KR101937505B1 - 저압 터빈에 연결된 고압 콤프레서를 구비한 터보샤프트 엔진을 위한 2 스풀 구조 - Google Patents

저압 터빈에 연결된 고압 콤프레서를 구비한 터보샤프트 엔진을 위한 2 스풀 구조 Download PDF

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Abstract

본 발명은 저압 콤프레서(12), 고압 콤프레서(14), 저압 터빈(20), 고압 터빈(18), 및 상기 저압 터빈(20)의 회전 속도를 일정한 속도로 조정하기 위한 조정수단(30)을 포함하는 터보샤프트 엔진(10)에 대한 것이다. 상기 고압 콤프레서(14)는 제1축(24)에 의하여 저압 터빈(20)과 회전하게 결합된다. 상기 저압 콤프레서(12)는 제2축(26)에 의하여 고압 터빈(18)과 회전하게 결합된다.

Description

저압 터빈에 연결된 고압 콤프레서를 구비한 터보샤프트 엔진을 위한 2 스풀 구조{A TWO-SPPL DESIGN FOR A TURBOSHAFT ENGINE WITH A HIGH-PRESSURE COMPRESSOR CONNECTED TO A LOW-PRESSURE TURBINE}
본 발명은 터보샤프트 엔진의 내부 구조에 에 대한 것으로, 더욱 특히, 본 발명은 헬리콥터 엔진의 내부 구조에 대한 것이다.
"터보제트(turbojet)"라는 용어는 고속으로 고온 가스의 배출에 대한 반력에 의해 추진을 위해 필요한 추력을 전달하는 가스 터빈 엔진을 지칭하고, "터보샤프트 엔진(turboshaft engine)"이라는 용어는 구동축을 회전시키는 가스 터빈 엔진을 지칭한다. 예를 들어, 터보샤프트 엔진은 헬리콥터, 선박, 기차, 또는 산업용 엔진과 같은 엔진으로서 사용된다. 터보프롭(turboprops, 프로펠러를 구동하는 터보샤프트 엔진)은 또한 항공엔진으로 사용되는 엔진이다.
일반적으로 종래의 터보샤프트 엔진은 저압 콤프레스와, 이 저압 콤프레서의 하류에 배치괸 고압 콤프레서를 구비하는데, 여기서 "하류"는 엔진을 통한 가스의 흐름 방향에 대한 것이다. 어떤 사용 조건에서는, 고압 콤프레스의 입구에서의 압력이 저압 콤프레서의 출구 압력보다 높을 때 서지 현상(surging phenomenon)이 발생한다. 엔진의 작동은 불안정해지고, 가스가 저압 콤프레서의 입구를 통하여 배출되는 정도로 불안정할 수도 있다.
이러한 서지 현상은 2 스풀 타입(two-spool type)의 터보제트를 위한 종래의 구조에 의하여 회피될 수 있는데, 상기 2 스풀 타입은 저압 스풀(저압 터빈에 축에 의해 연결된 저압 콤프레서)과, 고압 스풀(다른 축에 의하여 고압 터빈에 연결된 고압 콤프레서, 상기 고압 콤프레서와 고압 터빈은 한쪽 단부에서 저압 콤프레서와 다른 쪽 단부에서 고압 터빈 사이에 놓인다)를 포함한다. 그럼에도 불구하고, 정상적인 작동에서 2 스풀 터보제트의 압축비가 정상적인 작동의 터보샤프트 엔진에 부여된 압축비와 비교할 때 너무 크기 때문에, 그러한 터보제트 구조는 터보샤프트 엔진에 적용하기 어려운 점이 있었다. 구체적으로, 2 스풀 터보제트의 압축비는 일반적으로 약 30 내지 40이고(예를 들어 항공기 터보제트에서), 터보샤프트 엔진의 압축비는 일반적으로 20보다 작다(예를 들어, 헬리콥터 엔진에서).
본 발명의 목적은, 상기 저압 콤프레서와 상기 고압 콤프레서 사이에서 일어나는 서징 현상의 위험이 감소되거나 제거될 수 있는 터보샤프트 엔진을 제공하기 위한 것이다.
