Nomenclature
1. 서 론
1.1 항공용 왕복엔진의 국내·외 개발 현황
1.2 푸셔 타입 항공 엔진의 추력 특성
2. 대상 엔진 및 시험장치 구축
2.1 대상 엔진
2.2 대상 프로펠러
2.3 지상 정지추력 측정장치
2.4 냉각 시스템
3. 계산 추력과 실제 추력 비교
3.1 이론 정지추력 산정
3.2 시험 방법
3.3 시험을 통한 지상 정지추력 측정
3.4 냉각 덕트 장착에 따른 추력 영향성 산정
3.5 라디에이터 냉각 덕트별 정지추력 비교
4. 결 론
Nomenclature
CT : thrust coefficient[-]
CP : power coefficient[-]
J : advance ratio[-]
ρ : air density[kg/m3]
N : propeller speed[rpm]
D : propeller diameter[mm]
P : engine power[kW]
V : airspeed[km/h]
1. 서 론
1.1 항공용 왕복엔진의 국내·외 개발 현황
최근 무인항공기와 경항공기를 중심으로 항공용 왕복엔진의 수요가 지속적으로 증가하고 있으며, 높은 연료 효율과 장시간 운용이 가능한 디젤 기반 항공용 왕복엔진의 개발이 활발하게 이루어지고 있다. 특히 차량용 디젤엔진을 기반으로 항공 환경에 적합하도록 개조한 엔진은 기존 자동차 산업에서 축적된 기술과 신뢰성을 활용할 수 있다는 장점으로 인해 해외 여러 제작사에서 형식인증을 완료하여 실제 항공기에 적용하고 있다[1,2,3,4]. 국내에서도 항공용 왕복엔진의 국산화를 위한 연구개발이 진행되고 있으며, 형식인증을 위한 성능 검증 체계 구축이 중요한 기술적 과제로 대두되고 있다.
항공용 왕복엔진의 성능을 평가하기 위해서는 출력, 연료소모율 및 냉각 성능뿐 아니라 프로펠러 장착 상태에서 발생하는 실제 추력을 정량적으로 측정하는 과정이 필수적이다. 특히 형식인증 과정에서는 엔진 단품 성능뿐 아니라 실제 장착 상태에서의 추진 성능을 반복성 있게 측정할 수 있는 시험설비가 요구된다. 그러나 국내에서는 프로펠러가 장착된 상태에서 항공용 왕복엔진의 지상 정지추력을 정량적으로 측정할 수 있는 시험장치에 관한 연구가 제한적이며, 시험장치의 설계 방법과 측정 신뢰성에 관한 연구 사례도 많지 않다.
푸셔(pusher) 형식 추진계통은 프로펠러 전방에 엔진, 냉각장치 및 기체 구조물이 위치하므로 프로펠러 유입 유동이 제한된다. 이러한 유동 차단은 프로펠러 성능을 저하시키는 요인인 장착손실(installation loss)을 발생시키며, 동일한 엔진 출력에서도 실제 추력이 감소하는 원인이 된다. 또한 지상 정지조건에서는 비행속도가 존재하지 않기 때문에 비행 중과 다른 냉각 환경이 형성되며, 열관리 시스템의 설계 또한 추력 측정 정확도에 직접적인 영향을 미친다. 따라서 시험장치는 실제 운용 형상을 충분히 모사하면서도 측정 오차를 최소화할 수 있도록 설계되어야 한다.
기존의 정지추력 시험은 주로 터보제트 또는 터보팬 엔진의 시험설비를 중심으로 발전해 왔으며, 왕복엔진과 프로펠러 추진계를 대상으로 하는 시험장치 연구는 상대적으로 제한적이다. 특히 LM Guide를 이용하여 추력 이외 방향의 자유도를 제거하고, 로드셀을 이용하여 축방향 추력을 직접 측정하는 구조와 함께 냉각계통 및 부가장치가 추력 측정에 미치는 영향을 함께 고려한 연구는 국내에서 거의 보고되지 않았다.
본 연구에서는 국내 개발 중인 항공용 왕복엔진을 대상으로 실제 프로펠러 장착 상태에서의 지상 정지추력을 정량적으로 평가하기 위한 시험장치를 설계 및 구축하였다. 구축된 시험장치는 실제 푸셔형 추진계통을 모사할 수 있도록 LM Guide 기반의 저마찰 추력 전달 구조와 이중 로드셀을 이용한 추력 측정 시스템, 수냉식 인터쿨러 및 라디에이터 냉각 시스템으로 구성하였다. 또한 프로펠러 전방의 가림면적에 따른 장착손실을 고려하여 계산한 추력과 반복 지상시험을 통해 측정한 실제 추력을 비교함으로써 구축된 시험장치의 측정 정확도와 신뢰성을 검증하였다. 마지막으로 냉각 방식과 냉각 덕트 형상 변화에 따른 추력 및 냉각 특성을 비교·분석하여 구축된 시험장치의 적용 가능성을 평가하였다.
