가스터빈엔진 추력 산출식 (2)

2012 포스팅 자료실 2012.11.25 10:33

가스터빈엔진의 추력 산출식 (2)

 

 

 

 

(3) 노즐이 쵸크(choke) 되었을 때 추력

대부분의 가스터빈 엔진은 쵸크된 배기노즐 또는 제트노즐이라 불리는 장치가 설치되어 있다. 이륙에서 순항까지, 배기덕트의 압력은 가스속도가 음속에 도달하는 그런 힘으로 가스를 밀고 있다.

 

노즐출구(opening)에서 압력은 대기압력으로 돌아가는 것이 아니라 대기압력보다 높은 압력으로 머무른다. 배기노즐 출구를 지나는 이러한 압력은 F = P × A, 즉 힘은 압력과 면적의 곱이라는 원리에 의해 부가적인 추력을 발생시킨다.  

 

다시 베르누이의 원리로 돌아가서, 전압력은 정압과 유동에 의한 압력의 합이라는 것과, 가스가 가속된다면 정압은 줄어들 것이라는 사실을 상기하자. 만약 에너지가 가스를 가속시키기 위해 부가된다면, 그것은 음속까지만 올릴 수 있다. 그래서 테일파이프(tailpipe)에서 에너지는 두 가지 종류가 있다는 것을 설명할 수 있다. 유동에너지(뒤쪽으로 작용하는 속도에너지)와 내부압력으로 부터의 에너지(모든 방향으로 작용하는 압력에너지), 쵸킹(가스가 음속으로 흐르는)이 일어날 때, 압력은 전방면에 유동가스의 벽과 후방에 수축 배기노즐 출구 사이의 테일파이프에서 증가하기 시작한다. 압력이 출구에서 대기압력보다 커짐에 따라 앞 쪽으로 미는 힘이 발생된다.

 

 

유동이 쵸크되지 않았을 대, 압력에너지는 속도증가에 비례해 줄어들기 때문에 가스의 유동에너지만이 추력을 발생시킨다.

 

예제) 진추력 예제에서와 같은 항공기가 속도 550mph(807 fps), m.는 해면 고도값의 50%, 배기속도 1500 fps, 배기노즐압력 11.5 psi, 배기노즐면적 50 in", 대기압력 5.5 psi의 조건에서 비행할 때, 진 추력은 얼마인가 ?

 

Fn = m.(V.. - V.) / g + [Aj (Pj - Pam)]

 

여기서 Aj 는 배기노즐 면적, Pj 는 배기노즐에서의 절대 압력, Pam은 대기압력이다.

 

Fn = 30 (1300 - 807) / 32.2 + 50 (11.5 - 5.5) = 848 lbs.

 

 

(4) 추력 분포

엔진의 추력은 엔진 내의 전방 힘의 합에서 후방 힘의 합을 빼면 된다. 압축기, 연소기, 배기콘 출구에서 전방 힘을 발생시키고 터빈과 테일파이프 출구에서는 후방 힘을 발생시킨다.

 

어떤 특정부의 출구에서 그 부의 입구에 존재하는 힘보다 더 많은 힘을 낼 때, 전방으로 미는 힘이 생긴다. 또 입구부(실제로 출구보다 앞서는 부)에서, 출구에 존재하는 것보다 더 많은 힘을 낼 때, 후방으로 미는 힘이 생긴다.

 

압축기부는 전방 힘을 발생시키는데 이것은 압축기 배출구가 힘이 0인 압축기 입구보다 훨씬 더 많은 압력 힘을 가지기 때문이다. 그러면 이 전방힘 또는 추력은 압축기 배출부에서의 내부가스압력 증가로 인해 블레이드, 베인, 외부케이스 상에 작용한다.

 

수학적으로 이것을 표현하면

 

Fg = (A × P) + m. × V / g - I

 

여기서 A는 면적, P는 압력, m.은 공기중량유량, V는 속도, I 는 초기압력 힘, Fg는 (압축)부 총 추력(section gross thrust)

 

 

엔진 내에서 추력 분포를 이해하는데 도움이 되는 가설 예제들

 

a) 압축기 출구

여기서는 3,673 lbs의 진전방추력(net forward thrust)을 발생한다. 왜냐하면 압축기 출구에서 3,673 lbs 의 추력을 내고 압축기 입구에서는 추력이 0이기 때문이다.

 

면적 : 60, 압력 : 55 psig, 공기중량유량 : 30, 속도 : 400, g : 32.2, 초기압력은 0 일 경우 위와 같은 추력이 만들어진다.

 

즉, 추력은 질량과 가속도의 곱에 면적과 압력의 곱을 더한 것이라 할 수 있다. Fg = (m × a) + (A × P)

여기서 식의 사용이 가능한 이유는 제트노즐이 쵸크되었을 때와 마찬가지로 압력인자가 엔진 내에서 대기압력보다 높기 때문이다.

 

 

b) 연소기 출구

연소기 입구에서의 힘은 압축기 출구에서의 힘과 같다.

 

면적 : 157, 압력 : 53 psig, 공기중량유량 : 30, 속도 : 1,055, g : 32.2, 초기압력 : 3,673 lbs

 

Fg = (157 × 53) + (30 × 1055) / 32.2 - 3673 = 5,630.92 lbs (전방추력)

 

연소기의 진 전방추력은 연소기 출구에서 9,304 lbs 의 추력을 내고 연소기 입구에서는 3,673 lbs 의 추력을 냈으므로, 5,631 lbs 이다.

 

 

c) 터빈 출구

터빈 입구에서의 힘은 연소기 출구에서의 힘과 같다.

 

면적 : 170, 압력 : 11 psig, 공기중량유량 : 30, 속도 : 605.7, g : 32.2, 초기압력 : 9,304

 

Fg = (170 × 11) + (30 × 605.7) / 32.2 - 9304 = - 6,869.68 lbs. (후방추력)

 

터빈의 진 후방추력은 터빈출구에서 2,434.3 lbs 의 추력을 내고, 연소기 출구에서 9,304 lbs의 추력을 냈으므로, 6,869.7 lbs의 후방추력이 생긴다. 이것은 가스흐름의 방향이 축류에서 터빈 블레이드의 회전방향으로 변화한 결과이다. 정상적으로 우리는 큰 속도의 증가로 인해 압력이 떨어진다고(55 -> 11) 생각한다. 그러나 가스가 한 각도에서 가속될 때, 축류방향으로 속도를 바꾸기 위한 압력하강의 효과는 잃어버린다. 즉, 상당한 압력하강이 실제로는 1,055 fps 에서 605.7 fps 로의 속도 감소로 인한 결과이다.