상기한 본 발명의 목적은 저압 콤프레서, 고압 콤프레서, 저압 터빈, 고압 터빈 및 실질적으로 일정한 속도로 저압 터빈의 회전속도를 조정하기 위한 조정 수단(regulator means)을 포함하는 터보샤프트 엔진을 제공함으로써 달성되는데, 상기 저압 터빈은 제1축에 의하여 상기 고압 콤프레서에 결합되고, 상기 고압 터빈은 제2축에 의하여 상기 저압 콤프레서에 결합된다.
상기 고압 콤프레서는 상기 저압 콤프레서로부터 하류에 배치되고,상기 고압 터빈은 상기 고압 콤프레서로부터 하류에 배치되고, 상기 저압 터빈은 상기 고압 터빈으로부터 하류에 배치된다는 점을 이해할 수 있을 것이다. 상기 고압 터빈은 연소실로부터 하류에 있는 제1 터빈이다. 상기 연소실은, 가스 흐름방향에서, 상기 고압 콤프레서와 상기 고압 터빈 사이에 배치된다. 상기 고압 터빈은, 다소간의 연료가 연소실로 분사되는 것에 좌우되어 회전속도에서 변동될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다.
일반적으로, 그리고 반대로 특정하지 않는 한, "상류"라는 용어와 "하류"라는 용어, 그리고 "입구"와 "출구"라는 용어는 엔진을 통한 가스의 흐름방향에 대하여 정의하는 것이다.
상기 고압 콤프레서는 상기 저압 터빈과 같은 회전축에 장착되고, 상기 저압 콤프레서는 상기 고압 터빈과 같은 회전축에 장착된다. 그리하여, 상기 고압 콤프레서와 상기 저압 터빈은 동일한 회전속도로 회전하고, 상기 저압 콤프레서와 상기 고압 터빈은 또 다른 회전속도로, 동일한 회전속도로 회전한다.
"실질적으로 동일한 속도"라는 용어는, 미리 정해진 작동 속도에 대하여, 속도가 변할 수 있되, 플러스 마이너스 15% (±15%) 이내로 변하는 것을 의미한다. 예를 들어, 상기 저압 터빈의 속도를 조정하기 위하여 상기 조정 수단이 다소간의 연료를 연소실로 분사하고, 상기 고압 터빈과 상기 저압 콤프레서를 포함하는 회전 조립체가 가속되거나 감속될 수 있게 된다. 결국, 가스 흐름 속도는 높아지게 되거나 낮아지게 되고, 엔진의 구동축에 인가된 토오크에 상관없이, 실질적으로 동일한 속도로 상기 저압 터빈을 회전시키기 위해 필요한 에너지를 전달하게 된다.
상기 조정 수단에 의해, 상기 고압 콤프레서가 상기 제1축에 의하여 상기 저압 터빈에 기계적으로 결합되기 때문에, 상기 고압 콤프레서의 속도는 실질적으로 일정하다. 더욱이, 상기 저압 콤프레서가 상기 제2축에 의하여 상기 고압 터빈에 기계적으로 결합되어 있기 때문에, 상기 고압 터빈의 회전 속도에 있어서의 변동은 상기 저압 콤프레서의 회전속도에만 영향을 준다. 그리하여, 상기 고압 콤프레서의 회전 속도는, 상기 저압 콤프레서의 회전 속도에 비교하여 실질적으로 일정하다. 결국, 저압 및 고압 콤프레서 사이의 어떠한 서징 위험도 감소될 수 있거나 제거될 수 있다. 따라서, 상기 고압 콤프레서의 미리 정해진 회전 속도에 대하여, 상기 저압 콤프레서의 회전 속도는 미리 정해진 회전 속도의 범위 내에 놓여서, 상기 고압 콤프레서는 항상 상기 저압 콤프레서로부터 들어오는 가스를 수용하고 압축할 수 있도록 할 수 있다.
다시 말하면, 상기 고압 콤프레서를 상기 저압 터빈에, 그리고 상기 저압 콤프레서를 상기 고압 터빈에 기계적으로 결합시킴으로써, 상기 고압 콤프레서의 회전 속도는 상기 저압 콤프레서의 회전 속도보다 더 안정되어 상기 저압 콤프레서와 상기 고압 콤프레서 사이의 압력이 너무 높아질 위험이 감소되거나 제거될 수 있고, 서징 현상이 감소되거나 제거될 수 있게 된다.
