Propulsion Performance Analysis of a Turbofan Engine Using the Ammonia-Blended Fuel: Low-Order Numerical Simulation

Eunwoo Jung; Sinyoung Park; Minwoo Lee

doi:10.15231/jksc.2024.29.4.051

Preview

Research Article

Journal of the Korean Society of Combustion. 31 December 2024. 51-60
https://doi.org/10.15231/jksc.2024.29.4.051

Propulsion Performance Analysis of a Turbofan Engine Using the Ammonia-Blended Fuel: Low-Order Numerical Simulation

암모니아 혼소 및 전소 환경에서 터보팬 엔진의 추진 성능 분석: 저차원 모델 기반 수치해석

Eunwoo Jung¹

Sinyoung Park¹

Minwoo Lee¹^†

정 은우¹

박 신영¹

이 민우¹^†

¹Department of Mechanical Engineering, Hanbat National University

¹국립한밭대학교 기계공학과

^{*Corresponding Author}

License (open-access, http://creativecommons.org/licenses/by-nc/4.0):

This is an Open-Access article distributed under the terms of the Creative Commons Attribution Non-Commercial License (http://creativecommons.org/licenses/by-nc/4.0) which permits unrestricted non-commercial use, distribution, and reproduction in any medium, provided the original work is properly cited.

ABSTRACT

Ammonia fuel has garnered significant attention as a carbon-free alternative for powering modern gas turbines. In this study, we evaluate the propulsion performance of a turbofan engine operating on ammonia-blended jet fuel. A one-dimensional numerical model is developed to quantify the engine thrust and efficiencies. Numerical simulations are performed across varying mixing ratios of ammonia and JP-10 jet fuel. Additionally, we examine the impact of key system and operational parameters, such as altitude, vehicle speed, fuel mass flow rate, nozzle and fan nozzle diameters, on maintaining the propulsion performance with ammonia blending. Finally, we calculate the emissions of carbon and nitrogen oxides produced by the turbofan engine when operating with ammonia-blended fuels.

Keywords

Ammonia combustion

Carbon-free fuel

turbofan engine

gas-turbine combustor

Low-order model

MAIN

기 호 설 명
1. 서 론
2. 저차원 수치 모델
2.1 수치 모델 구성
2.2 해석 조건 및 변수 선정
3. 해석 결과
3.1 암모니아 혼소 터보팬 추진 성능 분석
3.2 암모니아 전소 터보팬 추진 성능 분석
3.3 암모니아 혼소·전소 터보팬 배출 가스 분석
4. 결 론

기 호 설 명

$F$ : Engine thrust

${\dot{m}}_{a h}$ : Mass flow rate at core nozzle

${\dot{m}}_{a c}$ : Mass flow rate at fan nozzle

$V_{c}$ : Velocity at core nozzle exit

$V_{f}$ : Velocity at fan nozzle exit

$p_{c}$ : Pressure at core nozzle exit

$p_{f}$ : Pressure at fan nozzle exit

$η_{p}$ : Propulsion efficiency of the engine

$η_{o}$ : Overall efficiency of the engine

$B P R$ : Bypass ratio

$A_{c}$ : Core nozzle exit area

$A_{f}$ : Fan nozzle exit area

$D_{o u t}$ : Diameter of core nozzle exit

$D_{o u t, f a n}$ : Diameter of fan nozzle exit

1. 서 론

온실가스 배출 감축에 대한 세계적인 추세와 함께 저탄소 연료에 대한 관심이 지속되고 있다[1,2]. 국민 1인당 온실가스 배출량이 세계 4위(총배출량 세계 11위) 수준인 우리나라 또한 정부 차원에서 2050년까지 탄소 중립을 달성할 것을 선언하는 등 국가 전반의 온실가스 감축을 정책화하고 있으며, 이에 따라 국내에서도 저탄소 연료의 연구·적용 필요성이 높아지고 있다[3,4]. 이는 탄소 중립 등의 목표 달성을 위하여서는 국가 온실가스 배출량의 대부분을 차지하는 에너지 분야(발전·수송·산업)에서 화석 연료의 연소로 인해 발생하는 온실가스의 감축이 필수적이기 때문이다[4].

