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Preliminary Design of Hybrid Aircraft Thermal Management System (Tms) Experimental Test Campaign in Cira Icing Wind Tunnel (IWT)

이 논문은 EU 지원 프로젝트인 AMBER의 일환으로, 실제 비행 조건 하에서 최대 0.5 MW의 전력 수준을 갖는 하이브리드 항공기 열관리 시스템의 전규모 실험적 검증을 가능하게 하기 위한 CIRA 빙결 풍동(Icing Wind Tunnel)의 예비 설계 및 진행 중인 업그레이드를 개설합니다.

원저자: Marco Invigorito, Michelangelo Serpico, Umberto Mercurio, Carmine Caputo, Gianpaolo Elia, Roberto Scigliano

게시일 2026-10-16

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CC BY 4.0

원저자: Marco Invigorito, Michelangelo Serpico, Umberto Mercurio, Carmine Caputo, Gianpaolo Elia, Roberto Scigliano

원본 논문은 CC BY 4.0 (https://creativecommons.org/licenses/by/4.0/) 라이선스로 제공됩니다. ✨ 이것은 아래 논문에 대한 AI 생성 설명입니다. 저자가 작성하거나 승인한 것이 아닙니다. 기술적 정확성을 위해서는 원본 논문을 참조하세요. 전체 면책 조항 읽기

하늘 위가 새로운 종류의 여행객들을 위한 붐비는 장소가 되어가고 있습니다. 수십 년 동안 항공 산업은 거대한 금속 관을 공중으로 밀어 올리기 위해 연료를 태우는 방식에 의존해 왔으며, 이 과정에서 이산화탄소와 기타 가스들이 대기 중으로 배출됩니다. 글로벌 기후 목표를 달성하기 위해, 엔지니어들은 이제 전기를 사용하거나 전기와 연료를 혼합하여 구동되는 항공기를 설계하고 있습니다. 이러한 하이브리드 및 전기 항공기는 더 깨끗한 미래를 약속하지만, 그들이 비행하는 공기와는 상관없는 숨겨진 문제를 안고 있습니다. 이 새로운 기계들을 움직이는 배터리, 전기 모터, 그리고 연료 전지는 엄청난 양의 열을 발생시킵니다. 노트북이 너무 뜨거워지면 속도가 느려지는 것처럼, 이 강력한 부품들은 열을 빠르게 방출하지 못하면 고장이 나거나 효율이 떨어질 수 있습니다. 과제는 비행기가 여름철 활주로에 서 있을 때나 고고도의 차가운 공기 속을 상승할 때나 모두 완벽하게 작동하는 냉각 시스템을 구축하는 것입니다. 시스템이 너무 작으면 엔진이 과열되고, 너무 크면 추가적인 무게와 공기 저항이 비행기의 항속 거리를 망치게 됩니다.

이탈리아 항공우주 연구 센터(CIRA)로 알려진 연구진은 새로운 종류의 실험실 테스트를 구축함으로써 이 퍼즐을 해결하고자 노력하고 있습니다. 원래 비행기 날개에 얼음이 어떻게 형성되는지를 연구하기 위해 설계된 거대 시설인 아이싱 윈드 터널(Icing Wind Tunnel)을 미래형 전기 항공기의 열 관리 시스템을 테스트하기 위한 용도로 업그레이드하고 있는 것입니다. 마르코 인비지리토(Marco Invigorito)와 동료들이 이끄는 팀은 컴퓨터 모델만으로는 충분하지 않다는 것을 깨달았습니다. 시뮬레이션은 냉각 시스템이 어떻게 작동할지 예측할 수는 있지만, 실제 비행기 주변의 공기 흐름이라는 복잡한 현실을 놓치는 경우가 많습니다. 이를 해결하기 위해, 그들은 먼저 열교환기(뜨거운 액체에서 차가운 외부 공기로 열을 이동시키는 장치)에 대한 상세한 컴퓨터 시뮬레이션을 실행했습니다. 그들은 지역 항공기의 비행 경로를 모델링하여 지상에서부터 고도 5,500미터까지의 시스템 성능을 추적했습니다. 이 시뮬레이션 결과는 현재 이러한 시스템들이 설계된 방식에 있어 놀랍고도 위험한 결함을 드러냈습니다.

