어지는 특성을 보인다.

Fig. 10은 저압 압축기의 성능선도 상에 엔진

의 운용선도를 도시한 것이다. 정상상태 엔진 운

용 특성에서 연료가 점차 감소할수록 운용 라인

이 서지선과 근접하는 것을 볼 수 있다. 비정상

상태의 엔진 운용에서 연료가 증가하는 경우 정

Fig. 8 Block diagram of F124 turbofan engine.

상상태와 비교하여 운용 선도가 서지선과 더욱 근접하며 연료의 증가가 시작되는 부분에서 서지 선을 넘는 운용영역이 나타나는 것을 볼 수 있 다. 연료가 감소하는 경우 정상상태와 비교하여 운용선도가 서지선과 멀어지는 것을 볼 수 있다.

Fig. 11은 고압 압축기 성능선도 상에 엔진 운 용선도를 도시한 것이다. 정상상태에서 연료가 감소하는 경우 엔진의 운용 라인이 서지선과 점 차 멀어지는 것을 볼 수 있다. 연료가 증가하는 비정상상태의 경우 정상상태와 비교하여 상대적 으로 엔진의 운용 라인이 서지선과 근접하다 다 시 멀어지는 경향을 보인다. 연료가 감소하는 비 정상상태의 경우 정상상태와 비교하여 상대적으 로 엔진의 운용 라인이 서지선과 멀어지다 근접 하는 경향을 보인다.

저압 압축기에서의 서지마진 변화를 분석하기 위해 연료량 변화에 따른 서지마진을 Fig. 12에 나타내었다. 서지마진은 다음과 같은 식을 통해 서 계산하였다[8].

 





  



  ^{     ×   × }  ^{ } 

  ^{   (4)}

정상상태 엔진의 탈설계점 해석 결과 연료 공 급이 시작되는 지점에서 서지마진이 약 0%를 가 지며 공급 연료량이 증가하면서 서지마진이 증 가한다. 엔진의 설계점인 연료량 0.6169 kg/s에 서 서지마진이 10% 이상을 가지는 것을 볼 수 있다. 엔진이 가속하는 경우 서지마진이 연료 공 급량 0.18 kg/s 부근에서 약 –4% 까지 감소하 며 이후 정상상태의 경우와 비교하여 낮은 값을 가지면서 서지마진이 점차 증가한다. 엔진이 감 속하는 경우 서지마진이 정상상태의 운용 영역 과 비교하여 높은 값을 가지면서 감소하는 것을 볼 수 있다.

4.2 가변 터빈 노즐 적용에 따른 엔진 성능

고압 터빈 노즐 가변에 따른 엔진 운용 특성 변화를 분석하기 위해 앞서 전산해석을 통해 구 한 터빈 노즐 가변에 따른 성능선도를 엔진해석 프로그램에 축척하여 입력하였다.

Transient (Acceleration)

Transient (Deceleration)

Fig. 10 Low pressure compressor map operating line for F124 turbofan engine with fixed IGV angle.

Transient (Acceleration)

Transient (Deceleration)

Fig. 11 High pressure compressor map operating line for F124 turbofan engine with fixed IGV angle.

Fig. 12 Surge margin variation according to the fuel

flow for the low pressure compressor.

Fig. 13은 가변 터빈 노즐을 적용하는 경우의 엔진 운용 라인 변화를 저압 압축기 성능선도 상에 나타낸 것이다. 각 운용 라인은 동일한 추 력 조건을 가진다. 터빈 노즐이 음의 방향으로 가변하는 경우, 터빈 노즐을 가변하지 않은 NRA(Nozzle Rotation Angle) = 0°와 비교했을 때 동일한 추력 조건에서 엔진 운용 라인의 압 력비가 증가한 것을 볼 수 있다. 반면 터빈 노즐 이 양의 방향으로 가변하는 경우, 동일한 추력 조건에서 엔진 운용 라인의 압력비가 줄어들어 저압 압축기 서지선 안쪽으로 이동한 것을 볼 수 있다. 하지만 NRA = +2°인 경우에도 낮은 추력조건에서 저압 압축기 서지선 근처에서 운 용되는 것을 볼 수 있다.

0.65 0.7 0.78 0.82

0.82 0.84

0.84

0.85

0.85

0.85 0.855

0.855

Corrected mass flow rate

T ot al p res su re ra ti o

1.2 1.4 1.6 1.8 2 2.2 2.4 2.6

1.5 2 2.5 3 3.5

70%

100% RPM

90%

80%

NRA : Nozzle rotation angle NRA = -1°

NRA = 0°

NRA = +1°

NRA = +2°

Working line (Steady stage)

Fig. 13 Low pressure compressor map operating line for F124 turbofan engine with variable turbine nozzle angle.

김상조 등[9]의 연구에서 압축기 서지 방지를 위한 압축기 가변 안내익 및 정익의 효용성을 입증한 바 있다. 본 연구에서 서지 방지에 효과 적인 압축기 가변 안내익 및 정익을 제어로직에 적용하였다.

