터보팬

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1. 개요

터보팬은 터보제트 엔진의 연비 개선을 위해 개발된 제트 엔진의 한 종류이다. 터보팬은 터보제트와 유사하게 작동하지만, 바이패스비를 높여 연소되지 않은 공기를 추가로 배출하여 추력을 증가시키고 연료 효율을 향상시킨다. 터보팬은 민간 여객기와 군용기에 널리 사용되며, 바이패스비에 따라 저바이패스비 엔진과 고바이패스비 엔진으로 분류된다. 터보팬 엔진은 다양한 구성으로 제작되며, 단일 축, 2축, 3축, 기어드 터보팬 등이 있다. 현재 제너럴 일렉트릭, 롤스로이스, 프랫앤휘트니 등이 터보팬 엔진 시장을 주도하고 있다.

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터보팬
개요
터보팬 엔진 다이어그램
유형	에어브리딩 제트 엔진
작동 방식	팬을 구동하여 추력을 생성
구성 요소
저압 스풀	저압 압축기 저압 터빈
고압 스풀	고압 압축기 고압 터빈
고정 부품	노즐 연소실
구조
1	나셀
2	팬
3	저압 압축기
4	고압 압축기
5	연소실
6	고압 터빈
7	저압 터빈
8	코어 노즐
9	팬 노즐
특징
주요 용도	대부분의 현대 여객기에 사용
높은 추력	뛰어난 연료 효율성
군용기	대부분의 전술 군용기는 저바이패스 터보팬 엔진을 사용
연료 효율성	연비 향상에 기여
바이패스비	높을수록 연비 효율 증가 낮을수록 고속 성능 증가
관련 엔진
관련 엔진	터보프롭 터보제트 프롭팬
기타
로마자 표기	turbofan 또는 fanjet

2. 특징

터보제트 기관에 비해 높은 바이패스비를 가지고 있어 더 많은 산소와 연료가 혼합되어 완전 연소가 가능하다. 따라서 터보제트 기관에 비해 높은 연비를 달성하였다. 터보팬 기관의 발명은 제트 엔진 역사에서 가장 큰 진보 중 하나로 꼽힌다.^[75]

민간 여객기는 경제성이 중요하므로 대체로 터보팬 기관을 장착하며, 군용기도 최근 개발된 것들은 대부분 터보팬 기관을 사용한다. 예전에 개발된 터보제트 기관을 장착한 군용기들도 개량 과정에서 터보팬 엔진으로 교체하는 경우가 많다.

최근에는 여러 차례의 오일 쇼크를 겪으면서 연료비 상승으로 인해 바이패스비가 높아지는 추세이다.

3. 터보제트와의 비교

터보제트는 엔진으로 들어오는 모든 공기가 압축기, 연소기, 터빈을 거쳐 노즐로 배출되지만, 터보팬은 압축기로 들어온 공기 일부가 연소기나 터빈을 거치지 않고 노즐로 바로 배출된다.^[21] 연소기와 터빈을 통과하는 공기 흐름은 코어 유동(core flow) 또는 주 유동(primary flow)이라 하고, 통과하지 않는 흐름은 바이패스 유동(bypass flow) 또는 2차 유동(secondary flow)이라고 한다.^[21]

코어 유동은 노즐에서 고온, 고압, 고속으로 배출되며, 바이패스 유동은 코어 유동보다 온도, 압력, 속도가 상대적으로 낮다.^[21] 바이패스 유동은 터빈 일(turbine work)을 훨씬 적게 소모하므로, 엔진이 배출하는 공기 유량을 크게 늘릴 수 있다.^[21]

엔진 추력은 배출되는 기체의 운동량에 비례하므로, 속도와 유량 증가는 모두 추력 증가에 기여한다.^[21] 하지만, 같은 에너지를 쓴다면 코어 유동으로 속도를 높이는 것보다 바이패스 유동으로 유량을 늘리는 것이 추력 증가에 더 효율적이다.^[21]

프로펠러 엔진은 저속, 터보제트 엔진은 고속, 터보팬 엔진은 그 중간 속도에서 가장 효율적이다.^[22] 터보팬 엔진은 대략 에서 속도, 즉 대부분의 상용 항공기가 운항하는 속도 범위에서 가장 효율적이다.^[22]

터보제트(제로 바이패스) 엔진은 고온 고압의 배기가스가 추진 노즐을 거쳐 팽창, 가속되어 추력을 만든다.^[23] 압축기는 터빈이 만든 기계적 동력을 흡수한다.^[23] 바이패스 설계에서는 추가 터빈이 덕티드 팬을 구동해 엔진 앞쪽에서 뒤쪽으로 공기를 가속시킨다.^[23] 고바이패스 설계에서는 덕티드 팬과 노즐이 추력 대부분을 생성한다.^[23] 터보팬은 터보프롭과 원리가 비슷한데, 두 엔진 모두 가스터빈의 가스 동력 일부를 추가 기계로 전달해 바이패스 스트림으로 보내고, 고온 노즐이 운동 에너지로 바꾸는 양을 줄인다.^[23] 터보팬은 배기가스에서 추력을 모두 얻는 터보제트와 배기가스에서 추력을 거의(보통 10% 미만) 얻지 않는 터보프롭의 중간 단계이다.^[23] 샤프트 동력을 뽑아 바이패스 스트림으로 보내면 추가 손실이 생기지만, 추진 효율이 좋아져서 손실이 상쇄된다.^[24] 터보프롭은 최적 비행 속도에서 터보제트보다 연료를 상당히 절약하는데, 저손실 추진 노즐에 터빈, 기어박스, 프로펠러를 추가했음에도 그렇다.^[24]

프루드 효율은 다음과 같이 정의된다.^[24]

\eta_f = \frac {2}{1 + \frac {V_j}{V_a}}

= 추력 등가 제트 속도
= 항공기 속도

터보제트 엔진은 엔진 출력 전부를 고속, 고온 배기 가스 제트 형태 추력을 만드는 데 쓰지만, 터보팬은 저속, 저온 바이패스 공기가 총 추력의 30%~70%를 제공한다.^[25]

