제트엔진의 원리

모형이 보여 주는 것

이륙하는 여객기 뒤에 서 있으면 엔진이 불을 뿜어내는 것처럼 느껴집니다. 그런데 몸에 부딪히는 바람은 대부분 차가운 공기입니다. 요즘 여객기 엔진에서 불꽃을 지나는 공기는 11 kg 가운데 1 kg 정도이고, 나머지는 앞쪽의 커다란 팬이 뜨거운 중심부 바깥으로 곧장 뒤로 밀어 보냅니다. 전투기 엔진은 거의 반대로 하고, 헬리콥터 엔진은 분사를 거의 만들지 않으며, 램제트에는 움직이는 부품이 아예 없습니다. 이 전시는 일곱 가지 엔진을 같은 받침대에 올려, 같은 일을 각자 어떻게 나누는지 보여 드립니다.

모형은 모두 축을 따라 반으로 잘랐습니다. 보는 쪽 절반을 들어냈고, 빨간 면이 자른 자리입니다. 처음 보이는 것은 축이 두 개인 고바이패스 터보팬이고, 단 구성은 GE 에어로스페이스가 GE9X에 대해 공개한 숫자를 따랐습니다. 팬 1단, 부스터 3단, 고압 압축기 11단, 고압 터빈 2단, 저압 터빈 6단입니다. 엔진 종류 슬라이더나 조작 탭의 목록으로 터보제트, 애프터버너가 달린 저바이패스 전투기 엔진, 기어드 터보팬, 터보프롭, 터보샤프트, 그리고 마하 5를 넘으면 스크램제트가 되는 램제트로 바꿀 수 있습니다.

크기와 공기 유량, 온도는 종류마다 어울리게 정한 모형 값이며, 어느 제조사의 성능 자료도 아닙니다. 실제 엔진을 인용할 때는 그 엔진의 형식 증명 자료(항공 당국이 엔진을 승인하며 내는 문서)나 제조사가 직접 밝힌 값을 쓰고, 옆에 출처를 적었습니다.

점은 공기입니다. 파란 점은 차가운 공기이고, 압축되고 연료와 함께 타면서 보라색, 주황색, 빨간색으로 바뀝니다. 작은 숫자판에는 추력(또는 축 출력), 연료 소비, 추력당 연료, 축 회전수가 나옵니다. 더 보기를 누르면 공기 유량, 분사 속도, 바깥 공기, 코어 안 날개 줄마다의 압력과 온도 그래프가 펼쳐집니다. 조작 탭 아래에는 실험 칸이 있습니다. 일곱 가지 엔진, 시동 순서, 직접 해 볼 과제 여섯 가지, 지금 숫자로 푸는 추력 식, 그래프 두 개, 나란히 비교한 표, 그리고 실제 엔진과 역사, 인증 시험 45개를 담은 목록입니다.

공기 대부분이 코어를 비켜 가는 이유

비행기를 앞으로 미는 엔진은 모두 공기를 뒤로 던져서 힘을 얻습니다. 힘의 크기는 1초에 던지는 공기의 양과, 그 공기가 들어올 때보다 얼마나 빨라져서 나가는지로 정해집니다. 같은 힘을 내는 방법은 두 가지입니다. 적은 공기를 아주 빠르게 던지거나, 많은 공기를 조금 더 빠르게 던지는 것입니다.

두 번째 방법이 에너지를 훨씬 덜 버립니다. 분사에 남는 운동 에너지는 속도의 제곱에 비례해 커지지만, 추력은 속도에 비례해서만 커집니다. 느리고 넓은 분사가 같은 힘을 내면서 공기에 남기는 에너지가 적습니다.

터보팬은 공기 흐름을 둘로 나눠서 이 방법을 씁니다. 안쪽의 코어는 압축기, 연소실, 터빈을 모두 갖춘 가스 터빈입니다. 연료를 태워 동력을 만듭니다. 그런데 이 동력 대부분은 빠른 분사를 만드는 데 쓰이지 않습니다. 두 번째 터빈이 뜨거운 가스에서 동력을 뽑아 팬을 돌리고, 팬은 훨씬 많은 공기를 부드럽게 밀어 줍니다. NASA 글렌 연구센터는 바이패스비를 코어 바깥으로 도는 공기 양을 코어를 지나는 공기 양으로 나눈 값으로 정의합니다. 모형에서 코어는 1초에 공기 120 kg을 받고, 바이패스비가 10이면 팬이 1초에 1,200 kg을 바깥으로 보냅니다.

