항공기 로켓 추진 연소 열역학

로켓 열역학

항공기 로켓 추진 연소 열역학

coding art 2022. 6. 7. 11:38

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참조: https://www.aircraftsystemstech.com/p/gas-turbine-engines-types-and.html

항공기 추진용 엔진에는 이차대전 시기에 개발된 팬이나 프로펠러가 없는 초창기형 터보엔진이 있으며 지금도 군용으로 사용되고 있다.

한편 대형 민간항공기에 많이 사용되는 터보팬 엔진에서는 흡입구에 위치한 팬이 사프트 동력으로 작동하여 다량의 공기를 효율적으로 흡입하게 된다. 아울러 팬 외곽 가장자리 부근에 보조 공기 흡입 덕트가 있어 흡입 공기의 일부를 bypass 시켜 흘려주어 엔진 후미에서 분출되는 뜨거운 제트의 흐름과 압력 강하에 영향을 줄 수 있는 entrainment 흐름을 제공하게 된다. 물론 bypaa 시킨 공기 흐름은 대기 온도와 동일하므로 뜨거운 배기가스와 믹싱을 통해 cooling effect 를 제공하게 된다.

터보팬 엔진은 민항기에서 흔히 사용될 뿐만 아니라 F-16, F-18을 포함하는 대부분의 초음속 전투기에서도 사용되지만 전투기에서 터보 팬 구조가 레이더에 쉽게 탐지되는 경향이 있으므로 공기 흡입구 안쪽 시각적으로 보기에 어려운 위치에 은닉시키는 것이다.

옆 사진은 F-16 공기 흡입구에 들어가 터버팬 엔진 블레이드를 eye inspection 하는 정비 과정이다.

연소된 가스를 분출하여 추진력을 얻어내는 터보팬 엔진과는 달리 터보프롭 엔진에서는 터빈에서 얻어낸 샤프트 동력을 적절한 감속비로 프로펠러를 회전시켜 항공기 추진력을 얻어 냄과 아울러 엔진의 공기흡입효율을 최대로 끌어 올린다. 엔진 효율면에서는 터보팬보다 훨씬 높은 효율을 보여준다. 아울러 배기부도 자동차에서 처럼 직경이 작은 머플러를 사용한다.

반면에 헬리콥터와 같은 회전익기에 사용되는 터보사프트 엔진에서는 가스터빈 사프트와 파워터빈 동력용 샤프트가 분리되어 있어 마치자동차의 자동변속기 유체 커플링 처럼 연속적인 샤프트 동력을 생성한다.

샤프트 동력은 베벨기어와 링기어를 포함하고 있는

기어박스에서 회전 방향과 토크 변환에 의해 로터를 구동하게 된다.

학습문제) 헬리콥터와 같은 회전익기에서 사용하기 적합한 엔진의 종류는 무엇인가?

학습문제) V22 OSPREY 와 같은 특수 군용기에서 사용하기 적합한 엔진은 무엇인가?

학습문제) 보잉 747과 같은 대형 민간 수송용 항공기에 적합한 엔진은 무엇인가?

참조: Jet Engine Design: Afterburning

https://aerospaceengineeringblog.com/jet-engine-design-afterburning/#:~:text=Afterburning%2C%20sometimes%20also%20called%20reheat%2C%20is%20a%20means,in%20a%20military%20setting%2C%20for%20improved%20combat%20performance.

터보팬 엔진 항공기의 애프터버너는 터보팬 엔진 후방에 디퓨져를 설치하여 아직도 산소 농도가 농후한 뜨거운 배기가스의 분출 속도와 압력을 조절한 상태에서 추가로 연료를 공급하여 점화 연소 시켜 즉 재가열이 이루어지므로 배기가스의 온도와 압략이 더욱 높아진 상태에서 배기가스를 분출하게되므로 터보팬 엔진의 추력이 급증하게 된다. 터보팬 엔진 연소실 내부에서의 최고 온도는 대략 700°C에 달하며 애프터 버닝 후에는 대략 1500°C에 달한다. 아울러 bypass 시킨 공기 흐름은 최종적으로 애프터버닝 된 배기가스와 합류하여 냉각 작용을 하게 된다.

