프랫 & 휘트니 F135
1. 개요
프랫 & 휘트니 F135는 F-22 랩터용 F119 터보팬 엔진을 기반으로 개발된 F-35 라이트닝 II 전투기용 터보팬 엔진이다. F135는 F119의 코어를 활용하고, 유지보수성을 높이기 위해 부품 수를 줄였으며, 2007년 양산 1호기 납품을 시작으로 미국, 영국 등 여러 국가에서 운용될 예정이다. F135는 성능 개선을 위해 지속적으로 개량되었으며, F135-PW-100, F135-PW-400, F135-PW-600 등 다양한 파생형이 존재한다.
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| 종류 | 터보팬 |
|---|---|
| 원산지 | 미국 |
| 제작사 | 프랫 & 휘트니 |
| 주요 적용 | 록히드 마틴 F-35 라이트닝 II |
| 개발 기반 | 프랫 & 휘트니 F119 |
| 추력 (최대) | 125 kN (28,000 lbf) |
|---|---|
| 애프터버너 사용 시 추력 | 191 kN (43,000 lbf) |
2. 개발
F135 엔진은 F-22 랩터에 사용되는 F119 엔진을 기반으로 개발되었다. F119 엔진의 코어(6단 고압 압축기 및 1단 고압 터빈)를 활용하고, 저압 압축기와 2단 저압 터빈을 새로 설계하여 성능을 향상시켰다.
F135 엔진 개발에는 프랫 & 휘트니 외에도 여러 협력 업체가 참여했다. 참여 업체와 역할은 다음과 같다.
F135는 유지 보수성과 신뢰성을 높이는 데 주력했다. 엔진 부품 수를 40% 줄이고, 6개의 일반적인 수공구만으로도 주요 부품을 교체할 수 있도록 설계하여 정비 효율성을 높였다.
2.1. 개발 배경
F135 엔진 개발은 1980년대 미국 DARPA의 선진 STOVL (ASTOVL) 프로그램에서 시작되었다. 이 프로그램은 미국 해병대를 위한 스텔스 STOVL 공격기 개발을 목표로 했다. 록히드 마틴의 엔지니어 폴 베빌라쿠아는 샤프트 구동식 리프트 팬 (SDLF) 개념을 개발하고 특허를 획득했다.
이후 ASTOVL 프로그램은 공통 저가형 경량 전투기 (CALF) 프로그램을 거쳐 합동 첨단 공격 기술 (JAST) 프로그램으로 발전했고, 1995년 합동 공격 전투기 (JSF) 프로그램으로 최종 확정되었다. JSF 프로그램에 따라 록히드 마틴과 보잉이 항공기 설계를, 프랫 & 휘트니가 초기 추진 시스템 개발을 담당하게 되었다. 프랫 & 휘트니는 F119 엔진을 기반으로 "F119-JSF" 엔진을 개발했고, 록히드 마틴 X-35 시연기에서 테스트를 거쳐 F135 엔진의 기반을 마련했다.
2.2. F136 엔진 개발 경쟁 (취소)
JSF 프로그램 초기에는 프랫 & 휘트니 F135 엔진 외에 GE 에비에이션과 롤스로이스가 F136 엔진을 개발하여 F-35 시리즈에 탑재할 엔진을 이원화할 예정이었다. 그러나 2011년 12월 2일 F136 엔진 개발이 중단되면서 F-35에는 F135 엔진만 탑재되게 되었다.
2.3. F135 엔진 성능 개선
프랫 & 휘트니는 2009년부터 F135 엔진의 내구성을 강화하는 버전을 개발했다. 엔진의 핫 섹션(연소기 및 고압 터빈 블레이드)이 예상보다 뜨겁게 작동하여 부품 수명이 단축되는 문제가 발생했기 때문이다. 이 문제는 새로운 냉각 기술 적용 등을 통해 해결되었으며, "XTE68/LF1"이라는 테스트 엔진이 2010년에 시험을 시작할 예정이었다. 그러나 이 재설계로 인해 "상당한 비용 증가"가 발생했다.
2013년에는 균열된 터빈 블레이드와 1단 팬 블리스크 고장 문제가 발생했지만, 같은 해 100번째 엔진이 인도되었고, 38개 엔진에 대한 11억 달러 규모의 LRIP-6 계약이 체결되어 단위 비용을 절감하는 데 기여했다.
2014년에는 티타늄 재료 원산지 문제와 팬 로터 고장으로 인한 화재 사고가 발생하여 엔진 인도 중단 및 F-35 운항 중단 사태가 발생하기도 했다. 하지만, 프랫 & 휘트니는 문제 해결을 위해 노력했고, 2015년에는 생산 목표를 달성했다.
프랫 & 휘트니는 F135 엔진에 대한 2단계 개선 계획을 추진했다. 1단계 목표는 추력을 7~10% 증가시키고 연료 소모량을 5~7% 줄이는 것이었다. 2017년 5월, 프랫 & 휘트니는 추력을 6~10% 향상시키고 연료 소비를 5~6% 감소시키는 "성장 옵션 1"(Engine Core Upgrade, ECU)의 테스트를 완료하고 생산 준비를 마쳤다고 발표했다. 이 업그레이드는 기존 엔진의 파워 모듈 교체를 통해 이루어지며, 향후 생산 엔진에도 적용될 수 있다.
2018년 6월, 유나이티드 테크놀로지스는 더 큰 출력과 열 관리 시스템(PTMS) 용량을 제공하는 "성장 옵션 2.0"을 발표했다. 2023년, 미국 공군은 F-35 블록 IV 업그레이드를 위해 2029년까지 ECU의 추가 개발 및 배치를 지원하기로 결정했다.