이러한 추세에 따라 탄소를 배출하지 않는 친환경 연료로서 암모니아(NH₃)가 주목받고 있다[5]. 암모니아는 높은 에너지 밀도를 가지면서도 수소 등 다른 친환경 연료에 비해 생산 및 저장이 용이하고 비용이 저렴하다. 또한, 암모니아는 수소 캐리어로서의 역할은 물론 직접 연소를 통한 연료로서의 활용이 가능하므로 단기간 내에 탄소 저감에 기여할 수 있을 것으로 평가받고 있다[3,4,5,6]. 이에 따라 기존 연소 시스템에 활용되던 화석 연료의 일부 또는 전부를 암모니아 연료로 대체하고자 하는 연구가 지속되고 있으며, 암모니아의 연소 특성, 연소 메커니즘, 탄소 및 질소산화물 배출 특성 등에 관한 연구가 광범위하게 수행된 바 있다[7,8,9]. 특히, 암모니아 연료의 주요한 적용 시스템으로서 기존에 많은 온실가스를 발생시켜 왔으며 타 산업으로의 파급 효과가 높은 발전용 가스터빈 연소기에서의 혼소 연구가 심도 있게 수행된 바 있다[5,10,11].

한편, 항공 수송 분야에서 대량의 온실가스를 배출하면서도 발전용 가스터빈과 열역학적으로 유사한 구조를 가지는 항공용 가스터빈 엔진에 암모니아 연료를 활용하고자 하는 연구 또한 최근 수행되고 있다. Oğur 등은 암모니아를 연료로 사용하는 361 kN급 터보팬 엔진의 열역학적 특성을 에너지-엑서지 기반의 간단한 수학적 모델로 해석하였고, 이산화탄소 배출량과 연료 비용을 산출하였으며, 엔진 작동 고도에 따른 추진 성능을 평가하였다[12]. Sasi 등은 430 kN급 레트로핏 터보팬 엔진을 암모니아로 구동할 때의 추진 성능을 인하우스 코드(TURBOMATCH)로 분석하고, 에어버스 A350급 광동체 여객기의 이륙을 위한 출력을 추산하였다[13]. 하지만, 항공용 가스터빈 엔진은 상기한 발전용 가스터빈에 비해 암모니아 연료의 적용 대상으로서 비교적 적은 관심만을 받고 있으며, 관련 연구가 상대적으로 기초적인 단계에 머물러 있다. 그러나, 항공 수송에서 발생하는 온실가스는 전 지구적 배출량의 12%를 차지할 정도로 상당히 많고, 이 중 대부분이 가스터빈 기반의 항공 엔진에서 발생하므로, 암모니아와 같은 친환경 연료의 항공 엔진 적용 또한 발전용 가스터빈 못지않게 높은 중요성과 시급성을 가진다[12,13]. 특히, 지속 가능한 항공유(Sustainable Aviation Fuel, SAF) 혼합 의무화 정책으로 대표되는 항공 연료의 친환경 전환 추세[14,15]를 고려할 때, 무탄소 연소가 가능하며 저장 및 운반이 용이한 친환경 연료인 암모니아의 항공 엔진 적용에 대한 심도 있는 연구가 조속히 수행될 필요가 있을 것으로 판단된다.

본 연구에서는 저차원 수치 모델을 활용하여 암모니아 혼소 및 전소 환경에서 터보팬 엔진의 추진 성능을 분석하고자 하였다. 이를 위해 화석 연료 기반의 항공유에 암모니아 혼소 시 발생하는 추진 성능의 변화를 혼소율, 고도, 운항 속도 등의 변수에 따라 분석하고, 기존의 성능을 유지하고자 할 때 필요한 시스템 변수의 변화를 분석하였다. 또한, 암모니아 혼소 및 전소 환경에서 항공 엔진의 배출 가스량을 추산하였다.

이 논문의 구조는 다음과 같다. 먼저, 아래 2장에서 본 연구에서 활용한 저차원 수치 모델 및 해석 변수에 대해 소개한다. 3장에서는 작동 환경 및 시스템 변수의 변화에 따른 추진 성능을 추력과 총효율 측면에서 분석한 결과를 제시하고, 암모니아 혼소 환경에서 터보팬 엔진의 운용 방식 변화 방안을 제시한다. 마지막으로, 4장에서는 수치해석을 통해 얻은 결론과 연구의 한계점을 분석한다.

2. 저차원 수치 모델

2.1 수치 모델 구성

가스터빈 엔진과 같은 추진기관의 실제 성능은 작동 유체의 대단히 복잡한 열역학적·유체역학적 거동에 의해 결정된다. 그러나 전체 지배방정식의 수치해를 직접 계산하는 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics)적 접근 방식은 하술할 저차원 해석 기법에 비해 상대적으로 정확한 계산 결과를 도출할 수 있음에도 불구하고, 대단히 높은 계산 비용으로 인해 일부 구성요소의 해석에만 제한적으로 활용되고 있다. 따라서, 시스템 차원의 성능 해석은 현상학적 모델 등을 적용하여 계산 비용을 낮춘 저차원의 해석 기법이 활용되는 경우가 잦다[16,17]. 본 연구에서는 로켓 및 가스터빈 등 추진기관 해석에 활용되는 Ecosimpro-Fluidapro 소프트웨어를 활용하여 암모니아 혼소 환경의 터보팬 엔진 추진 성능을 해석하고자 하였다. Ecosimpro는 유럽 우주국(European Space Agency)의 로켓 엔진 해석 등 추진기관 성능 해석을 위해 스페인(Empresarios Agrupados Internacional社)에서 개발된 프로그램으로, 유체 해석을 위한 Fluidapro Toolkit과 함께 추진기관의 0차원 또는 1차원의 저차원 모델을 구축하고 수치해석을 수행하는 데 활용된 바 있다[18,19].

