Nomenclature
1. 서 론
2. 실험 장치 및 방법
2.1 실험 장치
2.2 실험 방법
2.3 분석 파라미터
3. 실험 결과
3.1 성능 파라미터 분석
3.2 열역학적 분석
4. 결 론
Nomenclature
MTE : Micro Turbojet Engine
TSFC : Thrust Specific Fuel Consumption
AFR : Air-Fuel Ratio
LHV : Lower Heating Value
: mass flow rate
: fuel flow rate
: ideal overall efficiency
: actual overall efficiency
: combustion efficiency
: residence time
1. 서 론
기존 마이크로 가스터빈은 RC 비행기용 엔진, 소형 발전기, 여객기의 보조 동력원으로 사용 되어왔다[1]. 마이크로 터보제트 엔진(Micro Turbojet Engine, MTE)은 추력 1,000 N 이하급 엔진을 의미하지만, 최근에는 1,500 N급의 엔진이 개발되어 적용 중이며, 그 이상의 추력을 갖는 엔진도 연구 개발이 진행되고 있다. 성능 및 효율이 향상된 엔진이 개발됨에 따라, 자체적으로 갖는 높은 추력 대 중량비라는 이점과 더불어 군용 무인기 플랫폼에 추진 동력원으로 관심을 받고 있다[2,3]. 적용 분야의 확대에 따라 전 세계적인 관심이 증대되고 있으며, 이에 따라 마이크로 터보제트 엔진의 성능 개선 및 구성 요소 최적화를 위한 연구가 지속적으로 보고되고 있다[4,5,6,7,8].
본 연구는 마이크로 터보제트 엔진에 사용되는 연료에 주목하였다. 일부 왕복동식 엔진을 사용하는 항공기를 제외한 대부분의 항공기는 케로신을 연료로 사용한다[9]. 항공기에 사용되는 연료는 국제법으로 규정이 되어있으며 여객기에는 Jet-A가 사용되고, 군용 항공기에는 JP-8이 사용된다[10,11]. 이 두 연료는 케로신을 베이스 연료로 사용하며 JP-8은 동결 성능과 인화점을 높이기 위한 첨가제가 추가로 혼합되어 있다. 케로신 베이스의 연료를 사용하는 이유는 크게 두 가지이다. 우선 항공기는 고고도 조건에서 운항하기 때문에 저온 환경에서 동결되지 않아야 한다. 케로신의 경우 어는점이 낮은 것으로 알려져 있고[12] -50°C의 온도에서도 동결되지 않는 액체 연료이기 때문에 항공유로서의 사용이 적합하다. 다음으로 상온 조건에서 폭발성이 낮은, 즉 인화점이 높은 특성을 갖는 연료가 필요하다. 인화점이 낮은 연료는 급유 시 작은 스파크가 발생할 경우 연료 탱크 안에 생성된 유증기로 인해 큰 폭발로 이어질 수 있다. 케로신은 상온 기준으로 다른 액체 연료에 비해 높은 인화점을 가지기 때문에 사용에 적합하다[13].
마이크로 터보제트 엔진이 군용 목적으로 사용되는 경우 연료로 JP-8을 사용하는 것이 바람직하다. 하지만 일반적으로 이 엔진이 사용되는 무인기의 운항고도 범위는 3~5 km인 저, 중고도 영역이며 10 km 이상의 고고도에서 비행하는 전투기에 비해 낮은 고도이다[14]. 고도가 낮아지면 주변 공기 온도가 상승하게 되고, 3~5 km 고도에 해당하는 온도는 -4°C ~ -17.5°C이다[15]. 따라서 저, 중고도 운항 시에는 동결 성능이 완화된 다른 연료의 사용이 고려될 수 있다. 동결 성능 이외에도 전시와 같은 특수한 상황에서는 항공유의 보급이 어려운 상황이 발생할 수 있으며, 이와 같은 상황에서는 엔진 운용을 위해 현장에서 조달이 가능한 연료의 활용이 요구된다. 국내 군의 차량용 표준 연료가 디젤이라는 점을 고려할 때, 디젤은 비교적 용이하게 적용 가능한 연료로 판단된다.