 

 

d) 배기콘 출구

배기콘 입구에서의 힘은 터빈출구에서와 같다. (2,434.3)

 

면적 : 202, 압력 : 12 psig, 공기중량유량 : 30, 속도 : 593.4, g : 32.2, 초기압력 : 2,434.3

 

Fg = (202 × 12) + (30 × 593.4) / 32.2 - 2434.3 = 542.5 lbs. (전방추력)

 

여기서 진 전방추력은 542.5 lbs 이다. 왜냐하면 배기콘 출구는 안쪽면(tailpipe)과 결합되어 확산덕트를 형성하여 2,976.8 lbs 의 추력을 발생하고, 배기콘 입구 면적 (터빈 출구와 같은)은 2,434.3 lbs 의 추력을 내기 때문이다.

 

 

e) 테일파이프 (쵸크된 상태의 제트노즐을 가진)

 

면적 : 105, 압력 : 5 psig, 공기중량유량 : 30, 속도 : 1,900, g : 32.2, 초기압력 : 2,976.8,

 

Fg = (105 × 5) + (30 × 1900) / 32.2 - 2976.8 = - 681.6 lbs. (후방추력)

 

테일파이트에서의 후방추력은 테일파이프가 압력의 댓가로 속도를 발생시켜서 테일파이트 출구 추력이 2,295.2 가 되지만 배기콘 출구의 추력이 2,976.8 이므로 681.6 의 후방 추력이 발생한다.

 

 

 

즉. 전체 후방추력은 6869.68 + 681.6 = 7,551.28 , 전체 전방추력은 3,673 + 5,631 + 542.5 = 9,846.5 . 따라서 총 추력은 9,846.5 - 7,551.3 = 2,295.2 lbs 가 된다.

 

추력분포 식과 쵸크된 노즐의 추력 식을 비교할 때, 문제의 엔진이 공기중량유량 30 lbs/sec, 나중속도 1,900 ft / sec, 처음속도 0, 제트 노즐에서의 압력이 대기압력보다 높은 5 psig, 제트노즐 면적이 105 in" 일 경우 추력은 ?

 

Fg = m.(V.. - V.) / g + Aj (Pj - Pam) = (30 × 1900) / 32.2 + (105 × 5) = 2,295.2 lbs

 

 

 

 

저작자 표시 비영리 변경 금지
신고
크리에이티브 커먼즈 라이선스
Creative Commons License

가스터빈엔진 추력 산출식 (1)

2012 포스팅 자료실 2012.11.24 14:33

가스터빈엔진의 추력 산출식 (1)

 

 

 

 

 

뉴톤의 법칙과 가스터빈

 

터보제트엔진의 작동원리 중 하나는 뉴톤의 제1운동법칙에 기초하고 있다. "정지해 있는 물체는 계속 정지해 있으려 하고, 운동하고 있는 물체는 계속 운동하려고 한다." (관성의 법칙) 이 법칙은 질량을 가속시키기 위해서는 어떤 힘이 필요하다는 것을 말해준다. 그러므로, 어떤 엔진이 공기의 질량을 가속시키려면 항공기에 힘을 가해야 한다. 이런 면에서, 프로펠러와 터보제트는 밀접한 관련이 있다. 프로펠러는 많은 양의 공기로 비교적 작은 가속도에 의해 추력을 발생시킨다. 터보제트와 터보팬은 보다 적은 양의 공기로 보다 큰 가속에 의해 추력을 발생시킨다.

 

(1) Newton의 제 2법칙

뉴톤의 제 2법칙(가속도의 법칙)은 힘이 질량과 가속도의 곱에 비례한다는 것이다.

 

F = m × A

 

질량의 단위는 수학적으로 사용하기 어려우므로, 물체가 지구 중력장에 있을 때 질량과 무게는 유사한 양이라고 생각한다. 1파운드 짜리 물체가 중력의 영향아래 1파운드의 힘을 받고 있다면,

 

F = m × A = m × g

1 lb = m × 32.2 ft / sec"

m = 1 / 32.2

 

지구의 중력은 다른 모든 질량들을 지구를 향해 잡아 당긴다. 이 사실은 엔진을 통과하는 공기에도 해당된다. 이것이 추력식의 공기중량유량이 g에 의해 나눠지는 이유이다. 다시 말해서, W를 g로 나눌 때, 식 F = m × A에서 사용할 수 있는 "질량단위"를 얻는다. (W는 weight 무게를 g는 중력가속도를 의미)

공기의 중량을 사용하고 그것을 중력 가속도로 나눔으로써 우리는 다음 식을 얻을 수 있다.

 

F = W/g × A

 

 

 

 

 

(2) 프로펠러와 배기추력의 비교

F = m × A 식을 사용함으로써 프로펠러와 배기추력의 비교를 할 수 있다. 여기서 프로펠러의 추력을 설명하는데 베르누이의 원리보다 뉴톤의 제 2법칙을 사용할 것이다.

 

무게 : 976 lbs.

나중속도 : 200 ft / sec.

처음속도 : 0 (지상작동) 일때의 프로펠러 추력

 

F = 976 / 32.2 × 200 = 6,062 lbs.

무게 : 122 lbs.

나중속도 : 1,600 ft / sec.

처음속도 : 0 (지상작동) 일때의 배기추력

 

F = 122 / 32.2 × 1,600 = 6,062 lbs.

 

결론 : 추진기관이 다르면 공기유량과 유속은 서로 다르다. 엔진이 피스톤 프로펠러, 터보프로펠러, 터보제트 또는 터보팬 어떤 형태든지 다른(m)과 (A) 값을 갖고도 같은 추력을 낼 수 있다.

 

 

추력과 축마력 계산

 

(1) 총 추력

총 추력(gross thrust, F.g)은 비행기가 정지해 있을 때 계산된다. 엔진 내에서 가스의 가속은, 엔진으로 들어가는 1단위의 공기와 배기노즐로 나오는 1단위의 공기 사이에 속도의 차이이다. 엔진을 통과하는 1초당 공기유량의 중량을 m. 이라 하면, 다음과 같이 계산할 수 있다.

 

F.g = m.(V.. - V.) / g

 

V.. : 1단위 공기의 나중 속도

V. : 1단위 공기의 처음 속도 (항공기 속도)

m. : (Ms) 공기유량의 중량

F.g : (Fg) 총 추력

g : 중력가속도 32.2

 

1초당 파운드로 공기유량의 중량을 나타내려면 다음과 같다.