기존 터보팬 엔진의 연료 소모량의 2배 정도를 소모하는 애프터버너를 사용할 경우 추력면에서 40~70% 증가하게 되어 그림에서 처럼 짧은 시간 안에 높은 고도까지 상승이 가능해진다.

애프터버너에서는 엔진 효율보다는 엔진 출력 P 대비 흡입공기의 운동 에너지 변화율로 정의 되는 추진 효율이 더욱 중요한 역할을 하게 된다.

일정한 배기 배출속도 조건하에서 흡입공기속도가 커지면 추진 효율이 커진다.

반면에 일정한 흡입공기속도 조건하에서는 배기 배출속도가 커질수록 오히려 추진효율은 감소하게 된다.

학습문제) 항공기 애프터버너가 장착된 터보팬 엔진의 특성과 관련된 특징을 4가지 제시하여라.

1. 연료 소모량이 증가와 아울러 추력이 증가한다.

2. 항공기 이륙 거리가 짧아진다.

3. 흡입공기 속도가 클수록 추진효율이 좋아진다.

4. 배기가스 배출속도가 커질수록 추진효율이 떨어진다.

가스 터빈 P-V 열역학 사이클

피스톤 행정에 의한 오토사이클에서는 흡입된 공기는 압축된 후 일정한 체적 조건하에서 순간적으로 점화되어 정적 연소된 후 팽창 배기행정이 이루어진다.

한편 Brayton cycle 로 알려진 가스 터빈에서는 흡입된 공기를 압축하여(1-2) 근사적으로 일정한 압력 조건하에서(2-3) 연소가 일어나 발열 반응에 의해 연소가스가 급팽창하였다가(3-4) 일정 부피만큼 배기가 이루어지게 된다.

로켓 엔진의 열역학적 효율 β 계산법

효율β 의 정의는 연소실로부터 빠져 나가는 고온 상태의 열 Qh와 들어오는 저온 상태의 열 Ql의 함수로 주어진다.

학습문제) 가스터빈 브레이톤 사이클에서 압축 및 팽창 과정에서 단열 상태를 가정하여 열효율 계산법을 강구하여라.

참조: https://en.wikipedia.org/wiki/Flash_point

자동차 엔진의 연료는 가솔린, 디젤, LPG, LNG들이 다양하게 사용되고 있다. 아울러 수소의 경우도 연료전지에 의한 전기차 구동에 사용되는 추세다. 반면에 제트 항공기 연료로 가장 많이 사용되는 항공유는 케로신(kerosene)을 기반으로 첨가제를 넣어 만들어진다. 항공기 엔진은 그 구조가 자동차 엔진과 달라 이러한 연료 선택에도 크 영향을 미친다고 볼 수 있다. 항공기용 주 연료인 케로신은 난방유로 분류되는 등유에 해당하는데 그 물성이 디젤유에 가까운 편이다. 디젤유는 충분한 압축에 의한 고온 고압 조건하에서 연소실내에 분사된 분무가 착화에 의해 연소가 일어난다.

반면에 항공기용 터보엔진들에서는 압축기에 의해 생성되는 고온 고압 공기를 불어 넣고 인젝터에 의해 분사되는 항공유 분무를 스파크(igniter)플러그에 의해 점화 연소시킨다. 연료 발열에 따라 고압 고온의 배기가스를 만들어 분출하여 추진력을 얻게 된다. 즉 연소조건이 자동차 가솔린 엔진이나 디젤엔진처럼 제한된 공간에서의 연소가 아니라 한쪽 배출구가 오픈되어 있는 공간에서 연소가 일어나 배출되기때문에 연료의 물성 중에서 자연착화 온도보다는 대기압 상태에서의 인화점(flash point)이 더욱 중요한 역할을 하게 된다. 특히 기상 및 기온 변화에 따른 원활한 항공기 엔진 시동을 위해서는 디젤 보다는 케로신의 인화점 범위가 이점을 제공할 수 있다. 가솔린이나 LPG 또는 LNG가 증발한 천연가스는 인화점이 상대적으로 낮아 인화에 의한 발화 가능성이 높은 연료이다.