이 논문에서는 Ecosimpro(v.6.4) 소프트웨어와 Fluidapro(v.5.3.1) Toolkit을 활용한 모델링 및 해석 결과를 제시하고자 하며, 여기에 활용된 수치 모델은 Fig. 1과 같다. 이 모델은 저압 터빈과 팬의 저압 스풀, 그리고 고압 터빈과 압축기의 고압 스풀로 이루어진 2-스풀(Two-spool) 터보팬 엔진 구조를 단순화한 형태로 구성되었다. 작동 유체 대부분은 흡입구를 통해 유입되어 팬에서 가속되며, 이 중 일부 유체는 엔진 코어로 공급되어 압축기를 거쳐 연소실에서 연료와 함께 연소한다. 연소 생성물은 고압 및 저압 터빈을 거쳐 코어 노즐에서 가속된다. 연료로는 기존에 사용되는 항공유인 탄화수소 기반의 JP-10을 암모니아와 혼합할 수 있도록 공급 계통을 구성하였으며, 혼합 비율을 혼합기에서 조절할 수 있도록 하였다. 암모니아는 저장성을 고려하여 JP-10과 동일한 온도의 액체 상태로 공급되나 연소실 주입 전 기화되어 연소하는 조건을 가정하였다. 또한, 연소실에서의 연소과정은 최소 깁스 에너지 모델로 계산한 평형 조성 해가 도출되도록 하였으며, 혼합물에 존재하는 모든 화학종이 전체 반응 속도에 기여하여 연소 속도가 총 기체 혼합물 밀도에 비례하는 것으로 가정하였다. 코어로 공급되어 연소과정에 참여하는 공기를 제외한 공기는 팬 노즐에서 가속되도록 하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/kosco/2024-029-04/N0590290406/images/kosco_2024_294_051_F1.jpg

Fig. 1.

Schematic of the low-dimensional turbofan engine model used for the present study.

본 연구에서는 엔진의 추진 성능을 추력과 효율의 측면에서 평가하였다. 먼저, 엔진 추력( $F$ )은 아래의 추진 방정식으로부터 계산하였다:

(1)

\begin{aligned} F = {\dot{m}}_{a h} [(1 + f) V_{c} - V_{o}] + (p_{c} - p_{o}) A_{c} + {\dot{m}}_{a c} (V_{f} - V_{o}) + (p_{f} - p_{o}) A_{f} \end{aligned}

위 식 (1)에서 ${\dot{m}}_{a h}$ , $V_{c}$ , $p_{c}$ , $A_{c}$ 는 각각 엔진 코어노즐 출구에서의 질량유량, 속도, 압력 및 면적이며, ${\dot{m}}_{a c}$ , $V_{f}$ , $p_{f}$ , $A_{f}$ 은 각각 팬 노즐 출구에서의 질량유량, 속도, 압력 및 면적이다. $f$ 는 공연비이며 $V_{o}$ 는 엔진 입구 속도이다. 엔진의 효율은 추진효율 및 총효율을 계산하였으며, 이중 추진효율( $η_{p}$ )은 아래의 식 (2)와 같이 계산하였다:

(2)

η_{p} = \frac{2 V_{o} [(V_{c} - V_{o}) + B P R (V_{f} - V_{o})]}{(V_{c}^{2} - V_{o}^{2}) + B P R (V_{f}^{2} - V_{o}^{2})}

여기서 $B P R$ 은 바이패스비(Bypass Ratio)이다. 또한, 엔진의 총효율( $η_{o}$ )은 식 (2)에서 계산한 추진효율에 엔진 열효율을 곱하여 산출하였다.