따라서 본 연구에서는 디젤 단독 연료, 케로신 단독 연료, 케로신/디젤 혼합 연료를 사용해 부하에 따른 엔진의 성능 평가 및 열역학적 분석을 실시하였다. 이를 통해 연료의 변화가 엔진 성능에 미치는 영향을 실험적으로 확인하였고, 엔진의 점화 체계에 적합한 다른 연료의 사용 가능성을 확인하였다.
2. 실험 장치 및 방법
2.1 실험 장치
본 연구에서 마이크로 터보제트 엔진은 SWIWIN사의 SW140B 모델이 사용되었다[16]. 엔진의 최대 추력은 140 N이고 해당 추력에서 배기가스 온도는 700°C, 최대 회전수는 130,000 rpm, 연료 소비율은 380 g/min이다. 연료는 윤활유인 제트 오일을 4~5% 혼합한 케로신과 디젤의 사용이 권장된다. 추가적인 엔진 사양은 Table 1에서 확인할 수 있다.
Table 1.
Specification of SW140B.
| Parameter | Value |
| Diameter | 99 mm |
| Length | 250 mm |
| Weight | 1250 g |
| Max. RPM | 130,000 rpm |
| Max. Thrust | 140 N |
| Max. EGT | 700°C |
| Max. Fuel consumption | 380 g/min |
측정된 엔진 성능 파라미터는 추력, 연료 유량, 노즐 후단 속도이고, 열역학적 파라미터로는 주요 지점의 온도와 압력을 측정하였다. 추력 측정을 위해 리니어 가이드 레일로 구성된 테스트 벤치를 제작하였고, 노즐에서 배기가스가 방출될 때의 반작용이 엔진 고정단에 있는 리니어 샤프트를 밀어 로드셀에 힘을 전달하는 방식을 이용하였다. 테스트 벤치는 Fig. 1에 도시 되어있고 실험 장치 구성도 및 온도, 압력 측정 위치는 Fig. 2에서 확인할 수 있다. 로드셀은 200 N까지 측정 가능한 센서를 사용하였으며, 연료 유량은 75-570 mL/min의 측정 범위를 갖는 홀센서 유량계를 이용해 계측되었다. 노즐 후단 속도는 Fig. 2에서 확인 가능한 P3 부분에서 50 mbar의 차압 센서를 이용하여 계측하였고, 배기가스의 전압력과 대기압의 차이를 이용해 속도를 측정하였다. 온도는 압축기 출구(T1), 연소기 내부(T2), 연소기 출구(T3), 노즐 출구(T4) 지점에서 측정하였고, 압력은 압축기 출구(P1), 터빈 입구(P2)에서 측정하였다. 온도 측정은 K-TYPE 열전대를 이용해 데이터 로거로 취득하였고, 압력은 게이지 압력계를 사용하였다. 사용된 측정 장비의 정확도는 Table 2에 나타내었다.
Table 2.
Measurement accuracy of experimental device.
