KR101865119B1 - 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템 - Google Patents

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강영석
전상욱
임병준
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한국항공우주연구원
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    • F02C6/12—Turbochargers, i.e. plants for augmenting mechanical power output of internal-combustion piston engines by increase of charge pressure
    • B64C2201/044—

Abstract

본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템은 고고도 무인항공기에 적용되는 터보차저 시스템으로서, 엔진으로부터 유입된 공기에 의해 회전되는 터빈, 상기 터빈과 함께 동축으로 연결되어 상기 터빈과 함께 회전되며, 외부로부터 공기를 유입하는 압축기, 그리고 상기 엔진으로부터 상기 터빈 측으로 유입되는 공기가 설정량 이상 유입될 경우, 과유입된 공기를 외부로 배출시켜 상기 압축기의 회전수를 제한하고, 상기 과유입된 공기의 일부를 상기 압축기의 입구 측으로 순환시켜 상기 압축기로 유입시키는 웨이스트 게이트(waste gate)를 포함한다.
본 발명에 의하면, 엔진으로부터 과유입되는 공기의 일부를 바이패스부를 통해 압축기의 입구로 유입시킴으로써, 고도의 변화에 따라 압축기에 발생되는 스톨(stall) 현상을 예방하고, 나아가 항공기의 상승고도 제한 및 엔진이상 현상을 예방하여 안정적인 비행이 이루어질 수 있다.