2.2 해석 조건 및 변수 선정

수치해석의 기본적인 변인으로서 기존 항공유(JP-10)와 암모니아(NH₃)의 혼소 비율을 설정하였다. 첫째로, 본 연구에서 사용한 터보팬 엔진의 참고 모델인 CFM56-7B24의 정격 연료 유량인 2.80 kg/s를 유지한 상태에서 암모니아의 혼합에 따른 추진 성능을 분석하였다. 구체적으로, 암모니아의 질량 분율이 0%(기존 항공유 조건), 5%, 30% 및 100%(암모니아 전소 조건)인 경우를 각각 Case 1, 2, 3, 4로 설정하였다. 나아가, JP-10 대비 낮은 암모니아의 에너지 밀도를 보상하기 위해 암모니아 전소 조건에서 연료 유량을 증가시킨 조건을 Case 5로 설정하여 해석을 수행하였다. 이 중 혼소율 5% 조건은 기존 엔진의 설계 변경을 최소화하며 연료만 일부 변경하는 조건을 대표적으로 선정하였으며, 혼소율 30% 조건은 현재 국내 개발되고 있는 암모니아 혼소 버너의 최대 혼소율을 참고하여 설정하였다. 이와 같은 해석 조건을 Table 1에 정리하였다.

Table 1.

Mass flow rates of ammonia and JP-10 fuels, along with the ammonia mass ratio, for each test condition used in the present study

Case	NH₃ Mass Ratio	JP-10 Mass Flow Rate (kg/s)	NH₃Mass Flow Rate (kg/s)	Total Mass Flow Rate (kg/s)
1	0%	2.80	0	2.80
2	5%	2.66	0.14	2.80
3	30%	1.78	1.02	2.80
4	100%	0	2.80	2.80
5	100%	0	6.60	6.60

상술한 바와 같이 암모니아 연료는 다른 무탄소 연료와 마찬가지로 기존의 화석 연료에 비해 에너지 밀도가 다소 낮으므로, 전체 연료 유량을 유지한 상태에서 혼소율을 높이면 엔진 추력이 감소한다. 본 연구에서는 이러한 추력 감소를 보상하기 위해 엔진 작동 조건을 변경하는 방안을 분석하였으며, 이를 위해 ▲작동 고도, ▲공기 흡입 속도(비행 속도), ▲코어 노즐 직경 및 ▲팬 노즐 직경을 각각 변화시키는 방안을 검토하였다. 각 변수의 공칭 조건은 CFM international사의 CFM56-7B24 엔진의 공칭 조건 및 순항 고도, 속도 조건을 활용하였다. 구체적으로, 엔진 작동 고도는 순항 고도인 10,000 m 전후인 8,000 m에서 12,000 m 까지 500 m 단위로 변경하며 해석하였다. 비행 속도는 마하수 기준 0.8을 공칭값으로, 0.55에서 1.0까지 0.05 단위로 변경하였으며, 아음속 조건에서의 작동만을 고려하였다. 또한, 코어 및 팬 노즐 직경은 각각 1.10 m, 1.55 m인 공칭값을 전후하여 0.7-1.6 m, 1.15-2.05 m 범위에서 0.1 m 단위로 변경하였다. 이 해석 조건은 Table 2에 정리하였다. 해당 조건에 따라 각 변수별 10개 지점을 평가하였으며, 운항 고도와 운항 속도(엔진 작동 조건), 코어 노즐 직경과 팬 노즐 직경(엔진 설계 조건)을 각각 묶어 두 변수가 동시에 변화하는 100가지 경우에 대한 해석을 개별적으로 수행하였다. 또한, 작동 및 설계 조건 변경을 통해 내에서 기존 엔진의 추진 성능을 회복할 수 있는 경우를 분석하고자 2차원 보간을 통해 작동 및 설계 변경점을 추산하였으며, 해당 조건의 변경으로 기존 엔진의 추진 성능을 회복할 수 없는 경우 기존의 성능과 가장 근접한 조건을 도출하였다.

Table 2.

Parameters defining the operating condition of the turbofan engine used in the present study

Parameter	Nominal Value	Range	Step Size
Altitude [m]	10,000	8,000 -12,000	500
Mach number	0.80	0.55 -1.0	0.05
Core Nozzle Diameter [m]	1.10	0.7 -1.6	0.1
Fan Nozzle Diameter [m]	1.55	1.15 -2.05	0.1