만약 : 입구부피 = π r" (h) (파이 × 반지름의 제곱, 즉 면적)

그리고 : 1 cu. ft. = 0.07647 lbs, 59 ℉ 일 때

그리고 : 공기중량유량(m.) = 입구부피 × 0.07647

그러면 : 공기중량유량(m.) = π r"(h) × 0.07647

여기서 π 는 3.1416, h는 1초당 유속

 

예제) 항공기 입구의 유효개방 면적이 4 ft" 이고 유속이 400 ft / sec 이다. lbs/sec 로 공기중량유량은 얼마인가 ?

m. = 4 × 400 × 0.07647 = 122.352 lbs/sec  or 4 × 400 / 13.0775 (1cu.ft 의 역) = 122.35

 

 

예제) 쌍발 터보팬 엔진을 장착한 사업용 제트기가 정지해 있다가 이륙 준비를 하고 있다. 이륙시 각 엔진의 유효흐름 면적은 1.584 ft" 이고 이륙시 입구 내의 유속은 496 ft/sec 이며 배기속도는 1,300 ft / sec 이다. 각 엔진에 의해 발생되는 총 추력은 얼마인가 ?

m. = 1.584 × 496 × 0.07647 = 60

F.g = 60 × 1300 / 32.2 = 2,422.36 lbs

 

 

입구 내의 공기속도는 V.이 아니라, 항공기 속도가 V. 이라는 것에 주의해야 한다. 입구 내에서의 공기속도는 실제로 부피 =  π r" (h) 의 h(초당 유속)이다. 이 식에서  π r" 은 입구의 유효흐름 면적을 나타내며 h는 입구에서의 유속을 나타낸다.

 

 

(2) 진 추력

항공기가 비행중일 때 어떤 단위의 공기중량유량이 엔진 입구에서 초기 모멘텀을 갖는다고 생각하자. 엔진을 지나는 유속변화는 엔진이 정지해 있을 때에 비해 훨씬 줄어들 것이다. 항공기 속도 효과는 램(ram) 항력 또는 입구 모멘텀 항력이라고 한다.

 

Fn (진 추력) = Fg (총 추력) - Fd (램 항력)

 

예제) 총 추력 예제에서와 같은 사업용 제트기가 이번엔 해면 근처에서 400mph(587 fps)로 날고 있다. 만약 잠시동안 공기중량유량의 변화와 배기속도의 변화가 무시할 정도라고 생각하다면 진 추력은 얼마인가 ?

 

만약 : Fg = m.(V..) / g  

그리고 : Fd = m.(V.) / g

그러면 : Fn = 60(1300) / 32.2  - 60(587) / 32.2  = 60(1300 - 587) / 32.2 = 1328.57

 

다시말하면 진 추력은 진짜 추력으로 총 추력이 나중속도(배기속도) - 지상 정지속도라면 진 추력은 배기속도 - 비행속도로 구한다는 것을 알 수 있다.

 

 

 

저작자 표시 비영리 변경 금지
신고
크리에이티브 커먼즈 라이선스
Creative Commons License

가스터빈엔진 기초 물리학

2012 포스팅 자료실 2012.11.24 10:40

가스터빈엔진의 기초 물리학

 

 

 

 

1. 힘(Force)

힘은 일을 할 수 있는 능력으로 정의된다. 또한, 힘은 작용방향으로 물체에 가속도를 발생시킨다. F=ma

 

F = P × A  

 

여기서 P는 Pressure 압력을 의미하고 A는 Area 면적을 의미한다.

 

예제) 배기노즐의 입구의 압력은 6psi 이고 면적은 300 in"이다. 작용하는 힘을 pound 단위로 계산하라.

F = 6 × 300 := 1,800 lbs

 

 

2. 일(Work)

기계적 일은 물체에 작용하는 힘이 어떤 거리를 움직이게 할 때 발생한다. 일은 힘의 세로성분과 가로방향 성분거리와의 곱으로 나타낸다. W=Fs

 

W = F × D

 

여기서 D는 distance 거리를 의미한다.

 

예제) 2500 lbs의 엔진을 9 feet 높이로 들어놀리는 기구는 foot - pounds 로 얼마의 일을 하는가 ?

W = 2500 × 9 = 22,500 ft.lbs

 

 

3. 동력(Power)

일의 정의에서는 시간이 언급되지 않았다. 동력은 시간당 일을 할 수 있는 능력이다. P=Fv or Fs/t

 

P = F × D / t

 

예제) 2,500 lbs의 엔진이 2분동안 9 feet의 높이로 끌어 올리는데 필요한 동력은 ?

P = 2500 × 9 / 2 = 11,250 ft.lbs/min.

 

 

4. 마력(Horse power)

마력은 보편적이고 전력의 측정에 유용하다. 오래전 강한 말이 유용한 일을 할 수 있는 능력에 1.5를 곱한 것이 1분에 33,000 pounds의 무게를 들어 올리는 것으로 영국 단위 체계의 표준으로 결정하였다. 만일 동력이 foot pound / minute 으로 표시된다면 그것을 33,000 으로 나누면 마력으로 환산이 된다.

 

hp = P/33,000

 

예제) 위에서 언급된 엔진을 끌어올리는 데 필요한 마력은 얼마인가 ?

hp = 11,250 / 33,000 = 0.3409 혹은 1/3 hp

 

 

5. 속도(Velocity)

속도는 속력과 같은 단위로 표현된다. 그러나 속도는 방향이 포함된다.

 

V = D / t

 

예제) 가스터빈엔진의 테일파이트(tailpipe)에서 가스가 0.003 초에 5 feet 의 거리를 흐른다. 속도는 feet / second로 얼마인가 ?

V = 5 / 0.003 = 1,667 fps

 

 

6. 가속도(Acceleration)

물리학에서 가속도는 시간에 대한 속도의 변화로 정의된다. 움직이는 거리는 무시하고 단지 시간에 대하여 속도의 증감만을 염두에 두자.

 

a = V.. - V. / t  가속도는 나중속도 - 처음속도 분에 시간

 

예제 1) 지구표면 근처의 진공상태에서 자유낙하하는 물체의 가속도를 계산하라.

끌어당기는 힘을 중력이라고 하며 1초 후의 속도는 32.2 feet/sec 가 된다는 것을 주지하라.

A = 32.2 - 0 / 1 = 32.2 ft / sec"

 

예제 2) 2, 3, 4 초 후에서의 가속도의 결과는 ?

2초후 나중속도는 64.4, 3초 후는 96.6, 4초 후는 128.8 이므로 결과적으로 32.2 ft / sec"

 

 

저작자 표시 비영리 변경 금지
신고
크리에이티브 커먼즈 라이선스
Creative Commons License

가스터빈엔진의 출력 비교

2012 포스팅 자료실 2012.11.24 09:18

가스터빈엔진의 출력

(Rating the Power Output of a Gasturbine Engine)

 

 

 

가스터빈엔진은 가스 분사의 반력에 의해 추진력을 얻는다. 이 추진력은 파운드(lb) 단위로 표시되고 항공기의 경우 추진력은 1lb의 추력(thrust)의 형태로 나타낸다.