5. 엔진 제어기법 개발

본 연구에서는 엔진 성능해석 프로그램인 NPSS와 제어 기법을 연구하기 위한 프로그램인 Matlab/Simulink를 연동하여 실시간으로 엔진 성능해석이 이루어지도록 하였다. 엔진성능은 높 은 비선형성 때문에 수학적 모델을 도출하기 어 렵다. NPSS로 모델링된 엔진 모델을 제어로직에 적용함으로서 엔진 및 압축기 가변 정익에 대한 동적 모델을 모사하였다. 출력되는 변수 중 서지 마진을 기준(reference)으로 하여 가변 입구 안내 익 및 가변 정익을 제어하도록 하였다. 적용할 제어기법으로는 PI제어기를 사용하였고, 모의실 험을 위한 시나리오로 단시간에 엔진 성능의 변 화가 큰 이륙하는 상황을 가정하여 입력 변수인 연료유량을 설계하였다.

가변 시스템이 적용된 대상 엔진과 PI제어기 를 이용하여 모델링한 블락 선도를 Fig. 14에 나 타내었다. P 및 I에 대한 계수 값은 각각 0.3과 0.0001이며 시행 착오법을 이용하여 도출하였다.

입력변수로 연료유량과 압축기 가변 안내익을 설정하였고, 출력변수로 공기유량, 추력, 회전수,

Fuel mass flow rate

NPSS S-function

Inlet air mass flow rate Engine thrust

Shaft RPM Turbine inlet temperature

Surge margin Desired surge

margin PI control

IGV – SV correlation

IGV SV IGV and SV angles

control

Fig. 14 Configuration of PI controller.

Fig. 15 Fuel mass flow rate schedule.

Fig. 16 IGV angle versus SV for maximum engine efficiency at steady-state condition.

터빈 입구온도 그리고 서지마진을 설정하였다.

입력변수 중 연료유량은 개루프(open loop)로 설계하였다[19].

모의시험에 사용된 입력 연료량 스케줄은 Fig.

15와 같이 연료유량이 0.10∼0.6169 kg/s로 단 시간에 엔진 성능이 크게 변할 수 있는 이륙 단 계에서의 조건으로 고정하였다.

가변 안내익은 폐루프(closed loop)로 설계하 였고 0°∼20°까지 가변될 수 있도록 하였다. 출 력변수 중 서지마진을 궤환(feedback)시켜 목표 서지마진 값인 10%와의 차이 값을 PI제어하도록 가변 안내익을 설계하였다. 서지마진 값이 10%

보다 낮으면 가변 안내익의 각을 크게 하여 서 지마진을 높였고, 10%보다 높으면 안정한 것으

Fig. 17 Surge margin value.

Fig. 18 IGV and SV angle.

로 판단하여 제어하지 않았다. 가변 입구 안내익 에 따른 정익의 각도는 Fig. 16과 같이 정상상태 엔진 성능 해석으로부터 도출한 엔진 효율이 최 대가 되는 두 각도 간의 관계를 이용하였다.

Fig. 17은 제어기를 적용한 것과 그렇지 않은 경우의 서지마진을 시간에 따라 나타낸 것이다.

제어기를 적용하지 않은 경우 가변 입구 안내익

과 정익의 각도는 각각 0°와 4°로 고정 된다. 또

한 엔진을 작동시킨 후 안정화되는 과정인 0~2

초 구간에서 서지마진이 음의 값을 가지는 것을

볼 수 있다. 그리고 연료가 증가하는 5~11초 구

간에서 서지마진이 -2.64%까지 감소된다. 제어기

를 적용하는 경우에는 5~11초 구간에서 서지마

진의 최솟값이 3.33%로 제어기를 적용하지 않는

경우와 비교하여 증가하였다.

Fig. 18은 제어기를 적용하여 도출된 가변 입 구 안내익과 정익의 각도를 시간에 따라 나타낸 것이다. 연료가 증가되는 5~11초 구간에서 가변 입구 안내익이 2°까지 증가하는 것을 볼 수 있 다. 가변 정익의 경우 5초 이후에 4°로 일정한 것을 볼 수 있다. 이는 정상상태 엔진 효율이 최 대가 되는 두 각도간의 관계에서 가변 입구 안 내익 각도가 2°이하인 경우 정익의 각도가 4°로 일정하기 때문으로 판단된다.

6. 가변 액추에이터

6.1 가변 액추에이터 개념 설계

제트 엔진과 같이 극심한 온도 변화와 높은 압력 하에서 입구 가변 안내익과 가변 정익을 구동하기 위한 액추에이터를 위해 개념 설계 및 모델을 개발하였다. 소형 터빈에 적합한 크기와 높은 압력에 대해 강한 힘을 낼 수 있는 액추에 이터들을 선별하고 이에 맞는 메커니즘을 개발 하는 것이 요구된다. Fig. 19는 중소형 및 대형 액추에이터의 종류와 그에 따른 작동거리 및 최 대 힘 데이터를 3차원 그래프로 나타낸 것이다.

