수분사 마이크로 터보제트 엔진의 성능과 미션 프로파일 변화 분석

1. 서 론

최근 현대 분쟁 환경에서 무인항공기(Unmanned aerial vehicle, UAV)는 정보⋅감시⋅정찰(Intelligence, Surveillance, and Reconnaissance, ISR) 임무를 넘어 고정밀 타격까지 수행하는 핵심 전력으로 활용되고 있다^(1-3). 이러한 변화는 기존의 방위 체계와 운용 개념의 재편을 요구하며 전장 양상의 전환을 가속하고 있다^(4,5). 최근 분쟁 사례에서는 UAV가 대량 운용됨에 따라, 적 탐지에서 타격까지의 시간이 초 단위로 압축되는 전장 환경이 형성되고 있다⁽³⁾. 이에 따라 위협을 회피하고 임무를 완수하기 위한 기동성과 가속 성능은 UAV 생존의 핵심 지표가 되며, 이는 추진 계통 설계를 전술적 패러다임과 연계시키는 요인으로 작용한다^(1,6).

이와 같이 변화하는 전술적 요구에 대응하여 UAV의 고기동성을 뒷받침하기 위한 추진 기술로 마이크로 가스터빈(Micro gas turbine, MGT)의 역할이 중요해지고 있다. 마이크로 가스터빈은 추력 1,000 N 이하의 소형 브레이튼 사이클 기반 추진기관으로, 압축기-연소기-터빈이 단일 샤프트로 구성된 구조를 갖는다. 또한 왕복동 엔진 대비 높은 비출력(Specific power)과 전기 추진 대비 우수한 에너지 밀도는 소형 UAV 플랫폼의 추진기관으로서 경쟁력을 제공한다^(7-9). 이러한 특징에 주목하여 국내에서는 한국항공우주연구원(KARI)을 중심으로 엔진 국산화 연구가 추진되어 왔으며, 해외에서는 NASA의 X-48B 및 PTERA에 JetCat P200급 엔진을 탑재한 추진 통합 검증 사례가 보고된 바 있다⁽⁹⁾.

이러한 기술적 토대 위에서 UAV의 순간 가속 성능이 향상될 경우, 적의 탐지 및 요격 성공 확률을 저감시킬 수 있다. 따라서 UAV의 신속한 가속과 고속 비행을 가능하게 하는 추력 증대 기술의 중요성이 부각되고 있다⁽¹⁰⁾. 특히 추력 증대는 생존성 향상뿐 아니라 비행 성능 개선과 다양한 임무 수행 측면에서 운용 이점을 제공한다⁽¹¹⁾. 그러나 엔진 대형화를 통한 추력 확보는 소형 플랫폼의 중량 및 부피 제약을 심화시켜 임무 효율을 저해할 수 있다. 이에 기존 엔진 규격을 유지한 채 구성품을 개조하여 추력을 향상시키는 기술적 대안이 요구되고 있다^(12,13).

이러한 배경에서 수분사(Water injection) 기술은 비교적 단순한 구성으로 순간 출력을 향상시킬 수 있는 방안으로 주목받고 있다^(14,15). 수분사는 가스터빈 구성품에 물을 미립 분사하는 기술을 의미한다. 수분사로 인한 성능 향상은 물의 증발 잠열에 따른 온도 저감 효과와 유입 질량 유량이 증가하는 효과에 기인한다. 발전용 가스터빈 분야에서는 흡입구 분무(Inlet fogging) 및 습식 압축(Wet compression)을 통해 출력 및 효율 개선 효과가 검증된 바 있다^(16-18). 반면 소형 마이크로 가스터빈 분야에서는 관련 연구가 제한적이며, 실제 비행 미션과 연계한 운용 효과에 대한 분석은 충분히 이루어지지 않았다^(9,15,19,20).

이에 본 연구는 수분사를 적용한 마이크로 가스터빈의 성능 특성을 분석하고, 연료 유량 제어를 통해 터빈 입구 온도(Turbine inlet temperature, TIT)를 유지하는 운용 개념을 제시한다. 나아가 이를 UAV 미션 프로파일과 연계하여 위험 구역 체류 시간 및 항속 특성을 평가함으로써 수분사 기술의 운용 실효성을 규명하고자 한다.

