KR102144015B1 - Test rig for multi-stage turbo-charge system with high altitude pressure condition - Google Patents

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전상욱
임병준
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한국항공우주연구원
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Abstract

The present invention relates to an apparatus for testing a multi-stage turbocharger system, simulating a high altitude pressure condition and comprising: a multi-stage compressor comprising a plurality of compressors in order to compress air; a multi-stage turbine comprising a plurality of turbines coupled to shafts of each of the plurality of compressors; and a pressure reducing device provided at an outlet side of the multi-stage turbine and for reducing a pressure of the air discharged from an outlet of the multi-stage turbine. The pressure reducing device includes an additional turbine and an additional compressor, which are axially connected to each other. The air from the outlet of the multi-stage turbine is compressed while being introduced into the additional compressor.

Description

고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치{TEST RIG FOR MULTI-STAGE TURBO-CHARGE SYSTEM WITH HIGH ALTITUDE PRESSURE CONDITION}Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions {TEST RIG FOR MULTI-STAGE TURBO-CHARGE SYSTEM WITH HIGH ALTITUDE PRESSURE CONDITION}

본 발명은 무인기용 다단 터보차저 시스템 개발을 위한 시험리그 장치에 관한 것으로, 지상보다 공기의 밀도가 낮은 고고도 압력모사가 가능한 다단 터보차저 추진시스템 시험리그에 대한 것으로, 구체적으로는 터보차저 출구의 압력을 인위적으로 더 낮춰서 운용 범위를 대폭 확대한 터보차저 추진시스템 시험장치에 관한 것이다.The present invention relates to a test rig device for the development of a multistage turbocharger system for an unmanned aerial vehicle, and relates to a test rig for a multistage turbocharger propulsion system capable of simulating high altitude pressure with a lower air density than on the ground. It relates to a turbocharger propulsion system test device that has artificially lowered the pressure to greatly expand the operating range.

고고도(성층권) 장기체공 무인항공기는 기존의 대기권에서 운용하는 항공기보다 더 높은 고도에서 더 광범위한 감시 및 정찰의 군사적 임무뿐 아니라, 기상관측, 항공촬영, 통신중계, 재난-재해 관측, 인터넷망 구축 등의 민간 임무도 수행할 수 있으며, 최근 문제가 되고 있는 미세먼지 상황을 감시하는 역할도 수행할 수 있다. 더불어, 성층권 장기체공 무인항공기는 인공위성보다 더 낮은 고도에서 운용하기 때문에 유지 및 관리가 용이하며, 데이터 손실 및 지연을 최소화할 수 있다.High-altitude (stratosphere) long-term unmanned aerial vehicles are not only military missions of wider surveillance and reconnaissance at higher altitudes than existing aircraft operating in the atmosphere, but also meteorological observation, aerial photography, communication relay, disaster-disaster observation, and internet network construction. It can also perform civilian missions such as, and monitors the situation of fine dust, which is a problem recently. In addition, long-term stratospheric unmanned aerial vehicles operate at a lower altitude than satellites, so maintenance and management are easy, and data loss and delay can be minimized.

성층권은 대기권과는 다르게 기상변화가 거의 없어서 항공기를 운용함에 있어서 가장 중요한 요소 중 하나인 안정성을 확보할 수 있다. 고고도 장기체공 무인기의 경우, 양력의 효율을 높이기 위해 날개폭이 크기 때문에 비행속도가 시속 25km/h 내외로 매우 느리고, 성층권에서는 무인항공기에 추가적으로 연료를 공급하는 것이 불가능하며, -56.5도의 매우 낮은 온도, 강한 자외선, 낮은 공기밀도 등과 같은 극한의 조건에서 견딜 수 있어야 한다. 특히, 낮은 공기밀도 조건하에서 무인항공기의 양력은 대기권보다 작기 때문에, 성층권에서 무인항공기를 날리기 위해서는 무인항공기를 아주 가볍게 만들거나 날개면적을 넓혀야 한다.Unlike the atmosphere in the stratosphere, there is almost no change in weather, so stability, one of the most important factors in operating an aircraft, can be secured. In the case of a high-altitude, long-term UAV, the flight speed is very slow, around 25km/h per hour, because the wing width is large to increase the efficiency of lift, and it is impossible to additionally supply fuel to the UAV in the stratosphere. It must be able to withstand extreme conditions such as temperature, strong UV rays, and low air density. In particular, under conditions of low air density, the lift power of an unmanned aerial vehicle is smaller than that of the atmosphere, so in order to fly an unmanned aerial vehicle in the stratosphere, it is necessary to make the unmanned aerial vehicle very light or increase its wing area.

고고도 무인항공기의 유효 하중(Payload)를 증가시키기 위해서는 높은 추력을 내는 추진시스템이 필요하며, 이에 수만 ft급 상공을 비행하기 위해서는 엔진 입구를 지상 대기 조건과 유사하게 모사해 주는 다단 터보차저가 반드시 장착되어야 한다. 즉, 고고도 무인항공기는 상기한 극한 조건에서 지상과 동일한 조건으로 비행하기 위하여 대기의 공기를 대기압까지 가압하여 엔진으로 공급할 수 있는 추진 시스템을 필요로 한다. In order to increase the payload of high-altitude unmanned aerial vehicles, a propulsion system that generates high thrust is required, and in order to fly over tens of thousands of feet, a multi-stage turbocharger that simulates the engine inlet similar to the atmospheric conditions on the ground must be It must be equipped. That is, the high altitude unmanned aerial vehicle requires a propulsion system capable of supplying the air to the engine by pressurizing atmospheric air to atmospheric pressure in order to fly under the same conditions as the ground in the extreme conditions described above.