날개 줄마다 바뀌는 압력과 온도

코어는 모든 가스 터빈과 같은 브레이턴 사이클로 움직입니다. 공기를 압축하고, 압력이 거의 그대로인 채로 데우고, 팽창시킵니다. 더 보기 아래 그래프는 날개 줄 하나하나를 지나는 공기를 따라갑니다.

1. 압축. 팬 뒤에서 부스터 3단이 코어 압력을 1.9배로 올립니다. 이어서 고압 압축기 11단이 압력을 22배로 키우는데, 한 단마다 약 1.32배입니다. 모형의 전체 압축비는 41.8이라서, 1 bar로 들어온 공기가 압축기를 나갈 때는 42 bar가 됩니다. 누르는 동안 공기는 데워지기도 해서, 연료를 넣기 전에 이미 927 K(약 650 °C)입니다.
2. 연소. 연료 노즐이 고리 모양 연소실에 등유를 뿌립니다. 가스는 1,700 K까지 데워지고, 압력은 5퍼센트쯤만 떨어집니다. 그래프에서 온도 선이 뛰어오르고 압력 선은 거의 평평한 좁은 구간이 여기입니다.
3. 팽창. 뜨거운 가스는 터빈을 지나며 팽창합니다. 터빈 날개 줄마다 가스에서 일을 조금씩 꺼내고, 압력과 온도가 줄마다 내려갑니다. 끝에 남은 압력이 가스를 노즐 밖으로 밀어 냅니다.

스로틀을 움직이면 그래프 전체가 움직입니다. 최대 출력에서는 압축기가 42 bar, 터빈 입구가 1,700 K에 이릅니다. 스로틀을 절반으로 줄이면 두 꼭대기가 모두 낮아지고, 숫자판에는 공기 절반쯤, 연료 1.30 kg/s, 추력 155 kN이 나옵니다.

압축비와 터빈 입구 온도 슬라이더는 코어가 얼마나 좋을 수 있는지를 정하는 두 숫자를 바꿉니다. 압축비 41.8인 이상적인 브레이턴 사이클이라면 연료 열의 65.6퍼센트를 분사 에너지로 바꿉니다(η = 1 − 1/r^0.286). 모형의 압축기와 터빈 손실을 넣으면 지상 최대 출력에서 39.6퍼센트입니다. 터빈 온도가 높을수록 같은 코어가 공기 1 kg마다 더 많은 동력을 만들기 때문에, 엔진 값의 큰 몫이 터빈 블레이드에 들어갑니다.

서로 다른 속도로 도는 두 축

팬은 꽤 느린 속도에서 가장 잘 일합니다. 블레이드 끝이 축에서 멀리 떨어져 있어서, 너무 빨리 돌면 블레이드에 생기는 충격파가 에너지를 버리고 소음을 냅니다. 코어 안의 작은 압축기 블레이드는 반대로 빨리 돌아야 합니다. 축 하나로는 둘 다 맞출 수 없습니다.

그래서 터보팬에는 축이 두 개 있고, 하나가 다른 하나 안에 들어 있습니다. 저압 축은 뒤쪽 6단 저압 터빈에서 앞쪽 팬과 부스터까지 이어집니다. 그 바깥을 감싼 속이 빈 고압 축은 고압 터빈 2단과 고압 압축기를 잇습니다. NASA의 터보팬 설명도 같습니다. 팬 축이 코어 축 속을 지나가고, 이런 구성을 2스풀 엔진이라고 부릅니다.

모형에서 저압 축은 최대 2,500 rpm, 고압 축은 최대 11,000 rpm으로 돕니다. GE 에어로스페이스는 GE9X에 대해 2,510 rpm과 11,119 rpm을 밝히고 있습니다. 화면에서는 둘 다 아주 느리게 돌지만, 두 축의 속도 비율은 그대로입니다.

2,500 rpm이라도 팬 끝은 빠릅니다. 팬 반지름이 1.61 m이면 끝 속도는 2π × 1.61 × 2,500 / 60 = 422 m/s로, 해수면 음속의 약 1.24배입니다. 지름 134인치 팬이 2,510 rpm으로 돌면 같은 계산으로 447 m/s가 나옵니다.

추력 공식으로 직접 계산하기

공기 흐름 하나의 추력은 다음과 같습니다.

F = ṁ (v_e − v_0)

ṁ은 1초에 지나가는 공기의 질량, v_e는 노즐을 떠나는 분사 속도, v_0는 들어오는 공기의 속도(비행 속도)입니다. NASA의 추력 설명에는 노즐이 가스를 끝까지 팽창시키지 못할 때 붙는 압력 항이 더 있습니다. 모형의 노즐은 가스를 끝까지 팽창시키므로 그 항은 0입니다.