인화점

가솔린 : -43°C 이상

디젤 : 52°C 이상

LPG : -76°C 이상

LNG : -60°C 이상

케로신: 38~72 °C 이상

참조 : Fundamentals of Classical Thermodynamics, Van Wylen & Sonntag

자동차 엔진 연소의 경우 산화제로서 질소가 다량 포함된 공기를 사용하기때문에 분사되는 연료에 적합한 양만큼의 적절한 이론 공기량을 공급하여 완전 연소를 시켜야 하며 아울러 완전연소에 따라 연소실 온도가 지나치게 상승하게 되면 공기에 추가로 배기가스를 재순환시켜(EGR: Exhaustive Gas Recirculation) 공급하여 연소 조건을 억재한다.

액체연료추진 로켓: https://en.wikipedia.org/wiki/Liquid_rocket_propellant

참조: https://www.youtube.com/watch?v=lPAu7VAFaME&t=109s

로켓 엔진 펌프 예비가열 구조 가스 시동장치에서 연료 산화제 불균형에 의해 온도 조절

노즐 throat 구조에 의해 분사속도 M>1 달성

한편 산화제인 액체 산소와 추진 연료를 혼합하여 로켓 엔진 연소실에서 완전연소 시키려면 연료와 산소의 혼합비를 이론적으로 화학평형 원리에 따라 화학당량비 (stoichiometric ratio)에 맞춰 정확하게 조절할 필요가 있다. 즉 화학 당량비를 정확하게 유지할 경우 최적 연소에 따라 연소 가스 온도가 최고로 높아질 수 있다.

하지만 로켓 엔진에는 자동차의 엔진 라디에이터와 같은 특별한 냉각 장치의 부재로 금속으로 이루어진 연소실 벽이 녹아내릴 우려가 크다. 이와 같이 지나치게 상승하게 되는 연소실 온도를 인위적으로 낮출 수 있는 방법은 화학 당량비를 유지하지 못하더라도 연료나 산화제 중 어느 하나를 과잉공급하여 인위적인 불완전 연소를 유도하는 것이다. 이 방법은 로켓엔진 연소실뿐만 아니라 연료펌프와 산화제 펌프를 구동하게 되는 가스터빈에서도 마찬가지로 적용될 수 있다.

학습문제) 로켓추진제와 산화제를 혼합하는 최적의 비율은?

학습문제) 최적의 비율로 연소시킬 경우 연소실 내 온도가 지나치게 높아질 수 있다. 별도의 냉각장치를 사용치 않으면서 연소실내의 온도를 낮출 수 있는 방법을 검토해 보자.

참조 : Every Day Astronat Engine Cooling - Why Rocket Engines Don't Melt | Everyday Astronaut

로켓 엔진 연소실 벽의 온도를 확실하게 낮추는 냉각방법으로서 융점이 대단히 높은 카본복합재로 이루어진 소재를 연소실 외벽에 코팅하여 고온에 도달할 경우 열을 흡수하여 기화된 다음에 분리시켜 버리는 ablative cooling 방법을 사용한다. 연소실 표면에서 발생하는 거의 대부분의 열을 머금어 기화된 상태에서 표면에서 분리시킴으로 인해 연소실 벽에 미치는 영향이 거의 없어야 한다. 아울러 이 기술은 로켓 엔진 내벽뿐 아니라 노즐까지 냉각이 가능하다.

이 방법은 과거 1960년대 말부터 이루어진 달탐사 시대에 로켓이 대기권 진입 시 유인 탐사 모듈이 고온으로 인해 타버리는 것을 막을 수 있도록 개발된 냉각 방법이다. 지구 대기권 재진입을 위한 고공의 대기 상태에서는 전통적인 convection 이라든지 radiation 에 의해서는 로켓 연소실의 효과적인 냉각이 불가능하다.

현재 북한의 ICBM 기술이 고고도 목표까지 상승은 가능하지만 지구 대기권 재진입을 위한 냉각이 가능한지는 정확하게 확인되지 않고 있다. 이 기술은 로켓 엔진 내벽뿐 아니라 노즐까지 냉각이 가능하다.

regenerative cooling(회생냉각) 방식은 엔진 외벽과 가는 직경의 노즐 외벽을 따라 가는 채널들을 일정 간격으로 설치하고 초저온 상태의 산화제나 연료를 바이패스하여 채널을 통과시켜 연소실 온도를 일부 냉각 시킨 후 분사 인젝터에 넣어주는 냉각 기술로서 현재 누리호를 포함 많이 사용되고 있다. 한편 sublimation(승화)현상은 물리적으로 고체 상태에서 기체 상태로 변화하면서 어느 정도 열을 흡수하겠지만 이 자체가 냉각 방식은 아니다.