2. 시스템 모델링

2.1 대상 엔진

본 연구에서는 100 N급 마이크로 가스터빈 엔진인 P100-RX-BL을 연구 대상으로 선정하였다. 해당 엔진은 1단 원심 압축기, 연소기, 1단 축류 터빈, 수축 노즐로 구성된 단축(Single spool) 터보제트 엔진으로 Fig. 1에 엔진 모식도와 해석 지점을 제시하였다. 엔진 성능 모델링 및 해석을 위해 GasTurb 12⁽²¹⁾ 소프트웨어를 사용하였다.

Fig. 1

Schematic of P100-RX-BL engine

2.2 설계점 해석

모델링에 필요한 엔진 및 구성품 성능 파라미터는 제작사 공개 사양과 문헌^(13,22)을 바탕으로 일부 확보하였으나, 정보가 제한적인 성능 파라미터의 경우 GasTurb 12에 내장된 Newton-Raphson 알고리즘 기반의 반복계산(Iteration)을 통해 산출하였다. 해당 과정을 통해 도출된 파라미터를 바탕으로 P100-RX-BL 엔진의 설계점 해석을 진행하였으며, 해석을 수행하기 위해 설정한 주요 가정은 다음과 같다.

- 설계점은 ISA Sea Level(외기온: 15 ℃, 외기압: 1 atm, 대기밀도: 1.225 kg/m³) 정적(static) 조건임.
- 공개 사양에 제시된 최대 회전수가 설계점 회전수임.
- 누설 유동은 발생하지 않음.
- 노즐 추력 계수(Nozzle thrust coefficient)는 전 운전구간에서 일정하게 유지됨.
- 작동 유체는 모든 물성치가 온도와 조성에만 의존하는 준 이상기체(Half-ideal gas)임.

소형 마이크로 가스터빈 엔진을 대상으로 성능 해석을 수행한 선행 연구⁽²³⁾ 및 성능 향상을 위한 다양한 기술적 접근법을 제시한 선행 연구^(24,25)에서는 엔진의 소형화로 인해 터빈 냉각 기술의 적용에 구조적⋅기술적 제약이 존재하는 것으로 보고하였다. 이에 본 연구 또한 이러한 한계를 고려하여 냉각 공기를 추기하지 않는 조건으로 해석을 수행하였다. 해석에 사용한 기준 연료는 Jet-A1 kerosene이며, 저위발량(Lower heating value, LHV)은 42,580 kJ/kg이다⁽²²⁾.

설계점 해석 결과를 Table 1에 도시하였으며, 제작사에서 공개한 사양 값과의 오차가 0.2 % 미만으로 나타나 모델링의 타당성을 검증하였다. 설계점의 TIT는 약 916 ℃로 계산되었으며, 이는 냉각 공기 시스템을 필요로 하지 않은 허용 온도에 속하였다⁽²⁶⁾. 구성요소별 상세 모델링은 2.2.1항부터 2.2.4항에 기술하였다.

Table 1

Design and performance parameters of the P100-RX-BL

2.2.1 압축기

작동 유체의 상태량 변화를 기반으로 압축기의 가압 과정을 모델링하였다. 등엔트로피 출구 온도, 압축기 출구 온도(Compressor discharge temperature, CDT) 및 압축기의 소모동력은 각각 식 (1)∼(3)을 통해 계산하였다. 설계점에서의 압축기 효율은 문헌⁽²²⁾을 참고하여 72 %로 설정하였다.

$\[ \frac{T_{3,is}}{T_2}={\left(\frac{P_3}{P_2}\right)}^{\frac{\gamma -1}{\gamma }} \]$

(1)

$\[ h_c\left(T_3\right)=h_c\left(T_2\right)+\frac{h_c\left(T_{3,is}\right)-h_c\left(T_2\right)}{{\eta }_{c,is}} \]$

(2)

$\[ {\dot{W}}_c={\dot{m}}_c\left\{h_c\left(T_3\right)-h_c\left(T_2\right)\right\} \]$

(3)

2.2.2 연소기

연소과정은 완전연소로 모델링하였으며, 연소기 내 압력 손실은 문헌⁽¹³⁾을 참고하여 10 %로 설정하였다. 설계점의 TIT를 만족하기 위한 연료 유량은 식 (4)를 통해 계산하였다.

