1 머리말
1970 년대 초 공중우세전투기 F-l 5 를 위한 고성능 엔진을 개발했고, 90 년대에는 차세대 선진 전투기 ATF(20 세기에 사용) 인 F-22 를 위한 추중비 10 엔진을 개발해 20 여 년이 걸렸다. 이 기간 동안 연구 관점 (지도 사상) 은 단순한 성능 추구에서 신뢰성, 서비스 및 성능 중시,' 동시 엔지니어링' (또는' 동시 엔지니어링',' 통합 제조 및 개발' 프로젝트) 구현에 이르기까지 두 가지 주요 변화를 겪었다. 이 두 가지 큰 변화와 세 가지 주요 지도 사상은 엔진 개발과 현장 사용에서 축적된 경험을 흡수한 것이다. 미국 푸혜회사를 예로 들어 보겠습니다. 첫 번째 밀기 비중 8.0 의 F 100-PW- 100(-200) 엔진 개발에서 높은 신뢰성의 파생 변형 F100-PW 까지
2 초기 F 100 엔진
60 년대 말 70 년대 초, 미국 푸혜사는 차세대 고성능 엔진인 F-F 100 엔진을 개발해 향후 25 년간 공중우세 전투기 F- 1 5 를 준비했다. 비행기의 요구를 충족시키기 위해 엔진의 추중비는 8.0 에 도달해야 한다. 따라서 푸혜는 엔진 성능, 즉 추중비 향상에 중점을 둘 것이며, 이는 F00 이 개발한 지도사상이다. F 100 의 R&D 에서는 성능에 영향을 미치지 않고 엔진 무게를 최대한 제어하여 결국 목표를 달성하여 F 100 을 8.0 에 달하는 첫 번째 밀기 무게로 만들었습니다. F 100 의 1 과 F- 100 의 생산형 f100-pw-/kloc-0 실제로 오늘 현역 전투기 엔진 추중비는 여전히 30 년 전 F 100 과 같거나 약간 높다.
F- 1 5 전투기가 사용하는 F- 100-PW- 100 (엔진 2 대 포함) 이륙 추력은106/입니다 -100 추력과 같은 -200 F- 1 6 전투기 (1 포함), F- 16 포함/
F 100 의 성능은 확실히 좋지만 안정성과 내구성은 성능 향상을 따라가지 못한다. F 15 전투기 장비 부대 이후 사용 중 엔진 신뢰성에 영향을 미치는 심각한 문제가 많이 드러났다. 예를 들어 압축기 실속, 대량의 터빈 블레이드 과열, 화상 등이 있습니다. 많은 수의 F- 15 전투기가 이륙할 수 없게 된 것도 미 공군을 괴롭히는 가장 까다로운 문제 중 하나로, 미 공군은 F- 10 1 의 핵심 엔진을 B-l 폭격기에 사용해야 했다.
F 100-PW- 100/200 안정성이 낮은 데에는 여러 가지 이유가 있습니다. 예를 들어, 사용 중에는 비행기가 연료 밸브를 앞뒤로 밀고 당겨야 하기 때문에 엔진의 온도와 속도가 빠르게 변경되어 엔진의 주요 부품에 여러 차례의 응력 주기가 발생합니다. 당시 군용 엔진형 실험에는 몇 주기의 내구적인 시운전만 포함되어 있었다. 1970 년대 초 표준 시운전은 150h 였고, 이번 시운전의 목적은 엔진이 여러 사이클 아래의 작업 능력이 아니라 가장 긴 정상 상태 시간 동안 고온에서 작동하는 능력을 평가하는 것이었기 때문에 시운전 후에도 많은 고장이 발생했다. 물론, 주된 이유는 단순히 높은 성능을 추구하고 신뢰성, 서비스 및 내구성 문제를 무시하며 엔진의 설계는 신뢰성, 서비스, 비용, 생산성 및 성능을 고려하지 않기 때문입니다.
신뢰성 향상을 위한 3 F 100-PW-220 엔진
푸혜사는 F 100-PW- 100 의 개발 및 사용 과정에서 발생하는 문제에서 매우 중요한 경험을 배웠다.