고고도에서 운용되는 무인 항공기의 다단 터보차저 추진시스템(이하, 고고도 추진시스템)을 지상에서 실험하는 장비로서, 도 1과 같은 고고도 추진시스템 시험을 위한 장치를 구성하여 시험을 수행한다.As an equipment for testing a multi-stage turbocharger propulsion system (hereinafter, a high-altitude propulsion system) of an unmanned aerial vehicle operated at high altitude, the test is performed by configuring a device for testing the high altitude propulsion system as shown in FIG. 1.

즉, 지상 시험장치는, 복수 개의 다단 압축기(10,20)를 이용하여 고고도 추진시스템의 입구 상태를 모사하고, 다단 터빈(30,40)을 이용하여 출구 상태를 모사하게 된다. 다단 압축기는 저압압축기(10)와 고압압축기(20)가 구비되고, 이들 각각이 저압터빈(40)과 고압터빈(30)과 각각 저압스풀(LP Spool)과 고압스풀(HP Spool)로 결합된다. 고압압축기(20)에서 압축된 고압의 공기는 스로틀 밸브를 거쳐 배출된다. 그리고, 고압터빈(30)으로 공급되는 공기는 터보차저 시스템 모사를 위해 모터(M)의 동력으로 구동되는 압축기(C)를 이용하여 미리 필요한 압력으로 압축하고 히터(H)로 공기를 가열한 후, 고압터빈(30)으로 공급한다. 그리고 고압터빈에서 나온 공기는 다시 한번 저압터빈(40)에서 팽창한 후 외부로 배출된다.That is, the ground test apparatus simulates the inlet state of the high-altitude propulsion system using a plurality of multistage compressors 10 and 20, and simulates the exit state using the multistage turbines 30 and 40. The multi-stage compressor is equipped with a low compressor 10 and a high pressure compressor 20, each of which is combined with a low pressure turbine 40 and a high pressure turbine 30, respectively, into a low pressure spool (LP Spool) and a high pressure spool (HP Spool). . The high-pressure air compressed in the high-pressure compressor 20 is discharged through the throttle valve. In addition, the air supplied to the high-pressure turbine 30 is compressed to a required pressure using a compressor (C) driven by the power of the motor (M) to simulate the turbocharger system, and the air is heated with a heater (H). , Supply to the high-pressure turbine (30). Then, the air from the high-pressure turbine expands in the low-pressure turbine 40 once again and is discharged to the outside.

그런데, 지상 조건에서는 저압터빈(40)의 출구 공기(⑩)의 조건이 1atm이어서, 고고도 무인기가 운용되는 고고도의 압력조건에 비해서 수 배 이상 높은 상태이다. 때문에 도 1의 시험장치에서 2단 터빈을 구동하기 위해서는 엔진출구(즉, 고압터빈(30) 입구) 공기(⑥)를 높은 압력의 공기를 공급하여 2단 터빈을 구동하게 된다. 그런데, 엔진출구(즉, 고압터빈(30) 입구) 공기(⑥)의 압력은 정해져 있고, 또한 저압터빈(40)의 출구 공기(⑩)의 조건 역시 1atm으로 정해져 있어서 다단 터빈에서 압력 조건을 가변하는데 한계가 있는 문제가 있었다.However, under ground conditions, the condition of the outlet air (⑩) of the low-pressure turbine 40 is 1 atm, which is several times higher than the high-altitude pressure condition in which the high-altitude UAV is operated. Therefore, in order to drive the second-stage turbine in the test apparatus of FIG. 1, the engine outlet (ie, the high-pressure turbine 30 inlet) air (⑥) is supplied with high-pressure air to drive the second-stage turbine. By the way, the pressure of the engine outlet (that is, the inlet of the high-pressure turbine 30) air (⑥) is fixed, and the condition of the outlet air (⑩) of the low-pressure turbine 40 is also set to 1 atm, so the pressure condition in the multi-stage turbine is variable. There was a problem with limitations.

즉, 종래 터보차저 시험장치에서, 고압터빈 측으로 공급하는 공기의 공급압력에 한계가 있고, 저압터빈 출구 압력도 정해져 있기 때문에, 지상시험리그에서 더 넓은 운전영역을 확보하지 못하는 문제가 있었다.That is, in the conventional turbocharger test apparatus, there is a problem in that a wider operating range in the ground test league is not secured because the supply pressure of air supplied to the high-pressure turbine is limited and the outlet pressure of the low-pressure turbine is also determined.

본 발명은 상기 문제를 해결하기 위한 것으로, 지상시험리그에서 터빈으로 공급되고 배출되는 공기의 공급압력 한계를 극복하기 위해서, 저압터빈 쪽의 토출압력을 하강시켜 동일 지상시험리그에서 더 넓은 운전영역을 확보하는 기술을 제공하는 것을 목적으로 한다.The present invention is to solve the above problem, in order to overcome the supply pressure limit of air supplied to and discharged from the turbine in the ground test league, the discharge pressure of the low-pressure turbine side is lowered to provide a wider operating range in the same ground test league. It aims to provide technology to secure.