연구진이 데이터를 검토했을 때, 지상에서 안전하게 작동하도록 설계된 냉격 시스템이 이륙 후에는 위험할 정도로 과도한 성능을 낸다는 것을 발견했습니다. 항공기가 상승함에 따라 외부 공기는 더 차갑고 희박해집니다. 시뮬레이션에서 지상에서 300킬로와트의 열을 처리하도록 설계된 시스템은 고고도에 도달하자 갑자기 900킬로와트 이상의 열을 방출할 수 있는 능력을 갖추게 되었습니다. 이 엄청난 냉각 능력의 증가는 겉보기에는 좋아 보일 수 있지만, 새로운 문제를 야기했습니다. 기내의 연료 전지는 좁은 온도 범위 내에서 가장 잘 작동합니다. 만약 냉각 시스템이 고고도에서 너무 효율적으로 변하면, 연료 전지의 액체 온도를 안전 작동 범위를 훨씬 밑도는 섭씨 50.8도로 떨어뜨릴 수 있습니다. 연료 전지에 발생하는 이 '저체온증'은 효율을 떨어뜨리거나 작동을 완전히 멈추게 할 수 있습니다. 이를 방]& 예방하기 위해 엔지니어들은 냉각을 조절하기 위한 복잡한 밸브와 제어 장치를 추가해야 하는데, 이는 무게를 늘리고 고장 지점을 더 많이 만듭니다. 반대로, 열교환기를 고고도 조건에 맞춰 설계한다면 이륙 시에는 너무 크고 무거워져 불필요한 항력을 발생시키고 연료를 낭비하게 될 것입니다.

이 문제를 정확히 어떻게 해결할지 이해하기 위해, 연구팀은 윈드 터널을 풀스케일 냉각 시스템을 위한 시험장으로 변모시키고 있습니다. 마하 0.7의 비행 속도와 영하 40도의 온도까지 구현할 수 있는 이 시설에는 새로운 열 발생 시스템이 장착되고 있습니다. 이 시스템은 실제 전기 모터나 배터리의 열 출력을 모사하여 최대 분당 1,200리터의 속도로 가열된 액체를 테스트 대상에 펌프질할 수 있습니다. 팬을 사용하여 라디에이터 위로 공기를 불어넣는 일반적인 테스트 벤치와 달리, 이 윈드 터널은 실제 비행기처럼 움직이는 공기의 자연스러운 압력을 이용해 냉각 시스템 내부로 공기를 밀어 넣습니다. 이를 통해 연구진은 시스템이 얼마나 잘 냉각하는지뿐만 아니라, 그것이 만들어내는 공기역학적 항력과 비행 중 표면에 얼음이 어떻게 형성되는지도 측정할 수 있습니다.

업그레이드된 터널을 통해 연구팀은 지역 항공기의 특정 비행 프로파일에 맞춘 테스트를 수행할 수 있게 됩니다. 즉, 지상 조건에서 고고도 상승에 이르기까지 모든 온도 변화와 압력 변화를 모니터링하며 테스트할 수 있습니다. 그들은 비행기가 직선 비행을 할 때뿐만 아니라, 선회하거나 옆으로 미끄러지는(slip) 상황에서도 시스템이 어떻게 작동하는지 테스트할 계획인데, 이는 컴퓨터 모델이 정확하게 예측하기 어려운 조건들입니다. 이러한 물리적 테스트를 이전의 시뮬레이션과 결합함으로써, 연구진은 이러한 냉각 시스템의 크기를 결정하는 신뢰할 수 있는 방법을 만들고자 합니다. 목표는 이륙 시에는 충분히 가볍고, 고고도 비행 시에는 충분히 강력하며, 안전할 만큼 단순한 설계를 찾아내는 것입니다. 이 작업은 제로 에미션(zero-emission) 항공의 미래에 필요한 기술을 검증하고자 하는 유럽 연합의 지원을 받는 AMBER 프로젝트의 일환입니다. 이 연구 결과는 차세대 항공기가 하늘에서 과열되거나 얼어붙는 위험 없이 승객을 안전하고 효율적으로 운송할 수 있도록 도울 것입니다.