신뢰성과 보수성을 무시하고 단순히 성능만을 추구해 선진 엔진을 개발하는 것은 통하지 않는다는 것이다. F 100 엔진이 높은 신뢰성과 고성능으로 공군의 요구를 충족시킬 수 있도록 F 100 엔진을 개선하여 엔진의 신뢰성을 높이기 시작했다.
1975 부터 1980 까지, 포혜사와 미 공군은 F 100 의 신뢰성을 높이는 데 약간의 개선을 했지만 효과는 크지 않았다. 198 1 년이 되어서야 F 1O0 을 크게 개선하고 안정성, 내구성 및 보안을 향상시킬 수 있습니다. 이러한 개선 사항에는 재설계된' 연수 코어 기계 (ILC)', 단결정 재질로 만든 터빈 블레이드, 전투기 엔진에 사용되는 최초의 완전 기능 디지털 전자 조절기 (FADEc), 기어 펌프로 만든 연료 펌프가 포함됩니다. 이러한 개선의 이름은 F 100-PW-220 이고 추력은 100 입니다. 즉 이륙 추력은106.1입니다
-220 모델의 내구성과 신뢰성을 평가하기 위해 4000 TAC 주기의 가속 작업 테스트 (AMT), 높은 Ma 의 내구성 테스트 및 고순환 피로 테스트의 세 가지 추가 테스트가 수행되었습니다. 3. 1.4000 TAc 사이클 가속 작업 테스트 (AMT)AMT 테스트는 이전에 한 번도 수행되지 않았습니다. 비행기의 비행 임무 프로필에 따라 엔진의 임무 단면 (예: 1) 을 요약합니다. 그런 다음 가속페달의 위치 변화에 따라 시뮬레이션 실험을 가속화합니다. 즉, 매 1 개 실험주기마다 전투에서 비행기의 액셀러레이터 변화를 시뮬레이션하지만 시간이 크게 단축됩니다. 이 실험은 야외에서 엔진을 사용할 때의 온도와 회전 속도의 변화와 그에 따른 원심하중과 온도 하중의 변화를 시뮬레이션하여 엔진의 저주기 피로 수명과 이러한 변화된 작업 조건에서 엔진의 신뢰성을 평가하는 데 사용된다.
전투기, 특히 고성능 전투기의 엔진으로서 이착륙은 한 번에 1 사이클로 계산할 수 없습니다. 항공기 작전에서는 액셀러레이터를 가장 낮은 위치에서 가장 높은 위치로 반복해서 밀어야 하는 경우가 많기 때문이다. 이렇게 하면 비행기의 이륙과 착륙 과정에서 부품의 응력 변화는 단순히 0 에서 최대, 다시 0 으로 가는 과정이 아니다. 따라서 TAc 주기 (TAc 는 총 누적 주기, 전술 공군 주기, TAc= 총 이륙 주기의 수십 개의 L/4 전체 액셀러레이터 전환 횟수, 일반적으로 L 엔진 비행 시간 (EFH)=2TAc 주기) 를 사용하여 낮은 주기 수를 계산합니다.
현재 전투기의 엔진으로서 4,000 회의 TAc 순환 실험을 완료해야 한다. F 100-PW-220 의 개발 실험에서 미 공군은 현장 사용 요구 사항에 따라 4000TAc 주기의 AMT 실험을 진행했다. 1 TAc 루프 AMT 는 약 15 분 정도 걸리고, 4000 개의 TAc 루프 AMT 는 1000 시간이 필요합니다. 각 비행기가 250 h AC 사이클, 즉 500TAC 사이클을 사용하는 경우 4,000 TAC 사이클 AMT 는 8 년 야전 사용에 해당합니다. 사실 F 100-PW-220 전후에 4000TAC 주기의 AMT 가 두 번 진행되었습니다. 4000 개의 TAC 사이클 1 테스트에서 953 h 는 84849 번의 전체 스로틀 전환, 8254 번의 가력 점화 및 3455654 번의 가속을 포함하여 90 일 이내에 테스트되었습니다. 테스트 후 핵심 엔진은 온전하기 때문에 2 차 TAC 사이클 테스트 4000 회, 2 차 TAC 사이클 테스트 8 19 1 회, 1826 h, 전체 액셀러레이터 전환/KLOC 가력 점화 19308 회, 엔진 가속. 두 실험에서 핵심 엔진으로 인한 교체율, 공정지율, 추력 손실률이 모두 0 인 것은 엔진이 신뢰성을 높이는 목적을 달성했다는 것을 보여준다. 전투기 엔진 중 2 회 4000 회 TAC 순환 테스트를 통과한 1 엔진이라고 합니다.