3. 해석 결과

3.1 암모니아 혼소 터보팬 추진 성능 분석

기존 터보팬 엔진의 항공유 질량 유량을 유지하며 혼소율을 변화시킨 결과를 Fig. 2, 3, 4, 5에 나타내었다. 먼저, 엔진 입구 유속(비행 속도) $M$ =0.80 및 고도 10,000 m를 유지한 상태에서의 추력은 Fig. 2(a)와 같이 174.8 kN을 나타내었다. 여기에서 Fig. 2(b, c)와 같이 암모니아 혼소율이 증가하는 경우, 엔진 추력을 유지하기 위하여 고도의 감소 또는 운항 속도의 증가가 필요함을 확인하였다. 예를 들어, 암모니아 혼소율이 각각 5%, 30%일 때, 운항 속도를 유지하는 경우 운항 고도를 각각 9,649 m, 8,904 m로 낮추어야 하며, 운항 고도를 유지하는 경우 운항 속도를 각각 $M$ =0.83 및 $M$ =0.88로 증가시켜야 기존과 동일한 추력을 유지할 수 있었다. 또한, Fig. 3(a-c)에서 확인할 수 있는 바와 같이 이처럼 고도 및 속도를 변경하여 엔진 추력을 유지하도록 운항하는 경우 엔진 총효율이 기존에 비해 0-6% 범위에서 증가할 것으로 추산되었다. 그러나, Fig. 3(d)와 같이 전체 연료 질량 유량을 유지한 상태에서 연료의 종류만 JP-10에서 암모니아로 변경하는 경우, 운항 고도 및 속도의 조정만으로는 기존의 추진 특성을 회복할 수 없는 것으로 계산되었다. 따라서, 암모니아 전소 터보팬 엔진의 경우 기존보다 대폭 증가된 연료 유량이 필요 할 것으로 예상하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/kosco/2024-029-04/N0590290406/images/kosco_2024_294_051_F2.jpg

Fig. 2.

Thrust (kN) of the engine at (a) Case 1, (b) Case 2, (c) Case 3, and (d) Case 4, upon varying altitude and inlet velocity. Red lines denote the bypass ratio (BPR). For description of each case see Table 1.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/kosco/2024-029-04/N0590290406/images/kosco_2024_294_051_F3.jpg

Fig. 3.

Overall efficiency of the engine at (a) Case 1, (b) Case 2, (c) Case 3, and (d) Case 4, upon varying altitude and inlet velocity. Blue lines denote the bypass ratio (BPR). For description of each case see Table 1.

이어서, 위와 같이 운항 고도 및 속도를 조정하지 않고 엔진 배기 노즐 직경의 변화를 통해 암모니아 혼소 조건에서 엔진의 추진 성능을 유지할 수 있는지 평가하였다. 전체 연료 질량 유량을 유지한 상태에서 암모니아 혼소율을 5%로 설정하는 경우, Fig. 4(b)와 같이 코어 노즐 직경과 팬 노즐 직경을 동시에 감소시켜야 기존의 추력과 유사한 값을 회복할 수 있을 것으로 추산되었다. 이때 코어 노즐의 직경은 1.1 m에서 1.0 m로, 팬 노즐의 직경은 1.55 m에서 1.45 m로 각각 0.1 m씩 감소하여야 하며, 이 경우에도 최대 추력은 174.8 kN에서 173.1 kN으로 감소하여 약 1%의 추력 손실을 피할 수 없을 것으로 예상되었다. 암모니아 혼소율이 30%까지 증가하는 경우, Fig. 4(c)와 같이 코어 노즐의 직경을 추가로 감소시켜 0.9 m로 설정하여야 최대 추력에 도달할 수 있으나, 이 경우에도 엔진 추력의 10 kN(5.7%) 감소를 보였다. 이처럼 노즐 직경의 조절을 통해 추력 회복을 시도하는 경우 Fig. 5와 같이 기존에 비해 엔진 총효율이 감소하였으며, 암모니아 전소 조건의 경우 노즐 직경의 조절만으로는 Fig. 4(d)와 같이 기존 추력을 회복할 수 없음을 확인하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/kosco/2024-029-04/N0590290406/images/kosco_2024_294_051_F4.jpg

Fig. 4.

Thrust (kN) of the engine at (a) Case 1, (b) Case 2, (c) Case 3, and (d) Case 4, upon varying diameters at core and fan nozzle exit. Red lines denote the bypass ratio (BPR). For description of each case see Table 1.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/kosco/2024-029-04/N0590290406/images/kosco_2024_294_051_F5.jpg

Fig. 5.

Overall efficiency of the engine at (a) Case 1, (b) Case 2, (c) Case 3, and (d) Case 4, upon varying diameters at core and fan nozzle exit. Blue lines denote the bypass ratio (BPR). For description of each case see Table 1.

3.2 암모니아 전소 터보팬 추진 성능 분석

암모니아는 화석 연료 기반의 항공유에 비해 에너지 밀도가 다소 낮으므로, 3.1절에서 분석한 바와 같이 기존의 JP-10 항공유 유량을 유지한 상태에서 암모니아 전소 추진을 시도하는 경우 추력이 매우 낮아진다. 이를 보완하기 위해 기존과 유사한 추진 성능을 가질 수 있도록 암모니아의 유량을 2.80 kg/s에서 6.60 kg/s로 약 2.36배 증가시키는 경우를 고려하였다. 그 결과, Fig. 6과 같이 운항 속도 및 고도, 그리고 코어 및 팬 노즐의 직경을 기존과 동일하게 설정하여도 추력(175.0 kN) 및 엔진 총효율(0.417)이 기존 항공유를 사용한 경우와 거의 동일하게 계산됨을 확인하였다. 따라서, 연료 변경 및 유량 증대를 위해 항공용 가스터빈 엔진의 연료 공급 계통 및 연소 환경을 제한적으로 수정한 레트로핏(retrofit) 설계를 통하여 기존의 터보팬 엔진의 추진 성능을 상당 부분 획득할 수 있을 것으로 판단하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/kosco/2024-029-04/N0590290406/images/kosco_2024_294_051_F6.jpg

Fig. 6.