본 연구에서 Fig. 19의 데이터를 이용하여 작은 사이즈를 가지면서 높은 힘을 낼 수 있는 액추 에이터인 자기변형 액추에이터 또는 PZT (Piezoelectric Transducers) 액추에이터를 적용모 델로 선정하였다. 자기변형 액추에이터와 PZT 액추에이터는 높은 힘을 낼 수 있는 반면 작은 작동 변위를 가진다는 단점이 있다. 본 연구에서 는 액추에이터의 변위를 증폭할 수 있는 메커니 즘의 개념적 설계를 하였다.

Fig. 20은 변위 증폭형 액추에이터 메커니즘의 개념적 설계를 나타낸 것이다. δ는 변위를, n은 링크암(link arm)의 개수를 나타낸다. Fig. 21은 설계된 액추에이터에 대한 시제품을 나타낸 것 이다.

Fig. 22는 PZT 액추에이터의 변환된 수평 변 위를 보다 증폭시키기 위한 2차 변위 증폭 메카 니즘 개념 설계도를 나타낸 것이다[20]. 평기어

Fig. 19 Maximum force versus displacement table expanded by temperature capability of various actuators.

Fig. 20 Concept design of the PZT actuator mechanism.

Fig. 21 The production of the variable actuator mechanism for the light aircraft by CNC machining.

Fig. 22 Enhanced the concept design of the PZT

actuator mechanism[20].

휠과 렉기어의 조합으로 서로 반대 방향으로 이 동하는 두 렉기어의 운동을 이용하여 이동 방향 만큼 2배로 증폭시킬 수 있는 구조로 되어 있다.

기어비를 조정하여 이동거리를 조절할 수 있는 장점이 있지만, 더 높은 힘과 압력이 인가되어 구동 액추에이터의 높은 사양이 요구되는 단점 이 있다.

6.2 가변 안내익 구동부 메커니즘 개발

앞서 설계한 소형 변위 증폭형 액추에이터를 항공기용 엔진의 가변 입구 안내익 구동에 적용 하기 위한 메커니즘을 개발하였다. 본 연구에서 는 안내익 구동형식 메커니즘을 단일, 이중, 그 리고 양측 액추에이터 세 가지로 나누어 설계를 수행하였다.

Fig. 23은 단일 액추에이터 구동 형식을 나타 낸 것이다. 특징으로는 부품의 최소화 및 경량 화, 부품 및 부피를 줄이는 것이 가능하다. 또한, 빠른 응답 속도를 가지고 있으며, 벨 크랭크의 길이 변환으로 입구 안내익의 변위각 제어가 가 능하다. 단일 액추에이터는 하나의 액추에이터에 연결되어 있는 긴 이동 축이 변환하게 되어 제 어 벨 크랭크와 너클 조인트 연결부가 이동하여 1단 및 2단 입구 안내익의 변위각을 동시에 변 화되도록 설계하였다. 제어 벨 크랭크의 길이가 길수록 입구 안내익의 변위각이 커진다.

Fig. 24는 개별 액추에이터 구동 형식으로 두 개의 액추에이터가 서로 다른 이동 축에 연결되 어 각 단계별 입구 안내익과 정익을 독립적으로 제어가 가능하도록 설계하였다.

Fig. 25는 양측 액추에이터 구동 형식으로 액 추에이터의 무게 균형을 고려하여 양쪽에 액추 에이터를 배치하는 형식이다. 개별 액추에이터 구동 형식과 마찬가지로 각각의 입구 안내익을 제어 및 구동이 가능하다.

7. 결 론

본 연구에서는 초음속 터빈엔진의 가변시스템 적용과 이를 제어하기 위한 최적의 제어로직 개

Fig. 23 Concept design of the single actuator control system.

Fig. 24 Concept design of the dual actuator control system.

Fig. 25 Concept design of the parallel

actuator control system.

발을 목표로 하였다. 이를 위해 Honeywell의 F124 터보팬을 대상 모델로 선정하고 압축기 가 변 정익 및 터빈 가변 노즐을 적용하였다. 압축 기 가변 정익 및 터빈 노즐 가변에 따른 엔진 성능을 분석하기 위해 성능해석 모델을 개발하 였다. 또한 천이 영역에서 가변 정익의 각도를 정의하기 위한 제어로직을 개발하였다. 결과적으 로 압축기의 서지가 발생하는 엔진의 가속 영역 에서 개발된 제어로직을 적용하여 안정적인 서 지마진을 확보할 수 있었다. 또한 가변 시스템을 구동하기 위한 액추에이터와 구동부에 대한 개 념 설계 및 시제품 제작을 수행하였다. 본 연구 에서 개발된 기법과 개념 설계 결과는 민수용 터보팬 엔진의 성능 모사, UAV용 엔진 및 선박 용 디젤 엔진의 터보 차져 설계등에 큰 도움이 될 것이라 예상된다.

후 기

본 논문은 국방과학연구소의 지원으로 수행된 연구결과의 일부임(ADD-11-01-05-13). 또한 본 연구는 2015년도 산업통상자원부의 재원으로 한 국에너지기술평가원(KETEP)의 에너지인력양성사 업으로 지원받아 수행한 인력양성 성과입니다 (No. 20144030200570).

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