엔진의 추력은 제작사에서 결정하며 엔진제작사에서는 엔진의 추력을 특수한 시운전실(test cell)에서 정확하게 측정한다.

 

 

 

제트엔진이 파운드 단위의 추력으로 표시되고 일반적인 왕복엔진은 제동마력(brake horse power)의 형식으로 표시되기 때문에 이 두 엔진간의 직접적인 비교는 어렵다. 그러나 왕복엔진의 제동마력을 프로펠러에 의한 추력으로 전환할 수 있으므로 제트엔진의 추력과 왕복엔진의 프로펠러 추력에 의한 비교가 가능하다.

 

 

 

comparison takeoff thrust to cruise thrust. Engine thrust vs. aircraft speed and drag

 

위의 그림은 공기속도 증가에 따른 4가지 형식의 엔진들의 추력변화를 나타낸것이다(이 그림은 어떤 특정 엔진의 성능 비교가 아니라 경향을 설명하기 위한 것이라는  것을 알아두어야 한다).

 

점선 A의 왼편 영역에서는 왕복엔진이 다른 세 형시에 비해 뛰어나고, 터보프롭엔진은 터보팬에 비해 점선 C 왼쪽 속도 영역에서 우수하다. 터보팬엔진은 터보젯엔진보다 F 왼쪽 속도 영역에서 더 우수하다고 볼 수 있다.

 

항공기 항력곡선과 추력곡선이 만나는 점은 항공기의 최대속도를 나타내는 점이다. 위의 그림을 보면 터보팬엔진과 터보젯엔진이 가장 높은 속도를 얻을 수 있음을 알 수 있으며, 그 중 터보젯엔진이 속도가 높을 경우 항력대비 최대속도가 가장 크다.

 

 

* 대형과 소형 가스터빈엔진의 비교

대형엔진과 소형 가스터빈엔진의 추력을 비교해 보았을 때 대형엔진은 그 크기비보다 더 큰 출력을 갖는다. 그 이유는 엔진 추력은 엔진 직경의 제곱에 비례하기 때문이다. 예를 들어 48,000 lb의 엔진과 3,000 lb의 엔진은 그 추력비가 16:1이지만 엔진 직경은 4:1 크기비를 같는다.

 

* 터빈과 피스톤

크기와 형식이 서로 다른 동력장치를 서로 비교할 경우 때때로 그 비교변수로 연료 소모량을 비교한다. 그 이유는 대형 가스터빈 엔진의 경우 일반적으로 많은 양의 연료를 소비하는 반면 왕복엔진은 그렇지 않은 것으로 알려져 있다. 그러나 이것은 잘못 알려진 것이다. 그 보다는 일정연료소모당 유상하중(payload)의 ton/miles 비나 Passenger/miles 으로 연료소모량을 결정하는 것이 주어진 조건에서 어떤 동력장치가 더 효율적인가를 판단 할 수 있다.

만약 B747 기에 터보팬엔진이 아닌 피스톤엔진을 장착하여 비행을 할경우 기존보다 더욱더 많은 연료가 들뿐만 아니라 무게대비추력이 가스터빈엔진의 1/30 도 안되기 때문에 그 무게를 생각한다면 B747기의 수송량은 물론 항속거리도 짧아지게 된다. 즉 가스터빈엔진을 단지 연료소모로만 판단해서는 안된다는 것이다.

 

* 왕복엔진을 사용하는 경비행기

최근에는 항공기용 왕복엔진이 저성능 경량항공기에만 사용하고 있는데 이는 설게상의 한계때문이다. 경량항공기의 경우 프로펠러를 이용해야 하며 그 구조상 강한 추력을 견딜 수 없기 때문으로 볼 수 있다.

왕복엔진은 압축-연소-팽창-배기 과정이 한 실린더안에서 일어난다. 하지만 가스터빈엔진의 경우 각 과정이 각기 분리되어 있어서 다양한 설계가 가능하여 여러 가지 성능과 적용이 가능하다.

 

지금까지 만들어진 가장 큰 피스톤엔진인 28개의 실린더를 갖는 4,000 shp의 R-4369 엔진과 Boeing 747의 엔진인 JT9D를 비교하면 흥미있는 결과를 얻을 수 있다.

일반적으로 1shp는 2.5 lb의 추력으로 변환되므로 R-4360의 프로펠러 정추력(Propeller static thrust)은 약 10,000 lb 정도이다. 반면 JT9D의 경우 B747의 4기의 추력을 모두 합하면 230,000 lb로써 같은 추력을 내기위해서는 이 28개의 실린더가 23배 더 필요하다.

 

 

참고 : 가스터빈엔진(성안당)

 

BlueEdge 항공블로그

저작자 표시 비영리 변경 금지
신고
크리에이티브 커먼즈 라이선스
Creative Commons License

제트엔진의 역사

2012 포스팅 자료실 2012.11.03 13:51

가스터빈엔진의 역사

 

 

제트엔진에는 로켓제트, 램 제트, 펄스 제트, 가스터빈구동제트가 있다. 그중 가스터빈엔진은 터보제트, 터보팬제트, 터보프롭제트, 터보샤프트제트로 나뉜다.

 

제트엔진의 역사

 

1. 헤로의 에어리파일(Hero's Aeolipile, 기원전 100~200)

이집트의 수학자이자 철학자인 헤로는 최초로 작용.반작용 원리를 이용한 가스터빈엔진을 설계하였다.

 

 

2. 중국의 로켓(A.D. 1230)

중국은 목탄과 유황 초석을 이용하여 흑색분말을 만들어 로켓을 제작하였다.

 

3. 브랜카의 터빈 장치(Branca's Turbine Device, 1629)

이탈리아의 기술자인 브랜카는 증기로 구종 되는 충동 터빈(Steam-driven impulse turbine)을 제작하였는데, 이는 터보 과급기의 효시라 할 수 있다.

 

 

 

4. 뉴턴의 '말없는 마차' (horseless carriage, 1687)

"모든 작용력은 반작용력과 그 크기는 동일하며 방향은 반대이다." 라는 유명한 말을 남긴 운동 제 3법칙을 만든 뉴턴은 이를 이용해 증기 추진 터빈제트 마차를 만들었지만 그 효율은 알 수 없다. 이는 cravensade가 이어받았다.

 

 

 

 

5. 모스 터보 과급기(Moss turbo supercharger, 1900)

모스는 엔진의 배출가스를 이용해 임페러를 구동해 공기를 압축해 다시 엔진으로 보내는 방식의 터보 과급기를 고안하였다. 이는 1918년 GE사가 과급기를 생산하게 하였으며, 이것은 경량, 고온, 고강대 재료의 개발을 유발하였다.