$\[ h_{comb}\left(T_4\right)=\frac{{\dot{m}}_c\times h_c\left(T_3\right)+{\dot{m}}_{fuel}\times LHV\times {\eta }_{comb}}{{\dot{m}}_c+{\dot{m}}_{fuel}} \]$

(4)

2.2.3 터빈

터빈의 팽창 과정은 압축기와 동일한 열역학적 해석을 적용하였다. 터빈 출구 온도(Turbine exhaust temperature, TET), 등엔트로피 출구 온도 및 터빈 출구 압력은 각각 식 (5)∼(7)을 통해 계산하였다. 설계점의 터빈 효율과 기계 효율은 문헌⁽²²⁾을 참고하여 각각 74 %, 99 %로 설정하였다.

$\[ \begin{array}{l}{\dot{W}}_c={\dot{W}}_t,\\ h_t\left(T_5\right)=h_t\left(T_4\right)-\frac{{\dot{m}}_c}{{\dot{m}}_t}\left\{h_c\left(T_3\right)-h_c\left(T_2\right)\right\}\end{array} \]$

(5)

$\[ h_t\left(T_{5,is}\right)=h_t\left(T_4\right)-\frac{\dot{W_t}}{{\eta }_{t,is}\times {\eta }_m\times {\dot{m}}_t} \]$

(6)

$\[ {\left(\frac{T_{5,is}}{T_4}\right)}^{\frac{\gamma }{\gamma -1}}=\frac{P_5}{P_4} \]$

(7)

2.2.4 노즐

에너지 평형식을 기반으로 노즐에서의 상태량 변화를 모델링하였다. 노즐 출구 속도는 식 (8)을 통해 계산하였고, 노즐에서 발생하는 비가역적인 손실은 노즐 추력 계수(Nozzle thrust coefficient)를 통해 반영하였다. 노즐 추력 계수의 정의는 식 (9)와 같으며, 설계점에서의 노즐 추력 계수는 0.9779로 문헌⁽²⁷⁾에서 보고한 범위 이내의 합리적인 값임을 확인하였다. 이를 바탕으로 순추력과 추력 비연료 소비율(Thrust specific fuel consumption, TSFC)을 각각 식 (10)와 (11)로 도출하였다.

$\[ h_{06}=h_6+\frac{V_6^2}{2}=h_8+\frac{V_{8, ideal }^2}{2}=h_{08} \]$

(8)

$\[ C_F=\frac{F_n}{F_{n, ideal }} \]$

(9)

$\[ F_n={\dot{m}}_8{V}_{8, ideal }{C}_F+A_8\left(P_{8,s}-P_a\right) \]$

(10)

$\[ TSFC=\frac{{\dot{m}}_{fuel }}{F_n} \]$

(11)

2.3 탈설계 해석

탈설계 운전 영역에서는 운전 조건에 따라 엔진 구성요소의 성능이 변화한다. 따라서 탈설계 해석의 정확도를 확보하기 위해 압축기와 터빈의 운전 조건별 성능변화를 실험적으로 도출한 성능선도(Performance map)를 사용해야 한다. 그러나 실제 성능선도는 제조사 내부 자료로서 접근이 제한된다. 이에 따라 본 연구에서는 GasTurb 12에서 제공하는 성능선도를 스케일링하여 적용하였다.

탈설계 해석에 사용한 압축기와 터빈 성능선도는 각각 Fig. 2와 Fig. 3에 도시하였다. 각각의 성능선도는 상용 표준 조건(Standard condition)으로 보정된 상대 반무차원 유량(Normalized corrected flow, NCF), 상대 압력비(Normalized pressure ratio, NPR), 상대 반무차원 회전수(Normalized corrected speed, NCS), 상대 등엔트로피 효율(Normalized efficiency, NEFF)로 구성되었으며, 이에 대한 정의는 식 (12)∼(15)에 제시하였다.