제1 변형례에서는, 상기 제1축이 상기 제2축을 동축상으로 통과하고, 상기 제1축과 제2축은 축방향을 정의하고, 상기 고압 콤프레서, 상기 저압 콤프레서, 상기 고압 터빈 및 상기 저압 터빈은 이 순서로 상기 축방향을 따라 배열된다.
종래의 2 스풀 터보제트와 비교해 보면, 축방향에서 상기 고압 및 저압 콤프레서의 위치는 역전되고, 상기 고압 및 저압 터빈은 동일한 순서로 배치된다. 이러한 제1 변형례에서, 상기 제1축은 중앙에 있고, 그리하여 구동력(참고. 이륙 동력)을 전달하기 위하여 이 축을 특히 엔진의 전방부에 연결하기 더 쉽게 한다 (즉, 축방향에서 상기 콤프레서들에 대하여 상기 터빈들로부터 멀리 있는 단부에).
제2 변형례에서, 상기 제2축은 상기 제1축을 동축으로 통과하고, 상기 제1축과 제2축은 축방향을 정의하고, 상기 저압 콤프레서, 상기 고압 콤프레서, 상기 저압 터빈 및 상기 고압 터빈은 이 순서로 상기 축방향을 따라 배열된다.
종래의 2 스풀 터보제트와 비교해 보면, 축방향에서 상기 고압 및 저압 콤프레서의 위치는 역전되고, 상기 고압 및 저압 터빈은 동일한 순서로 배치된다. 이러한 제2 변형례에서, 상기 연소실은 바람직하게는 엔진의 후방 단부에 배치된다(즉, 상기 터빈에 대하여 상기 콤프레서들로부터 멀리 있는 단부에). 이것은 유지보수나 교체를 위하여 연소실에 접근하는 것을 편리하게 한다.
바람직하게는, 상기 제2 변형례의 터보샤프트 엔진은 상기 저압 터빈으로부터 하류에 배치된 가스 배출 채널과, 상기 고압 콤프레서로부터 고압 터빈의 상류에 배치된 상기 연소실로 출구를 연결하는 가스 덕트를 구비하고, 상기 가스 덕트는, 저압 터빈에서 나오는 가스로부터 가스 덕트로 흐르는 가스로 열을 전달하기 위하여 열교환기를 매개로 상기 가스 배출 채널을 통과한다.
상기 열교환기는 상기 가스 덕트와 상기 가스 배출 채널 사이에서 열접촉을 제공한다. 상기 열교환기는 상기 연소실로 가스를 밀어넣기 전에 고압 콤프레서에서 나오는 가스를 가열할 수 있게 하여, 열손실을 감소시킬 수 있고 엔진의 효율을 증대할 수 있게 한다.
바람직하게는, 본 발명의 상기 터보샤프트 엔진은 헬리콥터 엔진이다.
본 발명에 따라, 저압 콤프레서와 고압 콤프레서 사이에서 일어나는 서징 현상의 위험이 감소되거나 제거될 수 있는 터보샤프트 엔진을 제공한다.
본 발명 및 장점은 제한이나 한정하지 않는 실시예로 주어진 본 발명의 다양한 실시예는 첨부된 도면을 참조하여, 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 잘 이해할 수 있을 것이다. 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 대한 설명이 이루어질 것이다.
도 1은 본 발명의 터보샤프트 엔진의 제1 실시예를 개략적으로 나타낸다.
도 2는 본 발명의 터보샤프트 엔진의 제2 실시예를 개략적으로 나타낸다.
도 1은, 앞에서 설명한 제1 변형례에 상응하는 본 발명의 터보샤프트 엔진의 제1 실시예를 개략적으로 나타낸다. 화살표는 엔진(10) 내에서 가스의 흐름 방향을 나타낸다. 공기는 공기 입구 채널(11)을 통해 엔진(10)으로 들어가고, 연소 가스는 가스 배출 채널(22)을 통하여 배출된다. 상기 터보샤프트 엔진(10)은 헬리콥터 엔진이다.