3. 기술 사양
F135는 2축 터보팬 엔진으로, 3단 팬, 6단 고압 압축기, 환형 연소기, 1단 고압 터빈, 2단 저압 터빈으로 구성된다. F135-PW-100/400과 F135-PW-600 두가지 버전이 있으며, 세부 제원은 다음과 같다.
F135 엔진은 F-22 랩터에 사용된 F119 엔진을 기반으로 개발되었다. F119 엔진의 코어(6단 고압 압축기 및 1단 고압 터빈)를 활용하고, 저압 압축기와 2단 저압 터빈을 새로 설계하여 F135 엔진을 만들었다.
F135 엔진은 유지 보수 편의성을 높이기 위해 부품 수를 F119 엔진 대비 약 40% 줄였다. 또한, 6개의 일반적인 수공구를 사용하여 모든 LRC(line-replaceable components)를 제거 및 교체할 수 있도록 설계하여, 지원 장비 요구 사항을 50% 감소시켰다.
3.1. F135-PW-100/400
F119 엔진에서 파생된 F135는 F-35A (일반 지상용 이착륙형) 및 F-35C (항공모함용 이착륙형)에 사용되는 모델이다. F135-PW-400은 F135-PW-100과 유사하나, 염수 부식 방지 재료를 사용한다는 주요 차이점이 있다.
F135-PW-100/400의 주요 제원은 다음과 같다.
| 항목 | 상세 |
|---|---|
| 종류 | 2축, 축류, 애프터버너가 장착된 터보팬 엔진 |
| 길이 | |
| 직경 | (최대), (팬 입구) |
| 무게 | |
| 압축기 | 3단 팬, 6단 고압 축류 압축기 |
| 연소기 | 환형 연소기 |
| 터빈 | 1단 고압 터빈, 2단 저압 터빈 |
| 바이패스비 | 0.57:1 |
| 추력 | |
| 압축비 | 28:1 |
| 터빈 온도 | |
| 추력/무게 | 4.36:1 (군용 추력), 6.70:1 (애프터버너 작동 시) |
3.2. F135-PW-600
F-35B에 사용되는 단거리 이륙 수직 착륙(STOVL)형이다. F119 엔진에서 파생된 F135는 새로운 팬과 저압 터빈을 사용하여 F119와 유사한 코어를 사용하는 혼합 흐름 애프터버닝 터보팬이다. F135에는 -100 및 -600 버전의 두 가지 변형이 있는데, -600은 호버링을 위해 발생하는 엔진 구성 변경 사항과 함께 아래에 설명되어 있다. 엔진과 롤스로이스 리프트 시스템은 ILFPS(Integrated Lift Fan Propulsion System, 통합 리프트 팬 추진 시스템)를 구성한다.
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F135-PW-600은 전방에 수직 상승용 리프트 팬을 갖추고 있으며, 수직 착륙 시 엔진 노즐이 아래로 편향된다는 특징을 가지고 있다. 활주로를 손상시킬 우려가 있어 노즐 편향 시 애프터버너를 사용할 수 없으며, 동시에 드라이 시 최대 추력도 제한된다. 리프트 팬은 본체에서 뻗어 나오는 클러치를 통해 구동된다.
STOVL 버전의 수직 추력은 엔진 앞의 2단 리프트 팬, 벡터링 배기 노즐, 팬 공기를 사용하는 각 날개에 있는 노즐(롤 포스트)에서 얻는다. 다른 소스는 각각 20000lbf, 18000lbf, 3900lbf의 추력 값을 제공한다.
이 구성에서 바이패스 흐름의 대부분은 롤 포스트라고 하는 날개 노즐로 덕트된다. 일부는 3 베어링 스위블 덕트 노즐(3BSD)이라고 하는 후방 배기 노즐을 냉각하는 데 사용된다. 동시에 보조 흡입구가 항공기 상단에서 열려 호버링 동안 왜곡이 적은 상태에서 엔진에 추가 공기를 공급한다.
저압(LP) 터빈은 LP 로터 전면의 샤프트 연장부와 클러치를 통해 리프트 팬을 구동한다. 엔진은 더 높은 바이패스비를 가진 별도 흐름 터보팬으로 작동한다. 팬을 구동하는 데 필요한 동력은 뜨거운 노즐 면적을 늘려 LP 터빈에서 얻는다.
F135가 리프트 팬에서 증가된 바이패스비를 사용하여 수직 리프트를 제공할 때 추력 증가는 연료 흐름 증가 없이 50%이다.
뜨거운 노즐 추력에 사용할 수 있는 동력의 약 1/3을 리프트 팬으로 전송하면 지면에 충돌하는 후방 리프트 제트의 온도와 속도가 감소한다.
인렛 직경은 1.17m, 엔진 최대 직경은 1.27m, 리프트 팬 직경은 1.3m, 전장은 9.37m(리프트 팬 포함)이다. 호버링 추력은 40650lbf이다.
4. 파생형
* F135-PW-100: F-35A (일반 지상용 이착륙형)에 사용된다.
* F135-PW-400: F-35C (항공모함용 이착륙형)에 사용되며, 염수 부식 방지 재료를 사용한다.
* F135-PW-600: F-35B (단거리 이륙 및 수직 착륙형)에 사용된다. -- 전방에 수직 상승용 리프트 팬을 갖추고 있으며, 수직 착륙 시 엔진 노즐이 아래로 향하는 특징이 있다. 활주로 손상 우려로 노즐이 아래로 향할 때 애프터버너를 사용할 수 없으며, 드라이 시 최대 추력도 제한된다. 리프트 팬은 본체에서 뻗어 나오는 클러치를 통해 구동된다.