터보팬에는 흐름이 둘이라서 실험 칸의 식도 두 항을 더합니다. 코어 흐름에는 연료도 섞여 있어서 (1 + f)를 곱하는데, f는 공기 1 kg당 연료의 비율입니다. 엔진이 서 있고 최대 출력, 바이패스비 10일 때는 이렇습니다.

• 코어: 120 kg/s × (1.025 × 331 m/s − 0) = 40.7 kN
• 바이패스: 1,200 kg/s × (272 m/s − 0) = 326.6 kN
• 합계: 367.3 kN

분사 속도는 코어 쪽이 더 빠르지만, 바이패스 흐름은 공기 양이 열 배라서 추력의 89퍼센트를 냅니다. 연료는 3.01 kg/s, 최대 출력에서 1시간에 약 10.8톤입니다. 연료 유량을 추력으로 나눈 값이 추력 비연료 소비율(TSFC)이고, 엔지니어들은 이 숫자로 엔진을 비교합니다. 3.01 kg/s ÷ 367.3 kN = 1초에 1 kN당 연료 8.2 g입니다.

견주어 보면 보잉 787의 롤스로이스 트렌트 1000-C는 이륙 추력 331.4 kN, GE90-115B는 513.95 kN으로 인증받았습니다. 실험 칸의 첫 과제는 스로틀로 모형을 트렌트의 숫자에 맞추는 것입니다.

바이패스비와 추력, 연료

바이패스비 슬라이더는 코어를 그대로 두고(공기 유량, 압력, 연료가 모두 같음) 팬이 다루는 공기 양만 바꿉니다. 모형은 설정마다 추력이 가장 커지는 팬 압력비를 고릅니다. 공기가 많아지면 팬 입구도 넓어야 해서, 바이패스비가 커질수록 팬과 나셀이 커집니다.

같은 코어를 그냥 터보제트로 만들면 같은 연료로 122 kN을 냅니다. 터보팬 추력의 3분의 1입니다. 실험 칸의 두 번째 그래프가 이 곡선 전체를 그리고 지금 설정을 표시합니다.

날기 시작하면 사정이 달라지고, 비행 속도 슬라이더가 그 차이를 보여 줍니다. 엔진은 들어오는 공기를 먼저 자기 속도까지 끌어올려야 밀 수 있으므로, 공기 1 kg마다 v_0만큼 추력을 잃습니다. 해수면에서 마하 0.8(272 m/s)이면 터보팬은 200.9 kN, 같은 코어의 터보제트는 126.3 kN을 냅니다. 1 N당 연료는 여전히 터보팬이 훨씬 적어서 19.0 대 30.5 g/kN·s입니다. 까닭은 추진 효율로, 대략 2 / (1 + v_e / v_0)입니다. 비행기보다 조금만 빠른 분사는 에너지를 적게 버리고, 모형에서 추진 효율은 터보팬 83.5퍼센트, 터보제트 43.6퍼센트입니다.

그러면 바이패스비를 30으로 하면 어떨까요? 곡선이 점점 평평해져서 한 단계 올릴 때마다 얻는 것이 줄어듭니다. 팬은 무거워지고, 나셀은 커져 공기 저항이 늘고, 엔진이 날개 아래에 들어가야 합니다. 모형은 무게와 저항을 넣지 않아서 곡선이 계속 오릅니다. 요즘 큰 엔진에 공개된 바이패스비는 10에서 12 사이로, GE는 GE9X를 약 10:1, 프랫 앤드 휘트니는 기어드 팬을 최대 12:1로 밝히고 있습니다.

높이 올라가면 추력이 줄어드는 이유

여객기는 공기가 묽은 10~12 km에서 순항합니다. 모형은 국제 표준 대기를 씁니다. 11 km까지는 1 km 올라갈 때마다 기온이 6.5 K씩 내려가고, 그 위 20 km까지는 216.65 K(−56.5 °C)로 머뭅니다. 11 km의 기압은 22.6 kPa, 밀도는 0.364 kg/m³로 해수면의 29.7퍼센트입니다.

엔진이 1초에 빨아들이는 공기의 부피는 크기와 회전수로 정해지므로, 다루는 공기 질량은 대략 밀도를 따라 줄어듭니다. 모형은 엔진 설계자들이 쓰는 규칙을 따릅니다. 같은 회전수에서 유량은 입구 압력을 입구 온도의 제곱근으로 나눈 값에 비례합니다. 마하 0.8로 해수면에서 11 km까지 올라가면 공기 유량은 1,895 kg/s에서 488 kg/s로 줄고, 추력은 200.9 kN에서 79.5 kN으로 해수면 값의 39.6퍼센트가 됩니다.