상기 가스 흐름 방향에서, 상기 엔진(10)은 연속하여 저압 콤프레서(12), 고압 콤프레서(14), 연소실(16), 고압 터빈(18), 및 저압 터빈(20)를 포함한다. 이 실시예에서, 상기 고압 콤프레서(14)는 원심형 콤프레서이고, 상기 저압 콤프레서(12)는 축류형 콤프레서이다. 당연히, 변형 정도에 따라, 상기 고압 콤프레서는 축류형일 수 있고, 또는 상기 저압 콤프레서는 원심형일 수 있다. 가스 덕트(15)는 압축된 가스를 고압 콤프레서(14)로부터 연소실(16)로 전달하기 위하여 고압 콤프레서(14)의 출구를 상기 연소실(16)의 입구로 연결한다. 도 1과 도 2에서, 상기 압축기들(12, 14)과 상기 터빈들(18, 20)의 고정 부재들은 빗금으로 표시하였고, 가동 부재들은 빗금 표시를 하지 않았다.
상기 고압 콤프레서(14)는 제1축(24)에 의하여 저압 터빈(20)과 회전하게 결합된다. 상기 저압 콤프레서(12)는 제2축(26)에 의하여 고압 터빈(18)과 회전하게 결합된다. 상기 제1축(24)은 상기 제2축(26)의 내부를 동축으로 통과하고, 상기 제1, 제2축(24, 26)은 축방향(X, 또는 축)을 형성한다. 이러한 제1 실시예에서, 도 1에서 왼쪽에서 오른쪽으로, 고압 콤프레서(14), 저압 콤프레서(12), 고압 터빈(18), 및 저압 터빈(20)이 그 순서로 상기 축방향(X)을 따라 배치된다.
상기 저압 터빈(20)에 연결된 상기 제1축(24)은 터보샤프트 엔진(10)의 구동축이다. 이러한 제1축(24)은 전동축(28, transmission shaft)과 결합되어, 예컨대 도 1에 개략적으로 나타낸 기어박스를 통해 또는 간접적으로(미 도시) 헬리콥터의 로(미 도시)터를 구동시킨다. 변형례에서, 엔진을 시동하기 위하여 상기 제1축(24)과 상기 전동축(28) 사이에 클러치가 배치될 수 있다. 이 실시예에서는, 상기 제1축(24)과 상기 전동축(28) 사이의 연결은 엔진의 앞쪽에서 즉, 도 1에서 왼쪽에서 이루어진다.
조정 수단(30)이 상기 연소실(16)로 연료의 분사를 조절하여 상기 저압 터빈(20)과, 그리하여 헬리콥터 로터가, 상기 제1축에 상기 헬리콥터 로터에 의해 인가되는 반대의 토오크에도 불구하고 실질적으로 일정한 속도로 회전한다. 그리하여, 다양한 헬리콥터 비행 조건에 대해 헬리콥터 로터 블레이드의 피치각에 관계없이, 그리고 상기 제1축(24)에 헬리콥터 로터에 의해 작용된 토오크에 관계없이, 상기 로터는 일정한 속도로 회전한다.
상기 조정 수단(30)에 의해, 그리고 상기 제1축(24)을 통해 상기 저압 터빈(20)과 상기 고압 콤프레서(14)가 결합되어 있음에 의해, 상기 고압 콤프레서(14)는 일정한 속도로 회전한다. 상기 고압 터빈(18)이 상기 저압 콤프레서(12)에 결합되어 있기 때문에, 연소실(16)로 연료의 분사의 조정에 의한 고압 터빈(18)의 회전 속도에 있어서 어떠한 변동도 상기 저압 콤프레서(12)에 충격을 주게 된다. 그리하여, 고압 콤프레서(14)를 구비하는 것은 정상적으로 작동하는 것이고, 즉, 정상 동력에서 또는 중간 동력(부분 또는 절반 동력)에서 저압 콤프레서(12)의 회전 속도에서의 변동의 전 범위에 걸쳐 저압 콤프레서(12)에서 나오는 가스를 압축할 수 있게 되고, 저압 및 고압 콤프레서(12, 14) 사이에서 서징 현상이 회피된다.
도 2는, 앞에서 설명한 제2 변형례에 상응하는 본 발명의 터보샤프트 엔진의 제2 실시예를 개략적으로 나타낸다. 화살표는 엔진(100) 내에서 가스의 흐름 방향을 나타낸다. 상기 제1 실시예와 공통되는 부재는 다시 설명하지 않고, 도면부호는 그대로 사용되며, 마찬가지로 그 작동도 다시 설명하지 않는다. 상기 제1 실시예에서와 같이, 저압 콤프레서(12)는 축류형 콤프레서이나, 변형례에서는 원심형 콤프레서로 대체될 수 있다. 마찬가지로, 고압 콤프레서(14)는 원심형 콤프레서이나, 변형례에서는 축류형 콤프레서로 대체될 수 있다.
