Study of a Thermal Performance Test Equipment for a Real-scale Heat Exchanger of a Aero Engine = Yun, Wongeun

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

For next-generation propulsion systems, particularly aero-gas turbine engines, the integration of ultra-light and highly efficient heat exchangers is a critical enabling technology for achieving the rigorous environmental targets set by ACARE Flightpath 2050. However, the development of these components is hindered by a lack of experimental facilities capable of replicating the extreme thermodynamic conditions of modern engine cores. This paper presents the design, construction, and validation of a High-Pressure and High-Temperature （HPHT） test facility specifically engineered for aero-engine heat exchanger applications. The facility was configured to simulate the severe conditions downstream of the last-stage compressor in large civil engines, achieving operating parameters of up to 1000 K and 5.5 MPa. These conditions were realized through a hybrid compression system combining three turbo compressors and a reciprocating compressor, augmented by a multi-stage electric heating system. To validate the facility＇s performance, a commissioning test was conducted using a compact tubular heat exchanger. The experimental results demonstrated exceptional stability and accuracy, showing a thermal imbalance of only 1.02% between the high-pressure （HP） and low-pressure （LP） lines—well within the ISO standard uncertainty of ±2.3%. Furthermore, the experimental data showed a high degree of correlation with Computational Fluid Dynamics （CFD） predictions, with an average deviation of approximately 1.4% in the low-pressure outlet temperature. The successful commissioning of this facility bridges the gap between numerical design and experimental validation, providing a critical test bed for maturing heat exchanger technologies to Technology Readiness Level （TRL） 6 for future sustainable aviation.

국문 초록 (Abstract)

1. 연구 배경 및 목적
항공 산업의 지속 가능한 성장을 위해 유럽 항공 연구 자문 위원회（ACARE）는  75%,  90% 감축이라는 도전적인 목표를 제시하였다. 이에 따라 인터쿨러와 회수 기를 적용하여 열효율을 극대화하는 차세대 엔진 사이클（IRA） 기술이 필수적으로 대두 되고 있다. 그러나 기존 시험 설비는 상압이나 저온 조건에 국한되어, 고온·고압 환경 에서 작동하는 열교환기의 성능을 검증하는 데 한계가 있었다. 본 연구는 실제 엔진의 마지막 압축기 후단 조건인 1,000 K, 5.5 MPa 환경에서 열교환기의 성능을 직접 검증 할 수 있는 실물형（Real-scale） 고온·고압（HPHT） 성능 시험 설비를 독자적으로 구축하 고 그 신뢰성을 입증하는 데 목적이 있다.
2. 고온·고압 성능 시험 설비의 설계 및 구축
본 연구에서 구축한 HPHT 시험 설비는 항공 엔진의 인터쿨러 및 회수기 운전 영역 을 포괄할 수 있도록 설계되었다. 설비의 핵심인 공기 공급 시스템은 고압 라인（High Pressure Line）과 저압 라인（Low Pressure Line）으로 구분되어 독립적인 제어가 가능하 도록 구성되었다. 고압 공기 공급 시스템은 3기의 터보 압축기와 1기의 왕복동 압축기 를 조합한 하이브리드 방식을 채택하여 최대 55 bar의 압력과 7.7 kg/s의 유량을 안정 적으로 공급한다. 또한, 고압 용기 내부에 1,500 kW급 전기 가열기를 다단으로 설치하 여 공기를 1,000 K（）까지 급속 가열할 수 있는 능력을 확보하였다. 저압 라인 역시 최대 680 K, 6.0 kg/s의 조건을 구현하여 열교환기의 양방향 유동 조건을 완벽하게 모 사한다.
3. 열교환기 시제품을 이용한 설비 시운전 및 검증 설비의 정밀도를 검증하기 위해 소형 튜블러 열교환기를 이용한 시운전을 수행하였 . 고압（3.0 MPa, 573 K） 및 저압（30 kPa, 326 K） 조건에서 시험한 결과, 열 불균형 （Heat Imbalance）은 1.02%로 나타나 ISO 표준 허용치（±2.3%）를 상회하는 높은 계측 신뢰성을 입증하였다. 또한, 다공성 매질 모델을 적용한 CFD 해석 결과와 실험값을 비 교했을 때, 저압 측 출구 온도의 오차율은 약 1.4%에 불과하여 설비가 이론적 예측과 매우 부합하는 데이터를 생산함을 확인하였다.
4. Cooled Cooling Air Heat Exchanger （CCAHX） 성능 평가 설비 검증을 마친 후, 실제 차세대 엔진에 적용 가능한 실물형（Full-scale） CCAHX 모 델에 대한 성능 평가를 수행하였다. CCAHX는 스테인리스 스틸 소재의 U-튜브 타입으 로 제작되었으며, 고압（52 bar, 994 K）과 저압（1.5 bar, 339 K）의 극한 조건에서 작동하 도록 설계되었다. 총 10개의 케이스에서 열 불균형은 평균 2~3%대로 안정적으로 유지 되었다. 특히 압력 강하 특성 분석에서는 초기 CFD 예측값과 실험값 사이에 -27%의 오차가 발생했으나, 제작 공차에 의한 튜브 내경 축소（Area Effect）와 표면 조도 （Roughness Effect）를 순차적으로 반영한 결과, 오차를 최종적으로 +3% 수준까지 획기 적으로 줄일 수 있었다. 이는 실제 제작 변수가 성능에 미치는 영향을 정량적으로 규 명한 중요한 결과이다.
5. 결론 및 기대 효과
본 연구를 통해 구축된 HPHT 설비는 1,000 K, 5.5 MPa의 극한 조건을 구현하는 세 계적으로 희소한 TRL 6 단계의 실증 인프라이다. 1%대의 낮은 열 불균형과 높은 CFD 예측 정확도를 확보함으로써, 기존 상사 법칙의 한계를 넘어선 직접적인 성능 검증을 가능하게 했다. 연구 과정을 통해 확립된 정밀 계측 기술과 불확도 해석 기법, 그리고 CFD와 실험 간의 상관관계 분석 방법론은 향후 다양한 형태의 항공용 열교환기（PCHE, Micro-channel 등） 개발에 즉각적으로 적용될 수 있다. 결론적으로, 본 연구의 성과는 국내 항공 엔진 부품 산업의 기술 자립도를 높이고, 친환경·고효율 차세대 항공 엔진 개발을 가속화하는 핵심 기반이 될 것으로 기대된다.