밀도 비율보다 조금 나은 까닭은 차가운 공기가 누르기 쉬워서입니다. 같은 압축기로도 터빈 쪽 온도 비가 커지고, 열효율이 40퍼센트에서 46.5퍼센트로 오릅니다. 추력당 연료도 19.0에서 15.9 g/kN·s로 좋아집니다. 여객기가 무게가 허락하는 한 높이 올라가는 이유입니다. 실험 칸의 고도 그래프는 추력과 공기 밀도를 나란히 그리고, 네 번째 과제는 이 감소를 설명해 보라고 묻습니다.

제트엔진 일곱 가지

마지막 하나를 빼면 모두 가스 터빈이고, 일곱 가지 모두 같은 생각으로 움직입니다. 공기를 누르고, 데우고, 들어올 때보다 빠르게 내보냅니다. 다른 점은 코어가 자기 압축기를 돌리고 남은 에너지를 어디에 쓰느냐입니다.

터보제트

처음 만든 제트엔진은 공기를 모두 불꽃에 통과시켰습니다. 프랭크 휘틀의 시험용 엔진은 1937년 4월 12일 처음 돌았습니다. 스미소니언이 가진 W.1X는 글로스터 E.28/39의 활주 시험에 쓴 엔진으로, 양쪽 흡입 1단 원심 압축기, 역류형 연소실 10개, 1단 축류 터빈을 갖췄고, 엔진 무게 254 kg으로 17,750 rpm에서 5,516 N을 냈습니다. 먼저 난 것은 한스 폰 오하인의 엔진으로, 1939년 8월 27일 하인켈 He 178에 실려 날았습니다. 두 사람 모두 진공청소기처럼 임펠러로 공기를 바깥쪽으로 던지는 원심 압축기를 썼습니다.

모형도 이 구성을 그렸습니다. 임펠러, 고리 위에 늘어선 곧은 통형 연소실 10개, 1단 터빈, 배기관입니다. 기본 압축비는 4, 터빈 입구 온도는 그 시절 재료가 견딜 만한 1,050 K입니다. 서 있는 상태에서 공기 22 kg/s로 12.7 kN을 내고, 1 kN당 1초에 연료 31.5 g을 태웁니다. 고바이패스 터보팬의 거의 네 배입니다. 압축비와 터빈 온도를 올리면 같은 구성이 초음속 엔진이 됩니다. SR-71을 움직인 프랫 앤드 휘트니 J58은 8단 축류 압축기와 2단 터빈을 단 애프터버너 터보제트이고, 스미소니언은 추력을 133.44 kN으로 적고 있습니다.

애프터버너가 달린 저바이패스 터보팬

전투기는 빨리 날기 때문에 가늘면서 빠른 분사를 내는 엔진이 필요합니다. 모형의 전투기 엔진에는 3단 팬, 적은 바이패스 공기(코어를 지나는 공기 1 kg마다 바깥으로 0.4 kg), 9단 압축기, 고압 터빈 1단과 저압 터빈 2단, 긴 배기관이 있습니다. 바이패스 공기는 터빈 뒤 혼합기에서 코어 흐름과 합쳐집니다.

애프터버너는 이 배기관 안에 있습니다. 연료 분사 링과, 빠르게 흐르는 가스 속에서도 불꽃이 꺼지지 않게 붙잡는 V자 화염 유지기입니다. 애프터버너를 켜면 모형은 터빈 뒤에서 약 2,050 K로 연료를 한 번 더 태웁니다. 해수면에서 추력은 90.5 kN에서 112.9 kN으로, 연료는 2.27 kg/s에서 5.21 kg/s로 늘어납니다. 추력 4분의 1을 더 얻으려고 연료를 2.3배 씁니다. 11 km, 마하 1.6에서는 얻는 것이 더 커서 연료 2.5배로 추력 1.7배를 냅니다. 터빈 뒤 낮은 압력에서 태우면 연료 1 kg에서 꺼내는 일이 적기 때문에 이륙, 상승, 전투 때만 쓰고, 더 뜨겁고 부피가 커진 가스를 내보내려고 노즐이 넓게 열립니다. 콩코드의 올림푸스 593은 여객 운항에 쓰인 유일한 애프터버너 터보제트였고, 시애틀 비행 박물관은 이를 이륙 때 켰다고 적고 있습니다.