$\[ NCF=\frac{CM}{C{M}_{Design }}, where CM=\dot{m}\times \frac{\sqrt{R_{in}\times T_{in}}/P_{in}}{\sqrt{R_{std}\times T_{std}}/P_{std}} \]$

(12)

$\[ NPR=\frac{PR-1}{P{R}_{Design }-1} \]$

(13)

$\[ NCS=\frac{CS}{C{S}_{Design }}, where CS=N/\sqrt{\frac{R_{in}\times T_{in}}{R_{std}\times T_{std}}} \]$

(14)

$\[ NEFF=\frac{{\eta }_{is}}{{\eta }_{is, Design }} \]$

(15)

Fig. 2

Normalized compressor map

Fig. 3

Normalized turbine map

2.4 수분사 시스템 모델링

수분사의 종류는 압축기 흡입구 덕트에서 미립 분사된 물이 증발되어 입구 온도를 감소시키는 흡입구 분무, 압축기 입구에 물을 직접 분사하는 오버스프레이(Overspray), 그리고 연소기에 물을 직접 분사하는 연소기 직분사(Combustor water injection) 등이 존재한다. 본 연구에서는 오버스프레이와 연소기 직분사를 수분사 기법으로 채택하였다. 이때 두 가지 수분사 기법의 최대 수분사 유량은 문헌을 참고하여 오버스프레이는 압축기 공기 유량의 2 %, 연소기 직분사는 연료 유량의 225 %로 선정하였다^(28,29). 수분사로 인한 엔진 성능변화를 확인하는 경우 분사되는 물의 유량이 특히 중요하지만, UAV와 통합한 비행 성능 해석은 수분사 시스템의 전체 무게를 합당하게 추정하는 것도 중요하다. 따라서 엔진 설계점과 UAV 내부에 탑재될 수 있는 탱크 체적을 종합적으로 고려하여 구성품의 요구 성능을 도출하였다. 수분사 시스템은 문헌⁽³⁰⁾을 참고하여 펌프, 탱크, 인젝터, 압력 레귤레이터로 단순화하였다. 수분사 시스템의 개략도를 Fig. 4에 도시하였고, 수분사 구성품의 주요 성능 및 무게를 Table 2에 정리하였다.

Fig. 4

Configuration of turbojet engine with water injection system

Table 2

Specifications of water injection system components

일반적으로 수분사 시스템에 사용되는 물은 구성품 성능 저하 및 노즐 막힘 현상을 야기하는 파울링을 방지하기 위해 탈염수를 사용한다⁽³¹⁾. 또한 미립 분사된 물 입자가 증발되지 않고 빙결되는 현상을 방지하기 위해 알코올, 글리콜 등을 추가한다⁽³²⁾. 본 연구에서 설정한 최대 고도는 1,700 m로, 해당 고도에서의 대기온도는 ISA 기준 3.95 ℃이다. 이 조건에서는 결빙 가능성이 낮다고 판단하여 해빙제를 추가하지 않았고 분사되는 물의 온도는 15 ℃로 가정하였다. 이때 최대 고도 선정에 대한 근거는 3.1절에 제시하였다.

3. 미션 프로파일 모델링

본 연구에서는 미션 프로파일을 기반으로 수분사 적용에 따른 UAV 비행 성능변화를 정량적으로 평가하였다. 미션 프로파일은 UAV의 비행경로를 이륙, 상승, 순항, 하강, 착륙 단계로 나누어 각 구간에서의 고도, 속도, 비행시간 등의 정보를 포함한다⁽³³⁾.

3.1 UAV 형상

다음의 두 가지 조건을 충족하는 모델을 본 연구의 대상 UAV로 선정하였다.

- 터보제트 엔진을 탑재한 기종
- 활용 가능한 형상 정보가 충분한 기종

문헌⁽³⁴⁾에 따르면 대상 UAV는 최대 추력 230 N급 엔진을 탑재한다. 본 연구에서는 100 N급 엔진 2기를 탑재한 것으로 가정하여 해석을 수행하였다. 또한 추진 시스템 구성 변경에 따른 기체 형상은 변하지 않는 것으로 가정하였다. 주요 형상 정보를 Table 3에 정리하였다.

Table 3

UAV design parameters

본 연구의 미션 프로파일은 문헌^(35-38)의 운용 시나리오를 기반으로 구성하였다. 순항 고도는 1,700 m로 설정하고, 하강 및 착륙 단계에서는 낙하산을 이용한 회수 방식을 적용하였다⁽³⁴⁾. 본 연구의 미션 프로파일을 Fig. 5에 도시하였다.