학습문제) 초저온 액체연료를 직접 연소실에 분사하는 것이 아니라 연소실 외벽을 바이패스시켜 어느 정도 예비가열해서 연소실에 분사하기에 적합한 온도를 만드는 열교환 방식 기법을 무엇이라 하는가?

참조: https://www.youtube.com/watch?v=eUMDwmYJMUw

3단 페어링 분리 구조 설명: 화약 사용, 전단핀이 끓어짐

참조: https://www.youtube.com/watch?v=oVedNfEWYFE

단분리 후 고도에 알맞은 노즐 사용

참고: https://www.youtube.com/watch?v=vgKFoouN3zs

각단 분리 시기 도합 16분 소요,ICBM은 고체연료 사용

참조: https://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine_nozzle

노즐 형상 및 효율

참조: Kerosene Rocket Fuel - Yenra

로켓 추진 연료는 산화제인 액체산소와 추진제에 해당하는 수소나 메탄같은 초저온 상태의 물질들이 많이 사용된다. 한편 NASA와 SpaceX에서는 1회용 소모성인 1단 로켓을 50~100회 정도 재활용을 통해 가성비를 극대화할 수 있도록 상온에서 단열 없이 사용가능한 케로신(kerosene)을 연료로 사용하는 2세대발사로켓 시험 개발을 지속하고 있다.

로켓 추진에 케로신 사용은 SpaceX 가 처음은 아니다. 이미 1960년대 후반에 유인 달탐사 시 1세대 로켓인 Saturn V 의 F-1 엔진에 사용된 사례가 있다. 하지만 엔진 디자인에 있어서 그때와 크게 달라진 점들을 살펴보자.

2세대 로켓엔진 개발에서 더욱 신뢰성이 높고 간단하게 작동할 수 있으며 부품수가 줄어들어 가성비가 증가된 보다 통합된 디자인 개발을 필요로 한다. 새로 개발하는 케로신 엔진은 주연소실의 파워를 얻기 위해서 예비 버너에서 추진제 일부와 산화를 재사용하는 F-1의 가스 생성 싸이클 엔진 보다 높은 효율을 얻기 위하여 단계별로 이루어지는 연소 사이클을 특징으로 한다.

한편 예비 버너를 사용하여 추진제가 주연소실에 분사되기 전에 터보펌프에 맞춰 가열한다. 아울러 보다 높은 압력 조건하에서 추진제를 연소시킴으로 인해 주연소실 크기를 줄이는 만큼 엔진 사이즈가 작아지게 되어 성능을 높일 수 있다.

반면에 케로신 사용의 단점으로는 탄화수소연료이므로 온도 상승시 coking 현상이 발생하여 배관이 막힐 수 있으며 연료 공급용 터보 펌프 블레이드에 숯(soot)이 침착되어 성능 저하가 일어날 수도 있다.

그밖에도 케로신이나 디젤이나 그 화학적 조성에 큰 차이가 없기때문에 케로신 연소에서는 바람직하지 않은 오염물질들이 많이 배출될 수 있어 환경 오염이 문제가 될 소지가 크다. 가성비로 인해 개발한다고는 하지만 환경 문제는 해결이 되어야 하며 그 대안으로 메탄(CH4)이 주성분인 LNG 추진제가 차세대 연료로 대안이 되지 않을까 한다.

로켓 발사 이후 방향 전환 기구 심벌

로켓 발사 후 최종적으로 원형 궤도나 타원궤도에 진입하기 위해서는 짐벌(gimbal) 기구를 사용하여 분사 노즐의 방향을 제어 조종하여 로켓의 추진 방향을 변경하여야 한다.

그림 A 의 자유 물체도에서 짐벌에 의해 제어되는 노즐에서 분사되는 추력의 방향이 무게 중심에서 오른쪽으로 벗어나 있으므로 반시계 방향의 회전모멘트가 작용하게되어 로켓의 추진 방향이 변하게 된다. 그림 B 의 경우는 노즐에서 분사되는 추력의 방향이 무게 중심과 일치하므로 로켓 몸체의 방향과 추진 방향이 일치하게 된다. 그림 C 는 A의 반대 경우이다.