Description

고고도 무인항공기용 터보차저 시스템{Turbo charger system for high altitude unmanned aircraft}
본 발명은 고고도 무인항공기에 적용되는 터보차저 시스템에 관한 것이다.
일반적으로 고고도 무인항공기는 성층권 이상의 고공에서 일정시간 이상 체공하면서 원격탐사, 감시, 기상 및 환경의 관측, 통신 등의 임무를 수행하는 무인항공기로서, 유인 항공기나 인공위성에 비하여 저운용비, 고해상도, 유연성 및 실시간 활용가능성 등에서 월등한 장점을 가지고 있기 때문에 군사적, 산업적 활용도가 높아 최근 활발히 연구되고 있다.
이와 같은, 고고도 무인항공기는 지상 조건에 비해 공기의 압력이 낮고, 온도가 -50℃ 이하인 극한 조건에서 운용됨에 따라, 높은 효율과 신뢰도를 가진 추진시스템을 필요로 한다.
즉, 고고도 무인항공기는 상기한 극한 조건에서 지상과 동일한 조건으로 비행하기 위하여 대기의 공기를 대기압까지 가압하여 엔진으로 공급할 수 있는 추진 시스템을 필요로 한다.
따라서, 종래에는 상기와 같이 대기의 공기를 대기압까지 가압하여 엔진으로 공급하고, 높은 추력을 발생시켜 유효하중(payload)을 증가시킬 수 있도록 왕복동 엔진에 지상 조건을 모사할 수 있는 터보차저(Turbocharger)를 장착하였다.
왕복동 엔진에 장착되는 터보차저는 직렬로 복수 연결된 구조로 배치되어, 항공기가 수만 ft급 상공을 비행할 경우에도 왕복동 엔진의 입구를 지상의 대기 조건과 유사하게 모사할 수 있다.
하지만 이러한 직렬 터보차저의 경우 고도가 상승함에 따라 터보차저 압축기에 추가압력이 가해져 터보차저 압축기에 스톨(stall) 현상이 발생할 수 있으며, 이로 인하여 항공기의 상승고도가 제한되거나, 심하게는 엔진에 이상 현상이 발생되는 등의 문제점이 발생할 수 있다.
한국공개특허공보 제10-2012-0109563호
본 발명이 해결하고자 하는 과제는 엔진으로부터 유입되어 웨이스트 게이트를 통해 외부로 배출되는 공기의 일부를 추출하여 압축기의 입구로 순환시켜 압축기의 불안정 현상을 예방할 수 있는 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템을 제공하는 것이다.
본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템은 고고도 무인항공기에 적용되는 터보차저 시스템으로서, 엔진으로부터 유입된 공기에 의해 회전되는 터빈, 상기 터빈과 함께 동(同)축으로 연결되어 상기 터빈과 함께 회전되며, 외부로부터 공기를 유입하는 압축기, 그리고 상기 엔진으로부터 상기 터빈 측으로 유입되는 공기가 설정량 이상 유입될 경우, 과유입된 공기를 외부로 배출시켜 상기 압축기의 회전수를 제한하고, 상기 과유입된 공기의 일부를 상기 압축기의 입구 측으로 순환시켜 상기 압축기로 유입시키는 웨이스트 게이트(waste gate)를 포함한다.
상기 웨이스트 게이트는 상기 엔진으로부터 유입되는 공기의 일부가 분기되어 흐르는 유로에 설치되고, 표면에 가해지는 공기의 압력이 미리 설정된 압력 이상일 경우 상기 유로를 개방하는 개폐부, 상기 유로와 연통되어 상기 유로의 개방시 공기를 외부로 배출시키는 블리딩(bleeding)부, 그리고 상기 유로와 연통되어 상기 유로의 개방시 공기를 상기 압축기의 입구로 유입시키는 바이패스(bypass)부를 포함할 수 있다.
상기 개폐부는 상기 유로로 유입된 공기에 가압되는 개폐부재, 그리고 상기 개폐부재를 탄성적으로 지지하는 탄성부재를 포함할 수 있다.
상기 탄성부재는 탄성계수의 조절을 통하여 상기 바이패스부로 유입되는 공기의 유입량을 제어할 수 있다.
상기 웨이스트 게이트를 통하여 상기 압축기의 입구 측으로 흐르는 공기를 미리 설정된 온도로 전환하는 열교환부를 더 포함할 수 있다.
본 발명에 의하면, 엔진으로부터 터보차저 터빈으로 과유입되는 공기의 일부를 웨이스트 게이트가 개방됨과 동시에 바이패스부를 통해 압축기의 입구로 유입시킴으로써, 고도의 변화에 따라 압축기에 발생되는 스톨(stall) 현상을 예방하고, 나아가 항공기의 상승고도 제한 및 엔진이상 현상을 예방하여 안정적인 비행이 이루어질 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템을 개략적으로 나타낸 개념도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템의 웨이스트 게이트가 개방된 상태를 개략적으로 나타낸 개념도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템의 개폐부가 바이패스부로 유입되는 공기의 유량을 제어하는 과정을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템이 적용되었을 경우의 스톨 성능 변화를 개략적으로 나타낸 도면이다.
이하에서 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템을 개략적으로 나타낸 개념도이고, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템의 웨이스트 게이트가 개방된 상태를 개략적으로 나타낸 개념도이며, 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템의 개폐부가 바이패스부로 유입되는 공기의 유량을 제어하는 과정을 개략적으로 나타낸 도면이고, 도 4는 본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템이 적용되었을 경우의 스톨 성능 변화를 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템(이하 '터보차저 시스템'이라 함)은 성층권 이상의 고공에서 일정시간 이상 체공하면서 원격탐사, 감시, 기상 및 환경의 관측, 통신 등의 임무를 수행하는 고고도 무인항공기에 적용되는 터보차저 시스템으로서, 엔진(미도시)으로부터 유입된 공기에 의해 회전되는 터빈(10)과, 터빈(10)과 함께 동(同)축으로 연결되어 터빈(10)이 회전됨에 따라 터빈(10)과 함께 회전되며, 이를 통해 외부로부터 공기를 유입하여 대기의 공기를 대기압까지 가압한 후 엔진으로 공급하는 압축기(20)를 포함한다.