Fig. 5

Selected Mission profile

3.2 비행 단계별 해석 절차

비행시간 및 비행거리를 결정하기 위해서는 각 비행 구간에서의 속도 계산이 선행된다. 속도는 항공기에 작용하는 추력, 항력, 양력, 중력의 관계를 통해 계산하며, 정상 상태를 가정한 힘 평형식은 식 (16), (17)과 같다. 이때 T는 추력, D는 항력, L은 양력, W는 무게, γ_c는 상승각을 의미한다. 항력과 양력의 정의는 각각 식 (18)와 (19)과 같다. ρ는 대기 밀도, S는 익면적, C_D는 항력계수, C_L은 양력계수를 의미한다.

$\[ T-D=W\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\left({\gamma }_c\right) \]$

(16)

$\[ L=W\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\left({\gamma }_c\right) \]$

(17)

$\[ D=\frac{1}{2}\rho V^2\times S\times C_D \]$

(18)

$\[ L=\frac{1}{2}\rho V^2\times S\times C_L \]$

(19)

항력계수와 양력계수는 C. Polhamus가 제안한 이론식⁽³⁵⁾을 참고하였으며 각각 식 (20)과 (21)과 같다. 기존 양력에 대한 공력계수 K_p와 와류 양력에 대한 공력계수 K_v는 UAV의 종횡비(AR)로 결정되며, 본 연구의 K_p와 K_v는 각각 2.45와 3.2이다⁽³⁵⁾. 정지 항력계수(C_D0)는 받음각(α)과 상관없는 항력계수로 UAV 형상에 따라 고정되는 파라미터이다. 이는 문헌⁽³⁴⁾의 형상 정보와 식 (21)을 통해 계산하였으며, 그 값은 0.008536이다.

$\[ C_L=K_p\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\alpha {\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}}^2\alpha +K_v{\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}}^2\alpha \mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\alpha \]$

(20)

$\[ \begin{array}{ll}{C}_D& =C_{D0}+K_p{\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}}^2\alpha \mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\alpha +K_v{\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}}^3\alpha \\ & =C_{D0}+C_L\mathrm{t}\mathrm{a}\mathrm{n}\alpha \end{array} \]$

(21)

3.2.1 이륙(Take-Off) 구간

이륙 구간은 Fig. 6과 같이 정지 상태에서 장애물 회피 고도(h_tf)까지 도달하기 위한 구간으로, 지상 활주 거리(S_g)와 공중 상승 거리(S_a)의 합과 같다⁽³⁴⁾. 지상 활주 거리는 UAV가 지면에서 활주하는 경로이며, 공중 상승 거리는 일정한 반지름(R)으로 장애물 회피 고도까지 원호의 궤적으로 상승하는 경로를 의미한다. 문헌⁽³⁶⁾에 따라 장애물 회피 고도는 35 ft (10.67 m)로 설정하였으며, 이륙 구간에 필요한 정보는 식 (22)∼(26)로 계산하였다⁽³⁶⁾. w₀는 지상에서의 무게, C_L,max는 최대 양력계수, V_stall은 실속 속도, θ_tf는 S_a의 중심각을 의미한다. 이때 실속 속도란 유동 박리로 양력이 급격히 감소하기 직전의 속도이다. 실속은 최대 양력계수에서 발생하므로, 실속 속도 계산을 위해 문헌⁽³⁴⁾의 형상 정보와 식 (20)을 통해 계산하였으며, 그 값은 0.7009이다. 이륙 시점 속도(V_liftoff)와 장애물 회피 고도에 도달했을 때의 속도(V_htf)는 실속 여유를 고려하여 각각 실속 속도의 1.1배, 1.2배의 속도로 선정하였다⁽³⁶⁾.

$\[ S_g=\frac{1.21w_0/S}{g\times {\rho }_0\times C_{L,max}\times T/w_0} \]$

(22)

$\[ R=\frac{6.96}{g}\times V_{stall }^2 \]$

(23)

$\[ {\theta }_{tf}={\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}}^{-1}\left(1-\frac{h_{tf}}{R}\right) \]$

(24)

$\[ S_a=Rsin\left({\theta }_{tf}\right) \]$

(25)

$\[ V_{stall }=\sqrt{\frac{2w_0}{{\rho }_0\times S\times C_{L,max}}} \]$

(26)

Fig. 6

Take-off profile of UAV

3.2.2 상승(Climb) 구간

상승 구간은 장애물 회피 고도 도달 이후 순항고도까지 지속적인 고도상승이 이루어지는 구간이다. 본 연구에서는 상승 구간을 최대 상승각 속도와 최대 상승률 속도 두 기준으로 각각 구축하고, 두 조건의 운용 성능을 비교 분석하였다.

