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본 연구에서는 검토한 무인기는 총 10종으로, B-2, RQ-4 Global Hawk, X-45A, X-47A, Avenger (Predator C), MQ-9 Reaper (Predator B), X-47B, Phantom Ray, nEUROn, Taranis로 무인기에 대한 임무, 최대 운용 고도 및 운용 시간 등의 무인기 제원과 각각의 추진기관에 대한 성능 및 설계변수를 Table 1 에 제시하였다.

B-2는 Northrop Grumman Aerospace System 사에서 개발한 스텔스 폭격기로 Fig. 1에 제시되어 있다. B-2는 1989년 미국에서 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 F118-GE-100 터보팬 엔진을 적용하여 최대 고도 15.2 km에서 11시간의 체공 능력을 갖추고 있다. 또한, B-2의 경우 ‘S’ 형태의 배기 노즐을 적용하여 적외선 신호를 감소시키고 있으며, Aft deck 부분을 저 방사율 특성이 있는 소재로 제작하여 배기부에서 방출되는 소음을 줄이기 위한 스텔스 기술이 적용되어 있다[19]. RQ-4 Global Hawk는 Northrop Grumman Aerospace System 사에서 개발한 정찰 무인기로 Fig. 2에 제시되어 있다. RQ-4 Global Hawk는 1998년 미국에서 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 AE3007H 터보팬 엔진을 적용하여 최대 고도 18.28 km에서 35시간의 체공 능력을 갖추고 있다. RQ-4 Global Hawk는 고고도에서 오랫동안 체공하며 넓은 지역에 걸쳐서 정찰 할 수 있는 것이 특징이다. X-45A는 Boeing Defense, Space & Security 사에서 개발한 무인 전투기로 Fig. 3에 제시되어 있다. X-45A는 2002년 미국에서 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 F124-GA-100 터보팬 엔진을 적용하여 최대 고도 13.2 km에서 12시간의 체공 능력을 갖추고 있다. 또한, X-45A는 작은 공기 흡입구와 배기구를 가지고 있는 것이 특징이다. X-47A는 Northrop Grumman Aerospace System 사에서 개발한 다목적 무인기로 Fig. 4에 제시되어 있다. X-47A는 2003년 미국에서 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 JT15D-5C 터보팬 엔진을 적용하여 고도 12 km에서 운용할 수 있도록 개발되었다. 또한, X-47A의 경우 흡입구에 엔진 팬에서 반사되는 레이더를 줄이기 위한 스텔스 기술이 적용된 것이 특징이다. Avenger (Predator C)는 General Atomics Aeronautical Systems 사에서 개발한 다중임무, 감시, 정찰 무인기로 Fig. 5에 제시되어 있다. Avenger는 2009년 미국에서 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 PW545B 터보팬 엔진을 적용하여 고도 15 km에서 18시간의 체공능력을 갖추고 있다. 또한, Avenger (Predator C)의 경우 배기구에 ‘S’ 형태 노즐을 장착하고 있다. ‘S’ 형태 노즐의 경우 노즐 후방에서 고온의 터빈부를 감지할 수 없고, 배기플룸의 평균 온도를 낮추는 효과가 있어 적외선 신호를 감소할 수 있는 것으로 연구된 바 있다[20]. MQ-9 Reaper (Predator B)는 General Atomics Aeronautical Systems 사에서 개발한 감시, 정찰, 무장 무인기로 Fig. 6에 제시되어 있다. MQ-9 Reaper (Predator B)는 2001년 미국에서 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 TPE331-10 터보프롭 엔진을 적용하여 고도 15.2 km에서 30시간의 체공 능력을 갖추고 있다. X-47B는 Northrop Grumman Aerospace System 사에서 개발한 다목적 무인기로 Fig. 7에 제시되어 있다. X-47B는 2011년 미국에서 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 F100-PW-220U 터보팬 엔진을 적용하여 최대 고도 12.9 km에서 6시간의 체공 능력을 갖추고 있다. 또한, X-47B의 경우 X-47A보다 thrust loading이 감소된 형태이며 배기구에 Aft deck을 장착하여 적외선 신호를 줄이기 위한 스텔스 기술이 적용되었다. Phantom Ray는 Boeing Defense, Space & Security 사에서 개발한 다목적 무인기로 Fig. 8에 제시되어 있다. Phantom Ray는 2011년 미국에서 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 F404-GE-102D 터보팬 엔진을 적용하여 고도 12.2 km에서 7시간의 체공 능력을 갖추고 있다. 또한, Phantom Ray는 배기구에 Aft deck을 장착하여 적외선 신호를 줄이기 위한 스텔스 기술이 적용되었다. nEUROn은 Dassault Aviation 사에서 개발한 UCAV 기술시험기로 Fig. 9에 제시되어 있다. nEUROn은 2012년 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 MK951H 터보팬 엔진을 적용하여 최대 고도 10.6 km에서 12시간의 체공 능력을 갖추고 있다. 또한, nEUROn의 경우 노즐을 ‘S’ 형태 및 노즐 출구 부분의 세장비(Aspect ratio)를 큰 노즐을 채택하고 있다. 최근 열유동 해석결과에 의하면 세장비가 있는 노즐의 경우 플룸의 두께가 얇고 폭이 넓어 주위의 대기와 혼합이 증가되어 적외선 신호는 최대 50% 까지 저감되는 것으로 알려져 있다[21]. Taranis는 BAE Systems 사에서 개발한 다목적 무인기로 Fig. 10에 제시되어 있다. Taranis는 2013년 영국에서 첫 비행을 시작하였으며, 추진기관으로 MK951 터보팬 엔진을 적용하여 최대 고도 11.5 km에서 8시간의 체공 능력을 갖추고 있다.