 

 

6. 프랭크 휘틀의 가스터빈엔진(Sir Frank whittle, 1937)

- '비행시 유입공기의 램 효과(Ram effect)로 인해 효과적인 항공기 동력 장치가 될 만큼 충분한 동력을 제공할 것이다.'

- Power Jets, Ltd. 설립, 현재의 가스터빈엔진 용어는 휘틀로 부터 시작되었다.

- 1937년 'W-1X' 엔진을 성공적으로 시운전, 약 3,000shp 출력 (독일은 당시 이정도에 미치지 못함)

- 1953년 '제트 개척자의 이야기(Jet - The story of pioneer)' 출간, "연소실과 터빈 부분에 필요한 고온에 견디는 고강도 금속을 구하기가 어려웠다"

- 3년을 거처 비행을 완전하게 할 수 있는 연소실을 처음으로 제작. 10개의 분리된 연소실.

- 1941년 5월, Gloster사의 Model E28/39에 W-1 장착, 순조롭게 설계속도 400mph 비행.

- 1943년 추력이 개선된 W-2 엔진을 Meteor 쌍발기에 장착. 독일의 V1 펄스제트 부즈 폭탄(Pulse Jet buzz bomb)과 세계 최초로 제트항공기와의 교전에 성공

- 1936년 최초로 터보팬 엔진의 특허를 냄

- 축류 압축기가 있는 초음속 비행엔진 개발. 그러나 자금조달에 실패하여 연구지속 불가. 결국 영국 군 장교로 퇴임한 후 터빈엔진 저자로 활동함.

 

 

 

 

7. 한스 폰 오하인과 헤인겔사

- 1936년 정부 지원으로 폰 오하인은 헤인켈 사와 1939년 8월 역사상 최초의 순수 제트 추진 비행을 한 단발 엔진 He-178 항공기 동력 장치의 특허. 설계

- He-178 은 원심식 터보제트엔진을 장착하였으며, 1,100 파운드의 추력을 생산했다.

- 2차 세계대전 후 미 공군 과학자 및 교수조 재직

- 1942년 Junker 사에서 Me-262 생산, 약 2,000 파운드, 500mph 속력, 그러나 금속의 한계로 10~15시간 비행마다 분해, 검사, 교체 필요

 

 

 

 

8. America

- GE(General Electric)사는 최초로 미국시제 터보제트 GE-I-16 개발. (General A.H. "Hap" Arnold 에 의해 1941년 10월 1일, 1942년 4월 2일 GE 회사와 영국 공군간의 계약이 맺어짐. GE사는 터보 과급기용 고온 금속을 개발했고, GE의 자회사들이 영국에서 휘틀의 연구를 지원해 왔기 때문에 선정됨)

- 벨(Bell)사는 GE의 엔진에 맞는 항공기 제작 업체로 선정됨.

- 1942년 10월 켈리포니아 Muroc Field 에서 1,652 마력의 엔진 GE-I-16 2기를 장착한 Bell-XP-59A 비행. 'Airacomet' 이라 불리며 비행시간은 30분이었다. P-80의 훈련용 기체로 사용됨

 

 

 

9. Russia

영국은 소련과 친교관계를 맺고자 당시 제트엔진 기술이 없던 소련에게 롤스로이스사의 제트엔진을 선물로 주었는데 그것이 러시아 제트엔진 역사의 시초이다.

그 후 자세한 러시아의 제트엔진 개발은 모르지만(아직 공부하지 않았음) 2차세계대전 이후 엄청난 터빈엔진 기술의 발전으로 MiG-21 같은 역사상 최고의 제트기를 생산하는 등 뛰어난 기술력을 보여주었다. 하지만 아직 까지도 공산주의의 영향으로 인해 세계 3대 제트엔진 제작사(GE, 플랫엔휘트니, 롤스로이스)에 이름 올리지 못하고 있다.

 

 

 

저작자 표시 비영리 변경 금지
신고
크리에이티브 커먼즈 라이선스
Creative Commons License

'2012 포스팅 자료실' 카테고리의 다른 글

KAI, 군단급 UAV 우선협상자 선정  (0) 2012.11.04
FA-50 전투기 형식인증 취득  (0) 2012.11.04
캐드(CAD)란 ?  (0) 2012.11.04
제트엔진의 역사  (3) 2012.11.03
관성력과 원운동  (1) 2012.11.03
단일임무전투기와 다중임무전투기  (0) 2012.10.27
NACA 코드 읽는 법  (2) 2012.10.26
대형공격헬기사업, WTO 제소되나  (0) 2012.10.26

비행기 엔진의 원리와 구조

2012 포스팅 자료실 2012.07.28 19:13

터보제트엔진(가스터빈엔진)의 원리와 구조

 

흔히들 제트엔진이라 알고 있는 비행기 엔진은 사실 제트엔진에 속하는 '가스터빈엔진'입니다.

가스를 이용해 터빈(Turbine - turbo)을 구동하고 남은 가스를 배출시켜 추력을 얻는 장치입니다.

 

 

 

 

가스터빈엔진에는 크게 '터보팬엔진'과 '터보축엔진'이 있습니다.

 

터보팬엔진은 일반적인 비행기나 전투기 등에서 사용하는 엔진으로 엔진에서 만들어진 가스의 대부분을

'추력'을 얻는데 사용하는 엔진입니다.

 

이에 반해 터보축엔진은 헬리콥터나 프로펠러 비행기에서 주로 사용하는 엔진으로 가스에너지를 이용해

축(Shaft)을 회전시켜 헬리콥터의 로터나 비행기의 프로펠러를 구동시키는 엔진입니다.

(엄밀히 말해서 프로펠러용 제트엔진은 터보프롭엔진이라 합니다. 하지만 그 구조가 터보축엔진과 매우 비슷하죠)

 

 

 전투기를 소리의 속도보다 빠르게 날개하고,

400톤의 육중한 여객기를 시속 1000km/h의 속도로 날개끔 할 수 있는 이 터보제트엔진에 대해 자세하게 알아보도록 하겠습니다.

 

 

가스터빈엔진의 원리와 구조

 

엔진의 원리를 간략하게 이해하는데 도움이 되는 동영상입니다.

 

 

 

 

 

가스터빈엔진은 '흡입 - 압축 - 연소 - 배기'의 순으로 작동한다는 점에서

 자동차엔진인 피스톤(왕복)엔진과 그 원리가 같습니다.

 

 

 

 

 

흡입부분은 따로 다루도록하고 압축부분부터 알아보도록 하겠습니다.

 

 

헬리콥터등에서 사용하는 터보샤프트엔진은 그 크기가 작아 전기모터로 엔진의 로터를 회전시켜 점화를 합니다.