터보팬 추력 ('''F_N''')은 다른 제트 엔진처럼 전체 배기의 유효 배기 속도에 따라 달라지지만, 배기 제트가 두 개이므로 추력 방정식을 다음과 같이 확장할 수 있다.^[26]

F_N = \dot{m}_e v_{he} - \dot{m}_o v_o + BPR\, (\dot{m}_c) v_f

= 코어 엔진에서 나오는 고온 연소 배기 흐름의 질량 유량
= 터보팬에 유입되는 총 공기 흐름의 질량 유량 =
= 코어 엔진으로 흐르는 유입 공기의 질량 유량
= 코어 엔진을 우회하는 유입 공기의 질량 유량
= 코어 엔진을 우회하는 공기 흐름의 속도
= 코어 엔진에서 나오는 고온 배기 가스의 속도
= 총 공기 유입 속도 = 항공기의 진공속도
= 바이패스 비율

4. 작동 원리

터보팬은 터보제트의 연료 소비를 개선하기 위해 발명되었다. 터보팬은 더 많은 공기를 밀어냄으로써 추진 제트의 질량을 증가시키고 속도를 낮추어 터보제트에 비해 연료 소비를 줄인다. 이는 점성력을 사용하는 대신 덕트 팬을 추가하는 기계적인 방법으로 이루어진다.^[5]

프랭크 휘틀은 1936년 3월 영국 특허에서 터보팬의 원리를 설명했는데,^[7] 당시에는 터보팬이라는 명칭을 사용하지 않았지만 시속 500마일(약 805km/h)의 비행 속도를 구상했다. 터보제트는 열역학 사이클에서 나오는 가스를 추진 제트로 사용하지만, 시속 500마일 미만의 항공기 속도에서는 터보팬으로 해결되는 두 가지 단점이 있다.

터보팬은 가스 발생기에서 엔진 내부에서 사용 가능한 에너지를, 추가적인 가속된 공기 질량을 생성하는 덕트 팬으로 전달함으로써 추력 효율을 높인다. 코어에서 바이패스 공기로의 에너지 전달은 코어 노즐에 더 낮은 압력과 온도의 가스(더 낮은 배기 속도)를 유입시키고, 팬에 의해 생성된 더 높은 압력과 온도의 바이패스 공기가 팬 노즐에 유입되도록 한다. 두 기류 모두 엔진의 총 추력에 기여한다. 바이패스 스트림의 추가 공기는 공기 흡입구 스트림 튜브의 램 드래그를 증가시키지만, 여전히 순 추력이 상당히 증가한다.

터보팬은 터보제트로부터 발전한 것으로서 그 형태가 유사하므로, 서로 비교하여 설명하는 것이 각각의 특징을 이해하는 데 도움이 된다. 그림에서 알 수 있듯이, 터보제트에서는 엔진으로 유입되는 모든 공기가 압축기, 연소기, 터빈을 통과하는 유로를 거쳐 노즐로 배출되는 반면, 터보팬에서는 압축기로 유입된 공기의 일부가 연소기나 터빈을 거치지 않고 노즐로 배출된다. 이처럼 연소기 및 터빈을 통과하는 유동을 코어 유동(core flow) 또는 주 유동(primary flow)이라 부르고, 이를 통과하지 않는 유동을 바이패스 유동(bypass flow) 또는 2차 유동(secondary flow)이라 부른다.

엔진의 추력은 배출되는 기체의 운동량( $P=mv$ )에 비례하기 때문에 속도 증가와 유량 증가는 모두 추력 증가에 도움이 된다. 그러나 일반적인 경우 코어 유동으로 사용하여 속도를 증가시키는 것보다는 같은 에너지를 사용하여 바이패스 유동의 유량을 증가시키는 것이 추력 증가에 더 효율적이다. 바로 이러한 이유로 대부분의 항공기가 터보제트 대신 터보팬을 사용하게 되었다.

엔진 코어를 우회하는 공기의 질량 흐름과 코어를 통과하는 공기의 질량 흐름의 비율을 바이패스 비율이라고 한다.

5. 바이패스 비

터보팬에서 바이패스 유동의 유량과 코어 유동의 유량의 비율을 바이패스 비(bypass ratio)라고 한다.^[13] 바이패스 비 2:1은 바이패스 유동의 유량이 코어 유동의 유량의 2배라는 의미이다. 터보제트는 터보팬 중 바이패스 비가 0:1인 특수한 경우라고 할 수 있다.

터보팬 엔진은 일반적으로 BPR(바이패스 비)로 설명되며, 전체 압력비, 터빈 입구 온도 및 팬 압력비와 함께 중요한 설계 매개변수이다.^[14] 일정한 코어, 코어와 바이패스 제트 속도가 같고 특정 비행 조건을 고려하면, 추력 1파운드당 연료 소비량(sfc)은 BPR이 증가함에 따라 감소한다. 동시에 총 추력과 순 추력이 증가하지만, 그 양은 다릅니다.^[15]

전투기는 바이패스 비가 상대적으로 낮은 엔진을 사용하고, 여객기는 이에 비해 바이패스 비가 높은 엔진을 사용하는 것이 현대 항공기의 일반적인 추세이다.

이는 바이패스 비가 높은 엔진의 경우 동일한 추력을 내는 데 필요한 연료량이 적은 반면, 엔진의 단면적이 커 비행 시의 공기 저항이 크고, 따라서 빠른 속도를 필요로 하는 항공기의 경우에는 적합하지 않기 때문이다.