본 발명은 고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치에 관한 것으로,The present invention relates to a test apparatus for a multistage turbocharger system that simulates a high pressure condition,

공기를 압축하기 위해 복수 개의 압축기로 이루어진 다단압축기; 상기 복수 개의 압축기 각각의 축과 결합되는 복수 개의 터빈으로 이루어진 다단터빈; 및 상기 다단터빈의 출구측에 구비되며, 다단터빈의 출구에서 배출되는 공기의 압력을 감압하기 위한 감압장치;를 포함하고, 상기 감압장치는 서로 축이 연결된 부가 터빈과 부가 압축기를 포함하고, 상기 다단터빈의 출구에서 나온 공기는 상기 부가 압축기로 유입되면서 압축되는 다단 터보차저 시스템 시험장치를 제공한다.A multistage compressor comprising a plurality of compressors to compress air; A multi-stage turbine comprising a plurality of turbines coupled to the shafts of each of the plurality of compressors; And a decompression device provided at the outlet side of the multistage turbine and for reducing the pressure of the air discharged from the outlet of the multistage turbine, wherein the decompression device includes an additional turbine and an additional compressor connected to each other, wherein the A multi-stage turbocharger system test apparatus is provided in which air from the outlet of the multi-stage turbine is compressed while flowing into the additional compressor.

상기 다단터빈의 출구와 상기 부가 압축기 사이에는 애프터 쿨러(after cooler)가 구비되어, 상기 다단터빈에서 나온 공기가 냉각되어 상기 부가 압축기로 유입된다.An after cooler is provided between the outlet of the multistage turbine and the additional compressor, and air from the multistage turbine is cooled and introduced into the additional compressor.

상기 다단터빈 입구와 상기 부가 터빈 사이에는 공기의 유동하는 추기관로가 형성되고, 상기 다단터빈의 입구의 공기 중 일부는 상기 추기관로를 통해 상기 부가 터빈으로 유입되어 팽창된다.A thrust pipe path through which air flows is formed between the inlet of the multistage turbine and the additional turbine, and some of the air at the inlet of the multistage turbine is introduced into the additional turbine through the thrust pipe and is expanded.

상기 추기관로에는 상기 부가 터빈으로 유입되는 공기유량을 조절하여 부가 터빈의 회전속도를 제어하는 웨이스트 게이트(waste gate)가 구비되고, 상기 웨이스트 게이트는, 상기 추기관로로 유입되는 공기량을 제어하는 제1웨이스트 게이트;와 상기 제1웨이스트 게이트 후류에 위치하여 상기 추기관로를 유동하는 공기의 일부를 외부로 배출시키는 제2웨이스트 게이트;로 이루어진다.A waste gate (waste gate) for controlling the rotational speed of the additional turbine by controlling the flow rate of air introduced into the additional turbine is provided in the duct passage, and the waste gate is configured to control the amount of air introduced into the duct. A first waste gate; and a second waste gate positioned downstream of the first waste gate to discharge a part of the air flowing through the duct passage to the outside.

상기 다단압축기 입구에는 감압밸브가 구비되어, 다단압축기로 유입되는 입구 공기의 압력을 떨어뜨리게 된다.A pressure reducing valve is provided at the inlet of the multistage compressor to reduce the pressure of the inlet air introduced into the multistage compressor.

상기 다단터빈으로 유입되는 공기는 모터에 의해 구동되는 압축기에 의해 압축되고, 전기 히터에 의해 가열된다.The air introduced into the multi-stage turbine is compressed by a compressor driven by a motor and heated by an electric heater.

상기 다단압축기는, 대기 상태의 공기를 압축하는 저압 압축기; 저압 압축기에서 압축된 공기를 재차 압축하는 고압 압축기; 및 상기 저압 압축기와 고압 압축기 사이에 위치하는 인터쿨러;로 이루어진다.The multi-stage compressor includes: a low pressure compressor for compressing air in an atmospheric state; A high pressure compressor for recompressing the air compressed by the low pressure compressor; And an intercooler positioned between the low pressure compressor and the high pressure compressor.

상기 다단터빈은, 다단터빈으로 유입되는 고압의 공기를 팽창시키는 고압 터빈; 및 상기 고압 터빈에서 팽창된 공기를 재차 팽창시키는 저압 터빈;으로 이루어진다.The multi-stage turbine may include a high-pressure turbine for expanding high-pressure air introduced into the multi-stage turbine; And a low-pressure turbine re-expanding the air expanded in the high-pressure turbine.

상기 저압 압축기와 저압 터빈의 축을 서로 연결하는 저압 스풀(LP spool);과, 상기 고압 압축기와 고압 터빈의 축을 서로 연결하는 고압 스풀(HP spool);을 더 포함한다.It further includes a low pressure spool (LP spool) for connecting the shaft of the low pressure compressor and the low pressure turbine to each other; and a high pressure spool (HP spool) for connecting the shaft of the high pressure compressor and the high pressure turbine to each other.

