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.

 

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[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.
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[엔진] 터보팬엔진 vs. 터보제트엔진

2012 포스팅 자료실 2012.01.01 15:40
**터보팬엔진이 터보제트엔진을 대체하는 이유**

책을 읽다 흥미로운 내용이 있어서 끄적여 봅니다. ㅎ


 잘 알다싶이 터보팬엔진은 터보제트엔진에 커다란 팬을 장착한 것이다. 대부분의 여객기 등에서 사용되고 있는데, 이유는 연비가 좋고 소음이 적기 때문일 것이다. 그렇다면 터보팬 엔진이 터보제트엔진에 비해 어떻게 연비가 더 좋은지 알아보자.

터보팬엔진의 장점 !
a) 팬의 배기에 의해 낭비되는 운동에너지의 양이 더 적어 추진효율을 좋게 한다.

b) 터보제트에 비해 터보팬엔진은 대기에 그냥 낭비되는 운동에너지의 양이 적다.

예를 들어, 한 터빈엔진 비행기에서 배기가스로 10 (단위질량 : 322 lb 파운드를 중력계수 9.8 로 나눈 값) 을 방출하고 있다. 그리고 배기가스의 속도는 1,000 ft / sec (300m/s) 이다.

-- 운동에너지 : K.E  =  ½ mV²  =  ½ × 10  ×  1000 ²  =  50,000 ft.lbs ( ft.lbs 는 힘*거리 로서 Fs와 같습니다.)
즉, 엔진에서 50,000 이라는 수치의 힘이 소요된 것입니다.


다음은, 위와 동일한 비행기에서 배기가스 속도만 두 배가 되었다고 하면,

--운동에너지 : K.E  =  ½ × 10  ×  2000 ²  =  20,000 ft.lbs

속도는 일정하고 배기가스의 단위질량이 두 배가 되었다고 하면,

--운동에너지 : K.E  =  ½ × 20  ×  1000 ²  =  10,000 ft.lbs

결론 적으로 최소의 연료로 최대추력을 얻으려면 되도록 많은 공기유량으로 가속은 적게시켜야 합니다. 고 바이패스 터보팬 엔진이 그러한 경우인데요, 바이패스 비가 높을 수록 배기가스의 질량이 높아지므로 그러하다고 합니다.  또, 이것은 저속영역의 비행기에 고속배기의 엔진은 비효율적이라는 것을 증명해준답니다.

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[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.
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제트엔진 발명기

2012 포스팅 자료실 2011.12.31 02:41
**프랭크 휘틀의 원심식 제트엔진 발명기**


한평생 비행기의 심장을 연구하셨던 영국의 프랭크 휘틀의 원심식 제트엔진 발명기 입니다.
비록 독일의 축류식 제트엔진에 이기진 못했지만 비행기 역사에 한 획을 그으신 분입니다.

프랭크 휘틀은 영국 왕립 공군 사관학교 생도 시절 가스터빈 엔진을 항공기 추진에 사용할 것을 주장하는 논문을 썼다. 그는 지상 설치형 터빈 엔진의 산업적 이용이 진전되고 있는 것을 알고 엔진의 무게를 충분히 가볍게 할 수 있다면, 비행시 유입공기의 램 효과로 인해 효과적인 항공기 동력 장치가 될 만큼 충분한 동력을 제공할 것이라고 생각했다. 1930년대에 그는 그의 원 논문의 아이디어에 기초하여 최초의 터보 제트 항공기 엔진의 특허를 받았다. 그의 엔진은 터빈 바퀴로 구동하는 Moss 박사의 것과 유사한 압축기 임펠러를 사용하였다.

30년대 초기에 휘틀은 왕립 공군에서 정규 장교로 봉직하면서 왕복엔진 항공기의 설계기술자와 시험조종사를 맡았다. 왕복엔진은 그 당시 급속도로 발전하는 단계였고 휘틀은 "고도와 최고속도의 명백한 한계성" 이라고 언급한 것에 대해 만족하지 못했었다. 1930년과 1935년 사이에 휘틀은 모든 지원 수입이 고갈되어갔다. 그의 터보 제트 엔진 제작에 필요한 정부 또는 개별 지원을 충분히 얻어내지 못하였다. 투자상의 의견으로는 그의 엔진이 비행에는 적합하지만 사업으로서는 비실용적이라는 생각이 만연했었다. 그는 실망하여 그의 특허를 갱신조차 하지 않고 그의 아이디어를 제쳐 놓았다. 그러나 1936년에 유럽의 군사증강과 정치 불안으로 인해 그의 친구들은 개인회사를 설립하여 그에게 시제품 엔진 개발을 시작하도록 독려하였다. 이러한 제안으로 그는 전적으로 개인 자금을 지원받아 Power Jets, Ltd. 를 설립하기에 이르렀다.