6. 효율

프로펠러 엔진은 저속에서 가장 효율적이며, 터보제트 엔진은 고속에서, 그리고 터보팬 엔진은 그 중간 속도에서 가장 효율적이다. 터보팬 엔진은 대략 속도, 즉 대부분의 상용 항공기가 운항하는 속도 범위에서 가장 효율적인 엔진이다.^[21]^[22]

터보제트(제로 바이패스) 엔진에서는 고온 고압의 배기가스가 추진 노즐을 통과하여 팽창하면서 가속되어 추력을 모두 생성한다. 압축기는 터빈이 생성한 기계적 동력을 흡수한다. 바이패스 설계에서는 추가 터빈이 덕티드 팬을 구동하여 엔진 전면에서 후방으로 공기를 가속시킨다. 고바이패스 설계에서는 덕티드 팬과 노즐이 추력의 대부분을 생성한다. 터보팬은 원리적으로 터보프롭과 밀접하게 관련되어 있는데, 두 엔진 모두 가스터빈의 가스 동력의 일부를 추가 기계를 사용하여 바이패스 스트림으로 전달하여 고온 노즐이 운동 에너지로 변환하는 양을 줄이기 때문이다. 터보팬은 배기가스로부터 추력을 모두 얻는 터보제트와 배기가스로부터 최소한의 추력(일반적으로 10% 미만)을 얻는 터보프롭의 중간 단계를 나타낸다.^[23] 샤프트 동력을 추출하여 바이패스 스트림으로 전달하면 추가적인 손실이 발생하지만, 향상된 추진 효율로 인해 이러한 손실은 충분히 상쇄된다. 터보프롭은 최적 비행 속도에서 터보제트의 저손실 추진 노즐에 추가 터빈, 기어박스 및 프로펠러가 추가되었음에도 불구하고 터보제트보다 상당한 연료 절감 효과를 제공한다.^[24] 터보팬은 더 많은 압축기 단계/블레이드, 팬 및 바이패스 덕트로 인해 추가적인 손실이 발생한다.

프루드 효율 또는 추진 효율은 다음과 같이 정의할 수 있다.

$\eta_f = \frac {2}{1 + \frac {V_j}{V_a}}$

여기서:

$V_j$ = 추력 등가 제트 속도
$V_a$ = 항공기 속도

7. 추력

터보제트 엔진은 엔진 출력 전체를 고속의 고온 배기 가스 제트 형태의 추력을 생성하는 데 사용하는 반면, 터보팬은 저속의 저온 바이패스 공기가 터보팬 시스템이 생성하는 총 추력의 30%에서 70%를 제공한다.^[25]

터보팬이 생성하는 추력 ('''F_N''')은 다른 제트 엔진과 마찬가지로 전체 배기의 유효 배기 속도에 따라 달라지지만, 두 개의 배기 제트가 존재하기 때문에 추력 방정식을 다음과 같이 확장할 수 있다.^[26]

$F_N = \dot{m}_e v_{he} - \dot{m}_o v_o + BPR\, (\dot{m}_c) v_f$

여기서:

변수	설명
$\dot{m}_e$	코어 엔진에서 나오는 고온 연소 배기 흐름의 질량 유량
$\dot{m}_o$	터보팬에 유입되는 총 공기 흐름의 질량 유량 = $\dot{m}_c + \dot{m}_f$
$\dot{m}_c$	코어 엔진으로 흐르는 유입 공기의 질량 유량
$\dot{m}_f$	코어 엔진을 우회하는 유입 공기의 질량 유량
$v_f$	코어 엔진을 우회하는 공기 흐름의 속도
$v_{he}$	코어 엔진에서 나오는 고온 배기 가스의 속도
$v_o$	총 공기 유입 속도 = 항공기의 진공속도
BPR	바이패스 비율

8. 노즐

냉각 덕트와 코어 덕트의 노즐 시스템은 두 개의 분리된 배기 흐름을 사용하기 때문에 비교적 복잡하다. 고바이패스 엔진에서는 팬이 엔진 전면 근처의 짧은 덕트에 위치하며 일반적으로 수렴형 냉각 노즐을 가지고 있으며, 덕트의 후미는 저압력비 노즐을 형성하여 정상적인 조건에서는 초크되어 코어 주변에 초음속 흐름 패턴을 생성한다. 코어 노즐은 보다 일반적이지만 추력을 덜 발생시키며, 소음 고려 사항과 같은 설계 선택에 따라 초크되지 않을 수도 있다.^[27] 저바이패스 엔진에서는 두 흐름이 덕트 내에서 결합되어 공통 노즐을 공유할 수 있으며, 여기에 애프터버너를 장착할 수 있다.

9. 소음

고바이패스 터보팬 엔진을 통과하는 공기 흐름의 대부분은 저속 바이패스 흐름이다. 고속 엔진 배기가스와 결합하더라도 평균 배기 속도는 순수 터보제트 엔진보다 상당히 낮다. 따라서 터보팬 엔진은 동일한 추력을 가진 순수 제트 엔진보다 훨씬 조용하며, 제트 소음은 더 이상 주된 소음원이 아니다.^[28] 터보팬 엔진 소음은 흡입구를 통해 상류로, 그리고 주 노즐과 바이패스 덕트를 통해 하류로 전파된다. 다른 소음원으로는 팬, 압축기, 터빈이 있다.^[29]

팬 소음은 팬 블레이드 후류와 하류 팬 출구 스테이터 베인의 압력장의 상호 작용으로 인해 발생할 수 있다. 블레이드 후미와 스테이터 입구 사이의 적절한 축 방향 간격을 통해 최소화할 수 있다.^[30]

10. 종류

터보팬은 터보제트의 연료 소비를 개선하기 위해 발명되었다. 터보팬은 더 많은 공기를 밀어내어 추진 제트의 질량을 증가시키고 속도를 낮춤으로써 터보제트에 비해 연료 소비를 줄인다. 프랭크 휘틀은 1936년 3월 영국 특허에서 터보팬의 원리를 설명했는데, 당시에는 터보팬이라는 명칭을 사용하지 않았지만 시속 500마일(약 805km)의 비행 속도를 구상했다.^[7]

터보제트는 열역학 사이클에서 나오는 가스를 추진 제트로 사용하지만, 시속 500마일 미만의 항공기 속도에서는 두 가지 단점이 있다. 첫째, 추진 제트가 항공기의 전진 속도보다 훨씬 빠르게 후방으로 이동하여 에너지가 낭비된다. 둘째, 저속에서는 연소 효율이 떨어진다. 터보팬은 이러한 단점을 개선하여 연료 소비를 줄인다.

아음속 비행 속도에서 추력을 생성하는 데는 비용이 발생하기 때문에 추진 제트의 속도를 줄여야 한다. 터보팬은 가스 발생기에서 엔진 내부에서 사용 가능한 에너지를 추가적인 가속된 공기 질량을 생성하는 덕트 팬으로 전달함으로써 이를 수행한다.

