항공엔진 가스발생기 소재 개발 동향

[출처: 국방기술진흥연구소 디팀스위클리 네이버포스트]

 

대부분의 항공기는 동력을 만들기 위해서 가스터빈엔진 형태가 사용되며, 엔진의 압축기/연소실/터빈을 가스발생기(gas generator 또는 core)라 한다. 이러한 가스발생기에는 고온·고압의 공기와 가스가 형성되고 엔진의 효율 증대를 위해 재료의 온도수용성 및 중량당 강도 등이 높은 소재의 개발 및 적용이 이루어지고 있으며, 본 고에서는 가스발생기 소재의 개발 동향을 파악하고자 한다.

정 재 효
국방기술진흥연구소 기반체계기술팀
연구원

1. 서 론

 항공기에 필요한 양력을 만들기 위해서는 충분한 속도 또는 수직 이륙을 위한 충분한 추력이 있어야 하며, 추력은 항공기의 열기관으로 만들어진다. 대부분의 항공기는 추력을 위한 동력을 만들기 위해 가스터빈엔진이 사용된다. 가스터빈엔진은 유입되는 공기의 속도에너지를 압력에너지로 바꿔 주는 흡입구(inlet), 압력을 높여주는 압축기(compressor), 연료를 연소하여 공기에 에너지를 공급하는 연소기(burner)와 연소실(combustion chamber), 압축기/팬/프로펠러를 구동하기 위한 터빈(turbine), 분출되는 배기가스의 압력에너지를 속도에너지로 전환해 주기 위한 노즐(nozzle)로 구성된다. 이 중 압축기, 연소실, 터빈을 가스발생기(gas generator 또는 core)라 한다.

 가스터빈에 공기가 유입되면 압축기를 통과하면 고압의 공기로 변환되고 연료가 혼합되어 연소실에서 연소되며 고온·고압의 가스가 형성된다. 이후 터빈에 유입되는 온도(Turbine Inlet Temperature; TIT)가 엔진의 성능과 효율을 결정하게 되고 1단 고압터빈에 사용되는 재료의 온도수용성이 엔진의 결정적인 변수가 된다. 또한, 압축기와 같이 상대적으로 저온·저압에서는 각 부품의 강성, 중량당 강도 등 특성에 맞는 소재를 적용하여 경량화한다.

 항공 가스터빈엔진에 주로 사용되는 소재는 Ni기 초내열합금, Ti 합금 및 Steel이며, 무게비로 Ni기 초내열합금이 약 40%, Ti 합금이 약 30%, Steel이 약 25%를 차지한다. Ni기 초내열합금 및 Ti 합금과 부품가격은 Steel과 비교하여 월등히 비싸므로 전체 항공엔진 부품 및 소재 시장의 상당한 부분을 점유할 것으로 추정된다.

그림 1. 가스터빈엔진에 일반적으로 사용되는 소재들(출처 : 금속 3D 프린팅 기술 활용-터빈 분야)

2. 가스발생기 주요 구성품 재질

 2.1. 압축기
 압축기는 흡입구에서 받은 공기의 압력을 증가시켜 필요한 양과 압력으로 연소실에 보내준다. 터빈엔진에 적용되는 압축기는 임펠러, 디퓨저, 매니폴드로 구성된 원심압축기와 로터와 스테이터 베인 등으로 구성된 축류압축기로 구분된다.

 압축기 부품의 소재는 작동 부하 및 온도에 충분히 견딜 수 있으며, 원가와 경량성을 고려하여 소재를 선정한다. 압축기 케이싱은 가장 높은 효율을 얻기 위해 블레이드 익단 간극이 정확하게 유지될 수 있도록 견고한 구조물로 제작하여야 하며, 특히 무게가 경량이어야 한다. 일반적으로 압축기 케이싱 전단부는 알루미늄이 사용되고 고온이 되는 후단부에 갈수록 합금강이 사용되며, 압축기 마지막 부근 단 고압부에서는 고온에 견딜 수 있는 니켈합금으로 제작한다. 최근에는 알루미늄이나 강을 대신하여 타이타늄의 사용이 보편화 되고 있으며, 특히 중량당 강성이 요구되는 군용기에서 타이타늄을 사용하여 경량화한다.