최대 상승각 속도(Speed for best angle of climb, V_x)는 고도 상승각을 최대화하는 비행속도이다. V_x는 장애물 회피와 같이 제한된 수평거리 내에서 목표 고도에 도달해야 하는 운용 조건에서 유효한 기준 속도로 활용된다. V_x는 UAV의 여유 추력(Excess thrust)이 최대가 되는 조건에서 결정되며, 해당 조건은 식 (27)으로 정의된다.

$\[ \mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{x}\{T\left(V\right)-D\left(V\right)\} \]$

(27)

최대 상승률 속도(Speed for best rate of climb, V_y)는 상승률을 최대화하는 비행속도이다. V_y는 목표 고도에 최단 시간으로 도달하는 것을 요구하는 운용 조건에서 유효한 기준 속도로 활용된다. V_y는 UAV의 여유 동력(Excess power)이 최대가 되는 조건에서 결정되며, 여유 동력은 여유 추력에 비행속도를 곱한 값으로, 해당 조건은 식 (28)으로 정의된다.

$\[ \mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{x}[V\times \{T\left(V\right)-D\left(V\right)\left\}\right] \]$

(28)

상승 구간은 고도 100∼1,700 m 구간을 동일한 간격으로 분할하여 해석하였다. 미분사(Dry) 운전 모드에서 10, 50, 100, 200 m 분할 간격에 대하여 민감도 분석을 수행한 결과, 분할 간격을 축소할수록 상승 구간의 모사 정확도는 향상되었으나 계산 비용이 증가하였다. 또한 비행 성능 지표는 분할 간격이 작을수록 증가하는 경향을 보였다. 본 연구에서는 10 m 간격 해석 결과 대비 비행 성능 지표 오차가 최대 2 %이고 계산 비용이 합리적인 수준이었던 100 m를 해석 간격으로 선정하였다. 각 고도별로 기준 속도와 식 (16)을 적용하여 상승각을 산출하였다. UAV의 가속 상승 거동은 등속 상승 구간과 수평 가속 구간의 반복으로 근사하였다. 등속 상승 구간에서는 이전 고도의 기준 속도와 산출된 상승각을 이용해 다음 고도에 도달한다. 수평 가속 구간에서는 이전 고도 기준 속도에서 다음 고도 기준 속도로 속도가 변화한다. 이때 목표 기준 속도에 도달하기 전에 수평 가속 구간이 종료되는 경우, 가속 종료시점의 속도를 새로운 기준 속도로 정의하여 이후 상승 구간의 초기 조건으로 사용하였다.

4. 운전 시나리오

본 해석에서는 수분사를 통한 이륙 및 상승 구간의 비행 성능변화를 분석하기 위하여 이륙 시점부터 상승 구간 종료 시점까지 수분사가 연속적으로 이루어진다고 가정하였다. 또한 엔진의 TIT는 수분사량과 연료 유량 제어를 통해 설계 점 TIT로 일정하게 유지되는 조건으로 해석하였다.

엔진 성능 해석의 세 가지 운전 모드를 Table 4에 정리하였다. 2.4절에 언급한 바와 같이 미분사(Dry), 압축기 입구 오버스프레이(OS) 및 연소기 직분사(CWI) 세 가지 운전 모드에 대하여 해석을 수행하였다. 또한 비행 성능변화를 분석하기 위해 도출한 미션 프로파일들을 Table 5에 정리하였다. 최대 상승각 속도 기준으로 구축된 상승 구간을 Case A, 최대 상승률 속도 기준으로 구축된 상승 구간을 Case B로 구분하였고 각 Case 마다 세 가지 운전 조건을 적용하여 미션 프로파일들을 도출하였다.