1.2 푸셔 타입 항공 엔진의 추력 특성
푸셔 타입 항공 엔진의 경우 프로펠러의 전방 동체의 면적만큼의 공기량을 이용하지 못하기 때문에 해당 면적에 해당하는 비율만큼 추력이 손실된다. 이를 가림면적에 의한 장착손실로 정의한다. 장착손실이 적용된 최종 추력(Tact)은 아래 Eq. 1과 같이 계산할 수 있다[5]. 본 연구에서 적용한 수식들은 MT-Propeller 기술자료에서 제시하는 장착손실 근사 산정식을 적용한 것으로, 본 연구의 푸셔형 추진계통에 한정하여 적용하였다.
프로펠러의 추력(Tprop)은 아래 Eq. 2와 같이 계산된다[5].
추력계수(CT)는 Fig. 1에 예시로 나타낸 것과 같이 전진비(J)와 출력계수(CP)를 대입하여 프로펠러 제작사에서 제공하는 추력계수 Map을 통해 도출한다. 출력계수(CP)는 아래 Eq. 3과 같이 계산된다[5].
전진비(J)는 항공기의 운용 속도에 따라 결정되는 상수로 아래 Eq. 4와 같이 계산된다[5].
본 연구에서는 지상 정지추력을 평가하는 것을 목표로 하므로 비행체 속도는 0으로 대입되어 전진비는 0을 적용하였다.
2. 대상 엔진 및 시험장치 구축
2.1 대상 엔진
본 연구의 대상은 국내에서 개발 중인 JP-8 연료 기반의 항공용 왕복엔진이다. 대상 엔진은 차량용 직렬 4기통 디젤엔진을 기반으로 항공 운용환경에 적합하도록 개조한 압축착화식 엔진으로, 전자식 연료 분사 시스템과 감속기를 적용하여 프로펠러를 구동한다. 또한 목표 운용고도에서도 연속출력을 유지하기 위하여 HP 및 LP 터보차저로 구성된 2-stage 과급 시스템을 적용하였으며, 압축공기의 온도 상승을 억제하기 위하여 각각의 터보차저 후단에 인터쿨러를 적용하였다.
항공용 왕복엔진은 실제 운용 시 프로펠러와 결합된 상태에서 추진력을 발생시키므로, 엔진 단품 출력만으로는 실제 추진 성능을 평가하기 어렵다. 따라서 본 연구에서는 실제 운용 형상을 모사하기 위하여 엔진과 감속기 및 프로펠러를 모두 장착한 상태에서 지상 정지추력을 측정하였다.
2.2 대상 프로펠러
프로펠러는 대상 엔진의 출력 범위와 허용 회전속도를 고려하여 MT-Propeller社의 MTV-12 시리즈를 선정하였다. Table 1은 후보 프로펠러의 주요 제원을 나타낸다. MTV-6는 최대 허용 출력이 대상 엔진의 최대 연속출력을 충분히 활용하기 어려운 반면, MTV-12는 요구 출력범위를 만족하고 최대 직경 210 cm까지 적용할 수 있으므로 시험용 프로펠러로 선정하였다. 최종 시험에는 직경 210 cm의 3엽 가변피치프로펠러를 적용하였다. 엔진과 프로펠러의 형상은 Fig. 2에 나타내었다.
Table 1.
MT propeller specifications[5].
2.3 지상 정지추력 측정장치
항공용 왕복엔진의 지상 정지추력을 정확하게 측정하기 위해서는 프로펠러에서 발생하는 축방향 추력만을 로드셀에 전달하고, 구조물의 변형이나 마찰에 의한 영향을 최소화하여야 한다.
또한 실제 항공기 장착상태를 가능한 한 동일하게 구현하여 프로펠러 전방 구조물에 의한 장착손실과 냉각계통의 영향을 함께 고려할 필요가 있다.
이에 따라 본 연구에서는 실제 항공기 추진계통을 모사할 수 있는 지상 정지추력 측정장치를 설계 및 구축하였다. 시험장치는 엔진 및 프로펠러, LM Guide 구조물, 이중 로드셀, 데이터 취득장치(DAQ), 인터쿨러 냉각계통, 라디에이터 냉각계통 및 외부 냉각장치로 구성된다. 엔진에서 발생한 추력은 LM Guide를 따라 축방향으로 전달되며, 양측 로드셀에서 측정된 하중을 합산하여 최종 정지추력을 산출하였다.