 압축기 스테이터 베인은 외부 흡입물질로 인한 손상에 견딜 수 있는 고피로 강도를 가져야하며 일반적으로 강 또는 니켈합금으로 만들어진다. 초기 스테이터 베인은 알루미늄 합금으로 제작되었으나, 외부 흡입물질로 인한 손상에 견딜 수 없어 현재는 알루미늄 합금이 거의 사용되지 않고 있다. 타이타늄 합금은 저압부 스테이터 베인에 사용 가능하나, 기계적 결함에 의한 로터와 스테이터 간 마찰으로 열이 발생하여 타이타늄이 타거나 변형될 수 있어 고온 고압의 압축기 후반부의 작은 스테이터 베인에는 적합하지 않다.

 압축기 로터의 디스크, 드럼 및 블레이드는 원심력이 크기 때문에 중량당 강도가 가장 높은 금속으로 제작해야 한다. 타이타늄은 초기 원가가 많이 들지만 엔진 구조물에 걸리는 하중은 경감 할 수 있는 경량 로터를 제작할 수 있어 강합금 로터 부품은 타이타늄으로 교체 사용되고 있다. 또한, 고온 타이타늄합금이 개발 제작됨에 따라 압축기 후반부에 사용되던 니켈합금이 점진적으로 고온 타이타늄합금으로 대체되고 있다. 원심식 압축기의 임펠러 재질 요구조건은 축류식 압축기 회전자 요구조건과 유사하며, 타이타늄이 주로 사용된다.

그림 2. 원심압축기(왼) 및 축류압축기(오)(출처 : 항공정비사 표준교재(2016 항공기 엔진))

 

 2.2. 터빈
 터빈은 연소기를 지나며 형성되는 고온·고압의 배기가스의 운동에너지를 압축기와 보기류 등을 구동시키는 기계적인 에너지로 변환시키다. 터빈은 아래 그림과 같이 가이드베인, 디스크, 블레이드, 케이스 등으로 구성된다.

 엔진 성능·효율 향상을 위해서는 터빈입구온도(TIT)가 주요 요소이다. 이런 터빈입구온도는 고온으로 인한 노즐 베인 및 터빈 블레이드의 열응력과 고속회전 시 터빈 디스크와 블레이드에서의 원심인장응력 등으로 인해 제한된다. 따라서, 터빈 소재의 가장 큰 요구조건은 내열특성이며, 터빈에 많이 사용되는 소재는 니켈합금 및 코발트 합금 등이 있다.

 터빈 디스크는 비교적 저온에서 고속회전하여 큰 회전원심응력을 받게 되어, 디스크 수명에 영향을 미치는 인자는 피로균열이다. 엔진 최대출력 시 디스크의 안은 차갑지만 밖은 작동가스에 의해 급격히 뜨거워져 디스크 안과 밖 사이가 팽창되어 인장응력이 발생하며, 엔진이 정지하면 디스크 밖은 외부공기로 급속 냉각수축 되지만 안쪽은 쉽게 냉각되지 않아 디스크 안과 밖 사이에는 압축응력이 생긴다. 엔진 시동부터 정지까지 온도 차에 의한 인장응력과 압축응력 주기가 1회 발생한다. 이와 같은 저주기 응력이 반복되면 디스크는 피로파괴 될 수 있으며 이를 저주기피로(low cycle fatigue)라 한다. 따라서, 디스크 재료는 수만 사이클 또는 시간의 피로 사용한계를 설정하고 있으며, 사이클이나 시간 사용한계 중 하나라도 도달하면 결함이 없더라도 교환한다. 초기의 디스크 재료는 페라이드계 또는 오스테나이트계의 강이 사용되었으나 현재는 니켈(Ni)계 합금이 주로 사용되고 있으며, 니켈에 첨가하는 합금원소의 수를 증가하면 피로 저항이 증가하고 디스크 수명이 연장된다.