또한, 본 터보차저 시스템은 엔진으로부터 터빈(10)으로 유입되는 공기가 과공급되어 압축기(20)가 과회전되는 것을 예방함과 동시에, 압축기(20)의 스톨(stall) 현상을 예방하는 웨이스트 게이트(30)(waste gate)를 포함한다.
더 자세하게는, 웨이스트 게이트(30)는 엔진과 터빈(10) 사이에 배치되어, 엔진으로부터 터빈(10) 측으로 유입되는 공기가 설정량 이상 유입될 경우, 과유입된 공기를 외부공간으로 배출시켜 압축기(20)의 회전수를 제한하고, 이와 동시에 과유입된 공기의 일부를 압축기(20)의 입구 측으로 순환시켜 압축기(20)로 유입시킨다.
따라서, 압축기(20)가 과회전되어 고고도 환경의 공기가 압축기(20)를 통해 과유입되는 것을 예방할 수 있음은 물론, 고도의 변화에 따라 압축기(20)에 발생되는 스톨현상을 예방할 수 있다.
도 2를 참조하면, 웨이스트 게이트(30)는 개폐부(31), 블리딩부(33) 및 바이패스부(35)를 포함할 수 있다.
개폐부(31)는 엔진으로부터 유입되는 공기의 일부가 분기되어 흐르는 유로(30a)에 설치되고, 표면에 가해지는 공기의 압력이 미리 설정된 압력 이상일 경우 유로(30a)를 개방하는 구조로 형성될 수 있다.
더 자세하게는, 개폐부(31)는 유로(30a)로 유입된 공기에 가압되는 개폐부재(311)와, 개폐부재(311)를 탄성적으로 지지하는 탄성부재(313)를 포함할 수 있다. 따라서, 개폐부재(311)를 가압하는 공기의 압력이 개폐부재(311)를 지지하는 탄성부재(313)의 탄성계수보다 큰 힘으로 작용할 경우, 개폐부재(311)가 탄성부재(313)를 압축하며 후방으로 밀려, 유로(30a)를 개방하게 된다.
블리딩부(33)는 유로(30a)와 외부공간을 서로 연통시키고, 개폐부(31)에 의하여 입구가 차단된 상태를 유지하고 있으며, 과유입된 공기에 의해 개폐부(31)가 밀려 유로(30a)가 개방될 경우 내측에 형성된 유로를 통하여 과유입된 공기를 외부로 배출시킬 수 있다.
바이패스부(35)는 유로(30a)와 압축기(20)의 입구를 서로 연통시키고, 개폐부(31)에 의하여 입구가 차단된 상태를 유지하고 있으며, 과유입된 공기에 의해 개폐부(31)가 밀려 유로(30a)가 개방될 경우 내측에 형성된 유로를 통하여 과유입된 공기의 일부를 압축기(20)의 입구로 유입시킬 수 있다.
한편, 개폐부(31)는 바이패스부(35)로 유입되는 공기의 유입량을 제어할 수 있다.
더 자게하게는, 개폐부재(311)를 지지하는 탄성부재(313)는 도 3에 도시된 바와 같이, 탄성계수의 조절을 통하여 바이패스부(35)로 유입되는 공기의 유입량을 제어할 수 있다. 즉, 개폐부(31)의 탄성부재(313)는 탄성계수의 조절이 가능한 구조로 제작되어, 탄성계수를 초기 설정치보다 증가시킬 경우, 도 3의 (a)에 도시된 바와 같이 바이패스부(35)로 유입되는 공기의 유입량을 감소시키고, 반대로 탄성계수를 초기 설정치보다 감소시킬 경우, 도 3의 (b)에 도시된 바와 같이 바이패스부(35)로 유입되는 공기의 유입량을 증가시킬 수 있다. 예컨대, 본 실시예에서는 과유입된 공기의 10%가 바이패스부(35)를 통해 압축기(20)의 입구 측으로 공급되는 것이 바람직하다.
또한, 본 터보차저 시스템은 열교환부(40)를 더 포함할 수 있다.
도 2를 참조하면, 열교환부(40)는 바이패스부(35)와 연결되어, 바이패스부(35)를 통하여 압축기(20)의 입구 측으로 흐르는 공기를 미리 설정된 온도로 전환할 수 있다. 따라서, 최종적으로 압축기(20)의 입구에 미리 설정된 온도의 공기를 공급할 수 있다. 예컨대, 미리 설정된 온도는 대기 온도로 설정될 수 있으며, 열교환부(40)는 가열 혹은 냉각을 모두 구현 가능한 구조로 형성될 수 있다.
이처럼 본 발명에 의하면, 엔진으로부터 터보차저 터빈으로 과유입되는 공기의 일부를 웨이스트 게이트(30)가 개방됨과 동시에 바이패스부(35)를 통해 압축기(20)의 입구로 유입시킴으로써, 고도의 변화에 따라 압축기(20)에 발생되는 스톨 현상을 예방하고, 나아가 항공기의 상승고도 제한 및 엔진이상 현상을 예방하여 안정적인 비행이 이루어질 수 있다.
또한, 본 터보차저 시스템은 바이패스부(35)를 통해 웨이스트 게이트(30)로 배출되는 공기의 일부를 압축기(20)의 입구로 유입(블리딩)시킴으로써, 압축기(20)의 스톨마진을 증가시킬 수 있다.
즉, 도 4를 참조하면, 터빈(10)으로 유입되는 흡입공기가 순간적으로 증가되어 압축기(20)의 운전점이 스톨점에 근접(1지점에서 2지점으로 이동)하게 되면, 해당 운전점에서 웨이스트 게이트(30)가 작동하여, 터빈(10)에 과유입된 흡입공기를 외부로 배출시킨다. 이에 따라 압축기(20)의 운전점이 스톨점으로부터 이격(2지점에서 1지점으로 이동)되어 압축기(20)가 다시 안정화 된다. 이때 본 터보차저 시스템은 바이패스부(35)를 통해 웨이스트 게이트(30)로 배출되는 흡입공기의 일부를 압축기(20)의 입구로 유입(블리딩)시킴으로써, 압축기의 스톨마진을 증가시켜 압축기(20)의 스톨현상 확률을 낮출 수 있다.
이상에서 본 발명의 한 실시예를 설명하였으나, 본 발명의 권리범위는 이에 한정되지 아니하며 본 발명의 한 실시예로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 용이하게 변경되어 균등한 것으로 인정되는 범위의 모든 변경 및 수정을 포함한다.
10. 터빈
20. 압축기
30. 웨이스트 게이트 30a. 유로
31. 개폐부
311. 개폐부재
313. 탄성부재
33. 블리딩부
35. 바이패스부
40. 열교환부