목차 (Table of Contents)

• 1. Introduction . 12
• 1.1. Background 12
• 1.1.1. The Imperative for Sustainable Aviation and Refulatory Preesure . 12
• 1.1.2. Advanced Thermodynamic Cycles and Heat Recovery Technologies . 13
• 1.1.3. Evolution of Thermal Management Systems (TMS) 15
• 1.1.4. The Critical Gap in Experimental Infrastructure 19
• 1.1.5. Necessity of Full-Scale Evaluation for System Reliability . 20
• 1.2. Literature reviews 25
• 1.2.1. Environmental Drivers and the Evolution of Aero-Engine Architecture . 25
• 1.2.2. Thermal Management Systems (TMS) in Aerospace . 26
• 1.2.3. Theoretical Fundamentals of Compact Heat Exchangers . 26
• 1.2.4. Advanced Heat Transfer Enhancement Technologies 27
• 1.2.5. Computational Simulation and Model Validation 29
• 1.2.6. Experimental Testing and Uncertainty Analysis . 30
• 1.3. Objectives and contributions . 32
• 2. Design of HPHT Test Facility 36
• 2.1. General arrangement and specification of HPHT performance test facility . 36
• 2.2. Compressor and blower system to supply the compressed air . 40
• 2.3. Electric heating system . 44
• 3. Test result for compact tubular heat exchanger . 46
• 3.1. Test rig and heat exchanger installation 46
• 3.2. Commissioning test results 51
• 3.3. Thermal performance results . 53
• 3.3.1. Instrumentation and Measurement . 53
• 3.3.2. Uncertainty Analysis . 56
• 3.3.3. Test matrix . 57
• 3.3.4. Thermal performance test results . 60
• 3.3.5. Additional test for pressure drop measurement . 62
• 3.3.6. Comparison between test and CFD results 64
• 3.3.7. Root cause analysis for the difference of HP side pressure drop . 72
• 3.3.8. Root cause analysis for the difference of LP side pressure drop . 81
• 4. Conclusions 91
• Reference 93