| Experimental device | Accuracy |
| Load cell | ±0.5%FS* |
| Fuel Flow meter | ±3.0%FS |
| Differential pressure sensor | ±0.25%FS |
| Gauge pressure senssor | ±1.5%FS |
| Thermocouple | ±0.75%** |
2.2 실험 방법
연료 분율에 따른 엔진 성능 변화를 확인하기 위해 케로신 단독 연료, 디젤 단독 연료, 케로신과 디젤을 50%씩 혼합한 총 세 가지 종류의 연료로 실험을 진행하였고 혼합 연료는 부피 분율을 기준으로 혼합하였다. 본 연구에서 사용된 연료들의 물리, 화학적 특성값은 Table 3[17]에서 확인할 수 있고 혼합 연료의 경우 두 연료의 평균값을 이용하였다. 추가로 엔진의 윤활을 위해 제트 오일(Mobil Jet Oil 2)을 모든 연료에 동일하게 5% 혼합하여 사용하였다. 본 성능 실험은 25, 50, 75, 100% 부하 조건에서 실시되었다. 부하의 제어는 엔진 제조사에서 제공하는 전자 제어 유닛인 ECU로 이루어지며, 사용자가 특정 TTL 신호를 ECU로 전달하면 부하가 변화함에 따라 연료의 체적 유량이 제어되는 방식으로 구동된다. 이전 실험에 사용된 연료가 계측값에 미치는 영향을 줄이기 위해 첫 가동 시에는 50% 부하에서 5분간 가동한 후 실험을 진행하였다. 데이터 계측은 추력 변동이 2% 이내로 안정된 상태에서 각 부하 조건별로 60초간 측정하였다. 사용된 센서들의 오차를 최소화하기 위해 실험 전 인증된 기준에 대한 캘리브레이션을 진행하였고, 환경 노이즈 및 실험 시 발생하는 무작위적인 편차를 최소화하기 위해 각 실험 조건에서 세 번 반복 실험을 진행하였다.
Table 3.
Physical and Chemical properties of fuels.
2.3 분석 파라미터
추력, 연료 소비율, 노즐 후단 속도 데이터를 바탕으로 계산된 추가적인 성능 파라미터는 공기 유량, 추력 당 연료 소비율(Thrust Specific Fuel Consumption, TSFC), 공연비(Air-Fuel Ratio, AFR)이다. TSFC는 동일 추력을 생산하는데 연료가 효율적으로 소모되는지 확인할 수 있는 파라미터이며, 공연비는 연소 발생 가능 여부 및 배기가스 생성을 예상할 수 있는 파라미터이다. 이 파라미터들은 Eq. 1, 2, 3의 방법을 이용하여 계산하였다. 다음으로 온도와 압력 데이터를 바탕으로 엔진의 이상적 열효율(ideal overall efficiency), 실제 열효율(actual overall efficiency), 연소 효율(combustion efficiency) 그리고 작동 유체의 체류시간을 계산하였다. 이상적 열효율 계산 식은 Eq. 4에서 확인할 수 있고, 는 압축기 전 후단의 압력비를 의미한다. 는 비열비를 나타내며 작동 유체를 이상기체로 가정하고 1.4로 계산하였다. 실제 열효율은 추력과 노즐 후단 속도의 곱을 연소 시 발생하는 열 발생률로 나누어 계산하였으며, Eq. 5에서 나타내었다. Eq. 6에는 연소 효율 식이 나와 있으며, 연소기 출구 온도에서 연소기 입구 온도의 차로 계산하였다. 분모의 연소기 출구 온도 값은 연료 투입량에 따른 이론적 연소기 출구 온도를 나타낸다. 작동 유체의 체류시간은 연소기 내부에 머무는 시간을 의미하며, Eq. 7과 같이 연소기의 체적을 체적 유량으로 나누어 계산하였다.
본 연구에서 분석한 세 가지 효율에 대해 부가적인 설명을 추가하자면, 이상적 열효율은 브레이튼 사이클 효율식으로 계산되며 시스템이 가질 수 있는 최대 효율을 의미한다. 반면 실제 열효율은 현재 시스템의 주요 파라미터들을 이용해 특정 운전조건에서 작동되는 시스템이 갖는 실제 효율을 의미한다. 연소 효율은 투입된 연료가 공기와 혼합 후 연소가 발생할 때 투입된 에너지 대비 실질적으로 발생한 발열반응의 정도를 대표하는 값이다.