Table 4

Operating modes evaluated in the performance analysis

Table 5

Mission profiles for flight-performance analysis

5. 결과 및 논의

5.1 수분사에 따른 엔진 성능변화 분석

미분사와 OS, CWI 운전 조건에서 수분사 유량에 따른 추력 변화를 Fig. 7에 도시하였다. 또한 Table 6에 미분사와 각 위치별 최대 수분사량을 가질 때 엔진 성능을 정리하였다. 수분사량이 증가할수록 OS와 CWI에서의 최대 추력이 모두 비례적으로 증가하는 것을 확인할 수 있다. 이는 분사되는 물의 유량이 많아질수록 엔진의 코어 유량이 증가하는 영향과 압축기-터빈 작동점 매칭 과정에서 상승한 노즐 압력비로 인해 배기가스 속도가 증가하는 영향이 복합적으로 작용하기 때문이다. 따라서 최대 추력은 OS 대비 68 % 더 많은 수분사가 가능했던 CWI에서 124.3 N으로 확인되었다. 그러나 수분사량이 동일한 조건에서 OS는 CWI보다 더 큰 추력을 보였다. CWI의 경우는 연소기에서 증발한 물로 인해 터빈 입구 유량이 증가하고, 이에 따라 터빈 출력이 상승한다. OS의 경우는 CWI와 동일한 원리로 터빈 출력이 상승하는 동시에 압축기 입구에 분사된 물이 압축기 내부에서 증발하면서 중간 냉각(Intercooling) 효과로 압축기 소모 동력을 추가로 감소시킨다. 따라서 OS는 CWI보다 회전수와 압력비가 더 크게 증가한 작동점에서 압축기 소모 동력과 터빈 출력이 매칭되었고, 결과적으로 OS의 엔진 코어 유량과 배기가스 속도가 모두 CWI보다 컸기에 추력 증대율 또한 더 컸다.

Fig. 7

Net thrust variation according to injected water mass flow

Table 6

Comparison of engine performance parameters according to operation modes

수분사 유량에 따른 TSFC 변화를 Fig. 8에 도시하였다. CWI의 경우 수분사가 이루어지는 모든 조건에서 설계점 대비 TSFC가 악화되는 반면, OS는 모든 구간에서 개선되었다. 특히 수분사 유량이 1.6 g/s일 때, TSFC가 설계점 대비 최대 0.8 % 개선되었다. 이는 OS가 CWI에 비해 동일한 TIT를 유지하기 위해 더 많은 연료를 소모함에도 불구하고, 압축기 소모 동력 절감에 따른 추력 증대 효과가 연료 소모량의 증가분을 상쇄할 만큼 컸기 때문이다. 즉, OS는 연료 유량 증가율보다 추력 증가율이 더 가파르게 나타나 TSFC가 개선되는 반면, CWI는 추력 증가보다 연료 유량 증가가 더 지배적으로 작용하여 TSFC가 악화되었다.

Fig. 8

TSFC variation according to injected water mass flow

5.2 수분사에 따른 미션 프로파일 변화 분석

최대 상승각 속도 기준으로 구축된 이륙 및 상승 구간인 Case A를 Fig. 9에 도시하였고 주요 비행 성능변화는 Table 7에 정리하였다. Case A의 목적인 평균 상승각은 미분사 대비 OS가 8.8 %, CWI가 16.2 % 증가하였는데 이는 5.1절에서 확인한 것과 같이 CWI의 최대 추력이 더욱 크기 때문이다. 소모되는 물의 양은 최대 수분사량 차이로 인해 CWI가 OS보다 194 % 더 많았으며, 수분사 시스템과 소모되는 물의 무게를 포함한 UAV 전체 무게는 미분사 대비 OS, CWI 각각 11.3 %, 16.4 % 증가하였다. 그러나 최대 추력이 증가함에 따라 추중비는 각각 설계점 대비 4.6 %, 6.9 % 증가하였다. 목표 고도에 도달하는 데 소모된 연료는 미분사가 가장 적었으며, OS와 CWI에서 각각 약 6.3 %, 12.5 % 증가하였다. 이 영향으로 항속거리가 미분사 대비 모두 감소하였지만, 최대 감소율은 CWI에서 0.77 %로 1.5 km 이내였다.