이 세 가지 테스트를 통해 -220 은 신뢰성과 내구성면에서-100 보다 크게 향상되었으며, FADEC 가 자체 조정 특성을 가지고 있기 때문에 필드에서 엔진 조절 시스템을 조정할 필요가 없으며 공군의 요구를 충족시킬 수 있도록 일부 이동 스로틀 바 제한을 없앴습니다. -220 은 1985 년 말 정식으로 생산에 들어갔다. -220 모델은 사용 중 안정성이 뛰어나기 때문에 미 공군은 푸혜사에 -220 모델의 개선 조치를 야전에서 사용하는 100 모델을 개조할 것을 요구했다. 이 향상된 엔진의 이름은 F 100-PW-220E 입니다.
4. 통합 제조 및 개발, 동시 엔지니어링 및 동시 엔지니어링입니다.
F 100 엔진이-100 에서 -220 으로 개선되어 신뢰성이 크게 향상되었습니다. 이러한 성능 희생으로 신뢰성을 높이는 조치는 공군의 칭찬을 받았다. 항공엔진 발전 관점의 첫 번째 전환이다. 즉, 단순히 성능을 추구하는 것에서 신뢰성, 보수성, 성능, 즉 개발된 엔진이 신뢰성과 성능 면에서 균형 있게 설계되었다는 것이다. (알버트 아인슈타인, Northern Exposure (미국 TV 드라마), 성공명언)
그러나 -220 모델을 개발할 때 완벽하지는 않지만 신뢰성, 서비스, 내구성 및 성능의 균형이 잡혀 균형 잡힌 디자인이 되었습니다. 그러나 일부 선진적인 기술을 채택했기 때문에 공식적인 생산 개조에 어려움을 겪었다. 즉, 생산의 1 년 (1986) 에 조직 생산에 많은 중대한 문제가 발생했기 때문에, 결국 생산 작업이 전개되기 전에 많은 노력을 들여 공략하고, 투입된 시간을 지체할 뿐만 아니라 이것은 푸혜사가 모델-220 개발에서 배운 중요한 교훈 중 하나입니다. 즉, 디자이너가 신형 엔진 개발에 참여하는 것만으로는 충분하지 않다는 것입니다. 특히 많은 선진 기술을 채택한 경우에는 더욱 그렇습니다. Model-220 의 교훈에 따르면, 푸혜사는 1987 에서 엔진 개발의 이념 (지도 사상) 을 크게 변화시켜' 설계부터 가공까지' 다목적조의 이념을 확립해 엔진 설계 과정이 디자인 초기부터 모든 측면을 전면적으로 고려하게 했다. 푸혜사의 새로운 사상을 바탕으로 미 공군은 1990 에서 시나리오 논증에서 현장 보증에 이르는 전체 엔진 수명 주기에 관련된 다양한 인력을 포함한 광범위한 다기능 팀 개념을 채택했습니다.
수십 ~ 수백 개의 다기능 팀이 엔진 개발의 전 과정에 참여하는 이러한 시스템 프로세스를 IntergraTCD 제품 개발 (IPD) 프로젝트라고 하며, 최종 목표는 사용자에게 균형 잡힌 제품을 제공하는 것입니다. 푸혜사에 따르면 이 회사는 다양한 군용 및 민간 엔진 개발에 IPD 개념을 적용했다고 합니다.
