항공기 엔진 블레이드 기본 지식 (1)

1.터빈 날개 소개

터빈 엔진에서 작업 조건이 가장 열악한 구성 요소는 동시에 가장 중요한 회전 구성 요소입니다. 항공기 엔진의 고온부품 중 터빈 블레이드는 엔진 가동 및 정지 사이클 동안 고온 가스 침식과 온도 변화에 노출되며, 로터 블레이드는 고속에서 원심력에 직면합니다. 이에 사용되는 재료는 충분한 고온 인장 강도, 내구 강도, 크리프 강도뿐만 아니라 양호한 피로 강도, 산화 저항, 기체 부식 저항 및 적절한 연성도 필요합니다. 또한 장기간의 조직적 안정성, 좋은 충격 강도, 주조 가능성이와 낮은 밀도도 요구됩니다.

차세대 항공기 엔진의 가스 유입 온도는 1380℃에 달하고 추력은 226KN에 도달합니다. 터빈 날개는 공력과 원심력에 노출되며, 날개는 약 140MPa의 인장 응력을 견디고, 날개 루트는 평균 280~560MPa의 응력을 받으며, 해당 날개 본체는 650~980℃의 온도를 견디고, 날개 루트는 약 760℃의 온도를 견딥니다.

터빈 날개의 성능 수준(특히 온도 저항 능력)은 엔진 모델의 선진화 수준을 나타내는 중요한 지표가 되었습니다. 어느 정도로 미래 엔진 날개의 주조 공정이 바로 엔진의 성능을 결정하며, 이는 또한 국가 항공 산업 수준을 나타내는 중요한 표지입니다.

2. 날개 형상 설계

날개가 많기 때문에 직선적인 규칙적인 형태로 설계하면 많은 가공 기술을 줄일 수 있고 설계 난이도를 낮추며 비용도 많이 절감할 수 있습니다. 그러나 대부분의 날개는 비틀리고 곡선으로 설계됩니다.

먼저 잎사귀에 대한 몇 가지 기본 개념을 소개하겠습니다.

첫째, 러너란 무엇인가요? 아래는 두 가지 일반적인 러너 다이어그램입니다.

압축기 흐름도

터빈 흐름 경로도
둘째, 주변 속도의 계산식은 무엇인가요? 흐름 채널에서 주변 속도는 다른 반경에서 다르며 (아래 그림의 계산식에 따라 얻을 수 있습니다)

주변 속도 마지막으로, 공기 유속의 공격각은 무엇인가요? 공기 유속의 공격각은 공기 유속과 날개 길이 간의 각도이며 날개 속도 방향에 상대적입니다.

비행기 날개를 예로 들어 공기 흐름의 공격각(attack angle)이 어떻게 나타나는지 보여줍니다. 다음으로, why the blade must be twisted인지를 설명합니다. 흐름 채널 내부에서 다른 반경들에 대한 주변 속도가 다르기 때문에, 공기 흐름의 공격각은 다른 원시 레벨에서 크게 달라질 수 있습니다; 날개 끝부분에서는 큰 반경과 큰 주변 속도로 인해 큰 양의 공격각이 발생하여 날개 뒤쪽에서 심각한 공기 흐름 분리가 일어날 수 있습니다; 날개의 근부에서는 작은 반경과 작은 주변 속도로 인해 큰 음의 공격각이 발생하여 날개 베이스(base)에서 심각한 공기 흐름 분리가 일어날 수 있습니다.

따라서, 직선 날개의 경우 가장 가까운 중간 직경 부분을 제외하고는 여전히 작동 가능한 부분이 있지만, 나머지 부분은 심각한 공기 흐름 분리가 발생하게 되며, 이는 즉 압축기나 터빈이 직선 날개와 함께 작동할 때 효율이 극도로 떨어진다는 것을 의미하며, 심지어 작동이 불가능할 수도 있습니다. 이것이 날개가 비틀림을 가져야 하는 이유입니다.

3.발전 역사

항공기 엔진의 출력이 계속 증가함에 따라, 이를 달성하기 위해 압축기 진입 온도를 높이는 것이 필요하며, 이는 점점 더 높은 온도 저항력을 가진 선진적 날개의 사용을 요구합니다. 고온 조건뿐만 아니라, 핫엔드 날개의 작업 환경은 고압, 고부하, 고진동, 고부식이라는 극한 상태에 있으며, 따라서 날개는 매우 높은 종합 성능을 가져야 합니다. 이는 특수 합금 재료(고온 합금)와 특수 제조 공정(정밀 주조 및 방향 응고)을 사용하여 특수 행렬 구조(단일結晶 구조)를 만들어 최대한의 요구 사항을 충족하도록 합니다.