본 발명은 또한, 대기 상태의 공기를 압축하여 연소기로 공급하는 압축기; 상기 연소기에서 배출되는 고온 고압의 배기가스를 팽창시키는 터빈; 및 상기 터빈의 출구측에 구비되며, 터빈에서 배출되는 공기의 압력을 감압하기 위한 감압장치;를 포함하고, 상기 감압장치는, 서로 축이 연결된 부가 터빈과 부가 압축기로 이루어지고, 상기 터빈에서 배출되는 공기는 상기 부가 압축기로 유입되면서 압축되고, 상기 엔진에서 배출되는 고온 고압의 배기가스 중 일부는 상기 터빈으로 유입되지 않고, 바이패스되어 상기 부가 터빈으로 유입되어 팽창되는 고고도 환경 모사 추진시스템 시험장치를 제공한다.The present invention also includes a compressor that compresses atmospheric air and supplies it to a combustor; A turbine for expanding the high temperature and high pressure exhaust gas discharged from the combustor; And a decompression device provided at the outlet side of the turbine and for reducing the pressure of the air discharged from the turbine, wherein the decompression device includes an additional turbine and an additional compressor connected to each other, and discharges from the turbine. The resulting air is compressed while being introduced into the additional compressor, and some of the high-temperature and high-pressure exhaust gases discharged from the engine do not flow into the turbine, but are bypassed to enter the additional turbine and expand. Provide the device.

본 발명은 상기 구성에 의해서 고고도 무인기에 사용되는 다단 터보차저 시스템 시험장치에서 터빈 출구의 압력을 주위 환경보다 인위적으로 더 낮춤으로써, 터보차저 시스템 운용 범위를 대폭 확대하여 다양한 목적과 상황에 맞추어 더 넓은 영역에서 고고도 모사가 가능한 유리한 효과가 발생한다.The present invention is an artificially lowered turbine outlet pressure than the surrounding environment in a multi-stage turbocharger system testing apparatus used in a high-altitude unmanned aerial vehicle by the above configuration, thereby greatly expanding the operating range of the turbocharger system to further suit various purposes and situations. An advantageous effect that enables high altitude simulation in a large area occurs.

본 발명은, 다단 터보차저 시스템 입구(압축기 입구)와 다단 터보차저 시스템 출구(터빈출구)에서의 압력을 1bar 보다 낮출 수 있는 기술을 제공함으로써, 기존 다단 터보차저 시스템보다 더 넓은 영역의 고고도 모사 시험이 가능하게 되는 효과가 발생한다.The present invention provides a technology capable of lowering the pressure at the inlet (compressor inlet) of the multi-stage turbocharger system and the outlet (turbine outlet) of the multi-stage turbocharger system by less than 1 bar, thereby simulating high altitude in a wider area than the conventional multi-stage turbocharger system. There is an effect that makes the test possible.

도 1은 종래 기술에 따른 고고도 무인기 다단 터보차저 추진시스템의 지상시험리그의 개념도이며,
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 고고도 무인기 다단 터보차저 추진시스템의 지상시험리그의 개념도이며,
도 3은 본 발명의 다른 실시예에 따른 고고도 무인기 다단 터보차저 추진시스템의 지상시험리그의 개념도이다.1 is a conceptual diagram of a ground test league of a high altitude unmanned aerial vehicle multistage turbocharger propulsion system according to the prior art,
2 is a conceptual diagram of a ground test league of a high-altitude unmanned aerial vehicle multi-stage turbocharger propulsion system according to an embodiment of the present invention,
3 is a conceptual diagram of a ground test league of a high-altitude unmanned aerial vehicle multi-stage turbocharger propulsion system according to another embodiment of the present invention.

본 발명의 목적, 특정한 장점들 및 신규한 특징들은 첨부된 도면들과 연관되는 이하의 상세한 설명과 바람직한 실시예로부터 더욱 명백해질 것이다. 또한, 사용된 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 정의된 용어들로써, 이는 사용자 운용자의 의도 또는 관례에 따라 달라질 수 있다. 그러므로 이러한 용어들에 대한 정의는 본 명세서의 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.The objects, specific advantages and novel features of the present invention will become more apparent from the following detailed description and preferred embodiments associated with the accompanying drawings. In addition, the terms used are terms defined in consideration of functions in the present invention, which may vary according to the intention or custom of the user operator. Therefore, definitions of these terms should be made based on the contents of the present specification.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 고고도 무인기 다단 터보차저 추진시스템의 지상시험리그장치의 개념도이며, 도 3은 본 발명의 다른 실시예에 따른 고고도 무인기 다단 터보차저 추진시스템의 지상시험리그장치의 개념도이다. 이하 첨부 도면을 참조하여 본 발명에 대해 설명한다.2 is a conceptual diagram of a ground test rig apparatus of a high-altitude unmanned aerial vehicle multi-stage turbocharger propulsion system according to an embodiment of the present invention, and FIG. 3 is a ground test of a high-altitude unmanned aerial vehicle multi-stage turbocharger propulsion system according to another embodiment of the present invention. It is a conceptual diagram of the rig device. Hereinafter, the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