본 연구에서는 Fig. 3에 나타낸 바와 같이 추력 이외 방향의 하중이 측정결과에 영향을 미치지 않도록 2축 LM Guide를 적용하였다. Fig. 4에 나타낸 바와 같이 LM Guide는 축방향 이동만 허용하고 Pitch 및 Yaw 방향의 자유도를 제한하여 프로펠러에서 발생하는 추력이 로드셀에 직선 방향으로 전달되도록 설계하였다. 이를 통해 횡력에 의한 측정오차를 최소화하고 반복 측정 시 재현성을 확보하였다.
추력 측정은 LM Guide 좌우에 설치된 두 개의 압축형 로드셀을 이용하여 수행하였다. 각각의 로드셀은 최대 1000 lbf까지 측정 가능하며 제조사 교정 기준 정확도는 ±0.04%이다. 데이터는 DAQ를 통해 동시에 취득하였으며, 양측 로드셀의 측정값을 합산하여 최종 정지추력으로 계산하였다. 시험 전에는 영점 보정과 캘리브레이션을 수행하여 초기 오차를 제거하였다.
프로펠러 장착상태에서는 엔진뿐 아니라 인터쿨러, 라디에이터, 냉각 배관 및 각종 보기류가 함께 설치되므로 이러한 구성품 역시 실제 장착 상태와 같이 시험장치에 적용하였다. 특히 수냉식 인터쿨러와 외부 냉각장치를 연결하는 실리콘 호스는 LM Guide의 이동 방향과 동일하도록 배치하여 추가적인 횡하중 발생을 최소화하였다.
또한, 시험장치에는 LM Guide 마찰과 냉각 배관 때문에 발생하는 잔류 하중(tare load)이 존재할 수 있다. 이를 보정하기 위하여 엔진이 정지된 상태에서 전체 추진 계통을 조립한 후 영점 보정을 수행하였으며, 로드셀 출력값을 기준으로 잔류 하중을 제거하였다. LM Guide의 실제 작동 변위는 약 0.1 mm 수준으로 매우 작았으며, 반복 측정 결과 마찰에 의한 영향은 측정 불확도 범위 이내인 것으로 확인되었다.
2.4 냉각 시스템
대상 엔진은 2-Stage 터보차저를 적용하므로 흡입공기의 압축열이 크게 증가한다. 압축공기 온도가 상승하면 흡입공기 밀도가 감소하여 엔진 출력과 추력 측정 결과에 영향을 미치므로 시험 중 흡입공기 온도를 일정하게 유지할 필요가 있다.
이를 위하여 본 연구에서는 Fig. 5와 같이 엔진 하부에 수냉식 인터쿨러를 적용하고 외부 냉각기를 이용하여 냉각수 온도를 제어하였다. 이를 통해 반복 시험 동안 흡입공기 온도의 변화를 최소화하여 동일한 시험조건을 유지하였다.
한편, 지상 정지상태에서는 비행 중에 발생하는 Ram Air가 존재하지 않으므로 라디에이터 냉각 성능이 크게 저하된다. 초기 시험에서는 전기식 블로어를 이용하여 강제냉각을 수행하였으나 중·고부하 영역에서 냉각수 온도가 지속적으로 상승하였다. 이에 따라 실제 푸셔형 항공기의 냉각 유동을 모사할 수 있는 라디에이터 냉각 덕트를 설계하여 적용하였으며, 냉각 성능과 추력 손실을 동시에 비교하였다. 라디에이터 덕트의 형상은 Fig. 6에 나타내었고, 블로워 및 덕트를 장착한 전체 지상 정지추력 측정장비 개략도는 Fig. 7 및 Fig. 8에 나타내었다.
3. 계산 추력과 실제 추력 비교
3.1 이론 정지추력 산정
지상 정지추력은 프로펠러 성능맵과 엔진의 최대출력 조건을 이용하여 계산하였다. 계산은 ISA(International Standard Atmosphere) 해면 조건(ρ=1.225 kg/m³)을 기준으로 수행하였으며, 대상 엔진의 최대출력과 프로펠러 회전속도를 적용하였다.
프로펠러 추력은 MT-Propeller에서 제공하는 성능맵을 이용하여 추력계수(CT)를 결정한 후 Eq. 2를 이용하여 계산하였다. 출력 계수(CP)는 엔진 출력과 프로펠러 회전속도로부터 계산하였으며, 지상 정지상태에서는 항공기 전진속도가 0이므로 전진비(J)는 0으로 적용하였다.