3. 실험 결과
3.1 성능 파라미터 분석
엔진의 부하를 25에서 100%까지 제어하며 수행한 엔진 성능 실험에서 취득한 추력 데이터는 Fig. 3에서 확인할 수 있다. 그래프에 나타나 있듯이 부하가 증가함에 따라 연료 종류에 상관없이 추력이 상승하지만, 증가율이 감소하는 경향이 나타났다. 이는 마이크로 터보제트 엔진 제조사들이 사용하는 엔진 구동 맵에 부합하는 결과이다. 연료 분율에 따른 영향을 확인하면, 전 부하 영역에서 디젤 단독 연료가 케로신 단독 연료와 케로신/디젤 혼합 연료보다 높은 추력을 갖는 것으로 확인되었다. 이러한 결과는 연료의 양이 동일하고 완전 연소가 이루어진다고 가정하면 추력 변화와 가장 상관관계가 있는 연료 물성치인 저위발열량에서 기인한다고 할 수 있다. 다른 연구 결과에서 확인된 바와 같이, 디젤의 저위발열량이 케로신에 비해 높기 때문에 전 부하에서 디젤 단독 연료의 추력이 가장 높게 나타난 것으로 확인된다.
Fig. 4에서 부하별 연료 유량의 결과를 확인할 수 있다. 본 실험에서는 연료 종류에 관계없이 각 부하에서 동일한 체적 유량으로 연료를 공급하였다. 따라서 밀도가 더 높은 디젤 단독 연료의 질량 유량이 더 크게 나타난 것을 그래프에서 확인할 수 있다. 모든 부하 영역에서의 결과가 Fig. 3의 추력 결과와 비슷한 경향성을 갖는 것으로 확인되었다. 이 결과로부터 디젤 단독 연료의 추력이 케로신 단독 연료와 케로신/디젤 혼합 연료보다 높은 이유가 설명된다. 저위발열량이 가장 높은 디젤이 연료 유량 또한 최대로 공급되기 때문에 전 부하 영역에서 추력이 높게 나온다는 것을 확인할 수 있다.
각 부하에서 추력과 연료 유량의 상관관계를 확인하기 위해 추력 당 연료 소비율(Thrust-Specific Fuel Consumption, TSFC)을 계산하였고, Fig. 5에 결과를 나타내었다. 부하가 상승함에 따라 디젤 단독 연료의 TSFC가 가장 높은 것으로 확인되었고, 케로신 단독 연료와 케로신/디젤 혼합 연료는 비슷한 수치의 TSFC를 갖는 것으로 확인되었다. TSFC가 높을수록 동일 추력을 만들기 위해 더 많은 연료가 소비되므로, 연료 소비 효율 측면에서는 디젤 단독 연료가 가장 효율이 낮은 것을 알 수 있다. 다만 25% 부하에서는 세 가지 연료 모두 다른 부하 보다 약 50% 이상 높은 TSFC를 갖는 것으로 확인되었는데, 이는 부하가 낮은 경우 다른 부하 대비 상대적으로 연소기 내부 온도가 낮아 연료로의 열전달이 느리고 이에 따라 연료 증발 속도가 지연돼 연소기 내부 잔류 시간 동안 완전한 연료-공기 혼합물의 준비가 되지 않은 것이 효율 저하의 원인으로 추측된다. 세 가지 연료에서 가장 낮은 TSFC가 관찰된 부하는 75%이다. 이 결과를 통해 75% 영역이 크루즈 비행 부하로 적합한 최적 운전 구간이라고 판단되며, 이 영역의 연소기 내부 온도와 압력이 연료-공기 혼합과 연소 과정에 최적화 되어있다는 것이 확인되었다. 본 연구에서 확인된 TSFC의 값은 지상 조건에서의 값이기 때문에 저, 중고도 조건에서는 공기 밀도 변화가 발생할 경우, 동일한 부하 조건에서도 엔진으로 유입되는 공기 질량 유량이 감소하게 될 것이다. 이에 따라 압축기 작동점이 이동하고, 연소기 내부의 체류시간 및 혼합 조건이 달라지기 때문에 TSFC 최소 지점 또한 변화할 것으로 사료된다.