먼저, 본 발명의 고고도 압력조건을 모사한 추진시스템 시험장치로서, 먼저, 대기 상태의 공기를 압축하기 위해 복수 개의 압축기로 이루어진 다단압축기(110,120)와 엔진에서 연소되어 나오는 고온 고압의 배기가스를 팽창하기 위해 복수 개의 터빈으로 이루어진 다단터빈(220,210)을 포함한다. 다단압축기(110,120)는 대기상태의 공기를 압축하는 저압 압축기(110)와 저압 압축기(110)에서 압축된 공기를 재차 압축하는 고압 압축기(120)로 이루어지며, 상기 저압 압축기와 고압 압축기 사이에는 인터쿨러(115)가 구비되어 저압 압축기(110)에서 압축된 공기를 냉각시킨 후 고압 압축기(120)로 유입되도록 한다.First, as a propulsion system test apparatus that simulates the high-pressure conditions of the present invention, first, multi-stage compressors (110, 120) composed of a plurality of compressors and high-temperature and high-pressure exhaust gas from the engine to compress air in the atmosphere. It includes multi-stage turbines 220 and 210 made of a plurality of turbines to expand. The multi-stage compressors 110 and 120 are composed of a low pressure compressor 110 that compresses atmospheric air and a high pressure compressor 120 that recompresses air compressed in the low pressure compressor 110, and an intercooler between the low pressure compressor and the high pressure compressor 115 is provided to cool the air compressed by the low pressure compressor 110 and then flow into the high pressure compressor 120.

상기 다단터빈(210,220)은, 연소실에서 연소되어 배출되는 고온 고압의 배기가스가 유입되어 팽창하는 곳으로, 유입되는 고압의 공기를 팽창시키는 고압 터빈(220)과 상기 고압 터빈에서 팽창된 공기를 재차 팽창시키는 저압 터빈(210)으로 이루어진다.The multi-stage turbine (210, 220) is a place where high-temperature and high-pressure exhaust gas combusted and discharged from the combustion chamber is introduced and expanded, and the high-pressure turbine 220 for expanding the high-pressure air and the air expanded from the high-pressure turbine It consists of a low pressure turbine 210 to expand.

실제 추진시스템에서는 다단압축기에서 압축된 공기는 연료와 혼합되어 연소기로 유입되어 연소됨으로써 고온 고압의 배기가스가 되지만, 본 발명에 따른 시험장치에서는, 상기 고압 압축기(120)를 통과한 압축 공기는 스로틀밸브(125)를 통과하여 외부로 배기되도록 한다. 또한, 상기 다단터빈으로 유입되는 가스 역시 실제 추진시스템에서는 고온 고압의 배기가스이지만, 본 발명에서는 공기를 고압으로 압축하고 가열하여 고온 고압 상태로 한 후 다단터빈으로 공급하도록 한다. 즉, 상기 다단터빈으로 유입되는 공기는 모터(M)에 의해 구동되는 압축기(C)에 의해 압축되고, 전기 히터(H)에 의해 가열되어 터빈으로 공급된다.In the actual propulsion system, the air compressed in the multi-stage compressor is mixed with fuel and introduced into the combustor to be burned to become a high-temperature and high-pressure exhaust gas, but in the test apparatus according to the present invention, the compressed air passing through the high-pressure compressor 120 is throttled. It passes through the valve 125 and is exhausted to the outside. In addition, the gas flowing into the multi-stage turbine is also a high-temperature and high-pressure exhaust gas in the actual propulsion system, but in the present invention, air is compressed and heated to a high-temperature and high-pressure state and then supplied to the multi-stage turbine. That is, the air introduced into the multi-stage turbine is compressed by the compressor (C) driven by the motor (M), heated by the electric heater (H), and supplied to the turbine.

다만, 상기 모터(M)와, 압축기(C)와 전기 히터(H)를 대신하여 실제 연소기를 구비한 후 압축기에서 압축된 공기를 연소하여 터빈으로 공급할 수도 있다(도 3 참조).However, instead of the motor M, the compressor C, and the electric heater H, an actual combustor may be provided, and then compressed air may be combusted by the compressor and supplied to the turbine (see FIG. 3).

상기 저압 압축기(110)와 저압 터빈(210)의 축을 서로 연결하는 저압 스풀(LP spool)과, 상기 고압 압축기(120)와 고압 터빈(220)의 축을 서로 연결하는 고압 스풀(HP spool)을 더 포함하여, 고압 터빈(220)과 저압 터빈(210)을 통과하는 기체가 팽창하면서 터빈이 회전하고, 터빈 회전력에 의해 상기 압축기가 구동된다.A low pressure spool (LP spool) connecting the shafts of the low pressure compressor 110 and the low pressure turbine 210 to each other, and a high pressure spool (HP spool) connecting the shafts of the high pressure compressor 120 and the high pressure turbine 220 to each other. Including, the turbine rotates while the gas passing through the high pressure turbine 220 and the low pressure turbine 210 expands, and the compressor is driven by the turbine rotational force.

본 발명은 고고도 상태의 대기 상태를 모사하기 위해, 상기 다단터빈의 출구측에 감압장치(250)를 배치한 것이 특징이다.The present invention is characterized in that a decompression device 250 is disposed at the outlet side of the multi-stage turbine in order to simulate a high-altitude atmospheric state.

본 발명의 상기 감압장치(250)는 부가 터빈(251)과, 부가 압축기(252)와 부가 스풀(253)로 구성되며, 부가 터빈과 부가 압축기는 부가 스플에 의해 서로 축이 연결되어 함께 회전한다. 상기 다단터빈(210,220)의 출구에서 나온 공기(도 2의 ⑩)는 상기 부가 압축기(252)로 유입되면서 압축된다. The decompression device 250 of the present invention is composed of an additional turbine 251, an additional compressor 252, and an additional spool 253, and the additional turbine and the additional compressor are shafts connected to each other by an additional spool and rotate together. . Air (⑩ in FIG. 2) from the outlets of the multistage turbines 210 and 220 is compressed while being introduced into the additional compressor 252.