하지만 GE90 같은 초대형 터보팬엔진은 전기의 힘으로 돌아가지 않습니다.

그래서 대형 여객기들은 꼬리하단부에 APU라는 작은 엔진을 하나 가지고 있습니다.

이 엔진을 구동시켜 발생한 동력으로 주엔진의 로터를 회전시켜 점화를 하죠.

(자세한건 다음에..)

 

 

로터가 회전하면 공기가 빨려들어가기 시작합니다.

선풍기의 전원을 키면 공기가 선풍기의 날개를 지나오듯이 말이죠.

 

이것은 엔진내부에 있는 로터의 단면입니다.

 

 

맨 앞부분은 안내익(Inlet Guide Vane)이라 해서 움직이지 않으며, 공기가 엔진속으로 들어올때

바로 다음에 있는 로터(Rotor)에 알맞는 공기흐름을 제공하는 역할을 합니다.

 

안내익 다음엔 '로터(rotor)'와 '스테이터(stator)'가 있습니다.

이 두개를 합쳐 1단이라 부르는데, 엔진은 이 단이 적개는 8개 많개는 20개 정도 쭉 배열되어 있습니다.

엔진의 시동을 걸면 로터가 회전하면서 공기를 빨아들입니다. 선풍기 처럼요.

 

스테이터는 안내익과 비슷한 역할을 합니다.

앞의 로터에서 나온 공기흐름을 알맞게 한후 다음 로터에 제공하는 역할을 하죠.

 

이 과정을 거치면서 공기는 '압축'이 됩니다.

압축이 되는 과정은 비행기 날개에서 양력이 발생하는 원리와 같습니다.

베르누이 정리에 따르죠.

 

 

 

 

공기와 같은 유체는 2가지의 압력에너지를 가지고 있습니다.

4방으로 작용하는 정압(압력에너지)과 흐르는 방향으로 작용하는 압력 동압(속도에너지) 이 두가지를 합해 전체 압력, 전압이라 부릅니다.

 

베르누이는 실험을 통해 이 두 에너지의 합, 전압은 항상 일정하다는 것을 알아냈습니다.

다시 말해 정압이 커지면 동압은 작아지고,

동압이 커지면 정압은 작아지게 되는거죠.

 

위 그림의 왼쪽은 수축형관으로써 압력(정압)은 작아지고 속도(동압)는 빨라지게 되는 형상입니다.

반대로 오른쪽은 팽창형관으로써 압력(정압)은 커지고 속도(동압)는 작아지게 되는 형상입니다.

 

조금 복잡하죠.. ;;

 

압축기의 로터와 스테이터는 이 팽창과정을 수행합니다.

공기를 최대한 압축시키면서 속도는 감소시키죠. 이렇게 하면 연소 효율을 높이고 엔진 수명을 증가시킬 수 있습니다.

 

그림을 보면,

 

 

 

입구는 좁고 출구는 넓은 팽창형을 하고 있기 때문에 공기가 압축이 되는 것입니다.

 

 

 

그럼 이제 연소부에 대해 알아보도록 하겠습니다.

 

 

연소실에서 가장 중요한 점은 '완전연소'입니다.

완전연소란 공기와 탄소와의 비율이 이론에 맞아 99~100%의 효율을 내는것을 말합니다.

만약 불완전연소하게 되면 연료효율이 낮아질 뿐더러 시커먼 매연을 방출하게 되죠.

 

 

 

압축기의 마지막 단에서 연소부로 들어오는 공기유량은 보통 100 : 1의 비율입니다.

하지만 연료의 연소에 필요한 이론 혼합비는 15 : 1의 비율이기 때문에 이 공기유량을 나눠줄 필요가 있습니다.

또한 연소된 가스의 온도는 무려 2500도 정도인데 이 뜨거운 가스가 내부의 철에 닿지 않도록 공기막을 쳐주는 것도 잊지 말아야합니다.

 

연소기는 1차와 2차 공기통로로 나누어져 있습니다.

 

약 30%의 1차 공기는 연소를 위해 연료노즐을 지나도록 되어있습니다.

여기서 1차 공기흐름의 약 반정도인 즉 전체의 15%정도의 공기는 스월베인(swirl vane)을 통과합니다.

 

<스월 베인>

 

공기를 스월 베인에 통과시키는 이유는 직선으로 달리는 공기를

회전시켜 속도를 늦추고 공기의 표면적을 넓혀 연소를 돕기위함입니다.

 

 나머지 1차 공기는 연소라이너(combustion liner)의 처음 1/3 부분에 있는 작은 구멍을 통과해

역방향으로 흐르도록 되어있습니다.

그렇게 되면 스월베인을 통과해 연소된 공기의 불꽃을 강하게 눌러주어

직선으로 강하게 뻗는 형태의 불꽃을 만들어주죠.

 

 

 

 

 

 

 

 

나머지 70% 공기중 약 절반정도의 2차 공기흐름은 불꽃을 중앙으로 모으고 라이너의 안쪽과 바깥쪽에 차가운 공기층을 형성시켜

불꽃이 금속표면에 직접 닿지 못하도록 되어있습니다.

 

나머지 절반의 2차 공기흐름은 라이너의 뒷부분으로 들어가 뜨거운 혼합기와 섞여 터빈 부품의 수명을 연장시킬 수 있게

온도를 낮추는 역할을 합니다.

 

 

이제 연소는 끝이 났고 엔진은 어마어마한 에너지를 갖게 되었습니다.

 

이제 터빈부를 알아보도록 하겠습니다.

 

 

 

터빈은 고온 고압의 가스로 부터 에너지를 얻어 압축기의 로터를 회전시키는 역할을 합니다.

 

 

압축기에선 공기를 압축시키는게 목적이었다면

터빈부에선 압축된 공기를 고속의 공기흐름으로 바꿔주는게 주목적입니다.

(아, 터보축엔진은 이 터빈부에서 모든 가스에너지를 흡수해 버립니다)

 

터빈은 압축기와 달리 스테이터가 앞에 있고 로터가 뒤에 있는 형태입니다.

압축기와 반대로 스테이터와 로터는 수축형을 하고 있어 공기의 속도를 빠르게 만듭니다.

 

 

터빈 깃의 모습입니다.

이 터빈깃은 밑부분은 U자 형이고, 끝부분은 에어포일형상입니다.

이렇게 되어 있는 이유는 이 깃이 회전한다고 했을때 밑부분보다는 윗부분이 더 회전반경이 크죠?

그렇담 윗부분이 아랫부분 보다 더 속도가 빠르다는 것을 의미합니다.

 

그렇기 때문에 아랫부분과 윗부분의 받음각(에어포일 각도)이 같다면 윗쪽에서 더 많은 양력이 발생되어 불안정한 상태가 될것입니다.