 터빈 블레이드는 고온 및 고속회전으로 인한 원심하중까지 받게 되어 설계 시 가장 중요한 것이 적용 소재이다. 30g 정도의 블레이드라도 최고 회전 시에는 2톤 이상의 원심력을 받으며, 에너지 전달과정에서 고온 연소가스로부터 받는 굽힘하중에도 견뎌야 한다. 또한, 가스상태가 격심하게 변화하는 상태에서도 손상되지 않도록 내열충격성과 내피로성에 뛰어나야 하며, 내부식성 및 내산화성이 우수해야 한다. 따라서, 블레이드 재료는 이러한 조건을 만족시키는 동시에 정밀하게 성형 및 가공될 수 있는 재질이어야 하며, 터빈 블레이드 재질 및 허용수명의 관점에서 최대 터빈입구온도와 엔진의 최대출력이 결정된다. 또한, 작동 중 원심력 및 고압연소가스로 크립(creep) 현상이 생기며, 엔진 작동 중 블레이드는 크립 현상에 의해 서서히 늘어나며 사용제한수명이 규정되어 있다. 터빈 블레이드는 신장점검으로 신장이 일정한 한계값을 넘으면 결함이 없더라도 사용하지 않는다.

그림 3. 터빈 케이싱 조립체(출처 : 항공정비사 표준교재(2016 항공기 엔진))

3. 타이타늄 합금

 타이타늄의 약 60%는 항공우주 산업에서 엔진, 동체, 각종 부품을 만드는데 금속 자체 또는 합금으로 사용되며, 보잉 777는 1대 당 약 59톤, 747는 45톤, 에어버스 A340는 32톤이 사용되는 것으로 추정된다. 특히, 항공엔진 압축기는 터빈 부분 대비 사용온도가 낮아 경량 소재 활용이 가능하므로, 비중이 낮은 Ti합금을 활용한 경량 고강도 소재를 적용한다.

표 1. 가스터빈엔진 압축기에 적용되는 Ti 합금

 

 3.1. Ti64
 Ti64 합금은 α+β합금으로 강도와 연신율의 균형 있는 물성을 가져 타이타늄 합금의 사용량 중 50% 이상을 차지하는 합금이다. 1950년도 초반에 개발되어 지금까지 가장 많이 시험 검증된 소재이며, 우수한 내식성 및 강도로 프레임 볼트, 의자 레일과 같은 일반적인 구조용 재료 및 엔진 팬블레이드와 같이 300℃ 이하의 저온부 부품에 적용된다.

표 2. Ti64 합금 상온인장 특성 (출처 : titanium a technical guide, 45p)

 

 3.2. Ti6242 합금
 Ti6242 합금은 Ti64 합금보다 고온내구성 및 열안정성이 우수한 특성을 보여 최근에는 가스터빈엔진에 적용되고 있으나, 국내에는 Ti6242 합금의 형단조 개발 및 적용사례가 없다. 첨가원소인 Mo은 상온 및 고온에서 강도, 크립, 열안정성을 향상시키며, Si은 대략 0.08wt.%에서 우수한 크립저항성을 나타내고 있어(Ti6242S) 적용사례가 증가하고 있다.

표 3. Ti6242 합금 인장특성 (출처 : TIMET)

 

4. Waspaloy

 Waspaloy는 기지(matrix)로 니켈을 사용하여 Cr, Co, Al, W, Ta, Mo, C, Re 등 10여 가지의 합금원소를 첨가하여 고온 기계적 특성과 내환경성특성을 최적화한 니켈계 초합금으로 고온강도 유지, 내식성 및 내열성이 좋으며, 크립 저항성이 뛰어나 가스터빈과 항공우주용 부품 등에 많이 사용되고 있다. Waspaloy와 같은 초합금은 열간단조가 흔히 수행되며, 결정립 크기에 따라 기계적 특성이 달라 결정립 크기가 열간단조에 중요하게 작용된다. 결정립 크기가 작으면 인장강도와 연신율이 뛰어나며, 결정립 크기가 다소 클 경우, 크리프 특성과 균열에 대한 저항성이 우수한 것으로 알려져 있다.

표 4. Waspaloy 소재 상온 / 고온인장 특성값

 

5. 일방향응고 및 단결정

 5.1. 항공엔진용 터빈 블레이드 개발 이력
 터빈 블레이드는 1940년대 단조 가공품 적용을 시작하여, 1950년대 중반부터 Equixed 결정립 재질인 소재로 주조공법을 적용하였다. 이후, 엔진의 출력 및 성능증가에 따라 1970년대부터는 소재 자체의 내열성 증가를 위해 일방향응고(Directional Solidified) 소재를 적용하였으며, 터빈입구온도가 점차 높아짐에 따라, 1980년대에는 초내열성능을 갖는 단결정(single crystal) 합금을 개발하기 시작하였다.