엔진(100)에서, 상기 제2축(26)은 상기 제1축(24) 내부를 축방향으로 통과하고, 제1축, 제2축은 축방향(X)을 정의한다. 이러한 제2 실시예에서, 도 2에서 왼쪽에서 오른쪽으로, 왼쪽에서 오른쪽으로, 저압 콤프레서(12), 고압 콤프레서(14), 저압 터빈(20), 및 고압 터빈(18)이 그 순서로 상기 축방향(X)을 따라 배치된다. 이 실시예에서는, 상기 연소실(16)은 엔진(100)의 후방 단부에, 즉 도 2에서 오른쪽에 배치된다.
상기 가스 덕트(15)는 열교환기(34)를 통과하여 상기 가스 배출 채널(22)을 통과한다. 당연히, 상기 열교환기(34)는 상기 가스 배출 채널(22)을 폐쇄하지 않고, 배기 가스는 상기 열교환기(34)의 적어도 부분을 거쳐서 외부로 자유롭게 배출된다. 그리하여, 상기 엔진(100)에서 배출된 가스는 상기 열교환기(34)와 직접 열접촉하게 되고, 상기 열교환기(34)를 통하여 상기 가스 덕트(15) 내를 흐르는 가스로 열을 전달한다. 이러한 변형례에서 상기 가스 덕트(15)는 상기 가스 배출 채널(22)을 통과하지 않고 열 전달도 일어나지 않는다.
상기 제1, 제2 실시예의 공기 입구 채널(11)과 가스 덕트(15), 및 제2 실시예의 가스 배출 채널(22)은 회전체가 아니고, 특히 제1 실시예에서 공기 입구 채널(11)과 가스 덕트(15)를 수용할 수 있는 공간, 또는 제2 실시예에서 상기 제1, 제2축(24, 28) 사이의 기계적인 전달을 제공하는 것이 가능하도록 되어 있다. 변형례에서는, 상기 공기 입구 채널(11), 상기 가스 덕트(15), 및/또는 상기 가스 배출 채널(22)은 다른 형상으로 될 수 있고, 선택적으로 회전체가 될 수 있다.
10: 엔진 11: 공기 입구 채널
12: 저압 콤프레서 14: 고압 콤프레서
15: 가스 덕트 16: 연소실
18: 고압 터빈 20: 저압 터빈
22: 가스 배출 채널

Claims (2)

  1. 터보샤프트 엔진은,
    저압 콤프레서(12), 고압 콤프레서(14), 연소실 (16), 저압 터빈(20), 고압 터빈(18), 및 상기 저압 터빈(20)의 회전 속도가 일정하도록 연소실에 분사되는 연료의 양을 조정하기 위한 조정수단(30)을 포함하고,
    상기 저압 터빈(20)은 제1축(24)에 의하여 상기 고압 콤프레서(14)와 결합되어 있고,
    상기 고압 터빈(18)은 제2축(26)에 의하여 상기 저압 콤프레서(12)와 결합되어 있으며,
    상기 제1축(24)은 상기 제2축(26)의 내부를 동축으로 통과하고,
    상기 제1, 제2축(24, 26)은 축방향(X)을 정의하고,
    제1축(24)은 축방향(X)에서 제2축(26)보다 더 길고,
    상기 고압 콤프레서(14), 저압 콤프레서(12), 고압 터빈(18), 및 저압 터빈(20)이 그 순서로 상기 축방향(X)을 따라 배치되고, 그리고 고압 콤프레서(14)는 원심형 콤프레서인 것을 특징으로 하는 터보샤프트 엔진.
  2. 제1항에 있어서,
    헬리콥터 엔진을 형성하는 터보샤프트 엔진.
KR1020137035153A 2011-06-16 2012-06-07 저압 터빈에 연결된 고압 콤프레서를 구비한 터보샤프트 엔진을 위한 2 스풀 구조 KR101937505B1 (ko)

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