우연히도 다른 대기업들도 지도사상에서 비슷한 변화를 만들어 IPD 와 비슷한 이념을 채택했다. 예를 들어, GE 는 동시 엔지니어링 (GE), 로 회사는 동시 엔지니어링 (SE) 을 시작했습니다. 세 회사는 이름은 다르지만 내용은 거의 같다. 병렬공학을 예로 들면 국방고급연구계획국 (DARPA) 과 제너럴 일렉트릭 항공 엔진부의 연구개발센터 (GE- CRD) 가 진행한다. 그들은 동시 공학이 혁신적인 엔지니어링 개발 방법이라고 생각하며 연구, 개발, 설계, 제조 및 사용 문제를 동시에 고려하여 첨단 기술과 고급 재료, 공정을 채택할 때 부품의 최종 결과에 미치는 영향을 짧은 시간 내에 파악함으로써 최적의 설계를 신속하게 얻을 수 있으며, 시나리오 설계에서 사용 가능한 제품을 형성하는 주기를 1/3 에서 (으) 로 단축할 수 있습니다. 물론, 이 개념 갱신에 대한 연구는
업무도 비용이 많이 드는 프로젝트로 1988 ~ 1992 의 선행 연구에만 9300 만 달러를 투자했다. DARPA 는 시지리아 대학에 CERC (병렬 엔지니어링 연구 센터) 를 설립하여 GE 의 항공 엔진학과, 카네기, 메론 대학, 레셀루스 공대로 구성된 공동 연구팀이 공동 연구를 진행했다. 상술한 단위 외에 약 20 개 부서가 이번 연구개발에 참여했다. IPD 또는 CE 와 SE 는 선진 군용 엔진 개발뿐만 아니라 신형 민간 엔진 개발에도 쓰인다. 예를 들어, 3 대 엔진 회사는 보잉 777 쌍발 여객기를 위해 개발된 PW4084 (푸혜), GE90 (제너럴 전기), Trent 800 입니다. 엔진 방면에서, IPD 등의 종목은 이미 채택되었다. 보잉 777 이 복무 초기에 FAA 의 180 mine tops 의 승인을 받을 수 있도록 하기 위해 (현재 표준은 120minETOPS 의 승인을 받는 것이다. 조각의 엔진은 누적 근무 시간이 25 만 시간 이상이고 공정지율이 0.04 회/1000H 미만이어야 합니다. 180minEPOPS 조건은 다음과 같습니다. 120minETOPS 1 년 경험, 공실률이 0.02 회 미만//1 나씨는 또한 SE 를 이용해 800 wind 를 개발했으며, 2 세대 와이드 현 메자닌 구조라고 불린다.
팬 블레이드와 연소실 개발은 5 단계라고 불리며, PW4084 를 위해 PW4084 를 위해 개발한 중공 티타늄 광현 팬 블레이드도 IPI 를 채택하고 있어 2.5 년도 안 되는 시간 안에 연구 작업을 완료할 수 있으며, 전통적인 방법에 따라 진행하면 5 0 년이 걸린다. 당시 70 여 개의 다기능 팀이 블레이드 개발에 참여했다. GE 는 CE 를 이용하여 중공티타늄 블레이드를 개발했는데, 그 개발 주기는 일반 공정보다 60% 단축되었다.
5.F 100-PW-229 엔진
미국 공군은 F- 1 5 와 F- 16 전투기의 성능을 더욱 향상시키기 위해' 엔진 성능 개선 프로그램' IPE 를 제시했다. 이를 위해 푸혜사는 Fl00 엔진을 크게 개선했고, 민간엔진 PW-4000 이 사용하는 첨단 기술 및 기타 검증기 검증 기술을 인용해 F 16 을 개발했다. -229 형은-100 형 복도 사이즈로 -220 형의 높은 수준의 내구성과 신뢰성을 유지하지만 이륙 추력은 크게 증가하여 129 kN 으로 -220 형보다 22% 정도 큽니다 표 1 은 다양한 조건에서 두 엔진의 성능을 비교한 것입니다. 그림 3 은 -229 와-100 과 -220 의 가속 비교입니다.