실험을 통해 얻어진 공기 질량 유량과 연료 질량 유량을 이용해 계산한 공연비(AFR)를 Fig. 6에 도시하였다. 그래프를 통해 실험에 사용된 엔진에서 연소 현상이 발생하는 전반적인 공연비를 확인할 수 있다. 부하와 공연비는 반비례 관계를 갖는 것으로 확인되었고, 이는 부하가 증가함에 따라 압축기를 통해 압축되는 공기의 유량 증가율이 연료 유량 증가율보다 낮다는 것을 의미한다. 또한 대부분의 부하 영역에서 케로신의 공연비가 높은 것으로 확인되었다. 이전 Fig. 4에서 확인된 바와 같이 케로신 단독 연료가 가장 낮은 연료 유량을 가지기 때문에, 연료 종류에 따라 각 부하에 따른 압축 성능 차이가 존재하더라도 공기 유량의 차이보다는 연료 유량이 AFR에 미치는 영향이 큰 것을 실험 결과를 통해 확인하였다. 다만 본 연구에서 진행한 AFR 경향은 거시적인 관점에서 각 부하의 연소 가능 공연비를 의미한다. 실제로 연소의 주요한 파라미터인 당량비를 마이크로 터보제트 엔진에서 확인하는 것은 연소가 일어나는 지점인 각 증발기 출구 쪽에서의 국부적인 당량비를 확인하는 것이 타당하다. 실험을 통해 국부 당량비를 계측하는 것은 엔진의 크기가 작아 쉽지 않으므로, 당량비의 정확한 분석 이루어지기 위해서는 단일 증발기 테스트 리그를 만들어 국부 당량비를 확인하는 것이 적합하다. 후속 연구를 통해 연소와 관련된 자세한 현상학적 내용을 다룰 예정이다.
3.2 열역학적 분석
본 연구에서는 실험 시 성능 파라미터를 측정함과 동시에 계측용 케이싱을 이용해 주요 지점의 온도와 압력을 확인하였고 모든 실험 세트 중 케로신/디젤 혼합 연료에 대한 열역학적 분석을 실시하였다. Fig. 7에서 부하에 따른 네 가지 지점의 온도 분포를 확인할 수 있다. 부하가 증가함에 따라 압축기 출구 온도인 T1이 상승하는 것이 확인되었고, 이에 동시에 다른 지점 온도들도 함께 상승하는 것을 볼 수 있다. 특히 부하 상승에 따라 연소기 내부 온도 T2와 터빈 출구 입구 온도 T3의 차이가 80 K에서 230 K로 증가하는 것으로 나타났다. 이는 마이크로 터보제트 엔진의 연소기 구조와 관련이 있다. 이 엔진은 캔형 연소기가 사용되며, 연소기 라이너에는 크게 1차 공기 홀, 2차 공기 홀, 희석 공기 홀이 존재한다. 이들 중 터빈 입구 온도에 가장 큰 영향을 미치는 것은 희석 공기 홀이다. 결과를 보면 부하가 증가함에 따라 연소기 내부 온도와 터빈 입구 온도 차이가 증가하는 것을 확인할 수 있다. 이러한 결과는 희석 공기 홀로 유입되는 공기의 양이 증가하였다는 것을 간접적으로 확인할 수 있는 지표로 사용될 수 있다. 즉 MTE로 들어오는 흡입공기량은 부하가 증가함에 따라 상승하는 것은 사실이나 이 공기 중 연소에 사용되는 공기의 분율이 부하가 증가함에 따라 감소하는 것을 추측할 수 있다. 본 연구에서 배기가스 분석은 진행하지 않았지만, 온도 프로파일 분석을 통해 확인할 수 있는 사실은 부하가 증가함에 따라 연소기 내부가 연료 과농 조건에 해당할 것이고, 불완전 연소 생성물들이 증가할 것으로 사료된다.