(a, c) Thrust and (b, d) Overall efficiency of the ammonia-fueled (Case 5) engine, upon (a, b) varying altitude and inlet velocity, and (c, d) varying diameters at core and fan nozzle exit. BPR denotes the bypass ratio.

3.3 암모니아 혼소·전소 터보팬 배출 가스 분석

마지막으로, 암모니아 혼소 및 전소 시 엔진 출구에서의 배출 가스를 Fig. 7과 같이 분석하였다. 먼저, 일산화탄소(CO) 및 이산화탄소(CO₂) 등 탄소산화물의 배출은 탄소를 함유하지 않는 암모니아 연료의 분율이 높아질수록 감소하였으며, 암모니아 전소 조건(Case 4, 5)에서는 배출이 전무하였다. 반면, 질소산화물의 경우 암모니아 5%, 30% 혼소 시 이산화질소(NO₂) 배출의 증가로 인해 일산화질소(NO) 배출의 감소에도 불구하고 전체적으로 증가하였다. 이는 암모니아 연소의 주요 한계점인 Fuel NOx의 증가로 인한 것으로 판단된다. 즉, 고온 연소 환경에서 암모니아에 포함된 질소의 해리와 산화로 인해 NOx가 다소 증가하는 것이다. 이와 달리, 암모니아 전소 시에는 기존 항공유를 사용하는 경우에 비해 질소산화물의 배출이 감소하였다. 특히, 암모니아 전소 시 기존 항공유의 유량을 유지하는 경우(Case 4) 뿐 아니라 연료 유량을 증가시켜 추진 성능을 회복한 경우(Case 5)에도 질소산화물의 배출이 기존에 비해 감소하여, 암모니아 연료로의 전환이 배출 저감에 유의미한 결과를 보일 수 있음을 확인하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/kosco/2024-029-04/N0590290406/images/kosco_2024_294_051_F7.jpg

Fig. 7.

Concentration (in ppm) of (a) Carbon Monoxide, (b) Carbon Dioxide, (c) Nitric Oxide, and (d) Nitrogen Dioxide at the engine exhaust. Values written under each case denotes fuel mixture ratio and fuel mass flow rate. For more detailed description of each case see Table 1.

단, 본 연구에서는 수치해석 시 화염동역학적 특성을 고려하지 않고 암모니아 화염의 안정적인 연소를 가정하였다. 그러나 실제 암모니아 혼소 및 전소 가스터빈 엔진을 활용하고자 하는 경우, 낮은 연소속도와 반응성 등 암모니아 연료의 한계점을 극복하기 위해 다양한 안정화 조치가 고려되어야 할 것이다. 이 과정에서 질소산화물 배출량이 본 연구에서 추산한 바에 비해 다소 증가할 수 있을 것이므로[4], 실제 암모니아 터보팬 엔진 적용 시 다단 연소[20] 등 질소산화물 저감 조치가 수반되어야 할 것으로 판단된다.

4. 결 론

본 연구에서는 저차원 수치 모델을 활용하여 암모니아 혼소 및 전소 환경에서 항공용 가스터빈 엔진의 추진 성능을 평가하였다. 터보팬 엔진 부품의 핵심 거동을 정의하는 1차원 해석 모델을 구축하고, 이를 활용하여 암모니아 혼소율과 운항 조건, 시스템 변수 등에 따른 엔진 추력 및 총효율을 평가하였다. 수치해석을 통해 탄화수소 기반 항공유를 활용하는 기존 엔진의 추진 성능을 유지하기 위하여 요구되는 엔진의 작동 및 시스템 변수 변화를 추산하였다. 나아가, 암모니아 혼소 및 전소 조건에서 배출되는 배기가스를 분석하였다. 향후 화석 연료를 사용하는 연소 시스템을 친환경 연료로 전환하는 과정에서 본 논문에서 제시한 바와 같이 저차원 수치 모델을 활용하여 효율적인 성능 평가를 수행할 수 있을 것으로 판단된다.