그래서 저런 형상을 하고 있는 겁니다. (이건 헬리콥터의 날개에서도 적용되는 건데.. 크게 생각하실 필욘 없습니다..)

 

이 밑부분을 임펄스(Impulse), 윗부분을 리엑션(Reaction) 부분이라 합니다.

 

 

 

위의 그림을 보시면 이 터빈을 지난 가스흐름은 수축형베인을 지나 압력이 급격하게 낮아지고 속도가 빨라지게 되는 것을 볼 수 있습니다.

 

 

이 터빈은 고온 고압을 견뎌야 하기 때문에 로터와 달리 특수하게 제작되어집니다.

 

 

 

니켈합금 같은 고온에 잘 버티는 소재를 사용해 제작하고, 내부에 차가운 공기를 주입시켜 외부로 방출해

공기막을 형성하도록 되어있습니다.

 

 

고압의 가스는 터빈을 구동시키고, 이 터빈은 압축기의 로터와 연결되어 로터를 회전시키며,

터빈을 지난 고속의 공기는 배기노즐을 지나 더욱 빠른 속도로 대기중으로 발출됩니다.

 

그럼 배기노즐에 대해 보겠습니다.

 

배기노즐은 간단합니다. 수축형을 하고 있어 남은 가스의 압력을 대기압과 비슷한 정도로 낮추고

속도는 더욱 빠르게 합니다.

 

 

 

이제 초음속 전투기의 경우 여기에 연료노즐을 추가해 에프터버너를 추가할 수 있습니다.

에프터버너란 전투기가 짧은 시간동안 매우 빠른 속도를 얻기 위한 장치인데요.

배기가스에는 연소에 들어가지 않은 남은 공기들이 많고 터보팬엔진의 경우 팬에서 발생한 바이패스기류가 배기노즐에서

배기가스와 섞이기 때문에 사실상 엔진에서 나오는 뜨거운 배기가스는 대부분이 공기라 할 수 있습니다.

 

그렇기 때문에 여기에 연료를 추가로 뿌려주면 바로 연소가 되어 추가적인 추력을 얻을 수 있습니다.

하지만 연료소모가 매우 크고 엔진에 큰 무리를 준다는 단점이 있습니다.

 

 

 

읽어주셔서 감사합니다.

잘못된점은 지적바랍니다.

 

- 블루엣지 항공블로그 -

저작자 표시 비영리 변경 금지
신고
크리에이티브 커먼즈 라이선스
Creative Commons License

[항공] 가스터빈엔진 구조 재료

2012 포스팅 자료실 2012.02.22 23:59
**가스터빈엔진(터보제트엔진) 구조 재료**

▲ General Electric 사 GE-90
가스터빈엔진(터보제트엔진)은 뭘로 만들까, 문득 생각이 나서 자료를 뒤적거리다 포스팅 해봅니다. 전문적인 글이 아니기 때문에 합금에 대한 내용(합금 재료 및 배율)은 배제하고, 명확한 사실에 근거한 기본적인 이야기만 다루었습니다. 
 


가스터빈엔진(gas turbine engine) 구조 재료(construction materials)
같은 엔진이라도 섹터마다 온도나 압력이 다른건 당연합니다. 그렇기에 섹터마다 다른 재료나 기술을 이용해야하죠.
크게 엔진 내부를 저온부와 고온부로 나누어 본다면,.

저온부(cold section)
흔히 비행기 동체(fuselage)에 알루미늄(초초 두랄루민)이 쓰이듯이, 엔진에도 알루미늄이 사용됩니다. 알루미늄을 마그네슘등과 합금하면 두랄루민이 되는데, 이것은 강철(steel) 보다 ⅓ 정도 가볍지만, 강도는 강철과 비슷한정도 이기 때문에 많이 사용되어지지만, 온도에 약하기 때문에 보통 엔진의 저온부인 압축기케이스, 흡입구케이스 등에 주로 사용됩니다.

티타늄(titanium)은 밀도가 낮고, 강도가 높으며 부식에 강해 터빈엔진에 많이 사용됩니다. 보통 팬케이스, 팬 블레이드, 압축기 블레이드, 압축기 디스크 등 고온이고 고강도이면서 경량인 재질이 요구되는 곳에 사용됩니다.
팬 블레이드의 경우 온도가 높지 않아 티타늄을 쓰기에 적재적소입니다. 보통 티타늄은 높은 온도(2000도 내외)에서 타버리기 때문에 내충격성과 마모성이 강화되어야 하는 부분에 쓰입니다.

티타늄은 터빈내부 고온부에서 쓰기에는 부적절한 면이 있습니다.
첫째로, FOD(Foreign object damage, 이물질에 의한 피해)에 강철보다 취약하다. 비록 티타늄은 강철과 강도면에서 비슷하고 무게가 절반밖에 안되지만 FOD로 블레이드에 마찰(rub)이 생길경우 타버릴 수 있기 때문에 조심해야 합니다.

▲ FOD에 의해 블레이드에 손상이간 예

둘째, 대부분의 다른 구조용 금속과는 달리 티타늄은 비교적 낮은 온도에서 녹아버리기 보다는 타버린다.
셋째, 열전도성(conductivity of heat)이 매우 낮아 열이 열원에서 쉽사리 다른 곳으로 전달되지 않고 티타늄의 점화온도(ignition temperature)에 도달해 타버린다.

물론 대부분의 엔진에서 티타늄을 팬 블레이드 부분에 많이 사용하고 있지만, 현대에 들어 여객기의 터보팬엔진의 크기가 커짐에 따라 어쩔 수 없이 무게에 대한 문제가 지적되고 있습니다. 아무리 강철보다 1/3 이 가볍다곤 해도 자체 무게는 크기 때문에 보잉 777 같은 여객기에서 사용하는 50톤 짜리 초대형 엔진에 사용하기에는 무리가 있습니다.

그래서, 티타늄 단조물만을 사용하지않고 허니콤(벌집모양) 구조에 마모가 일어나는 끝부분(edge)을 티타늄으로 씌운 형태가 GE-90 같은 초대형엔진에 사용됩니다.

▲ 허니콤 구조에 티타늄 커버를 씌운 블레이드

팬블레이드를 통과한 공기는 1차 압축기를 지나 2차 압축기로 들어갑니다. 이 압축기의 고압부(high pressure stage)에는 흔히 스테인레스 스틸(stainless steel)이라 불리우는 니켈-크롬 합금(nickel-chromium alloys)이나 니켈 계열 합금(nickel-base alloys)이 흔히 사용됩니다. 대표적으로 니켈-크롬강은 1000도를 기본으로 견기도 내연성이 강해 높은 압력과 온도를 견디기에 안성맞춤입니다.