Power Jets 사에 의해 개발된 엔진은 순수한 반작용 터보 제트였다. 즉, 엔진의 총추력은 추진 노즐에서 나오는 뜨거운 기체 유출에 대한 반작용으로 부터 나오는 것이었다. 그 엔진은 임펠러 형식 압축기, 다수의 캔 연소실 및 일단 터빈 휠로 되어 있다. 오늘날 가스터빈 엔진은 이 설계로부터 명칭을 따 냈으며, 이 엔진은 가스의 흐름이 압축기 임펠러에 부착되어 있는 터빈 휠을 구동시켜서 압축기 임펠러를 구동시킨다.


1937년에 휘틀의 시제품 엔진은 시험대에서 성공적으로 시운전을 한 최초의 항공용 가스터빈 엔진이었다. 이 엔진은 시험대에서 약 3,000축 마력을 출력하였다. (그 당시에 이와 유사한 엔진을 개발했던 독일인은 휘틀의 발전단계에 미치지 못했다.)

휘틀은 1953년에 그의 저서 '제트 개척자의 이야기'를 출판했는데 그가 극복하기에 가장 커다란 장애요인은 연소실과 터빈 부분에 필요한 고온에 견기는 고강도 금속을 구하는 것이었다. 휘틀은 3년이나 걸려 시험을 되풀이하여 비행을 완전하게 할 수 있는 연소실을 처음으로 제작하였다. 그것은 10개의 분리된 연소실이었다.

1941년 5월, Whittle W-1은 글로스터 항공사에서 새롭게 준비한 Model E 28/39에 장착하였다. 그 항공기는 순조롭게 설계속도 180m/s로 최초의 시험비행을 했다. 이와 유사한 설계이지만 추력이 좀더 나아진 W-2 엔진 개발이 즉시 착수되었다. 이 엔진은 1943년에 Meteor 라고 불리우는 쌍발 항공기에 동력장치로 사용되었다. 나중에 Meteor 항공기는 제2차 세계대전의 유일한 제트 대 제트 대결인 독일의 V1 펄스제트 부즈 폭탄과 성공적으로 교전하였다. 휘틀은 그의 엔진 생산에 종사하면서도 여러 가지 다른 엔진 형식에 대한 실험 연구를 하였다. 1936년에 그는 최초로 터보 팬 엔진의 특허를 냈고 가스터빈을 사용하여 프로펠러를 구동하는 제안을 발표했으며 축류 압축기가 있는 기본적인 초음속 비행엔진을 개발하였다.

1945년에 휘틀은 가스터빈 엔진의 잠재력에 대한 그의 심오한 이해를 나중에 보여주리라고 기록하고 있다. 거기서 그는 다음과 같이 말하고 있다. "항공기의 가스터빈은 의심의 여지없이 정착될 것이다. 나는 수년 내에 그것이 경비행기를 제외한 모든 항공기에서 왕복엔진을 대체하게 되리라고 예상한다. 현재 사용하고 있는 것보다 훨씬 큰 고출력에서 보다는 저출력용의 설계가 더 어렵기 때문에 경항공기에 대해서는 유보하기로 한다. 그러나 가스터빈은 경항공기 분야에도 침투할 가능성은 있다."

"고속에서와 적정 거리에서는 터보 제트가 적합하지만 저속과 원거리에는 프로펠러를 구동하는 가스터빈이 사용될 것이다. 나는 개인적으로 적정 속도에서 덕트가 있는 팬을 구동하는 데 가스터빈을 사용하는 강력한 경우가 있다고 생각한다. 연료 소모면에서 보면 강력한 주장을 할 수는 없지만 터빈 프로펠러 결합(터보 프롭)과 비교해 볼 때 소음이 적고 진동이 없다는 면에서는 중요한 이점이 있다. 더욱이 민간 항공기에 있어서 눈에 보이는 회전을 제거하는 것은 심리적으로 상당한 요소가 될 수 있다."

"가스터빈 고유의 속도 가능성은 세계의 비행속도 기록에 따르면 270m/s 이상으로 명백하게 나와 있다. 그보다 훨씬 더 높은 속도도 가까운 장래에 분명히 달성될 것이다. 동력장치에는 속도 제한은 없다. 사실 속도가 높으면 높을수록 효율성과 출력은 더 커진다. 그러므로 더 높은 속도의 달성여부는 터빈 설계자 보다는 항공기 설계자에게 더욱 달려있다. 나는 항공역학적 발전으로 초음속 달성이 가능하게 되는데는 그리 오래 기다리지 않아도 되리라고 생각한다."