그림 4. 항공엔진용 터빈 블레이드 개발 이력(출처 : R.C. Reed, "The supperalloys")

 

 5.2. 일방향응고
 과거 터빈 블레이드는 무수한 결정체가 모든 방향으로 널려 있으며, 응력의 수직방향인 결정입계에서는 파단 가능성이 크다. 일방향응고는 블레이드 길이방향으로 결정체를 기둥모양으로 배역하며, 이런 방향응고는 블레이드 수명을 증가시킨다. 일방향응고 초내열합금은 유도 가열된 노(furmace)에서 주입된 용융금속과 주형을 서서히 인출하여 응고된 주물이 방향성 입자구조를 갖고, 일방향 결정구조는 균열 발생 없이 고온 기계적 성질이 향상된다.

 일방향응고 합금 개발과 관련하여 해외 선진국을 중심으로 온도수용성 향상을 위한 많은 연구가 수행되었으며, 초내열합금 연구와 생산 분야를 주도하고 있는 미국은 NASA와 General Electric(GE), Pratt&Whitney 등 대표적인 가스터빈 제조회사와 Special Metal, Cannon-Muskegon(CM) 등 소재 전문기업에서 GTD-111/Rene-series : Rene N5(GE), CM-series : CM247/CM247LC(CM) 등 우수한 일방향응고 합금이 개발 및 적용되고 있다.

 CM247LC는 다결정 소재인 Mar-M-247 합금을 일방향응고 공정에 적합하도록 조성을 조절한 합금으로, 주조 중 균열 저항성이 우수하고 탄화물의 미세조직 안정성과 연성이 개선되었으며, GE CT7 엔진 등 많은 항공엔진에 적용되는 대표적인 일방향응고 합금이다.
 일본의 Mitsubishi Power社는 TIT 1600℃급 발전용 가스터빈 개발을 완료하고, 국내 서부 및 동서발전사 등에 가스터빈을 공급한 실적을 갖고 있으며, MP社의 J급 가스터빈에는 일본에서 자체 개발한 일방향응고 합금인 DS MGA1400이 사용되고 있다.

 국내 일방향응고 합금은 연구실 규모에서 일부 성능 검증이 진행되고, 산업용 가스터빈용 합금 특성 개발을 시작하는 수준이다. 2000년대 초부터 2010년 이전까지 CM247LC와 GTD-111을 수입하여 분석 및 주조성 평가 위주의 연구개발을 수행하였다. 또한, 발전용 가스터빈 적용을 위한 ‘TIT 1650℃급 정밀주조용 일방향응고 소재기술’ 과제는 한국형 복합화력 발전용 가스터빈의 2단 터빈 블레이드 적용 일방향응고 초내열합금의 모합금 제조기술 개발과 개발된 소재를 적용한 중공형 일방향응고 부품제조 기술개발이 진행 중이다.

 5.3. 단결정
 일방향응고를 발전시킨 단결정 블레이드는 크립 수명 연장 및 인성이 향상되며, 특히 열피로 저항성이 개선되어 터빈입구온도를 올릴 수 있다. 단결정주조는 주형의 밑부분에 단결정 선정부를 설치해 하나의 결정이 지속적으로 성장토록 하여 단결정조직을 갖는 초내열합금이다.

 단결정 합금 설계 관련하여 가장 중요한 첨가 원소는 Re이며, Re 함량에 따라 1세대(0wt.%Re), 2세대(3wt.%Re), 3세대(6wt.%Re), 4세대 이상(6wt.%Re+백금족 원소)으로 분류된다. Re 함량에 따라 고용강화, 확산속도 감소 등으로 내열성을 높일 수 있으나, 상 안정성/가격/밀도 측면에서 불리한 단점이 있다. 이러한 단점 때문에, 최근 3세대 단결정의 기계적 특성을 유지하면서 Re 함량을 감소하는 방향으로 연구 및 상용화가 진행 중이다.