엔진 코어를 우회하는 공기의 질량 흐름과 코어를 통과하는 공기의 질량 흐름의 비율을 바이패스 비율이라고 한다. 팬 추력에 비해 제트 추력이 더 큰 엔진은 ''저바이패스비 터보팬''으로 알려져 있으며, 제트 추력보다 팬 추력이 훨씬 더 큰 엔진은 ''고바이패스비 터보팬''으로 알려져 있다. 대부분의 상용 항공기 제트 엔진은 고바이패스^[2]^[3]이며, 대부분의 최신 전투기 엔진은 저바이패스^[12]^[4]이다.

터보팬 엔진의 ''바이패스비(BPR)''는 바이패스 스트림의 질량 유량과 코어로 유입되는 질량 유량의 비율이다.^[13] 예를 들어, 바이패스비가 6이면 연소실을 통과하는 양보다 6배 많은 공기가 바이패스 덕트를 통과한다는 것을 의미한다.

일정한 코어, 코어와 바이패스 제트 속도가 같고 특정 비행 조건을 고려하면, 추력 1파운드당 연료 소비량(sfc)은 바이패스비가 증가함에 따라 감소한다. 동시에 총 추력과 순 추력이 증가하지만, 그 양은 다릅니다.^[15]

바이패스는 일반적으로 연료 소비량과 제트 소음을 줄이기 위해 가스터빈에서 공기의 바이패스 스트림으로 가스 동력을 전달하는 것을 의미한다.

코어 엔진 전면에 팬을 추가한 전면 팬 방식과 후면에 추가하는 후면 팬 방식 등이 있었지만, 현재는 전면 팬 방식이 주류이다. 전면 팬 방식의 터보팬 엔진에서 코어 엔진에 사용하는 공기 유입량과 팬만 통과하는 공기 유입량의 비율을 바이패스 비라고 하며, 바이패스 비의 비율에 따라 저바이패스비 엔진과 고바이패스비 엔진으로 분류된다.

10. 1. 저바이패스비 엔진

저바이패스비 엔진은 바이패스비가 대략 1에서 2 미만인 것을 가리킨다. 팬으로부터의 공기 배기량이 적어 터보제트 엔진에 가까운 특성을 갖는다. P&W TF30 엔진이 F-111에 사용된 이후, 초음속 비행이 필요한 군용기(특히 전투기와 다목적 전투기)의 엔진에도 순수한 터보제트를 대신하여 터보팬을 사용하게 되었다. 하지만 기존의 터보제트에 비해 저속 성향이기 때문에 음속 돌파에는 단시간에 연료를 대량으로 소비하는 애프터버너의 사용에 의존해야 했다. F-22에 채용된 P&W F119 엔진은 터보팬 엔진의 우위성과 요구 성능의 균형을 고려하여 바이패스비가 특히 낮게 설계되어 터보제트에 더 가까운 특성을 갖게 되었다. 이로 인해 터보팬 엔진이면서도 애프터버너 없이 음속 돌파가 가능하게 되었다.

아음속기에서는 후술하는 고바이패스비 엔진이 사용되지만, 초기 터보팬 엔진은 기술적 한계로 아음속기용이라도 저바이패스비 엔진을 채용하고 있었다. P&W JT8D는 바이패스비가 1 정도로 보잉 727과 보잉 737 등에 사용되었다.

팬으로부터의 공기 배기는 코어 엔진의 바깥쪽을 지나 노즐에서 코어 엔진으로부터의 배기와 혼합되어 배출되는 경우가 많다. 이로 인해 배기 속도가 평균화되어 보다 적절한 배기 속도를 얻을 수 있다.

10. 2. 고바이패스비 엔진

고바이패스비 엔진은 바이패스비(bypass ratio)가 대략 4 이상인 엔진을 가리킨다. 1960년대 후반부터 실용화되었으며, 현대 제트 여객기 엔진의 주류를 이룬다. 바이패스비 향상은 아음속 비행에서 연료 효율 향상으로 이어진다.^[73]^[74]

초기 고바이패스비 엔진인 P&W JT9D (보잉 747 등에 사용)는 바이패스비가 약 5 정도였지만, 최신 엔진 얼라이언스 GP7000은 바이패스비가 8.7에 달한다.

고바이패스비 엔진에서는 노즐에서 팬에서 배출되는 배기가스와 코어 엔진에서 배출되는 배기가스를 섞지 않고, 팬 바로 뒤에서 엔진 외부로 배출하는 경우가 많다. 이는 긴 덕트를 통과함으로써 발생하는 효율 저하의 단점을 피하기 위한 것이다. 팬에서 배출되는 공기량이 코어 엔진 배기가스량보다 압도적으로 많기 때문에, 팬 바로 뒤에서 배출된 제트류가 코어 엔진의 배기가스를 감싸는 형태가 되어, 양자의 혼합은 문제없이 이루어지고, 코어 엔진 배기가스의 유속은 최적화된다. 또한, 팬의 배기가스가 코어 엔진의 배기가스를 감싸기 때문에 소음이 작아져 도시 지역에서의 비행 경로의 자유도가 증가하는 장점이 있다.

10. 3. 애프터버닝 터보팬

1970년대 이후 대부분의 전투기 엔진은 혼합 배기가스, 애프터버너, 가변 면적 배기 노즐을 갖춘 저/중 배기비 터보팬이었다. 애프터버너는 터빈 블레이드 하류와 노즐 상류에 위치한 연소기로, 애프터버너 전용 연료 분사기에서 연료를 연소한다. 점화되면, 대량의 연료가 애프터버너에서 연소되어 배기가스의 온도를 상당히 높여 배기 속도/엔진 고유 추력을 증가시킨다. 애프터버너가 점화될 때 추가적인 부피와 증가된 유량을 수용하기 위해 가변 기하학적 노즐이 더 큰 목구멍 면적으로 열려야 한다. 애프터버너는 이륙, 천음속 가속 및 전투 기동을 위한 상당한 추력 증가를 제공하도록 설계되지만, 연료 소비가 매우 크다.^[4] 따라서 애프터버너는 임무의 짧은 구간에만 사용할 수 있다.