복잡한 단일結晶 중공 터빈 블레이드는 현재 고 추력-중량비 엔진의 핵심 기술이 되었다. 이는 선진 단일結晶 합금 소재의 연구와 사용과 더불어 이중벽 초공각 식 단일結晶 블레이드 제조 기술의 출현으로, 단일結晶 제조 기술이 오늘날 가장 선진적인 군사 및 상용 항공 엔진에서 중요한 역할을 하게 된 것이다. 현재 단일結晶 블레이드는 모든 선진 항공 엔진에 장착되었을 뿐만 아니라, 대형 가스 터빈에도 점차적으로 응용되고 있다.

단일結晶 초합금은 등방성結晶과 방향성 기둥結晶을 기반으로 개발된一種의 선진 엔진 날개 재료이다. 1980년代 초부터 PWA1480, ReneN4와 같은 第一世代 단일結晶 초합금이 다양한 항공기 엔진에서 광범위하게 사용되기 시작했다. 1980년代 말에는 CFM56, F100, F110, PW4000 등의 선진 항공기 엔진에서 PWA1484, ReneN5로 대표되는 第二代 단일結晶 초합금 날개도 광범위하게 사용되었다. 현재 미국의 第二代 단일結晶 초합금은 성숙단계에 있으며 군용 및 민용 항공기 엔진에서 광범위하게 사용되고 있다.

첫 번째 세대 단일結晶 합금과 비교했을 때, PWA1484를 대표로 하는 두 번째 세대 단일結晶 합금(PW의), CMSX-4(RR의), 그리고 Rene'N5(GE의)는 3% 레늄을 첨가하고 적절히 모리브덴 함량을 증가시켜 강도와 산화 및 부식 저항 사이에서 좋은 균형을 이루며, 운전 온도를 30°C 상승시켰다.

세 번째 단일結晶 합금인 Rene N6과 CMSX-10에서는 합금 성분이 한 번에 최적화되었고, 큰 원자 반경을 가진 불용성 요소의 총 함량이 증가되었으며, 특히 5wt% 이상의 레늄이 첨가되어 고온 크리프 강도가 크게 향상되었으며, 합금의 내구 수명은 1150℃에서 150시간 이상으로, 이는 약 10시간의 수명을 가진 첫 번째 세대 단일結晶 합금보다 훨씬 길며, 또한 고강도 열 피로, 산화 및 열 부식 저항성을 가지고 있다.

미국과 일본은 차례로 4세대 단결정 합금을 개발했다. 루테늄을 첨가하여 합금의 미세 구조 안정성을 더욱 향상시키고 장기 고온 노출 시의 인성 강도를 증가시켰다. 이는 1100℃에서의 내구 수명이 2세대 단결정 합금보다 10배 더 길며, 작동 온도는 1200℃에 도달했다. 같은 세대의 단결정 조성은 아래에 표시되어 있다.

4. 날개 기재 및 제조 기술

변형 고온 합금 날개

변형 가능한 고온 합금의 개발은 50년 이상의 역사를 가지고 있습니다. 국내 항공기 엔진 날개에 사용되는 일반적인 변형 가능한 고온 합금은 표 1에 나와 있습니다. 고온 합금 내 알루미늄, 티타늄, 텅스텐 및 모리브덴 함량이 증가함에 따라 재료 특성이 계속 개선되지만 열 가공성은 감소합니다. 비싼 합금 요소인 코발트를 첨가하면 재료의 종합 성능이 향상되고 고온 구조의 안정성이 향상됩니다.

날개는 항공기 엔진의 핵심 부품으로, 그 제조량은 전체 엔진 제조량의 약 30%를 차지합니다.
항공기 엔진 날개는 벽이 얇고 변형하기 쉬운 부품입니다. 그들의 변형을 어떻게 통제하고 효율적이며 고품질로 가공하는지는 날개 제조 산업에서 중요한 연구 주제 중 하나입니다.

고성능 CNC 기계 도구의 등장과 함께 터빈 블레이드의 제조 공정에도 큰 변화가 있었습니다. 정밀 CNC 가공 기술을 사용하여 처리된 블레이드는 높은 정확도와 짧은 제조 주기를 가지고 있으며, 중국에서는 일반적으로 6개월에서 12개월(반마감 가공), 해외에서는 3개월에서 6개월(잔여 무가공)이 소요됩니다.