고바이패스 터보팬

위에서 설명한 엔진이고, 여객기 대부분에 달린 엔진입니다. 이 엔진에서 바이패스비 슬라이더는 4에서 12까지, 비행 속도는 마하 0.9까지, 고도는 15 km까지 움직입니다.

기어드 터보팬

팬은 느리게, 저압 터빈은 빠르게 돌고 싶어 합니다. 직결식 터보팬은 둘이 축 하나를 나눠 쓰기 때문에, 터빈이 느린 속도로 일하려면 단 수가 많아야 합니다. 프랫 앤드 휘트니의 GTF는 둘 사이에 기어박스를 넣었습니다. 회사는 기어비 3:1, 팬 지름 최대 81인치, 바이패스비 최대 12:1, 팬 회전 40퍼센트 감소를 밝히고, 저압 압축기 3단, 고압 압축기 8단, 고압 터빈 2단, 저압 터빈 3단이라고 적고 있습니다.

모형은 빠른 축에 달린 선기어, 캐리어에 물린 유성기어 다섯 개, 팬을 돌리는 링기어를 그렸습니다. 화면에서 부스터와 저압 터빈이 팬보다 세 배쯤 빨리 돕니다. 이 모형은 코어가 더 작고(25 kg/s) 팬이 상대적으로 커서, 해수면에 서 있을 때 연료 0.67 kg/s로 86.2 kN을 내고 추력당 연료는 7.8 g/kN·s입니다. 양산 기어드 팬인 PW1133G-JM은 147.28 kN으로 인증받았습니다.

터보프롭

팬을 덕트 밖으로 꺼내 훨씬 크고 느리게 만들면 프로펠러가 됩니다. 터보프롭의 코어는 따로 도는 축에 달린 자유 동력 터빈을 돌리고, 그 축이 엔진 한가운데를 지나 앞쪽 감속 기어박스까지 이어집니다. 프로펠러는 작은 터빈보다 훨씬 느리게 돌아야 하기 때문입니다. PT6A-100 계열의 형식 증명 자료가 바로 이 사슬을 적고 있습니다. 2단 감속 기어, 1단 동력 터빈, 1단 압축기 터빈, 그리고 축류 3단과 원심 1단으로 된 4단 압축기입니다.

모형에는 원심 압축기 두 개, 연소실, 가스 발생기 터빈 두 개, 2단 동력 터빈, 지름 3.93 m의 블레이드 여섯 장짜리 프로펠러가 있습니다. 서 있을 때 프로펠러에 2,709 kW를 보냅니다. 프로펠러는 추력이 아니라 출력으로 정격을 매기므로 숫자판은 둘 다 보여 줍니다. 프로펠러가 내는 42.8 kN(운동량 이론, 성능 지수 0.6)과 배기의 1.9 kN입니다. 출력당 연료는 255 g/kWh입니다. ATR 72의 PW127M은 최대 이륙 출력 2,051 kW로 인증받았습니다. 터보프롭은 시속 600 km 아래에서 가장 좋고, 그보다 빨라지면 프로펠러 끝이 음속에 가까워집니다.

터보샤프트

터보샤프트는 프로펠러를 뗀 터보프롭입니다. 동력 터빈이 에너지 거의 전부를 출력축으로 보내고, 남은 분사는 바람 정도입니다. 모형은 GE CT7의 형식 증명 자료에 적힌 구성을 따랐습니다. 축류 5단과 원심 1단 압축기, 환형 연소실, 2단 가스 발생기 터빈, 그리고 축이 엔진 속을 지나 앞으로 나가는 2단 자유 동력 터빈입니다. 흡입구에는 공기를 휘돌려 모래를 압축기 앞에서 바깥으로 던지는 날개가 있습니다. 해수면에서 1,740 kW를 내고, 남은 분사는 0.6 kN뿐입니다.

형식 증명 자료의 실제 값은 이렇습니다. H125 헬리콥터의 사프란 아리엘 2D는 이륙 출력 598 kW, S-92의 GE CT7-8A는 출력축 21,945 rpm에서 1,879 kW(2,520 shp)입니다. 헬리콥터의 주 기어박스가 이 회전을 로터의 수백 rpm으로 낮춥니다.

램제트와 스크램제트

마하 3쯤을 넘으면 엔진에 들어오는 공기는 자기 속도만으로도 충분히 눌립니다. 램제트는 압축기와 터빈을 아예 뺍니다. 흡입구의 원뿔이 충격파를 만들어 공기를 음속 아래로 늦추고 압력을 높입니다. 여기에 연료를 뿌리고, 화염 유지기가 불을 붙잡고, 노즐이 뜨거운 가스를 빠르게 내보냅니다. NASA는 램제트가 쓰이는 범위를 대략 마하 3에서 6으로 잡습니다.