상기 다단터빈 입구와 상기 부가 터빈 사이에 배치된 공기 흐름 관로(205)에는 공기를 바이패스 시키는 추기관로(255)가 구비된다. 상기 다단터빈의 입구의 공기(도 2의 ⑦) 중 일부는 상기 추기관로(255)를 통해 상기 부가 터빈(251)으로 유입되어 팽창하면서 부가 터빈을 구동하게 된다. 부가 터빈과 축이 연결된 부가 압축기가 회전하면서 공기(도 2의 ⑩)를 압축하며, 이 과정에서 상기 공기(⑩)의 압력이 대기압보다 낮아지게 된다. 그 결과 터보차저 추진시스템의 출구(저압 터빈(210) 출구)의 압력을 더 낮출 수 있게 되어 전체 터보차저 시스템의 운용 범위가 대폭 확대된다.An air flow pipe 205 disposed between the inlet of the multi-stage turbine and the additional turbine is provided with a thrust pipe passage 255 for bypassing air. Some of the air at the inlet of the multi-stage turbine (7 in FIG. 2) is introduced into the additional turbine 251 through the chute pipe 255 and expands to drive the additional turbine. The additional compressor connected to the auxiliary turbine and the shaft rotates to compress air (⑩ in FIG. 2), and in this process, the pressure of the air (⑩) becomes lower than atmospheric pressure. As a result, the pressure at the outlet of the turbocharger propulsion system (the outlet of the low-pressure turbine 210) can be further lowered, thereby greatly expanding the operating range of the entire turbocharger system.

그리고, 상기 다단터빈의 출구와 상기 부가 압축기 사이에는 애프터 쿨러(after cooler, 258)가 구비되어, 상기 다단터빈에서 나온 공기(⑩)는 일정 정도 냉각되어 상기 부가 압축기(252)로 유입도록 하여 운용범위를 더욱 확장할 수 있다.In addition, an after cooler 258 is provided between the outlet of the multistage turbine and the additional compressor, so that the air (⑩) from the multistage turbine is cooled to a certain degree and flows into the additional compressor 252. The scope can be further expanded.

저압 터빈(210)의 출구에 애프터 쿨러(258) 을 달아 저압 터빈 출구 공기의 온도를 낮추고 이를 부가 압축기(252)에 공급하게 되면, 부가 압축기 내부의 압력 균형에 따라 부가 압축기 출구 압력은 1bar 이고 부가 압축기 입구 공기(⑩)의 압력은 이보다 낮아지게 된다. 따라서, 종래의 다단터빈 입출구 압력비는 4bar -> 1bar에서 4bar -> 0.x bar 수준으로 되어, 다단터빈에서 팽창 여력이 증가하게 된다. 그 결과, 동일한 고압공기 공급원으로 다단 터보차저의 운용 범위를 더욱 확장시킬 수 있다.When an aftercooler 258 is installed at the outlet of the low-pressure turbine 210 to lower the temperature of the outlet air of the low-pressure turbine and supply it to the additional compressor 252, the additional compressor outlet pressure is 1 bar according to the pressure balance inside the additional compressor. The pressure of the compressor inlet air (⑩) becomes lower than this. Accordingly, the conventional multistage turbine inlet and outlet pressure ratio is at the level of 4bar -> 0.x bar from 4bar -> 1bar, so that the expansion capacity increases in the multistage turbine. As a result, it is possible to further expand the operating range of the multistage turbocharger with the same high-pressure air source.

상기 바이패스용 추기관로(255)에는 상기 부가 터빈으로 유입되는 공기유량을 조절하여 부가 터빈의 회전속도를 제어하는 웨이스트 게이트(waste gate)가 구비되는데, 상기 웨이스트 게이트는, 상기 추기관로로 유입되는 공기량을 제어하는 제1웨이스트 게이트(w1)와 상기 제1웨이스트 게이트 후류에 위치하여 상기 추기관로를 유동하는 공기의 일부를 외부로 배출시키는 제2웨이스트 게이트(w2)로 이루어진다.The bypass chute path 255 is provided with a waste gate for controlling the rotational speed of the additional turbine by adjusting the air flow rate flowing into the additional turbine, and the waste gate is It consists of a first waste gate w1 for controlling the amount of incoming air and a second waste gate w2 located downstream of the first waste gate to discharge some of the air flowing through the duct passage to the outside.

상기 다단압축기 입구에는 감압밸브(105)가 구비되어, 다단압축기로 유입되는 입구 공기의 압력을 떨어지게 할 수 있다. 터보차저 시스템 입구(저압 압축기(110) 입구)에 쓰로틀 밸브와 같은 감압밸브(105)를 달아서 입구 압력을 떨어뜨리면, 고고도에서의 대기 상황을 더욱 모사하는 시험이 가능하게 된다.A pressure reducing valve 105 is provided at the inlet of the multistage compressor to reduce the pressure of the inlet air flowing into the multistage compressor. If a pressure reducing valve 105 such as a throttle valve is attached to the inlet of the turbocharger system (the inlet of the low pressure compressor 110) to decrease the inlet pressure, a test that further simulates the atmospheric condition at a high altitude becomes possible.