다음으로 부하에 따른 세 가지 지점의 압력 분포는 Fig. 8에서 확인할 수 있다. 부하가 상승함에 따라 압축기 출구 압력인 P1의 증가율이 낮아지는 것을 알 수 있다. 일반적인 원심형 압축기의 성능 곡선에서 확인되는 바와 같이 공기 유량이 증가함에 따라 압축비의 상승률이 감소하기 때문인 것으로 확인된다. 터빈 입구 압력인 P2는 각 부하에서 P1보다 약 0.2 bar 정도의 압력 손실이 발생하는 것으로 나타났다. 이는 작동 유체가 맞닿는 연소기와 케이싱 내부 구조에서 기인한 압력 손실로 확인된다. P3는 노즐 출구 압력으로 터빈에서 압력이 일로 전환되고 나온 압력 값으로 볼 수 있으며, 대부분의 압력이 압축기를 구동하는 데 사용된 것을 확인할 수 있다.
최종적으로 성능 파라미터와 열역학적 파라미터를 이용하여 MTE의 실제 열효율과 이상적 열효율, 그리고 연소 효율에 대한 계산을 진행하였고 결과를 Fig. 9에 도시하였다. 실제 열효율의 경우, 부하가 증가함에 따라 열효율이 증가하는 것을 볼 수 있다. 최대 열효율은 최대 부하에서 22.47%로 확인되었다. 일반적인 대형 터보제트 엔진의 경우 30% 이상의 열효율을 갖는 것으로 알려져 있고, 왕복동식 엔진은 더 나은 35% 이상의 열효율을 갖는 것으로 알려진 것에 비해 마이크로 터보제트 엔진은 상대적으로 낮은 열효율을 갖는 것을 알 수 있다. 이는 마이크로 터보제트 엔진이 갖는 가장 큰 단점으로, 엔진 내부 구조에서 기인한다. 제트 엔진의 열효율은 압력비에 큰 영향을 받고, 일반적으로 다단 압축이 되어야 효율 상승이 가능하다. 하지만 마이크로 터보제트 엔진은 구조적 한계로 원심형 1단 압축기와 1단 축류형 터빈이 사용되기 때문에, 최대 압력비와 효율이 매우 낮다. 실험을 통해 얻은 압력 데이터를 바탕으로 이론적 열효율을 계산한 결과 최대 부하에서 28.27%로 가장 높은 효율을 갖는 것으로 확인되었지만, 타 엔진과 비교하였을 때는 낮은 수치이다. 실제 열효율과 이론 열효율 비교를 통해, 엔진의 부하가 상승하면 두 효율의 차이가 증가하는 것이 확인되었다. 이는 엔진을 구성하는 압축기, 연소기, 터빈, 노즐에서 발생하는 손실에서 기인하는 것으로 추측되고, 특히 부하가 증가할수록 작동 유체의 유동 속도가 빨라져 벽면에서의 유동 손실의 영향이 증가하는 것이 원인으로 사료된다. 다음으로 연소 효율은 부하가 50%일때 94.86%로 가장 높고 75%, 25%, 100% 순서로 낮아지는 것을 확인하였다. 가장 낮은 연소 효율을 갖는 100% 부하에서는 다른 부하보다 약 5% 낮은 89.25%의 연소 효율이 확인되었다. 이러한 결과는 연소 효율과 가장 밀접한 관계가 있는 연료-공기 혼합과 체류시간에 의해 설명할 수 있다. 엔진의 부하가 증가할수록 내부 공기의 유동 속도가 상승하고 난류가 강화되어 연소기 내부 재순환 영역이 성장하기 때문에 연료-공기 혼합 측면에서 도움이 된다. 하지만 혼합이 되더라도 화학 반응이 일어나기 위해서는 충분한 체류시간이 확보되어야 한다. 따라서 부하가 상승함에 따라 연소 효율이 감소하는 경향성은 혼합물의 체류시간에 기인한 것으로 생각된다. 따라서 실험에 사용된 엔진 연소기 부피와 엔진 내부 작동 유체의 체적 유량을 이용하여 체류시간을 확인하였다. Fig. 10에서 보이는 것과 같이 예상한 대로 부하가 증가함에 따라 체류시간이 짧아지는 것이 확인되었고, 이를 통해 연소 효율 감소를 설명할 수 있다. 하지만 25% 부하에서는 가장 긴 체류시간을 갖지만 연소 효율이 최대가 아닌 것으로 나타났는데, 이는 해당 영역에서의 체적 유량이 낮으므로 체류시간보다 난류 약화에 의한 혼합기 형성 측면이 연소 과정에 미치는 영향이 더 큰 것으로 생각된다.