표 5. 제 3세대 단결정 Ni기 초내역합금의 화학조성(wt%) (출처 : 유영수, “니켈기 초내열합금”)

 

 단결정 합금 개발과 관련하여 해외 선진국을 중심으로 초내열합금의 온도수용성 향상을 위한 연구를 통해 EPM-102(NASA), Rene-series(GE), PWA 1480/PWA 1484(PWA) 및 CMSX-series(CM) 등 우수한 단결정 합금들이 개발되어 적용되고 있으며, 4세대 단결정 초내열합금은 NASA, P&W, GE가 공동으로 합금을 개발하였다. 또한, 최근에는 CM과 GE에서는 Re 함량을 줄인 초내열합금 개발을 진행하였으며, 특히 CM에서는 Re이 완전배제된 CMSX-7과 Re 4.8%로 CMSX-10K(3세대) 수준의 강도를 보유한 CMSX-4 Plus(SLS)를 출시한 것으로 알려져 있다.

 일본은 Re 함량을 줄이는 대신 초내열합금의 강화상인 γ′입자의 방향성 성장을 조정하여 크립 특성을 향상시키는 방법을 개발하였다. MHI(Mitsubishi Heavy Industry)社는 TIT 1700℃급 가스터빈의 1단 블레이드에 냉각유로 및 코팅기술을 최적화한 저비용 단결정 초내열합금 MGA1700의 적용을 추진 중이며, 항공용 가스터빈에 적용하기 위하여 Re 1.2% 합금 연구를 수행하고 있다. 또한, NIMS(일본 국립재료과학연구소)를 중심으로 국가 과제를 수행하며 TMS-82/75 등 2, 3세대 단결정 합금 및 TMS-138/162 등 현재 온도수용성이 가장 높은 4, 5세대 단결정 초내열합금을 개발하였다.

 국내 단결정 정밀주조 합금 개발은 한국재료연구원 중심으로 진행되고 있으며, 현재 양산을 고려한 연구개발을 시작하는 초기 개발 단계로 연구실 규모에서 일부 성능 검증이 진행되고, 산업용 가스터빈 적용 일부 합금의 특성 평가를 시작하는 수준이다.

6. 결 론

 항공엔진 가스발생기는 고온·고압 등 극한의 환경에 노출되며, 각 부품의 적용 환경 및 특징에 따라 이에 내열성, 피로강도, 경량성, 원가 등을 고려한 고성능의 소재를 적용해야 한다. 하지만, 현재 항공엔진 가스발생기 적용 소재에 대한 국내 기술 수준은 선진국 대비 상당히 미흡하다. 타이타늄 정밀주조의 경우 고품질의 항공기용 엔진부품을 제조할 수 있는 기술이나 국내 연구성과 및 정밀주조 업체의 규모와 기술력이 열악한 상황이다. 또한, 국내에서는 최근까지 일방향응고 및 단결정 합금 소재에 대한 항공 품질 수준의 개발 및 상용화 시도가 없었으며, 후발주자인 중국 대비 기술력이 미흡한 것으로 평가받는다. 따라서, 고청정·고품질의 원소재(Ingot/Billet 등) 생산 기술 및 독자적인 초내열합금 설계·개발 기술 등을 통한 항공소재 개발의 기반 구축과 부품제작을 위한 정밀주조, 열간단조 등 공정기술에 대한 연구개발이 필요하다. 또한, 감항인증 수준의 장수명화 기술 확보를 위해서는 설계 허용치 도출 시 사용되는 소재 Database를 충분히 확보하는 것이 필요하다. 이와 같은 소재 및 공정기술 개발을 통해 최종적으로는 항공엔진 부품의 국산화가 가능할 것으로 판단된다.

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참고문헌
1. 구자예, “항공추진엔진”, 동명사, 2019
2. 유영수, 니켈기 초내열합금, KIC News Volume 17, No.4, 2014
3. 국방기술진흥연구소, “2021년 무기체계 패키지형 핵심기술 기획연구보고서”, 2022
4. 국방기술진흥연구소, “2022년 무기체계 패키지형 핵심기술 기획연구보고서”, 2023
5. 오창용 외 9명, “항공정비사 표준교재(2016 항공기 엔진)”, 국토교통부, 2015

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[출처: 국방기술진흥연구소 디팀스위클리 네이버포스트]