Fig. 1 
B-2 [9].

Fig. 2 
RQ-4 Global Hawk [10].

Fig. 3 
X-45A [11].

Fig. 4 
X-47A [12].

Fig. 5 
Avenger (Predator C) [13].

Fig. 6 
MQ-9 Reaper (Predator B) [14].

Fig. 7 
X-47B [15].

Fig. 8 
Phantom Ray [16].

Fig. 9 
nEUROn [17].

Fig. 10 
Taranis [18].

가스터빈 추진기관 성능 특성을 분석하기 위해 우선 항공기와 추진기관의 상관관계를 검토하였다. UAV와의 비교를 위해 대표적인 민간항공기와 군용항공기를 선정하여 비교 검토하였다[22]. Fig. 11에 wing loading에 대한 thrust loading이 제시되어 있다. thrust loading은 항공기의 이륙중량에 대한 추진기관의 최대추력을 나타내는 변수로, 항공기 동적 특성 및 비행성능 등의 요소를 결정하는 중요한 매개변수 중 하나이다. UAV의 경우 thrust loading 이 0.6 이하의 값을 가지고 있음을 확인할 수 있다. thrust loading 이 작을 경우 항공기 무게 대비 추력이 작은 수준 이어서 급격한 기동을 하 기 어려우며, 이것은 민간항공기의 여객기와 유사한 수준임을 알 수 있다. wing loading은 항공기의 날개 면적에 대한 이륙중량을 나타내는 변수로, UAV의 경우 400 kgf/m² 이하의 값을 가지고 있음을 알 수 있다. 이러한 wing loading의 값은 민간 및 군용항공기보다 매우 낮은 값을 가지고 있어 UAV는 민간 및 군용항공기와 비교해 동체에 비해 날개 면적이 상대적으로 크다는 것을 알 수 있다. 따라서 대부분의 UAV는 상대적으로 작은 wing loading을 가지고 있어, 날개 면적이 크고, 아음속 비행 속도영역에서 운용되고 있음을 알 수 있다. Fig. 12에 UAV를 포함한 군용항공기의 최대 속도에 따른 항속시간(endurance) 데이터가 제시되어 있다. 민간항공기의 경우 항속시간이 다양하게 나타나 이 표에서는 제외하였다. 대부분의 UAV는 최대 속도가 1,000 km/h 이하의 값을 가지고 있으며, 항속시간은 5시간에서 최대 35시간까지로, 일반적인 군용기의 항속시간이 5시간 이하인 것과 비교하면 매우 장시간 비행하며 임무를 수행하는 것이 큰 차이점이라고 볼 수 있다. Fig. 13에 이륙중량과 W_E/W_TO의 데이터가 제시되어 있다. W_TO는 항공기 이륙중량이며 W_E는 연료 및 Payload를 제외한 기체 구조물과 항공기시스템의 중량을 나타내며, W_E/W_TO 값이 작다는 것은 항공기에 연료 및 Payload를 많이 탑재할 수 있음을 의미한다. X-47B를 제외한 UAV는 대략 0.5~0.8 정도의 W_E/W_TO 값을 가지고 있어 0.3~0.6 정도의 값을 가지는 민간항공기와 차이가 나타나고, F-15, Mig-29 와 유사한 값을 가지고 있음을 볼 수 있다. Fig. 11, 12, 13에서 UAV의 비행 속도는 1,000 km/h 정도로 약 2,500 km/h의 속도를 가지는 F-15에 비해 매우 저속으로 비행하며, W_E/W_TO는 0.7 정도로 F-15와 유사하고, Global Hawk의 최대 항속시간은 약 35시간으로 매우 장시간 임무를 수행하는 특징을 가지고 있는 것으로 파악되므로, 기존의 군용항공기에서 요구하는 성능요구 조건과 다른 항공기의 설계 및 추진기관 특성이 요구된다고 판단된다.