푸셔형 추진 계통에서는 프로펠러 전방 구조물에 의해 유입 유동이 차단되므로 실제 추력은 이상적인 추력보다 감소한다. 본 연구에서는 프로펠러 디스크 면적 대비 가림면적의 비율을 이용하여 장착 손실을 계산하였으며, 이를 이론 추력에 반영하였다.
가림면적은 엔진, 인터쿨러, 라디에이터 및 시험장치 구조물이 차지하는 전면투영면적을 기준으로 산정하였다. 산정된 가림면적을 Eq. 1에 적용하여 장착손실을 계산하였으며, 그 결과 장착손실은 약 5.5%로 나타났다. 계산된 장착손실은 최종 이론 정지추력 산정에 반영하였다.
대상 엔진의 최대출력은 OO kW이며, 이때 프로펠러 목표 최고속도는 2200 rpm이다. 가림면적이 없을 때 대상 엔진의 지상 정지추력은 Table 2에 나타낸 것과 같이 OO lbf로 계산되었다. Eq. 2 및 Eq. 3의 계산에서는 프로펠러 회전속도는 rpm을 rev/s로 환산하여 적용하였으며, 프로펠러 직경은 m, 엔진 출력은 W 단위로 변환하여 차원 일관성을 확보하였다.
Table 2.
Thrust calculation[5].
| Index | Specification | Remark |
| Engine power | OO kW | |
| Propeller speed | 2200 rpm | |
| Propeller diameter | 210 cm | |
| Air density | 1.225 kg/m3 | @ISA 0 |
| True airspeed | 0 m/s | |
| CP | 0.000405 | Eq. 3 |
| J | 0 | Eq. 4(static) |
| CT | 0.15 |
CT map (manufacturer) |
| Thrust | OO lbf | Eq. 2 |
가림면적에 의한 장착 손실은 Eq. 1에 나타낸 수식으로 산정된다. 이에 따라 프로펠러 전단의 지상 정지추력 장비나 엔진의 전면투영면적을 Fig. 9와 같이 모두 식별하였다.
실제 시험은 외기 온도 15~17°C 조건에서 수행되었다. 외기 온도 변화에 따른 공기 밀도 변화는 약 1% 이하 수준으로 계산되며, 이에 따른 추력 영향은 미소한 수준으로 판단되어 본 연구에서는 별도의 보정 없이 비교하였다.
3.2 시험 방법
본 연구에서는 구축된 시험장치의 측정 신뢰성을 평가하기 위하여 동일 조건에서 반복 시험을 시행하였다.
시험은 엔진 정상운전 온도 도달 후 실시하였으며, PLA(Power Lever Angle)를 최대출력 조건까지 증가시켜 안정상태에서 추력을 측정하였다.
추력은 좌우 로드셀에서 동시에 측정한 값을 합산하여 계산하였으며, 동일 조건에서 총 3회의 반복 시험을 시행하였다. 반복 시험 결과의 평균값을 최종 추력으로 사용하였고, 반복 측정 결과를 이용하여 측정 반복성을 확인하였다.
시험 중에는 엔진 출력, 프로펠러 회전속도, 냉각수 온도, 흡입공기 온도 및 로드셀 출력을 동시에 계측하였다. 시험 종료 후 계산 추력과 비교하여 장착손실 및 측정 정확도를 평가하였다.
3.3 시험을 통한 지상 정지추력 측정
지상 정지추력은 3회 반복 측정하여 그 평균값을 최종 추력으로 판단하였다.
아래 Fig. 10의 결과와 같이 PLA 100% 조건에서 엔진 출력은 OO kW를 도시하였고, 이때 지상 정지추력을 측정한 결과 추력 손실률은 5.7%로 나타났다. 반복시험 결과 유사한 추력 값을 나타내어 시험의 반복성을 확인하였다.
그러나 반복시험 과정에서 중·고부하 운전 조건에서는 냉각수 온도가 지속적으로 상승하여 장시간 시험 수행이 어려웠다. 따라서 전기식 블로어를 이용한 강제 냉각 방식은 지상 정지추력 시험에 충분한 냉각 성능을 제공하지 못하는 것으로 판단하였다.
이에 따라 실제 푸셔타입 추진 계통의 냉각 유동을 모사하기 위하여 라디에이터 냉각 덕트를 적용하였으며, 냉각 성능과 추력 특성을 비교하기 위한 후속 시험을 수행하였다.