고온부(hot section)
"제트엔진의 내부 온도는 태양 표면 온도의 절반에 달한다."
어느 책에서 본 구절입니다. 태양 표면 온도의 절반... 태양 표면 온도가 약 6000도이니까, 내부 온도는 3000도 정로라는 말이 되겠네요. 

고온부에 사용하기 위해서 많은 종류의 고강도, 저중량의 재료들이 개발되어 왔는데 이들을 흔히 초합금(super alloy)이라고들 합니다. 이들 합금은 내부적으로 냉각할 경우엔 2,600도, 냉각하지 않을 때에는 2,000도 까지의 고온에도 견딜 수 있습니다. 즉, 냉각을 유지하면서 연소를 해야한다는 소리가 되겠군요. 

초합금은 고온, 고 인장(tensile), 진동 응력 등이 있거나 산화에 대한 저항(oxidation resistance)이 필요한 곳에 사용됩니다. 또한 초합금을 이루기 위해서는 니켈, 크롬, 코발트, 티타늄, 텅스텐, 카본, 기타 여러 임계금속들이 복잡한 혼합을 이우러야 합니다. 
합금의 강도는 전적으로 혼합구성비율에 달려있기 때문에 이들의 혼합비율에 대한 연구가 계속되어야 합니다. 



열차단 코팅(thermal barrier coating)
열차단 코팅을 하는 이유는 여러가지가 있습니다. 일반적으로 터빈에서 만들어진 열에너지의 손실을 막고 부식이나 침식으로 부터 금속을 보호하기 위해서 입니다. 일반적으로 세라믹, 특히 파인세라믹스를 주로 사용하는데, 이것은 열전도성이 매우 낮고 높은 온도에서 잘 견디기 때문입니다. 코팅을 할때는 플라즈마 분사를 이용합니다. 코팅하고자 하는 물질에 고온을 가해 분사함으로써 코팅되는 금속표면에서 녹아 달라 붙도록 하는 것이죠.

생각해보면, 세라믹은 1500도 정도를 견딜 수 있고 강도도 좋은데, 왜 구조체로 사용되지 않는 것일까요 ?
그 이유는, 세라믹이 취성(깨지는 성질)이 크고 진동에 약하기 때문입니다. 비록 금속자체의 강도는 높지만, 진동에 대한 취성에 의해 강도가 낮아지기 때문에 사용이 제한된다고 합니다.



-"가스터빈엔진은 재료강도상의 문제로 인한 온도제약이 없다면 무제한의 힘을 낼 수 있다. 재료의 열에 대한 강도가 커질수록 또한 냉각공기는 줄어들게 되며 따라서 엔진의 크기는 줄어들 수 있고 추력중량비는 두드러지게 증가하게 된다. 그러나 오늘날의 재료 강도는 휘틀(최초의 터빈엔진 발명가) 때에 비해 그리 크게 향상되지 못하여 터빈엔진출력의 가장 큰 제한 조건으로 여전히 남아 있다."-

갱신 1회 - 동영상 추가.
blue edge 뉴 blog
항공에 관해 관심 나누실 분 트위터 구합니다. ~
저작자 표시 변경 금지
신고
크리에이티브 커먼즈 라이선스
Creative Commons License

[엔진] 가스터빈엔진의 장점

2012 포스팅 자료실 2011.12.31 08:16
**가스터빈엔진(터보제트엔진)과 왕복엔진(피스톤엔진)**


잘못된 생각 중 하나가, 가스터빈엔진이 왕복엔진보다 연료를 더 많이 소모한다고 생각하는 것인데요, 뭐 이말도 옛날 사람들이 하던 말이니 지금은 공감가진 않겠네요.. ;;

가스터빈엔진은 매우 많은 연료를 소모하지만, 더욱 많은 출력을 내기때문에 연비(연료효율)가 왕복엔진에 비해 월등히 높습니다. 하지만 저속에서는 얘기가 다르지만요,

다음은 왕복엔진에 비해 가스터빈엔진의 장점들입니다.



1. 엔진개발에 소요되는 시간이 현저히 줄어든다. 가스터빈엔진이 설계, 제작되어 실제운용에 소요되는 시간은 피스톤 엔진의 1/4에 불과하다.

2. 생산이 더 단순하고 빠르다. 가스터빈엔진의 구성 부품수는 피스톤엔진의 1/4에 불과하다.

3. 가스터빈엔진의 각 부품들은 각기 특정한 기능을 수행하므로 출력 요구조건에 맞게 그 성능이 입증된 기존 엔진의 크기를 바꾸는것이 가능하다.

4. 가스터빈 엔진의 경우 출력이 반복되지 않고 연속적으로 얻어질 수 있다. 이로 인해 작동압력이 낮아질 수 있으므로 전체 구조나 케이싱, 덕트 등이 가볍고 쉽게 조립이 가능하다.

5. 거의 대부분의 구성 부품이 회전 구성품이기 때문에 가스터빈엔진은 진동이 거의 없다. 따라서 항공기 기체의 무게를 절감할 수 있으며, 정확한 조종 및 조준이 가능하다.

6. 엔진 내에 왕복부가 없으므로 좀더 높은 운용 회전속도를 유지할 수 있다. 또한 이로 인해 전면 면적이 줄고 기체 중 엔진이 차지하는 공간이 줄어들어서 추력 - 무게비가 개선된다. 가스터빈제트엔진의 경우 그 무게가 피스톤 엔진에 비해 1/4 정도이고 부품이 밀집되어 있어 차지하는 공간이 작아져, 항공기 전체 구조의 무게를 크게 절감시킬 수 있다.

7. 가스터빈엔진은 해면고도에서 보다는 높은 고도에서 더욱 효과적이다. 따라서 고도에 따라 출력을 유지하기 위한 복잡한 과급기 계통이 필요하지 않다.

8. 피스톤엔진에 비해서 가스터빈 엔진은 더 빠른 속도에서 효과적으로 기능을 수행한다. 이는 배기속도와 공기 유량이 늘어날수록 램압력이 더 커지기 때문이다.
저작자 표시 변경 금지
신고
크리에이티브 커먼즈 라이선스
Creative Commons License

'2012 포스팅 자료실' 카테고리의 다른 글

[엔진] 터보팬엔진 vs. 터보제트엔진  (2) 2012.01.01
[단위] 길이 / 무게 / 속도  (0) 2012.01.01
[카페] 항공정비사 카페  (0) 2011.12.31
[엔진] 가스터빈엔진의 장점  (0) 2011.12.31
제트엔진 발명기  (1) 2011.12.31
고양이 vs 헬리콥터  (0) 2011.12.29
[Surion] 수리온 헬기  (0) 2011.12.29
[C-130] 로켓단 허큘러스  (0) 2011.12.26


티스토리 툴바