램제트는 서 있을 때 추력이 없고, 모형도 그렇습니다. 마하 0.3 아래에서는 돌지 않고, 시동 버튼은 로켓이나 다른 엔진이 먼저 밀어 줘야 한다고 알려 줍니다. 마하 3, 고도 18 km에서 모형의 흡입구는 전압력의 81퍼센트를 지키고, 분사는 1,636 m/s로 나가며, 비추력은 1,695초입니다. 산소를 공기에서 얻으니 수백 초인 로켓보다 훨씬 좋습니다.

마하 5를 넘으면 공기를 음속 아래로 늦추는 순간 너무 뜨거워져서, 연료가 에너지를 더 보탤 여지가 거의 없습니다. 스크램제트(초음속 연소 램제트)는 공기를 끝까지 초음속으로 두고, 그 안에서 수천분의 1초 만에 수소를 태웁니다. 마하 7에서는 연료가 타기도 전에 모형에 들어오는 공기의 정체 온도가 2,426 K입니다. NASA의 X-43A는 B-52에서 떨어진 뒤 페가수스 로켓으로 가속해, 수소로 2004년 3월 27일 마하 6.8, 2004년 11월 16일 마하 9.6을 냈습니다. NASA는 그보다 빠른 비행 시험은 없다고 적고 있습니다.

가장 뜨거운 블레이드 속

블레이드 확대를 누르면 무대에 고압 터빈 블레이드 하나만 나옵니다. 이 블레이드는 자기 재료가 녹는 온도보다 뜨거운 가스 속에 있어서, 세 가지 방법으로 버팁니다.

1. 결정 하나. 보통 주물은 결정 알갱이 여러 개로 되어 있고, 알갱이 사이 경계가 균열이 시작되고 산화가 스며드는 약한 곳입니다. NASA 보고서는 이 경계를 없애려고 단결정 니켈 초합금을 개발했고, 그 덕에 녹는점을 낮추는 경계 강화 원소도 뺄 수 있었다고 설명합니다. 그보다 앞선 NASA 루이스 연구센터 정리는 일반 주조 블레이드보다 약 75 °C 더 높은 온도에서 쓸 수 있다고 적었습니다.
2. 속에서 식히기. 블레이드는 속이 비어 있습니다. 압축기에서 뽑은 공기는 바깥 가스보다 수백 도 차갑고, 구불구불한 통로를 지나 겉의 작은 구멍 줄로 빠져나가 얇은 막을 이루며 뜨거운 가스가 금속에 닿지 못하게 합니다. 모형에는 구멍 네 줄과 속 통로 세 개가 있습니다.
3. 세라믹 옷. 이트리아로 안정시킨 지르코니아 얇은 층이 금속 접착층 위에 붙어 있습니다. NASA의 열 차폐 코팅 역사는 이 지르코니아·이트리아 계열이 NASA 연구에서 나왔고, 1989년에는 이런 코팅이 여객기 엔진 터빈 블레이드에 쓰였다고 적고 있습니다. 블레이드 옆 판은 세 층을 두께를 과장해서 보여 줍니다.

뿌리는 전나무 모양으로 깎아서, 최고 속도에서 수 톤에 이르는 블레이드의 당기는 힘을 디스크의 여러 이로 나눠 받습니다. PW1100G-JM의 형식 증명 자료는 한계를 짐작하게 해 줍니다. 이륙 5분 동안 지시 터빈 온도 1,083 °C, 연속 1,043 °C입니다. 이 값은 앞쪽 터빈 단을 지난 뒤에 잰 것이고, 첫 블레이드에 닿는 가스는 훨씬 뜨겁습니다.

역추력

여객기는 땅에 닿은 뒤 브레이크, 스포일러, 그리고 빠를 때는 역추력을 씁니다. 고바이패스 엔진의 역추력 장치는 팬 흐름에 작용합니다. 나셀 뒤쪽이 뒤로 밀려나며 캐스케이드 날개 고리가 드러나고, 차단 도어가 바이패스 덕트 안으로 접혀 팬 공기를 캐스케이드 밖으로, 앞으로 돌립니다. 역추력을 켜면 슬리브가 움직이고 팬 공기 점들이 돌아서는 모습을 볼 수 있습니다. 코어 분사는 여전히 뒤를 향하므로 실제 역방향 힘은 전진 추력의 일부입니다. 스로틀 70퍼센트에서 모형은 76.9 kN의 역방향 힘을 냅니다.