본 연구의 한계점은 다음과 같다. 이 논문에서는 연료의 종류를 변화시키는 경우에도 연소 및 열전달 조건이 기존 엔진과 유사하다고 가정하였다. 그러나, 3.3절에 기술한 바와 같이 암모니아 연료의 물리적·화학적 물성이 기존의 항공유와 다소 다르므로 암모니아의 연소 특성을 고려한 연소기의 설계 및 검증이 수반되어야 한다. 구체적으로, 본 연구에서는 암모니아의 낮은 반응성 및 연소속도 문제를 해결하기 위해 종종 적용되는 산소 부하 연소 및 플라즈마 연소 등의 기술적 방법이 고려되지 않았으며, 또한 암모니아 연소 시 NOx 저감을 위해 흔히 채택되는 희박·다단·MILD(Moderate or Intense Low oxygen Dilution) 연소 기법 등을 고려하지 않았다. 따라서 연소 안정화 및 배출 저감 기법의 적용 인한 연소 효율의 변화 등 열적 조건의 변경이 적다고 가정하였으며, 추후 이러한 기법이 적용된 암모니아 혼소·전소 연소기의 설계와 함께 상세한 수치적·실험적 평가를 거쳐 본 연구에서의 가정이 검증되어야 할 것으로 생각된다. 나아가, 다중 화염을 가진 연소기 모델을 적용하거나 각 화염의 당량비를 변경하는 등 1차원 해석 프로그램상에서 구현할 수 있는 수치 모델 요소를 적용하여 실제 암모니아 연소기의 특성을 반영한 모델링을 수행할 수 있을 것으로 판단된다. 이러한 과정을 통해 본 논문에서 제시한 저차원 수치해석 방법론을 폭넓게 활용할 수 있음은 물론, 보다 상세한 모델을 활용하여 역화나 연소 진동과 같은 실제 물리적 현상에 대한 분석 또한 시도될 수 있을 것으로 생각된다. 이를 통해 발전 등 여러 용도의 가스터빈 연소기를 포함한 다양한 연소 시스템의 친환경 연료 전환에 본 연구가 기여할 수 있을 것으로 기대된다.

Acknowledgements

본 연구는 산업통상자원부(MOTIE)와 한국에너지기술평가원(KETEP)의 지원을 받아 수행한 연구 과제입니다(No. 2024-00455846). 이 논문은 2024년도 제68회 한국연소학회 추계학술대회 발표 논문으로 본 학술지에 동시 투고되었습니다.

References

RENA, Global renewable outlook: Energy transformation 2050, International Renewable Energy Agency, Abu Dhabi, 2020.

IEA, Energy technology perspectives 2020, International Energy Agency, Paris, 2020.

H. Lee, Y. Woo, M.J. Lee, The Needs for R&D of Ammonia Combustion Technology for Carbon Neutrality - Part I Background and Economic Feasibility of Expanding the Supply of Fuel Ammonia, J. Korean Soc. Combust., 26(1) (2021) 59-83.

10.15231/jksc.2021.26.1.059

H. Lee, Y. Woo, M.J. Lee, The Needs for R&D of Ammonia Combustion Technology for Carbon Neutrality - Part II R&D Trends and Technical Feasibility Analysis, J. Korean Soc. Combust., 26(1) (2021) 84-106.

10.15231/jksc.2021.26.1.084

U. Jin, J. Lee, K.T. Kim, Recent Research Trends in Ammonia Gas Turbine Combustion Technology, J. Korean Soc. Combust., 29(1) (2024) 1-16.

10.15231/jksc.2024.29.1.001

C. Zamfirescu, I. Dincer, Using ammonia as a sustainable fuel, J. Power Sources, 185(1) (2008) 459- 465.

10.1016/j.jpowsour.2008.02.097

H. Kobayashi, A. Hayakawa, K.K.A. Somarathne, E.C. Okafor, Science and technology of ammonia combustion, P. Combust. Inst., 37(1) (2019), 109-133.

10.1016/j.proci.2018.09.029

L. Kang, W. Pan, J. Zhang, W. Wang, C. Tang, A review on ammonia blends combustion for industrial applications, Fuel, 332 (2023), 126150.

10.1016/j.fuel.2022.126150

K.J. Bosschaart, L.P.H. de Goey, The laminar burning velocity of flames propagating in mixtures of hydrocarbons and air measured with the heat flux method, Combust. Flame, 136 (2004) 261-169.

10.1016/j.combustflame.2003.10.005

E.C. Okafor, K.D.K.A. Somarathne, R. Ratthanan, A. Hayakawa, T. Kudo, O. Kurata, N. Iki, T. Tsujimura, H. Furutani, H. Kobayashi, Control of NOx and other emissions in micro gas turbine combustors fuelled with mixtures of methane and ammonia, Combust. Flame, 211 (2020) 406-416.

10.1016/j.combustflame.2019.10.012

M. Zhang, X. Wei, J. Wang, Z. Huang, H. Tan, The blow-off and transient characteristics of co-firing ammonia/methane fuels in a swirl combustor, Proc. Combust. Inst., 38 (2021) 5181-5190.