4. 결 론
본 연구에서는 마이크로 터보제트 엔진이 주로 저, 중고도에서 운항한다는 점과 전시와 같은 특수한 상황에서 항공유의 보급이 어려울 수 있다는 것을 고려하여 디젤 단독 연료, 케로신 단독 연료, 케로신/디젤 혼합 연료를 이용해 엔진 성능 실험을 진행하였다. 실험은 25~100%까지 총 네 가지 부하 조건에서 실시되었으며 성능 파라미터 분석을 위해 추력, 연료 유량, 노즐 후단 속도가 취득되었고, 열역학적 분석을 위해 주요 지점의 온도와 압력을 계측하였다.
성능 파라미터 분석을 통해 전 부하 영역에서 디젤 단독 연료가 가장 높은 추력과 연료 유량을 갖는 것으로 확인되었다. 반면, TSFC 측면에서는 케로신 단독 연료와 케로신/디젤 혼합 연료가 낮은 값을 가져, 동일 추력을 만드는데 더 효율적으로 연료를 사용하는 것으로 나타났다. 특히 75% 부하 영역에서 세 가지 연료 모두 가장 낮은 TSFC를 갖는 것을 확인하였고, 해당 부하 영역이 최적 운전 구간임을 확인하였다. 공기 유량과 연료 유량을 이용해 공연비를 계산하였고, 부하가 증가함에 따라 전체적인 공연비가 감소하는 것으로 확인되었다. 다음으로 케로신/디젤 혼합 연료의 온도, 압력 데이터를 이용해 열역학적 분석을 진행하였다. 온도 프로파일 확인 결과, 연소기 내부 영역과 터빈 입구 온도 차이가 부하가 증가함에 따라 상승하는 것으로 나타났다. 이를 통해 연소기 라이너의 희석 공기 홀로 유입되는 공기의 양이 부하에 따라 증가하는 것을 간접적으로 확인하였다. 압력 분석 결과, 압축기 후단 압력과 터빈 전단 압력은 모든 부하에서 약 0.2 bar의 차이가 나는 것을 확인하였고, 최대 부하에서의 압축기 후단 압력은 3.2 bar로 확인되었다. MTE의 열효율은 최대 부하에서 가장 높게 나타났고 해당 부하에서 이론적 열효율이 28.27%, 실제 열효율이 22.47%로 확인되었다. 마지막으로 연소 효율을 살펴보면 최대 부하에서 89.25%로 가장 낮은 효율을 갖는 것으로 나타났다. 원인을 분석하기 위해 체적 유량과 연소기의 부피를 이용해 체류시간을 평가한 결과 최대 부하에서의 체류시간이 0.99 ms로 가장 짧은 것이 원인으로 확인되었다.
결론적으로, 마이크로 터보제트 엔진의 운항 특성 및 특수한 상황을 고려하여 세 가지 연료를 이용해 엔진의 기본적인 성능 및 열역학적 파라미터의 분석을 진행하였으며, 이후 관련 연구의 기초 자료로 사용될 것으로 기대된다.