본 발명은 이러한 구성을 통해서, 다단 터보차저 시스템 입구(저압 압축기 입구) 및 다단 터보차저 시스템 출구(저압 터빈 출구)에서의 압력을 1bar 보다 낮출 수 있으며, 이에 기존 다단 터보차저 시스템에서의 시험보다 더 넓은 영역의 고고도 모사 시험이 가능하게 된다.The present invention can reduce the pressure at the inlet of the multistage turbocharger system (low pressure compressor inlet) and the outlet of the multistage turbocharger system (low pressure turbine outlet) by less than 1 bar through this configuration, which is more than the test in the existing multistage turbocharger system. High altitude simulation tests in a wide area become possible.

도 3은 본 발명의 다른 실시예에 따른 고고도 무인기 다단 터보차저 추진시스템의 지상시험리그의 개념도이다.3 is a conceptual diagram of a ground test league of a high-altitude unmanned aerial vehicle multi-stage turbocharger propulsion system according to another embodiment of the present invention.

도 2에서는, 상기 다단터빈으로 유입되는 공기를 모터(M)와, 압축기(C)와, 전기 히터(H)를 이용하여 가열 압축하였으나, 상기 모터(M)와, 압축기(C)와 전기 히터(H)를 대신하여 실제 연소기(E)를 구비한 후 다단압축기에서 연소기로 압축된 공기 공급하고 이를 연료와 함께 연소한 고온 고압의 공기(배기가스)를 다단터빈으로 공급할 수도 있을 것이며, 이를 도시한 것이 도 3의 그림이다.In FIG. 2, the air introduced into the multi-stage turbine is heated and compressed using a motor (M), a compressor (C), and an electric heater (H), but the motor (M), the compressor (C) and the electric heater After the actual combustor (E) is provided in place of (H), the compressed air from the multi-stage compressor can be supplied to the combustor, and the high-temperature and high-pressure air (exhaust gas) that has been combusted with fuel can be supplied to the multi-stage turbine. One is the picture of FIG. 3.

본 실시예에서도 다단터빈의 후류에 감압장치를 구비하는 것을 동일하므로 이에 대한 구체적인 설명은 생략하고 개략적인 구성을 설명하면 다음과 같다.In the present embodiment, since it is the same that the pressure reducing device is provided in the wake of the multistage turbine, a detailed description thereof will be omitted and a schematic configuration will be described as follows.

연소기를 구비한 고고도 환경 모사 추진시스템 시험장치는 대기 상태의 공기를 압축하여 연소기로 공급하는 압축기; 상기 연소기에서 배출되는 고온 고압의 배기가스를 팽창시키는 터빈; 및 상기 터빈의 출구측에 구비되며, 터빈에서 배출되는 공기의 압력을 감압하기 위한 감압장치;를 포함하고, 상기 감압장치는, 서로 축이 연결된 부가 터빈과 부가 압축기로 이루어지고, 상기 터빈에서 배출되는 공기는 상기 부가 압축기로 유입되면서 압축되고, 상기 엔진에서 배출되는 고온 고압의 배기가스 중 일부는 상기 터빈으로 유입되지 않고, 바이패스되어 상기 부가 터빈으로 유입되어 팽창되는 구조이다.A high altitude environment simulation propulsion system test apparatus having a combustor comprises: a compressor that compresses atmospheric air and supplies it to the combustor; A turbine for expanding the high temperature and high pressure exhaust gas discharged from the combustor; And a decompression device provided at the outlet side of the turbine and for reducing the pressure of the air discharged from the turbine, wherein the decompression device includes an additional turbine and an additional compressor connected to each other, and discharges from the turbine. The resulting air is compressed while being introduced into the additional compressor, and some of the high-temperature and high-pressure exhaust gas discharged from the engine does not flow into the turbine, but is bypassed and introduced into the additional turbine to expand.

이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다. Although the preferred embodiments of the present invention have been described in detail above, the scope of the present invention is not limited thereto, and various modifications and improvements of those skilled in the art using the basic concept of the present invention defined in the following claims are also present. It belongs to the scope of rights of

Claims (12)