Fig. 11 
Thrust Loading vs Wing Loading [22].

Fig. 12 
Endurance vs Maximum Speed [22].

Fig. 13 
Weight Fraction of UAV, Civil and Military Aircraft [22].

Table 1에 무인기에 적용된 터보팬 엔진의 특징을 정리하였으며, 각 엔진에 대한 제원을 제시하였다. F118-GE-100은 2-spool 터보팬 엔진으로 Fig. 14에 제시되어 있다. F118-GE-100은 1982년 Genral Electric 사에서 제작하였으며 Fan 3단, HPC 9단, HPT 1단, LPT 2단으로 구성되어 있으며, 엔진은 B-2 스텔스 무인 폭격기에 적용되어 있다. AE3007H은 2-spool 터보팬 엔진으로 Fig. 15에 제시되어 있다. AE3007H은 1991년 Genral Electric 사에서 제작하였으며 Fan 1단, HPC 14단, HPT 2단, LPT 3단으로 구성되어 있다. AE3007H 엔진은 RQ-4 Global Hawk와 MQ-4C Triton 무인기에 적용되어 있다. F124-GA-100는 저 바이패스비 터보팬 엔진으로 Fig. 16에 제시되어 있다. F124-GA-100은 1979년 Honeywell 사에서 제작하였으며, 고압 압축기에 축류 및 원심 압축기를 모두 사용하는 2-spool 엔진이다. F124-GA-100은 Fan 3단, HPC 4단 (axial), HPC 1단 (centrifugal), HPT 1단, LPT 1단으로 구성되어 있으며, X-45A 무인기에 적용되어 있다. JT15D-5C는 소형 터보팬 엔진으로 Fig. 17에 제시되어 있다. JT15D-5C는 1993년 PWC 사에서 제작하였으며 Fan 1단, HPC 1단, HPT 1단, LPT 2단으로 구성되어 있다. 이 엔진은 군용 훈련기 Agusta S211, X-47 무인기에 적용되어 있다. PW545B는 2-spool 터보팬 엔진으로 엔진 단면이 Fig. 18에 제시되어 있다. PW545B는 2003년 PWC 사에서 제작하였으며 Fan 1단, HPC 2단, HPT 1단, LPT 3단으로 구성되어 있으며, PW545B는 Avenger 무인기에 적용되어 있다. TPE331-10은 single-shaft 터보프롭 엔진으로 Fig. 19에 제시되어 있다. TPE331-10은 1978년 Honeywell 사에서 제작하였으며, Compressor 2단, Turbine 3단으로 구성되어 있다. TPE331-10은 MQ-9 Reaper, Dornier Do 228, CASA 212-200 등 다양한 항공기에 적용되어 있다. F100-PW-220U는 2-spool 터보팬 엔진으로 Fig. 20에 제시되어 있다. F100-PW-220U는 2011년 Pratt&Whitney 사에서 제작하였으며 Fan 3단, HPC 10단, HPT 2단, LPT 2단으로 구성되어 있으며, X-47B 무인기에 적용되어 있다. F404-GE-102D는 2-spool 저 바이패스비 터보팬 엔진으로 Fig. 21에 제시되어 있다. F404-GE-102D는 2006년 General Electric 사에서 제작하였으며 Fan 3단, HPC 7단, HPT 1단, LPT 1단으로 구성되어 있다. 이 엔진은 F404-GE-102 엔진에서 afterburner를 제거한 버전으로 Phantom Ray와 X-45C 무인기에 적용되어 있다. MK 951은 2-spool 터보팬 엔진으로 Fig. 22에 제시되어 있다. MK 951은 2002년 Rolls-Royce Turbomeca 사에서 제작하였으며, Fan 2단, HPC 5단, HPT 1단, LPT 1단으로 구성되어 있다. MK 951은 MK 951H 엔진으로 추력이 증가하여 2006년 개발을 완료하였다. MK 951은 Taranis에 적용되어 있으며, MK 951H는 nEUROn에 적용되어 있다.

Fig. 14 
F118 Engine [3].

Fig. 15 
AE3007 Engine [3].

Fig. 16 
F124-GA-100 Engine [23].

Fig. 17 
JT15D-5 Engine [3].

Fig. 18 
PW545 Engine Cutaway [3].

Fig. 19 
TPE331-10U/-11U Engine [3].

Fig. 20 
F100-PW-220 Engine [3].

Fig. 21 
F404-GE-102 Engine [3].