3.4 냉각 덕트 장착에 따른 추력 영향성 산정
라디에이터 냉각 덕트는 프로펠러 후류에 의해 발생하는 흡입 효과를 이용하여 냉각 성능을 향상시키기 위해 설계하였다. 그러나 덕트를 장착하면 프로펠러 전방의 가림 면적이 증가하므로 장착 손실 역시 증가할 수 있다. 따라서 본 연구에서는 냉각 덕트 형상에 따른 가림 면적 변화와 정지추력 변화를 함께 비교하였다. Cooling Duct #2는 냉각 유량을 유지하면서 가림면적 증가를 최소화하기 위해 형상을 변경하였으며, 두 형상 간 냉각성능과 장착손실의 상충관계를 비교하였다. 덕트 면적에 따른 가림 면적 변화는 Fig. 11 및 Fig. 12에 나타내었으며, 냉각 덕트 장착에 따른 계산 추력 손실률은 아래 Table 3에 나타내었다.
Table 3.
Comparison of calculated thrust and actual thrust.
| Index | Cooling fan type | Cooling duct #1 | Cooling duct #2 |
| Calculated installation loss | 5.5% | 8.7% | 8.6% |
|
Actual installation loss | 5.7% | 9.3% | 8.8% |
|
Deviation (Calc. vs. Act.) | 0.2%P | 0.6%P | 0.2%P |
3.5 라디에이터 냉각 덕트별 정지추력 비교
1차 및 2차 냉각 덕트를 장착하여 지상 정지추력을 측정한 결과는 아래 Fig. 13 및 Fig. 14에 나타내었다.
냉각 덕트를 장착하여 지상 정지추력을 측정한 결과, 냉각팬 형식 대비 냉각수 온도의 상승이 제한되는 결과를 보였다. 또한, 1차 설계 냉각 덕트 장착 결과 실제 장착손실은 9.3%로 나타났고, 추력을 측정하여 계산값과 비교한 결과 0.6%p의 오차가 있었으며, 2차 설계 냉각 덕트 장착 결과 실제 장착손실은 8.8%로 추력을 측정하여 계산값과 비교한 결과 0.2%p의 오차가 있었다. 해당 결과를 Table 3에 나타내었다.
해당 결과를 통해 구축된 지상 정지추력 측정장치가 실제 푸셔형 추진계통의 계산 추력과 실측 추력 간의 높은 일치도를 보여주는 것을 확인하였다. 따라서 본 시험장치는 향후 항공용 왕복엔진의 지상 성능평가 및 인증 관련 시험에 활용 가능한 시험 인프라로 활용될 것으로 기대된다.
각 조건에서 발생한 미소한 오차는 로드셀 정렬, LM Guide 마찰, 구조변형, 유동 비균일성 및 프로펠러 성능맵 보간오차 등의 영향에 기인하였을 가능성이 있는 것으로 판단된다.
또한, 냉각 덕트 장착 시 공기 유입 흐름의 변화로 인해 국부적인 유동 왜곡으로 인한 오차도 영향이 있을 것으로 판단된다.
4. 결 론
본 연구에서는 국내 개발 중인 항공용 왕복엔진의 실제 프로펠러 장착 상태를 모사할 수 있는 지상 정지추력 측정장치를 설계 및 구축하고, 구축된 시험장치의 측정 신뢰성을 실험적으로 검증하였다. 주요 결과는 다음과 같다.
(1) LM Guide 기반의 저마찰 추력 전달 구조와 이중 로드셀을 적용한 지상 정지추력 측정장치를 구축하여 실제 푸셔형 추진계통의 추력 측정이 가능하도록 하였다.
(2) 프로펠러 전방 가림면적(Blockage Area)에 따른 장착손실을 고려하여 이론 정지추력을 산정하였으며, 반복 시험 결과 계산 장착손실률과 실제 장착손실률은 최대 0.6%p 이내의 차이를 나타냈다.
(3) 구축된 시험장치는 반복적인 지상 시험을 통해 안정적인 추력 측정이 가능함을 확인하였다.
(4) 냉각 덕트는 냉각 성능을 향상시켰으나, 가림면적 증가에 따라 장착 손실이 증가하는 경향을 보였으며, 냉각 성능과 장착 손실 간의 상충관계를 확인하였다.
(5) 구축된 시험장치는 향후 항공용 왕복엔진의 성능평가뿐 아니라 형식 인증 시험을 위한 기반 시험설비로 활용될 것으로 기대된다. 향후에는 CFD 기반 유동 해석과 실제 비행 조건을 고려한 성능평가를 수행하여 지상 시험 결과와 실제 비행 환경 간의 상관성을 검증하고, 형식인증 시험에 적용할 수 있는 성능평가 기법으로 확장하고자 한다.