주 엔진과 달리 연소기의 화학량론적 온도는 터빈에 도달하기 전에 낮춰야 하지만, 최대 연료 공급 시 애프터버너는 노즐 입구에서 약 2,100,000의 화학량론적 온도를 생성하도록 설계되었다. 주어진 팬 공기 흐름에 대해 고정된 총 적용 연료 대 공기 비율에서 총 연료 흐름은 엔진의 건조 고유 추력에 관계없이 동일하다. 그러나 고유 추력 터보팬은 정의상 더 높은 노즐 압력비를 가지므로 더 높은 애프터버닝 순 추력과 따라서 더 낮은 애프터버닝 고유 연료 소비량(SFC)을 갖게 된다. 그러나 고유 추력 엔진은 높은 건조 SFC를 갖는다. 중간 고유 추력 애프터버닝 터보팬의 경우 상황이 반대이다. 즉, 애프터버닝 SFC가 나쁘고 건조 SFC가 좋다. 전자의 엔진은 상당히 오랫동안 애프터버닝 전투 상태를 유지해야 하지만 비행장과 상당히 가까운 곳에서만 싸워야 하는 전투기(예: 국경 분쟁)에 적합하다. 후자의 엔진은 전투에 들어가기 전에 일정 거리 비행하거나 오랫동안 정찰해야 하는 항공기에 더 적합하다. 그러나 조종사는 항공기 연료 매장량이 위험 수준으로 낮아지기 전까지 짧은 시간 동안만 애프터버닝 상태를 유지할 수 있다.

최초의 양산형 애프터버닝 터보팬 엔진은 프랫앤휘트니 TF30으로, 처음에는 F-111 아드바크와 F-14 톰캣을 추진했다. 저 배기비 군용 터보팬에는 프랫앤휘트니 F119, 유로제트 EJ200, 제너럴 일렉트릭 F110, 클리모프 RD-33, 사턴 AL-31 등이 있으며, 모두 혼합 배기가스, 애프터버너, 가변 면적 추진 노즐을 갖추고 있다.

10. 4. 기어드 터보팬

바이패스 비율이 증가하면 팬 블레이드 끝단 속도가 저압터빈(LPT) 블레이드 속도에 비해 증가한다. 이는 팬을 구동하는 데 필요한 충분한 에너지를 추출하기 위해 저압터빈 블레이드 속도를 낮추고 더 많은 터빈 단계가 필요하게 된다는 것을 의미한다.^[15] 저압축 샤프트와 팬 사이에 적절한 기어비를 갖춘 (유성) 감속 기어박스를 도입하면 팬과 저압터빈 모두 최적 속도로 작동할 수 있다. 이러한 구성의 예로는 오랫동안 사용되어 온 가렛 TFE731, 하니웰 ALF 502/507, 그리고 최근의 프랫 앤 휘트니 PW1000G가 있다.

10. 5. 전면 팬 방식과 후면 팬 방식

코어 엔진 전면에 팬을 추가한 전면 팬 방식과 후면에 추가하는 후면 팬 방식(아프트 팬 방식) 등이 있었지만, 현재는 전면 팬 방식이 주류이다.^[73] 후면 팬 방식은 프런트 팬 방식에 비해 팬 블레이드에 높은 내열성이 요구된다는 단점이 있다.^[73]

아프트 팬식 터보팬 엔진의 개략도. 팬 구동용 터빈(분홍색)은 압축기와 압축기용 터빈과는 독립된 축에 배치되어 있다.

저바이패스 비율 터보팬 엔진의 일종으로, 팬은 일반적인 엔진 최전방이 아닌 엔진의 후방(연소실과 터빈 후방)에 배치된다.^[73]

팬 구동용 터빈은 압축기 구동용 터빈과는 독립적으로 배치되어 있으며, 팬과 거의 일체화되어 있다.^[73]

기존의 터보제트 엔진을 거의 개조하지 않고 사용함으로써 얻는 비용 절감 및 정비 부품의 공통화를 특징으로 들 수 있지만, 프런트 팬 방식에 비해 팬 블레이드에 높은 내열성이 요구된다(팬과 팬 구동용 터빈이 물리적으로 직결되어 있기 때문에 열 전도가 발생하고, 엔진에서 분출되는 배기가스가 팬 터빈에 직접 접촉할 가능성이 있기 때문).^[73]

이 때문에 실제로 양산된 것은 컨베이어 990에 사용된 제너럴 일렉트릭(General Electric) 제 CJ805-23(J79 터보제트 엔진의 민간기용 모델인 CJ805에 팬을 추가한 것)이나, CF700(CJ610(J85의 민간기 사양) 터보제트에 팬을 추가한 것) 정도이다.^[73]

11. 터보팬 구성

터보팬 엔진의 설치를 보여주는 개략도. 저압 스풀은 파란색으로, 고압 스풀은 주황색으로 표시되어 있습니다.

터보팬은 터보제트의 연료 소비를 개선하기 위해 발명되었다. 터보팬은 더 많은 공기를 밀어냄으로써 추진 제트의 질량을 증가시키고 속도를 낮추어 터보제트에 비해 연료 소비를 줄인다. 이는 점성력을 사용하는 대신 덕트 팬을 추가하는 기계적인 방법으로 이루어진다.^[5] 프랭크 휘틀은 팬과 함께 진공 에젝터를 사용하는 것을 처음으로 고안했다.^[6]

휘틀은 1936년 3월 영국 특허 471,368호 "항공기 추진과 관련된 개선 사항"에서 터보팬의 원리를 설명했는데,^[7] 당시에는 터보팬이라는 명칭을 사용하지 않았지만 시속 500마일(약 805km)의 비행 속도를 구상했다. 터보제트는 열역학 사이클에서 나오는 가스를 추진 제트로 사용하지만, 시속 500마일 미만의 항공기 속도에서는 터보팬으로 해결되는 두 가지 단점이 있다.

첫째, 추진 제트가 항공기의 전진 속도보다 훨씬 빠르게 후방으로 이동하기 때문에 에너지가 낭비된다. 터보팬은 그 낭비되는 속도를 활용하여 나머지 터빈 주변의 바이패스 채널에서 공기를 불어넣는 덕트 팬을 구동하는 데 사용한다. 이렇게 하면 추진 제트의 속도가 줄어들면서 더 많은 공기, 즉 더 많은 질량을 밀어낼 수 있다.