Claims (5)

  1. 삭제
  2. 고고도 무인항공기에 적용되는 터보차저 시스템으로서,
    엔진으로부터 유입된 공기에 의해 회전되는 터빈,
    상기 터빈과 함께 동(同)축으로 연결되어 상기 터빈과 함께 회전되며, 외부로부터 공기를 유입하는 압축기, 그리고
    상기 엔진으로부터 상기 터빈 측으로 유입되는 공기가 설정량 이상 유입될 경우, 과유입된 공기를 외부로 배출시켜 상기 압축기의 회전수를 제한하고, 상기 과유입된 공기의 일부를 상기 압축기의 입구 측으로 순환시켜 상기 압축기로 유입시키는 웨이스트 게이트(waste gate)
    를 포함하고,
    상기 웨이스트 게이트는
    상기 엔진으로부터 유입되는 공기의 일부가 분기되어 흐르는 유로에 설치되고, 표면에 가해지는 공기의 압력이 미리 설정된 압력 이상일 경우 상기 유로를 개방하는 개폐부,
    상기 유로와 연통되어 상기 유로의 개방시 공기를 외부로 배출시키는 블리딩(bleeding)부, 그리고
    상기 유로와 연통되어 상기 유로의 개방시 공기를 상기 압축기의 입구로 유입시키는 바이패스(bypass)부
    를 포함하는 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템.
  3. 제2항에서,
    상기 개폐부는
    상기 유로로 유입된 공기에 가압되는 개폐부재, 그리고
    상기 개폐부재를 탄성적으로 지지하는 탄성부재
    를 포함하는 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템.
  4. 제3항에서,
    상기 탄성부재는
    탄성계수의 조절을 통하여 상기 바이패스부로 유입되는 공기의 유입량을 제어하는 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템.
  5. 제2항에서,
    상기 웨이스트 게이트를 통하여 상기 압축기의 입구 측으로 흐르는 공기를 미리 설정된 온도로 전환하는 열교환부를 더 포함하는 고고도 무인항공기용 터보차저 시스템.
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