Fig. 22 
MK 951 Engine [3].

무인기에 적용된 추진기관을 기존의 민간 및 군용항공기의 추진기관과 성능 비교 분석 수행하기 위하여 Table 1에 제시된 UAV 추진기관과 유사한 성능을 갖는 상용 가스터빈 엔진의 제원을 정리하여 Table 2에 제시하였다. 압력비에 따른 SFC의 상관관계는 Fig. 23에 제시되어 있다. 동일한 엔진 형식에서 압력비가 커질수록 SFC는 감소하는 경향을 가지고 있으나, 무인기에서는 그 경향성을 파악하기 어렵다. 그 이유는 무인기의 엔진의 경우 대부분 터보팬 엔진 형식으로 바이패스비가 SFC에 큰 영향을 주기 때문이다. F404-GE-102D 엔진의 경우 OPR 은 26으로 높은 값을 가지나 SFC는 23.71 g/s/kN (0.84 lbm/h/lbf) 으로 큰 값을 가지며, AE3007 엔진의 경우 OPR은 23 정도이며, SFC는 9.35 g/s/kN (0.33 lbm/h/lbf) 로 가장 낮은 값을 보이고 있다. 그 이유는 F404-GE-102D 엔진의 경우 바이패스비는 0.27이며, AE3007 엔진의 경우 4.8 정도로 큰 차이를 보이고 있기 때문으로 판단된다. 대부분의 UAV 추진기관의 OPR 값은 10~30을 가지고 있으며, 기존의 민간항공기 및 군용항공기와 비슷한 성능을 갖고 있음을 확인하였다. UAV 중 가장 높은 OPR을 보이는 추진기관은 B-2의 F118-GE-100 엔진으로 35.1 값을 가지고 있음을 확인하였다. 또한, SFC의 경우 정찰을 목적으로 고고도에서 장기체공의 임무를 수행하는 RQ-4 Global Hawk의 AE3007H 엔진이가장 낮은 9.35 g/s/kN (0.33 lbm/h/lbf) 값을 가지고 있으며, Phantom Ray의 F404-102D 엔진의 경우 가장 높은 23.71 g/s/kN (0.84 lbm/h/lbf) 값을 가지고 있음을 확인하였다. BPR에 따른 SFC는 Fig. 24에 제시되어 있으며, BPR 값이 증가함에 따라 SFC 값이 감소하는 일반적인 경향이 있음을 확인할 수 있다. RQ-4 Global Hawk의 AE3007H 터보팬 엔진의 경우 가장 높은 BPR 값인 4.8과 가장 낮은 SFC 값인 9.35 g/s/kN (0.33 lbm/h/lbf) 값을 보이고 있으며, 이러한 성능은 UAV가 고고도에서 장시간 체공할 수 있는 주요한 엔진 설계변수라고 판단된다. 또한, 고 바이패스비를 갖는 터보팬엔진의 경우 적외선 신호를 감소시키는 장점을 가지고 있다. 바이패스비에 따른 적외선 신호의 특성은 최근 국내 실험연구에서도 확인 된 바 있다[24]. 이와 반대로 Phantom Ray의 F404-GE-102D 터보팬 엔진의 경우 가장 낮은 BPR 값인 0.27과 가장 높은 SFC 값인 23.71 g/s/kN (0.84 lbm/h/lbf) 값을 보이고 있다. 이 엔진의 경우 1960년대 말 개발이 시작된 F404 엔진을 단일엔진을 채택하는 항공기에 적용할 수 있게 개조된 것으로 기존 엔진의 파생형에 따른 성능한계가 있는 것으로 판단된다. 비추력에 따른 SFC는 Fig. 25에 제시되어 있다. 비추력 값이 증가함에 따라 SFC 역시 증가하는 경향을 확인할 수 있다. 가장 낮은 비추력과 SFC 값을 보이는 추진기관은 RQ-4 Global Hawk의 AE3007H 엔진으로 비추력은 0.35 kN·s/kg 의 값을 가지고 있음을 확인하였다. 또한, 가장 큰 비추력을 보이는 추진기관은 Phantom Ray의 F404-GE-102D이며, 0.81 kN·s/kg 의 값을 가지고 있음을 확인하였다. 비추력은 터보팬 엔진에서 터빈입구온도가 증가할수록, 바이패스비가 작을수록 커지는 경향이 있으며[25], 무인기 엔진의 경우도 같은 경향성을 보여주고 있음을 알 수 있다.

Fig. 23 
SFC at Max. Thrust vs Overall Pressure Ratio.

Fig. 24 
SFC at Max. Thrust vs Bypass Ratio.

Fig. 25 
SFC at Max. Thrust vs Specific Thrust.