다른 단점은 저속에서는 연소 효율이 떨어진다는 것이다. 더 나은 연소를 위해 압력비 또는 터빈 온도를 높여 엔진의 연료 소비를 줄이려는 모든 조치는 배기덕트의 압력과 온도를 증가시키고, 이는 추진 노즐에서 더 높은 가스 속도를 유발한다. 엔진은 1파운드의 추력을 생성하는 데 더 적은 연료를 사용하지만, 더 빠른 추진 제트에서 더 많은 연료가 낭비된다. 피스톤 엔진/프로펠러 조합과 같이 열 효율과 추진 효율의 독립성이 사라진다.^[8] Roth^[9]는 이 독립성을 회복하는 것이 특정 추력을 가스 발생기 사이클과 독립적으로 선택할 수 있게 하는 터보팬의 가장 중요한 특징이라고 생각한다.

열역학 사이클의 작동 물질은 초음속 이하의 항공기 속도에서는 심각한 제한(높은 연료 소비)인 터보제트에서 추력을 생성하기 위해 가속되는 유일한 질량이다. 아음속 비행 속도의 경우 추력을 생성하는 데 비용이 발생하기 때문에 추진 제트의 속도를 줄여야 한다. 엔진 내부의 가스를 가속하는 데 필요한 에너지는 운동량 변화를 생성하고, 공기 호흡 엔진^[10](또는 프로펠러)에 의해 추력을 생성하는 불가피한 결과인 웨이크를 생성하는 두 가지 방법으로 소모된다. 웨이크 속도와 이를 생성하는 데 연소된 연료는 감소될 수 있으며, 가속되는 질량을 증가시킴으로써 여전히 필요한 추력을 유지할 수 있다. 터보팬은 이를 가스 발생기에서 엔진 내부에서 사용 가능한 에너지를 추가적인 가속된 공기 질량을 생성하는 덕트 팬으로 전달함으로써 수행한다.

코어에서 바이패스 공기로의 에너지 전달은 코어 노즐에 더 낮은 압력과 온도의 가스(더 낮은 배기 속도)를 유입시키고, 팬에 의해 생성된 더 높은 압력과 온도의 바이패스 공기가 팬 노즐에 유입되도록 한다. 전달되는 에너지의 양은 팬이 생성하도록 설계된 압력 상승(팬 압력비)에 따라 달라진다. 두 흐름 사이의 최상의 에너지 교환(최저 연료 소비)과 제트 속도의 비교는 전달이 얼마나 효율적으로 이루어지는지에 따라 달라지며, 이는 팬-터빈과 팬의 손실에 따라 달라진다.^[11]

팬 흐름은 배기 속도가 낮아 단위 에너지당 훨씬 더 많은 추력을 제공한다(낮은 특정 추력). 두 기류 모두 엔진의 총 추력에 기여한다. 바이패스 스트림의 추가 공기는 공기 흡입구 스트림 튜브의 램 드래그를 증가시키지만, 여전히 순 추력이 상당히 증가한다. 두 배기 제트의 전반적인 유효 배기 속도는 일반적인 아음속 항공기의 비행 속도에 더 가까워지고 이상적인 프루드 효율에 더 가까워진다. 터보팬은 터보제트가 더 적은 양을 더 빠르게 가속하는 것에 비해 더 많은 양의 공기를 더 느리게 가속시키는데, 이는 동일한 추력을 생성하는 덜 효율적인 방법이다.

엔진 코어를 우회하는 공기의 질량 흐름과 코어를 통과하는 공기의 질량 흐름의 비율을 바이패스 비율이라고 한다. 팬 추력에 비해 제트 추력이 더 큰 엔진은 ''저 바이패스 터보팬''으로 알려져 있으며, 제트 추력보다 팬 추력이 훨씬 더 큰 엔진은 ''고 바이패스''로 알려져 있다. 사용 중인 대부분의 상용 항공기 제트 엔진은 고 바이패스^[2]^[3]이며, 대부분의 최신 전투기 엔진은 저 바이패스^[12]^[4]이다. 전투기에 사용되는 저 바이패스 터보팬에는 애프터버너가 사용된다.

터보팬 엔진은 다양한 엔진 구성으로 제공된다. 주어진 엔진 사이클에서 터보팬 구성의 선택은 설계 지점 성능에 거의 영향을 미치지 않지만, 비설계 성능과 안정성은 엔진 구성에 따라 영향을 받는다. 터보팬의 기본 요소는 '''스풀'''이며, 단일 속도로 회전하는 팬/압축기, 터빈 및 샤프트의 단일 조합이다. 주어진 압력비에서, 서지 여유는 다음 두 가지 설계 경로를 통해 증가될 수 있다.

# Pratt & Whitney J57과 같이 압축기를 서로 다른 속도로 회전하는 두 개의 더 작은 스풀로 분할한다.

# J79과 같이 일반적으로 전단계에서 고정 베인 피치를 조정할 수 있도록 한다.

대부분의 현대 서구 민간 터보팬은 저 rpm에서 서지 여유를 제어하기 위해 여러 개의 가변 고정자 행이 있는 상대적으로 고압비의 고압(HP) 압축기를 사용한다. 3축의 RB211/트렌트에서 코어 압축 시스템은 두 개로 분할되며, HP 압축기를 과급하는 IP 압축기는 다른 동축 샤프트에 있으며 별도의 (IP) 터빈에 의해 구동된다. HP 압축기는 적당한 압력비를 가지고 있으므로 가변 형상을 사용하지 않고도 서지 없이 속도를 낮출 수 있다. 그러나 얕은 IP 압축기 작동 라인은 불가피하기 때문에 IPC는 -535를 제외한 모든 변형에서 가변 형상의 한 단계를 가지고 있다. ^[46]

터보제트 엔진은 연소실에서 연소된 고열 배기를 노즐에서 분출시키며, 이 고열 배기의 고속 분류가 엔진의 추진력이 된다.^[73]^[74] 그러나 제트 엔진의 추진 효율은 공기 저항과의 관계에 따라 배기 속도가 비행 속도보다 약간 빠른 정도일 때 가장 좋아진다. 따라서 아음속으로 비행하는 제트기의 경우, 기체 속도보다 제트 분류가 훨씬 고속이 되어 추진 효율이 나빠진다.