-229 모델의 설계에는 유량을 증가시키는 팬, 2 세대 전자 조절기, 대용량 고성능 압축기, "사용자의 친구" (수리) 를 위한 외부 런 설계가 채택되어 개선된 부품은 모두 일부 기술 검증 프로그램에서 검증되었습니다. 예를 들어, 팬은 미국 공군 엔진 모델 파생 프로그램 (EMDP) 의 일부로 설계 및 테스트되었으며 4000 회 TAC 주기의 내구성 테스트를 통과했으며 미국 항공우주국 F- 1 5 에서 테스트를 거쳤습니다. 애프터 버너도 이 프로젝트의 산물이다. 연소실과 터빈 블레이드 기술은 이미' 선진 터빈 엔진 가스 발생기' 의 ATECG 계획과' 공동 기술 검증 엔진' 의 JTDE 계획에서 테스트를 실시했다.
229 모델을 개발할 때, 푸혜는 -220 모델의 교훈을 배웠고, 설계에' 설계-제조' 팀을 채용했고, 설계 개발 초기부터 제조 엔지니어의 참여를 흡수하여 1989 전산에 많은 문제가 발생하지 않았다. 푸혜회사의 이전 어떤 엔진보다 생산으로의 전환이 가장 원활하다.
-229 모델이 가동된 후 IPE94 는 F 199 1 년 개선 및 파생 작업에서 실험을 실시했으며 추력은142.5KN.6f/KLOC 에 도달했습니다.
6. 결론과 몇 가지 견해.
F 100 엔진 개발 과정에서 다음과 같은 결론을 내릴 수 있습니다.
(1) 성숙한 첨단 기술을 광범위하게 채택하여 여러 가지 요소를 종합적으로 고려하면 균형을 이루는 것이 엔진 발전의 추세이다.
(2) 이전의 설계, 사용 및 유지 관리 경험을 중시하고 새로 개발된 엔진에 지속적으로 요약, 요약, 적용해 기존 엔진을 개선하는 것도 엔진 성능과 신뢰성을 높이는 중요한 조치다.
(3) Aeroengine 개발 개념 (즉, 지도 사상) 은 단순히 성능 추구에서 신뢰성, 유지 보수 및 성능, 통합 제조 및 개발 프로젝트 (또는 병렬 동기화 프로젝트) 구현에 이르기까지 4 분의 1 이상의 세기에 3 가지 개념과 두 가지 주요 변화 과정을 거쳤습니다. 동시에 야외 사용 및 유지 관리 경험에 특별한주의를 기울였으며, 디자인에서 고려했습니다.
(4) 첨단 기술이 엔진에 적용된 개발 연구, 특히 첨단 기술의 검증을 중시하여 앞으로 새로운 기계를 개발하고 낡은 기계를 개선하는 기술 비축으로 삼는다.
⑤. 외국 엔진 발전 관점의 두 가지 변화에 대한 경험적 교훈을 중시하고,' 무거운 (에너지) 경구조' (구조와 강도) 나' 혼미' 만 중시하고 경구조 강도의 발전 경로를 취하는 것이 아니라 엔진의 발전을 종합적이고 다방면으로 고려한다.
⑥ 현재 외국의 3 대 항공 엔진은 일체화 제조 개발 공사나 병렬 동기화 공사를 진행할 수 있으며, 신형 군용 및 민간 엔진 개발에서의 중요한 역할을 보여줌으로써 신형 엔진의 신뢰성, 보수성 및 성능을 높였을 뿐만 아니라, 개발 주기를 대폭 단축해 수명 주기 비용을 크게 줄였다. 그러므로 우리는 이 새로운 것을 무시해서는 안 된다. 경비가 제한된 조건 하에서도 이 방면의 연구 작업을 전개하는 데 필요한 조치를 취하여 우리의 연구 방법을 바꾸고, 근본적으로 우리나라 항공 엔진의 발전을 추진해야 한다.