Fig. 9

Effect of water injection on take-off and climb profiles in case A

Table 7

Comparison of flight performance in case A for operating modes

최대 상승률 속도 기준으로 구축된 이륙 및 상승 구간인 Case B를 Fig. 10에 도시하였고 주요 비행 성능변화는 Table 8에 정리하였다. Case B의 목적인 평균 상승 속력은 미분사 대비 OS가 7.0 %, CWI가 10.8 % 증가하였다. 소모되는 물의 비율은 CWI가 OS보다 193 % 더 많아 Case A와 유사하였지만, 물 소모량은 Case B가 더욱 작았다. 이는 Case B가 더 큰 평균 속도를 가지고 있기에 OS와 CWI의 목표 고도에 도달하기 위한 소요 시간을 Case A 대비 각각 17.0 %, 17.7 % 줄였기 때문이다. 또한 소모되는 물의 양이 감소함에 따라 Case A 대비 UAV 전체 무게의 소폭 경량화가 이루어졌고, 이로 인해 OS와 CWI의 추중비가 설계점 대비 각각 5.0 %, 7.97 % 증가했다. 목표 고도에 도달하는 데 소모된 연료는 미분사 대비 OS가 4.7 %, CWI가 9.9 % 증가하였다. 이는 Case B가 Case A보다 더 적은 연료로도 목표 고도에 도달할 수 있고, 더 많은 연료를 순항 구간에 사용함으로써 순항 거리를 확보할 수 있음을 의미한다.

Fig. 10

Effect of water injection on take-off and climb profiles in case B

Table 8

Comparison of flight performance in case B for operating modes

6. 결 론

본 연구에서는 수분사 위치에 따른 100 N급 마이크로 터보제트 엔진의 성능변화를 분석하였다. 또한 수분사 터보제트 엔진과 UAV 형상을 통합하여 이륙 및 상승 구간의 비행 성능변화를 분석하였으며, 연구의 결과는 다음과 같이 요약된다.

• 1) 오버스프레이(OS)의 최대 추력 증대율은 16.5 %, 연소기 직분사(CWI)의 최대 추력 증대율은 24.3 %로 확인되었다. 그리고 분사되는 수분사 유량이 동일할 경우 OS의 중간 냉각 효과로 인해 CWI 대비 추력 증대율이 더욱 컸다.
• 2) OS, CWI 모두 설계점 TIT를 유지하기 위해 연료 유량이 모두 증가하였다. CWI는 추력이 증대되었음에도 불구하고 모든 수분사량 구간에서 TSFC가 악화되었지만, OS는 추력 증대의 영향이 지배적이었기에 TSFC가 개선되었다. 특히 분사되는 유량이 1.6 g/s일 때, TSFC가 최대 0.8 % 개선되었다.
• 3) Case A와 B에서 수분사 적용에 따른 비행 성능변화는 정성적으로 동일하였다. 최대 추력이 증가함에 따라 평균 상승각 및 평균 비행속도가 모두 향상되었다. 또한 수분사 시스템과 탑재되는 물로 인해 UAV의 전체 무게가 증가하였지만, 증가한 엔진 추력의 영향이 더욱 커 추중비가 향상되었다.
• 4) 설계점 TIT를 유지하며 목표 고도에 도달하기 위해 소모되는 연료가 미분사 대비 모두 증가하였고, 이로 인해 UAV의 항속거리가 Case A-CWI에서 최대 0.77 % 감소하였다. 이때 Case B의 미션 시나리오가 Case A보다 항속거리 손실을 최소화하는 데 더 유리하였다.

해석 결과, 대상 엔진에서는 오버스프레이(OS) 적용이 추력 향상과 TSFC 개선이 동시에 나타나 효율 관점에서 가장 유리한 운용 조건으로 확인되었다. 반면 OS 수준을 초과하는 추가 추력이 요구되는 경우에는 TSFC 증가를 수반하더라도 연소기 직분사(CWI)가 더 큰 추력 증대 효과를 제공하였다. 따라서 운용 목적에 따라 OS와 CWI를 적절히 선택할 필요가 있다. 또한 수분사 적용에 따른 일시적 추력 증대는 UAV의 상승 구간의 비행 성능을 향상시켜, 운용 전략을 다각화하는 것에 실효성이 있음을 검증하였다.

Acknowledgments

본 연구는 기후에너지환경부(MCEE)와 한국에너지기술평가원(KETEP)의 지원을 받아 수행된 연구 과제입니다(NO. 202502662968 & No. 202300236869).

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