이 문제를 해결하기 위해 고안된 것이 터빈에서 얻어지는 축 출력을 압축기 구동에만 사용하는 것이 아니라 프로펠러 구동에도 사용하는 터보프롭 엔진이다. 하지만 프로펠러의 속도가 음속에 도달할 무렵부터 충격파가 발생하여 효율이 저하된다. 따라서 고아음속기에는 효율적이지 않다. 또한 모든 분류가 터빈에 흡수되는 것은 아니며, 일부는 그대로 후방으로 분사된다. 다소의 추력 향상에는 되지만, 여전히 고속의 분류는 효율이 나쁘다는 데는 변함이 없다.

그래서 개발된 것이 터보팬 엔진이다. 기본적인 구조는 코어 엔진이 되는 터보제트의 압축기 전부에 팬을 추가한 것이다. 팬은 압축기와 마찬가지로 터빈과 동축이며, 터빈 출력에 의해 구동된다. 즉 터보프롭 엔진의 프로펠러 직경을 작게 하고 제트 엔진에 내장한 것 같은 것이 터보팬이라고 생각하면 이해하기 쉽다.

터보프롭 엔진에서는 프로펠러의 회전에 의해 얻어진 공기 분류는 순수하게 추진력이 된다. 하지만 터보팬 엔진의 경우, 공기 분류의 일부는 압축기를 통과하지만, 일부는 압축기를 통과하지 않는다. 압축기를 통과한 공기 분류는 코어 엔진이 되는 터보제트를 통해 고온 고속 분류가 되는 한편, 압축기를 통과하지 않은 공기 분류는 저온 저속 분류가 된다. 그리고 최종적으로 그것들이 섞이게 되어 분류의 속도가 평균화된다. 이에 따라 그 비행기에 가장 적합한 속도의 분류(터보제트의 경우보다 저속, 터보프롭의 경우보다 고속)를 얻을 수 있다. 또한 터보제트의 경우보다 분류의 양도 증가하여 출력이 향상된다.

제트 엔진의 추력은 배기 제트 속도와 그 공기 유량의 곱에 비례한다. 한편 제트 엔진의 연료 유량은 배기 제트 속도의 제곱과 그 공기 유량의 곱에 비례하여 증가한다. 여기서, 추력이 같은 터보제트 엔진과 터보팬 엔진이 있다고 가정했을 때, 터보팬의 배기 분류 속도가 터보제트의 그것의 1/2이라고 하면, 터보팬의 연료 유량은 터보제트에 비해 1/4이 된다. 또한, 분류 속도의 저하는 소음의 저하에도 이어진다.

최초의 터보팬 엔진은 롤스로이스 컨웨이이며, 1950년대에 실용화되었다. 1960년대에는 롤스로이스 스페이가 F-4 영국 사양에 채용되어 초음속 전투기에서도 활발하게 사용되게 되어, 1970년대 이후의 주류가 되었다. 초음속 전투기라고 해도 실제로는 초음속 영역에서 사용하는 경우가 거의 없고, 아음속 영역에서의 운용이 대부분이라는 것이 판명되었기 때문이다. 또한 터보팬 엔진은 배기에 포함되는 산소량이 크고, 애프터버너에 의한 출력 증대 효과가 크다. 전투기는 그 운용상, 빈번한 출력 조정이 필요하며, 애프터버너는 그것을 위해 사용된다. 출력 증대 효과가 크다는 것은 출력 조정 가능 범위가 크다는 것을 의미한다.

11. 1. 단일 축 터보팬

단일 축 터보팬은 드물지만 아마도 가장 단순한 구성일 것이다. 단일 터빈 유닛에 의해 구동되는 팬과 고압 압축기가 모두 같은 스풀에 장착되어 있다. 다쏘 미라주 2000 전투기에 동력을 공급하는 스넥마 M53이 단축 터보팬의 한 예이다. 터보기계 구성의 단순성에도 불구하고, M53은 부분 스로틀 작동을 용이하게 하기 위해 가변 면적 믹서가 필요하다.

11. 2. 2축 터보팬

많은 터보팬은 팬이 별도의 저압(LP) 스풀에 있고, 압축기 또는 고압(HP) 스풀과 동심원으로 작동하는 기본적인 이중 스풀 구성을 갖추고 있다. 저압 스풀은 더 낮은 각속도로 작동하는 반면, 고압 스풀은 더 빠르게 회전하며, 그 압축기는 연소를 위해 일부 공기를 더 압축한다. BR710은 이 구성의 전형적인 예이다. 소형 추력 크기의 경우, 전축 블레이딩 대신 고압 압축기 구성은 축류-원심식(CFE CFE738 예시), 이중 원심식 또는 심지어 대각선/원심식(프랫 앤 휘트니 캐나다 PW600 예시)일 수 있다.

11. 3. 부스트 된 2축

전체 압력비를 높이려면 고압 압축기 압력비를 높이거나, 팬과 고압 압축기 사이의 저압 축에 압축기(바이패스 없음) 단을 추가하여 고압 압축기를 증압할 수 있다.^[1] GE CF6, GE90, GE9X 및 GEnx과 PW4000 같은 미국의 대형 터보팬은 모두 증압 단을 사용한다.^[1] 롤스로이스 BR715가 또 다른 예이다.^[1] 현대 민항기 터보팬에 사용되는 높은 바이패스 비율은 증압 단의 상대적 직경을 줄이는 경향이 있어 평균 날개 끝 속도가 감소한다.^[1] 따라서 필요한 압력 상승을 얻으려면 더 많은 증압 단이 필요하다.^[1]

11. 4. 3축

RB211 및 트렌트 엔진은 3축 구조를 사용하는데, 고압 압축기의 압력비가 적당하여 고압 터빈 단계가 하나만 필요하다.^[16]

12. 개발사

프랭크 휘틀은 1936년, 효율 향상을 위해 엔진 내부 기류를 우회시키는 아이디어에 대한 특허를 출원했다^[7]. 최초의 터보팬 엔진은 롤스로이스 컨웨이이며, 1950년대에 실용화되었다. 1960년대에는 롤스로이스 스페이가 F-4 전투기 영국 사양에 채용되어 초음속 전투기에서도 활발하게 사용되었고, 1970년대 이후 주류가 되었다.