트렌트 XWB의 형식 증명 자료는 60노트 아래에서는 최대 역추력을 쓰지 말고 아이들 역추력을 고르며, 40노트 아래에서는 역추력을 완전히 꺼야 한다고 적고 있습니다. 느릴 때는 뒤집힌 공기가 활주로의 이물질과 함께 다시 흡입구로 들어갈 수 있습니다. 실험 칸의 착륙 과제는 이 규칙을 씁니다. 젖은 활주로(제동 0.15 g)에 140노트로 내린 200톤 여객기는 브레이크만으로 1,765 m가 필요합니다. 두 엔진 모두 스로틀 70퍼센트 역추력을 60노트까지 쓰면 모형은 1,091 m에서 멈춥니다.

터보제트 모형은 옛 방식인 타깃형 역추력을 씁니다. 버킷 두 개가 노즐 뒤에서 닫히며 분사 전체를 돌립니다. 터보프롭은 프로펠러 블레이드가 평평한 각을 지나 비틀려 공기를 앞으로 밉니다.

엔진 시동

제트엔진은 혼자 시동을 걸지 못합니다. 불을 피울 공기를 대려면 압축기가 먼저 돌고 있어야 하는데, 그 압축기를 돌리는 것이 바로 그 불이기 때문입니다. FAA의 동력장치 정비 교범은 여객기에서 흔한 방식을 설명합니다. 부속 기어박스에 달린 공기 터빈 시동기를 꼬리의 보조 동력 장치(APU), 지상 공기 차, 또는 이미 돌고 있는 다른 엔진의 압축 공기로 돌리는 것입니다.

실험 칸에서 시동을 누르면 모형은 다섯 단계를 거칩니다. 압축 공기가 들어오고, 시동기가 고압 축을 돌리고, N2가 20퍼센트쯤 되면 연료가 열리며 점화 플러그가 튀고, 불이 붙으며 배기 온도가 뛰어오르고(착화), 시동기가 떨어진 뒤 엔진이 N2 약 60퍼센트의 아이들까지 스스로 빨라집니다. 퍼센트는 모형 값이고, 조종사들이 여러 엔진에서 보는 값과 비슷합니다. 이 동안 승무원은 배기 온도를 지켜봅니다. 공기가 모자란 채로 시동하면 터빈이 과열될 수 있기 때문입니다.

새, 얼음, 우박, 떨어져 나간 블레이드

엔진 형식이 승객을 태우고 날려면 미국 연방 항공 규정 Part 33의 시험을 통과해야 합니다. EASA의 CS-E에도 같은 몫의 시험이 있습니다.

• 새(14 CFR 33.76). 엔진을 이륙 최대 출력으로 돌리며 큰 새 한 마리를 200노트로, 1단 블레이드의 가장 약한 곳에 쏘아 넣습니다. 새 무게는 흡입구 목 면적에 따라 1.35 m² 미만이면 1.85 kg, 3.90 m²까지는 2.75 kg, 그보다 크면 3.65 kg입니다. 그 뒤 15초 동안 출력 레버를 움직이면 안 됩니다. 작은 새와 중간 크기 새 떼를 넣는 시험도 따로 있습니다. 모형 팬은 지름 3.2 m, 입구 면적 8.2 m²라서 3.65 kg 줄에 들어가고, 새 과제가 이것을 계산해 보라고 묻습니다.
• 얼음(14 CFR 33.77). 날아든 얼음 때문에 추력이 계속 떨어지거나 엔진을 꺼야 하는 일이 없어야 합니다.
• 비와 우박(14 CFR 33.78). 4,500 m 이하에서 낼 수 있는 가장 빠른 속도로 25 mm와 50 mm 우박을 쏘아 넣습니다. 흡입구 150제곱인치마다 하나씩이고, 절반은 흡입구의 가장 약한 곳을 겨눕니다.
• 떨어져 나간 블레이드(14 CFR 33.94). 허용된 최고 회전수에서 팬 블레이드를, 다른 시험에서는 터빈 블레이드를 뿌리에서 떼어 냅니다. 케이스가 조각을 막아야 하고, 불이 나거나 엔진 마운트가 부서지지 않은 채로 적어도 15초를 버텨야 합니다.

GE 에어로스페이스는 GE9X가 시험 사이클 31,000번 넘게, 그중 내구 9,000번 넘게와 먼지 흡입 2,300번을 거쳤다고 밝히고, 오하이오주 피블스 시험장의 얼음 시험 영상도 보여 줍니다.

비교 목록의 엔진들

실험 칸의 목록에는 45개가 있습니다. 그중 인증 값이 있는 엔진을 EASA 형식 증명 자료에서 옮겼습니다.