10.1016/j.proci.2020.08.056

E. Oğur, A. Koç, Ö. Köse, Y. Koç, H. Yağli, Performance Assessment of Ammonia as a Turbofan Engine Fuel During Various Altitude Levels, Energy, 308 (2024) 132714.

10.1016/j.energy.2024.132714

S. Sasi, C. Mourouzidis, D.J. Rajendran, I. Roumeliotis, V. Pachidis, J. Norman, Ammonia for civil aviation: A design and performance study for aircraft and turbofan engine, Energy Convers. Manag., 307 (2024) 118294.

10.1016/j.enconman.2024.118294

D. Chiaramonti, Sustainable aviation fuels: the challenge of decarbonization, Energy Procedia, 158 (2019) 1202-1207.

10.1016/j.egypro.2019.01.308

A. Barke, T. Bley, C. Thies, C. Weckenborg, T.S. Spengler, Are sustainable aviation fuels a viable option for decarbonizing air transport in Europe? An environmental and economic sustainability assessment, Appl. Sci., 12(2) (2022) 597.

10.3390/app12020597

K. Lee, T. Nam, C. Perullo, D.N. Mavris, Reduced-order modeling of a high-fidelity propulsion system simulation, AIAA J., 49(8) (2011) 1665-1682.

10.2514/1.J050887

A. Gimelli, R. Sannino, A micro gas turbine one- dimensional model: Approach description, calibration with a vector optimization methodology and validation, Appl. Therm. Eng., 188 (2021) 116644.

10.1016/j.applthermaleng.2021.116644

S. Park, E. Lee, M. Lee, Monte-Carlo Simulation for Analyzing the Performance Variation of a Liquid Rocket Engine Using Gas-Generator Cycle, Int. J. Aeronaut. Space Sci., (2024) 1-10.

10.1007/s42405-024-00760-2

S.Y. Park, J. Ahn, Deep neural network approach for fault detection and diagnosis during startup transient of liquid-propellant rocket engine, Acta Astronaut., 177 (2020) 714-730.

10.1016/j.actaastro.2020.08.019

A. Hayakawa, Y. Arakawa, R. Mimoto, K. Somarathne, T. Kudo, H. Kobayashi, Experimental investigation of stabilization and emission characteristics of ammonia/air premixed flames in a swirl combustor, Int. J. Hydrogen Energ., 42 (2017) 14010-14018.

10.1016/j.ijhydene.2017.01.046

Journal of the Korean Society of Combustion ISSN:1226-0959(Print) 2466-2089(Online) 한국연소학회지

Preview

Propulsion Performance Analysis of a Turbofan Engine Using the Ammonia-Blended Fuel: Low-Order Numerical Simulation

ABSTRACT

MAIN

Fig. 1.

Schematic of the low-dimensional turbofan engine model used for the present study.

(1)

(2)

Table 1.

Mass flow rates of ammonia and JP-10 fuels, along with the ammonia mass ratio, for each test condition used in the present study

Table 2.

Parameters defining the operating condition of the turbofan engine used in the present study

Fig. 2.

Thrust (kN) of the engine at (a) Case 1, (b) Case 2, (c) Case 3, and (d) Case 4, upon varying altitude and inlet velocity. Red lines denote the bypass ratio (BPR). For description of each case see Table 1.

Fig. 3.

Overall efficiency of the engine at (a) Case 1, (b) Case 2, (c) Case 3, and (d) Case 4, upon varying altitude and inlet velocity. Blue lines denote the bypass ratio (BPR). For description of each case see Table 1.

Fig. 4.

Thrust (kN) of the engine at (a) Case 1, (b) Case 2, (c) Case 3, and (d) Case 4, upon varying diameters at core and fan nozzle exit. Red lines denote the bypass ratio (BPR). For description of each case see Table 1.

Fig. 5.

Overall efficiency of the engine at (a) Case 1, (b) Case 2, (c) Case 3, and (d) Case 4, upon varying diameters at core and fan nozzle exit. Blue lines denote the bypass ratio (BPR). For description of each case see Table 1.

Fig. 6.

(a, c) Thrust and (b, d) Overall efficiency of the ammonia-fueled (Case 5) engine, upon (a, b) varying altitude and inlet velocity, and (c, d) varying diameters at core and fan nozzle exit. BPR denotes the bypass ratio.

Fig. 7.

Concentration (in ppm) of (a) Carbon Monoxide, (b) Carbon Dioxide, (c) Nitric Oxide, and (d) Nitrogen Dioxide at the engine exhaust. Values written under each case denotes fuel mixture ratio and fuel mass flow rate. For more detailed description of each case see Table 1.

Acknowledgements

References