13. 제작사

터보팬 엔진 시장은 제너럴 일렉트릭, 롤스로이스(Rolls-Royce plc), 프랫앤휘트니(Pratt & Whitney)가 주도하고 있다. 제너럴 일렉트릭과 프랑스의 사프란은 합작회사인 CFM 인터내셔널(CFM International)을 운영하고 있다. 프랫앤휘트니는 일본항공기관(Japanese Aero Engine Corporation)과 독일의 MTU 에어로 엔진(MTU Aero Engines)과 함께 에어버스 A320 계열 항공기용 엔진을 전문으로 하는 합작회사 인터내셔널 에어로 엔진(International Aero Engines)을 운영하고 있다. 프랫앤휘트니와 제너럴 일렉트릭은 에어버스 A380과 같은 항공기용 엔진을 판매하는 합작회사 엔진 얼라이언스(Engine Alliance)를 운영하고 있다.

14. 용어

; 애프터버너: 애프터버닝 기능이 있는 제트파이프를 의미한다.^[63]

; 증압기: 고온 및 저온 흐름에서 연소하는 터보팬에 사용되는 애프터버너이다.^[63]

; 바이패스: 엔진의 구성 요소 및 기류 측면에서 코어와 구별되는 부분을 말한다. (예: 바이패스 공기를 통과하는 팬 블레이드(팬 외부) 및 스테이터의 일부, 바이패스 덕트, 바이패스 노즐)

; 바이패스 비: 바이패스 공기 질량 유량과 코어 공기 질량 유량의 비율을 나타낸다.^[64]

; 코어: 엔진의 구성 요소 및 기류 측면에서 바이패스와 구별되는 부분을 의미한다. (예: 코어 카울, 코어 노즐, 코어 기류 및 관련 기계류, 연소기 및 연료 시스템)

; 코어 출력: "사용 가능 에너지" 또는 "가스 마력"이라고도 불린다. 가스 발생기 또는 코어에서 사용 가능한 이론적인(등엔트로피 팽창) 샤프트 작업을 측정하는 데 사용된다.

; 드라이: 애프터버닝을 선택하지 않은 상태의 엔진 등급/스로틀 레버 위치를 의미한다.

; EGT: 배기 가스 온도(Exhaust Gas Temperature)의 약자이다.

; EPR: 엔진 압력비(Engine Pressure Ratio)의 약자이다.

; 팬: 터보팬의 저압 압축기를 말한다.

; 팬젯: 터보팬 또는 터보팬으로 구동되는 항공기를 구어체로 표현한 것이다.^[66]

; 팬 압력비: 팬 출구 전압과 팬 입구 전압의 비율을 의미한다.

; 플렉스 온도: 상업용 항공기가 엔진 수명을 연장하고 유지보수 비용을 줄이기 위해 추력을 감소시켜 운항할 수 있도록 하는 온도이다.

; 가스 발생기: 팬 구동 터빈(터보팬), 추진 노즐(터보제트), 프로펠러 및 로터 구동 터빈(터보프롭 및 터보샤프트), 산업 및 해양 동력 터빈에 고온 고압 가스를 제공하는 엔진 코어의 일부를 말한다.^[68]

; HP: 고압(High Pressure)을 의미한다.

; 흡입 램 항력: 자유 유동에서 흡입구 입구까지 엔진 스트림 튜브의 운동량 손실을 의미한다.

; IEPR: 통합 엔진 압력비(Integrated Engine Pressure Ratio)의 약자이다.

; IP: 중간 압력(Intermediate Pressure)을 의미한다.

; LP: 저압(Low Pressure)을 의미한다.

; 순 추력: 정지 공기 중 노즐 추력(총 추력)에서 엔진 스트림 튜브 램 항력을 뺀 값을 의미한다.

; 전체 압력비: 램 압축 및 압축기 단계의 작업으로 인해 압력이 증가하는 횟수를 나타낸다.

; 전체 효율: 열 효율과 추진 효율의 곱으로 계산된다.

; 추진 효율: 추진력을 추진 운동 에너지 생성률로 나눈 값이다.

; 비연료 소비율(SFC): 총 연료 유량을 순 추력으로 나눈 값이다.

; 스풀업: RPM(분당 회전수)이 증가하는 것을 구어체로 표현한 것이다.

; 스풀다운: RPM이 감소하는 것을 구어체로 표현한 것이다.

; 단계 하중: 동력을 생성하는 터빈에서 초당 lb의 가스당 개발된 동력(비동력)의 지표이다.

; 정체 압력: 전압이라고도 하며, 모든 운동 에너지가 등엔트로피적으로 압력으로 변환되는 경우 유체의 압력을 의미한다.

; 정압: 유체의 운동과 관련이 없고 상태와 관련된 유체의 압력을 말한다.^[71]

; 비추력: 순 추력을 흡입 공기 흐름으로 나눈 값이다.

; 열 효율: 추진 운동 에너지 생성률을 연료 출력으로 나눈 값이다.

; 총 연료 유량: 연소기(및 애프터버너)의 연료 유량(예: lb/s 또는 g/s)을 의미한다.

; 전압: 정체 압력이라고도 하며, 정압과 동압의 합을 나타낸다.

; 터빈 로터 입구 온도: 최대 사이클 온도, 즉 작업 전달이 이루어지는 온도를 의미한다.

; Flight Idle (비행 아이들): 엔진이 최소 추력으로 작동하는 상태

; Ground Idle (지상 아이들): 엔진이 지상에서 최소 추력으로 작동하는 상태

; High Idle (고 아이들): 엔진이 비행 중 또는 지상에서 필요에 따라 Flight Idle보다 높은 추력으로 작동하는 상태

; TOGA (Take-Off Go-Around, 이륙 복행): 이륙 또는 착륙 복행 시 엔진이 최대 추력을 내는 상태

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