공기를 압축하기 위해 복수 개의 압축기로 이루어진 다단압축기;
상기 복수 개의 압축기 각각의 축과 결합되는 복수 개의 터빈으로 이루어진 다단터빈; 및
상기 다단터빈의 출구측에 구비되며, 다단터빈의 출구에서 배출되는 공기의 압력을 감압하기 위한 감압장치;를 포함하고,
상기 감압장치는,
서로 축이 연결된 부가 터빈과 부가 압축기를 포함하고, 상기 다단터빈의 출구에서 나온 공기는 상기 부가 압축기로 유입되면서 압축되는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.A multistage compressor comprising a plurality of compressors to compress air;
A multi-stage turbine comprising a plurality of turbines coupled to the shafts of each of the plurality of compressors; And
A decompression device provided at the outlet side of the multi-stage turbine and for reducing the pressure of air discharged from the outlet of the multi-stage turbine; and
The decompression device,
It comprises an additional turbine and an additional compressor, the shaft is connected to each other, characterized in that the air from the outlet of the multi-stage turbine is compressed while being introduced into the additional compressor,
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제1항에 있어서,
상기 다단터빈의 출구와 상기 부가 압축기 사이에는 애프터 쿨러(after cooler)가 구비되어, 상기 다단터빈에서 나온 공기가 냉각되어 상기 부가 압축기로 유입되는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 1,
An after cooler is provided between the outlet of the multistage turbine and the additional compressor, and the air from the multistage turbine is cooled and introduced into the additional compressor,
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제1항에 있어서,
상기 다단터빈 입구와 상기 부가 터빈 사이에는 공기의 유동하는 추기관로가 형성되고,
상기 다단터빈의 입구의 공기 중 일부는 상기 추기관로를 통해 상기 부가 터빈으로 유입되어 팽창되는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 1,
Between the inlet of the multistage turbine and the additional turbine is formed a thrust pipe path through which air flows,
Some of the air at the inlet of the multi-stage turbine is introduced into the additional turbine through the duct passage and expanded,
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제3항에 있어서,
상기 추기관로에는 상기 부가 터빈으로 유입되는 공기유량을 조절하여 부가 터빈의 회전속도를 제어하는 웨이스트 게이트(waste gate)가 구비되는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 3,
A waste gate for controlling the rotational speed of the additional turbine by adjusting the air flow rate introduced into the additional turbine is provided in the duct passage,
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제4항에 있어서, 상기 웨이스트 게이트는,
상기 추기관로로 유입되는 공기량을 제어하는 제1웨이스트 게이트;와
상기 제1웨이스트 게이트 후류에 위치하여 상기 추기관로를 유동하는 공기의 일부를 외부로 배출시키는 제2웨이스트 게이트;로 이루어지는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 4, wherein the waste gate,
A first waste gate for controlling the amount of air introduced into the duct.
And a second waste gate positioned downstream of the first waste gate and discharging part of the air flowing through the duct passage to the outside.
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제1항에 있어서,
상기 다단압축기 입구에는 감압밸브가 구비되어, 다단압축기로 유입되는 입구 공기의 압력을 떨어뜨리는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 1,
A pressure reducing valve is provided at the inlet of the multistage compressor to reduce the pressure of the inlet air flowing into the multistage compressor,
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제1항에 있어서,
상기 다단터빈으로 유입되는 공기는 모터에 의해 구동되는 압축기에 의해 압축되고, 전기 히터에 의해 가열되는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 1,
The air introduced into the multi-stage turbine is compressed by a compressor driven by a motor and heated by an electric heater,
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제1항에 있어서, 상기 다단압축기는,
대기 상태의 공기를 압축하는 저압 압축기;
저압 압축기에서 압축된 공기를 재차 압축하는 고압 압축기; 및
상기 저압 압축기와 고압 압축기 사이에 위치하는 인터쿨러;로 이루어지는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 1, wherein the multi-stage compressor,
A low pressure compressor for compressing atmospheric air;
A high pressure compressor for recompressing the air compressed by the low pressure compressor; And
Characterized in that consisting of; an intercooler positioned between the low pressure compressor and the high pressure compressor,
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제8항에 있어서, 상기 다단터빈은,
다단터빈으로 유입되는 고압의 공기를 팽창시키는 고압 터빈; 및
상기 고압 터빈에서 팽창된 공기를 재차 팽창시키는 저압 터빈;으로 이루어지는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 8, wherein the multi-stage turbine,
A high-pressure turbine for expanding the high-pressure air introduced into the multistage turbine; And
Characterized in that consisting of; a low-pressure turbine for re-expanding the air expanded in the high-pressure turbine,
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제9항에 있어서,
상기 저압 압축기와 저압 터빈의 축을 서로 연결하는 저압 스풀(LP spool);과, 상기 고압 압축기와 고압 터빈의 축을 서로 연결하는 고압 스풀(HP spool);을 더 포함하는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 9,
It characterized in that it further comprises a low pressure spool (LP spool) for connecting the shaft of the low pressure compressor and the low pressure turbine to each other; And, a high pressure spool (HP spool) for connecting the shaft of the high pressure compressor and the high pressure turbine to each other;
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 고고도 무인항공기용 터보차저 추진시스템을 시험하는 장치로서,
대기 상태의 공기를 압축하여 연소기로 공급하는 압축기;
상기 연소기에서 배출되는 고온 고압의 배기가스를 팽창시키는 터빈; 및
상기 터빈의 출구측에 구비되며, 터빈에서 배출되는 공기의 압력을 감압하기 위한 감압장치;를 포함하고,
상기 감압장치는, 서로 축이 연결된 부가 터빈과 부가 압축기로 이루어지는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.As a device to test the turbocharger propulsion system for high-altitude unmanned aerial vehicles,
A compressor that compresses atmospheric air and supplies it to the combustor;
A turbine for expanding the high temperature and high pressure exhaust gas discharged from the combustor; And
It is provided on the outlet side of the turbine, a pressure reducing device for reducing the pressure of the air discharged from the turbine; includes,
The decompression device comprises an additional turbine and an additional compressor, the shafts are connected to each other
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions. 제11항에 있어서,
상기 터빈에서 배출되는 공기는 상기 부가 압축기로 유입되면서 압축되고,
상기 연소기에서 배출되는 고온 고압의 배기가스 중 일부는 상기 터빈으로 유입되지 않고, 바이패스되어 상기 부가 터빈으로 유입되어 팽창되는 것을 특징으로 하는,
고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치.The method of claim 11,
Air discharged from the turbine is compressed while flowing into the additional compressor,
Some of the high-temperature and high-pressure exhaust gas discharged from the combustor does not flow into the turbine, but is bypassed and introduced into the additional turbine to expand.
Multi-stage turbocharger system test device that simulates high pressure conditions.
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