One of the most crucial components of the environmental control system (ECS) is the air cycle turbo-refrigerator, which is more favorable in many aspects than the vapor cycle; it is simpler, lighter, more reliable, easier to maintain, and more environmentally friendly. A specific turbo-refrigerator that employs ram air for cooling can operate using a separate energy source from the aircraft. This study develops a ram air-cooled turbo-refrigerator that consists of only a few components, i.e. a radial turbine, a centrifugal compressor, and air foil bearings. As this simple system drives the reverse Brayton cycle with the ram air, it acts as a refrigerator that relieves the heat load. The turbo-refrigerator for aircraft operates under wide ranges of altitudes and speeds, which can be repre-sented by combinations of inlet pressure and temperature conditions. Although the ram air and exhaust condi-tions are usually simulated in high altitude test facilities, they are very costly and not suitable for prototype de-velopment, which often demands requirement and specification changes. This study proposes a new test ap-proach for a ram air-cooled turbo-refrigeration system. The flight performance of the air cycle turbo-refrigerator is indirectly verified through ground tests under various flight conditions, and the actual altitude performance is predicted through dimensional analysis and similarity based on the ground test results. In addition, correction of the Reynolds number is also considered for adequate prediction of performance. The test rig consists of the air supply, heater, flow meter, as well as the turbo-refrigerator and heat exchanger. The air supply is a turbo com-pressor that delivers an air flow of 0.5 kg/s at 200 kPa gauge, which is sufficient to simulate the ram air and available expansion ratio of the target air cycle turbo-refrigeration system. The heater can control the capacity up to 15 kW and covers the full range of the non-dimensional heat load. The inlet pressure and air flow, which determine the rotational speed of the turbo-refrigerator, are controlled by the discharge valve of the air supply. Once the air passes through the turbine, it sequentially passes through the cold side of the heat exchanger and the compressor, and then leaves the system. The test section, which includes the turbo-refrigerator and heat ex-changer, is completely insulated. The average values of three steady state measurements of temperature and pressure are collected at the inlet and output of each component. The proposed system is designed to deliver a cooling capacity over 2 kW through the heat exchanger at a Mach number of 0.8 and altitude up to 10 km. At a high altitude, the turbine efficiency drops by approximately 5% from that of the ground condition, indicating that the turbine output temperature increases by 2℃. The turbine efficiency drop leads to a decrease in the overall cooling capacity by 1.6 - 3.0% along the altitudes, yet sufficient to satisfy the requirements, overall cooling capacity. As a result of current study, the proposed air cycle turbo-refrigeration system yields sufficient cooling capacity to comply with the requirements for the primary mission flight envelope under the hot day condition, despite slight performance degradation at high altitudes. Therefore, the altitude performance can be predicted using similarity based on ground tests and correction of the Reynolds number. Conclusively, it is considered that the proposed method is an effective approach to evaluate high altitude performance of the air cycle refrigeration system without the use of costly test facilities. The test results can be verified through flight tests or high altitude test facilities.
공기 사이클 터보 냉각기는 환경 제어 시스템의 핵심 부품으로서 증기 사이클에 비해 단순성, 중량, 신뢰성, 유지보수 및 환경 친화성 등의 측면에서 여러 장점을 가지고 있다. 특히, 램 공기를 냉각 매체로 이용하는 터보 냉각기의 경우 항공기와 별개의 에너지원으로 운용 가능한 것이 특징이다. 개발 대상인 램 공기를 이용한 터보 냉각기는 반경 터빈, 원심 압축기 및 공기 포일 베어링으로 구성되어 매우 단순한 시스템이 되며, 램 공기를 공급받아서 역 브레이튼 사이클로 작동하여 주어진 열 부하를 해소하는 냉동기의 역할을 하게 된다. 터보 냉각기의 작동 환경은 넓은 범위의 고도와 속도 조건에 놓여있는데, 이러한 고도와 속도 조건은 다양한 입구 압력과 온도 조건으로 모사할 수 있으며 고 고도 시험 설비는 터보 냉각기의 램 공기와 배기 조건을 모사하기 위해 사용된다. 그러나 이러한 시험 설비는 매우 고가이며 요구 조건과 사양이 종종 수정될 수 있는 시제품 개발 시험에 적용하는 것은 일반적으로 쉽지 않다. 본 논문에서는 램 공기로 구동하는 공기 사이클 터보 냉각 시스템을 소개하며, 이에 대한 새로운 시험평가 방법을 구축하고 검증하였다. 공기 사이클 터보 냉각기의 성능은 지상 시험설비를 이용해서 간접적 방법에 의해 다양한 비행 조건에서 실험적으로 평가하였으며, 실제 고도 성능은 지상 시험 데이터에 기초하여 차원 해석과 상사에 의해 추정하는 방법을 이용하였으며, 레이놀즈 수의 보정을 통해 고 고도에서의 성능을 예측하였다. 시험설비는 시험 대상인 터보 냉각기와 열 교환기 이외에 공기공급장치, 가열기 및 유량계 등으로 구성하였다. 터보 냉각기의 램 공기 및 가용 팽창비를 모사하기 위해 200 kPa gauge의 압력에서 0.5 kg/s 유량을 제공하는 터보 압축기를 공기공급장치로 이용하였고, 무차원 열 부하를 모사하기 위해 최대 15 kW까지 용량을 조절할 수 있는 가열기가 사용되었다. 공기공급장치의 토출 밸브를 조절하여 터보 냉각기의 회전속도를 결정하는 입구 압력과 유량을 조절하게 되고 터빈을 지난 공기는 열 교환기의 저온 측을 거쳐서 압축기를 통해 외부로 배기된다. 터보 냉각기와 열 교환기를 포함하는 시험부는 완전히 단열하였다. 각 컴포넌트의 입구와 출구에서는 3개씩의 온도와 압력을 측정하여 평균하였으며 정상 상태의 데이터를 수집하였다. 이 시스템은 마하 수 0.3 - 0.8, 고도 0 ？ 10 km의 비행 조건에서 열 교환기를 통해 2 kW의 냉각 용량을 공급하도록 설계되었다. 높은 고도에서는 터빈의 효율이 지상시험 결과와 비교하여 약 5% 정도 감소하게 되고, 이로 인해 냉각 온도가 약 2℃ 정도 증가하는 것으로 나타났으며, 이에 따라 전체 냉각 용량의 감소 수준은 약 1.6% ~ 3.0% 정도로 다소 줄어들게 들게 되지만 여전히 적절한 냉각 성능을 제공한다. 연구 결과로부터 개발 대상 공기 사이클 터보 냉각 시스템은 고 고도에서 냉각 성능이 다소 줄어들게 되지만 적절한 냉각 성능을 제공하며 주요 임무 비행 영역에서 요구 성능을 만족한다. . 그러므로 지상 시험에 기초한 상사 방법과 레이놀즈 수의 보정을 통해 고도 성능의 예측이 가능하며 본 연구에서 제시된 실험 방법은 고가의 고도 시험 설비에 의존하지 않고도 공기 사이클 냉각 시스템의 고 고도 성능을 평가하는 효과적인 방법이라고 할 수 있다. 또한 이러한 시험 결과는 관련 측정 장비를 탑재한 비행시험 혹은 고 고도 시험설비를 이용해 검증될 수 있다.