이 가운데 하나에서 보기를 누르면 모형이 그 엔진의 종류로 바뀌고, 해수면 추력(또는 축 출력)이 인증 정격과 같아지도록 공기 유량을 키우거나 줄입니다. 그다음부터는 스로틀, 고도, 속도 슬라이더로 비행의 나머지 구간에서 모형이 내놓는 값을 볼 수 있습니다. 무게는 자료마다 적힌 그대로라서 포함된 장비가 모두 같지는 않습니다.

실제 엔진과 다른 점

• 사이클은 부품 효율과 가스 성질을 고정한 1차원 교과서 계산입니다. 실제 엔진은 자세한 성능 프로그램으로 설계합니다.
• 스로틀을 줄일 때 압력, 공기 유량, 온도가 떨어지는 방식은 단순한 모형입니다. 가장 낮은 스로틀도 실제 지상 아이들보다 꽤 높습니다.
• 실제 엔진의 터빈 블레이드는 압축기에서 뽑은 공기로 식히고, 객실용 공기도 뽑아 갑니다. 사이클 계산은 둘 다 넣지 않았습니다.
• 팬 무게, 나셀 저항, 날개에 달면서 생기는 손실을 넣지 않아서 바이패스 곡선이 계속 오릅니다.
• 프로펠러와 로터는 운동량 이론으로 계산합니다. 정지 추력과 양력을 짐작하기에는 괜찮지만 실제 설계 곡선은 아닙니다.
• 램제트 흡입구 손실은 표준 곡선을 따르고, 스크램제트 연소실은 숫자 하나로 처리했습니다. 실제 극초음속 흡입구는 한 속도에 맞춰 설계합니다.
• 받침대 위 엔진은 모두 비슷한 크기로 그렸습니다. 실제 터보샤프트는 여객기 팬보다 훨씬 작습니다.
• 코어 쪽 공기 점은 바이패스 점보다 촘촘하게 그려서 코어 흐름이 잘 보이게 했습니다.

첫 터보제트에서 동체보다 넓은 팬까지

휘틀은 1932년에 제트엔진 특허를 냈고, 1936년 3월 4일 처음 출원한 영국 특허 GB 471,368에는 이미 바이패스 엔진의 원리가 담겨 있었습니다. 휘틀 유닛은 1937년 4월 12일 처음 돌았습니다. 독일에서는 오하인의 엔진이 1939년 8월 27일 하인켈 He 178에 실려 날았습니다. 휘틀의 W.1을 단 글로스터 E.28/39는 1941년 5월 15일 공식 첫 비행을 했고, 그해 10월 W.1X와 W.2B 도면이 제너럴 일렉트릭으로 넘어갔습니다. GE가 만든 I-A는 1942년 10월 2일 미국 첫 제트기 벨 XP-59A를 띄웠습니다.

처음 양산된 터보팬인 롤스로이스 콘웨이의 바이패스비는 0.3에 그쳤습니다. 큰 도약은 1960년대 말, 제너럴 일렉트릭이 록히드 C-5 갤럭시용으로 바이패스비 8의 첫 고바이패스 터보팬 TF39를 만들면서 왔습니다. 1966년 처음 돌아간 프랫 앤드 휘트니 JT9D는 1969년 2월 9일 보잉 747의 첫 비행을 맡았고, 여객 운항에 들어간 아주 큰 고바이패스 엔진의 첫 주자였습니다. GE의 민간 경쟁작 CF6는 1971년 DC-10에 실렸습니다.

빠른 쪽에서는 애프터버너 J58 두 대가 SR-71 한 대를 움직였고, 콩코드는 한 대에 38,050 lb인 올림푸스 593 네 대로 시속 1,354마일에 승객을 태우다 2003년 10월 24일 영국항공의 마지막 비행을 마쳤습니다.

그 뒤로 팬은 계속 커졌습니다. GE는 GE90이 복합재 팬 블레이드를 처음 쓴 엔진이라고 밝힙니다. 2020년 9월 FAA 인증을 받은 GE9X는 복합재 블레이드 16장, 바이패스비 약 10, 전체 압축비 60을 갖췄고, GE90-115B보다 추력당 연료가 10퍼센트 적습니다. 프랫 앤드 휘트니의 기어드 터보팬은 2016년 운항에 들어갔고, 일부를 만드는 MTU는 PW1100G-JM을 에어버스 A320neo 계열용으로 적고 있습니다. 그리고 2004년 NASA의 X-43A는 스크램제트가 마하 9.6으로 날 수 있음을 보였습니다.