"원거리가 고속도와 조화되려면 높은 고도 비행이 필요하다. 그러므로 객식 여압 개발이 대단히 중요하다. 머지 않아 가스터빈, 항공기, 객실여압의 개발과 더불어 무선 및 레이더 항법 지원을 받아 약 12000m 고도에서 약 220m/s 속도로 장거리 운항하는 여객기를 보게 될 것이다."

"항공기 가스터빈의 발전은 설계자들의 관점에서 상당히 중요한 변화를 필요로 한다. 그래서 엔진과 항공기는 실상 서로 독자적으로

개발해 왔으나 가스터빈 동력 항공기는 이러한 절차로 이루어지지 않는다. 터빈의 성능은 항공기 내의 장착에 매우 의존적이며 장착은 항공기 항력특성에 대단히 영향을 미친다. 동력장치와 항공기 구조는 각각이 서로에 꼭 맞게 만들어져야 한다. 가스터빈에 필요한 개발시기가 짧기 때문에 이 절차는 따르기 쉬워야 하는데 엔진의 성질상 어떠한 성공적인 기본 설계라도 새로운 개발 고충문제를 도입하지 않고도 상하 조정이 가능하기 때문에 특히 더 그렇다. 정말로 이것은 대단히 중요한 특성이다."

"우리는 여전히 이 공학 분야의 초기에 있으며 우리 앞에는 무한한 가능성이 있다. 왕복엔진으로 가능한 변화는 압축, 연소 및 팽창행정이 같은 기관 즉 실린더에서 일어난다는 사실로도 한계가 있다. 우리는 축류 압축기, 원심식 압축기 또는 이들의 결합으로 압축행정을 수행할 수 있다. 연소실은 여러 형태 중에서 한 가지를 취할 수 있고 터빈에서는 많은 변화가 가능하다. 주 구성품 배열, 결합에도 다양한 방법이 있고 또 덕트가 있는 팬, 열교환기, 후기연소 및 다른 개발품을 사용해도 될 가능성이 있다."

"현재까지 항공기 가스터빈 개발에 두 노선이 명백해졌는데 원심식 압축기 이거나 축류식 압축기의 사용으로 특징지을 수 있다. 나는 자주 궁극적으로 어느 것이 우세하게 될지 질문을 받는다. 나의 견해는 둘다 각각의 분야라는 것과 둘이 결합되는 여러 형태가 있을 것이라는 것이다."

"대부분의 사람들은 터보 제트가 연료소모율이 높다고 한다. 터보 제트가 연료를 많이 사용하는 것은 사실이지만 그것은 많은 출력을 내기 때문이다. 사실 약 270m/s 속도에서 추력마력에 대한 연료소모는 같은 속도에서의 피스톤 엔진과 프로펠러 결합형에 대한 연료소모보다는 적다. 그러나 훨씬 낮은 속도에서 터보 제트는 연료소모 면에서는 정통적인 동력장치에 비해 불리하지만 가스터빈/프로펠러 결합형(터보 프롭)은 그렇지 않다. 가스터빈이 사용되는 어떤 형태이든지 간에 동력장치의 중량이 매우 낮다는 것은 중요한 보상요인이 된다. 복합엔진 즉 왕복엔진과 터빈의 결합형에서는 연료소모의 적음이 중량증가, 복잡성, 오랜 개발시간 및 장착의 어려움 등을 충분히 보상하는지 여부는 의문스럽다. "

휘틀은 그의 엔진 만큼 가스터빈 산업에서 개인적인 성공과 인정을 받지 못했다. 전쟁기간(1935~1945) 동안에 정부는 그의 특허권에 대해 더 많은 통제를 가해서 많은 제조업자들에게 나누어 주고 휘틀의 몫을 감소시켰다. 1948년에 공군준장으로 퇴역하기 전에 그는 더이상 가스터빈 엔진 분야에서 일하지 않았다. 그의 퇴역직후 정부의 몇몇 인사들은 그가 전쟁성과와 항공의 미래에 대한 기여도를 깨닫게 되었다. 그래서 그는 기사(Knight) 칭호를 받아 Frank Whittle sir (프랭크 휘틀 경)이 되었고, 수년에 걸쳐 프랭크 경은 사적인 산업고문으로 활발하게 활동해 왔으며 가스터빈 엔진 영역에서 고문이자 저자로 활약했다.


다음은 휘틀에 대한 동영상입니다.




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