기술 요약: CIRA 아이싱 풍동(IWT)에서의 하이브리드 항공기 열관리 시스템(TMS) 실험 캠페인 예비 설계

문제 정의
EU 그린 딜(EU Green Deal) 및 파리 협정과 같은 기후 목표에 따른 항공 분야의 하이브리드 전기 및 전전기(all-electric) 추진 체계로의 전환은 중대한 열관리 과제를 야기한다. 배터리, 전기 모터, 연료 전지, 전력 전자 장치와 같은 고출력 부품들은 안전과 신뢰성을 보장하기 위해 반드시 효율적으로 방산되어야 하는 상당한 열을 발생시킨다. 하이브리드 항공기에서는 기존 시스템과 전기 시스템이 공존함에 따라 복잡하고 변동성이 큰 열 부하가 발생한다. 수치 시뮬레이션이 설계를 돕기는 하지만, 열관리 시스템(TMS)의 성능을 정확하게 평가하기 위해서는 대표적인 비행 조건 하에서의 실험적 검증이 필요하다. 특히 외부 공력, 설치 효과, 내부 열 교환 사이의 상호작용을 검증하는 데 있어 표준 실험실 벤치는 실제 비행 조건을 재현하지 못한다는 결정적인 격차가 존재한다.

방법론
본 연구는 연료 전지 냉각을 목적으로 하는 명목 용량 300 kW급 액체-공기형 컴팩트 열교환기(HEX)를 특성화하기 위해 하이브리드 해석-실험 접근 방식을 채택한다.

수치적 베이스라인 특성화: 제조사 데이터시트를 사용하여 HEX의 "디지털 트윈"을 구축하였다. 전역 참조 투과율( $UA_{ref}$ )은 대수 평균 온도차(LMTD)법을 사용하여 추출되었으며, 특정 단일 통과 교차 흐름(single-pass cross-flow) 기하학적 구조를 고려하여 보정 계수 $F=0.97$ 을 적용하였다. 이 모델은 유효도-전달 단위수( $\varepsilon$ -NTU)법을 통해 교차 검증되었으며, 결과적으로 $UA_{ref}$ 가 11.9 kW/K임을 확인하였다.
미션 프로파일 통합: 지역 노선 비행 프로파일을 통합하여 세 가지 뚜렷한 미션 지점(지상 베이스라인 35 m/s, 2,000 m 고도의 상승 전환 70 m/s, 5,500 m 고도의 최고 상승 92 m/s)을 평가하였다. 항공기 자유류 속도와 HEX 코어를 통과하는 실제 공기 속도 사이의 관계를 설정하기 위해 공력 결합(aerodynamic coupling)을 구축하였으며, 이때 설치 효과와 덕트 저항을 고려하였다.
공력-열적 스케일링(Aerothermal Scaling): 고도에서의 성능을 예측하기 위해 콜번 인자( $j$ )와 레이놀즈 수에 기반한 경험적 재스케일링 방법론을 적용하였다. 해당 모델은 공기 측 저항에 비해 내부 대류 저항 및 벽면 전도가 무시할 수 있는 수준이라고 가정하였으며, 이에 따라 스케일링 법칙을 $UA \propto \dot{m}^{(1-m)}$ 으로 단순화하였다.
실험 프레임워크: 본 연구는 CIRA 아이싱 풍동(IWT)에서의 실험 캠페인을 제안한다. 해당 시설은 고도, 온도 및 질량 유량을 포함한 실제 비행 조건을 모사할 수 있도록 업그레이드되고 있다. 업그레이드에는 최대 1200 l/min의 최대 질량 유량으로 최대 500 kW의 열 출력을 전달할 수 있는 워터-글리콜(water-glycol) 유체 루프를 갖춘 전용 열 발생 시스템이 포함된다. 실험 설정은 보조 팬을 사용하는 대신 수동 흐름 유도(램-에어 효과)를 활용하기 위해, HEX를 비행 대표성을 갖는 나셀 형태의 덕트 내에 통합하는 것을 목표로 한다.

주요 결과
미션 프로파일에 대한 수치적 평가 결과, 고고도에서 공기 밀도가 낮아짐에도 불구하고 냉각제와 주변 공기 사이의 거대한 온도 차이가 열 방출 능력을 크게 증가시킨다는 역설적인 현상이 발견되었다.

지상 베이스라인: 최대 열 방산량 300 kW.
최고 상승 (5,500 m): 최대 열 방산 능력이 932 kW에 도달하며, 이는 지상 베이스라인 대비 210% 증가한 수치이다.
운용 리스크: 이러한 과냉각 능력은 60~90°C의 좁은 작동 범위를 가진 양성자 교환막 연료 전지(PEMFC)에 위험을 초래할 수 있다. 해석 결과, 최고 상승 시 냉각제 출구 온도가 50.8°C로 예측되었으며, 이는 전기화학적 퀀칭(quenching)을 유발할 가능성이 있다.
시스템적 함의: 과냉각을 완화하기 위해서는 질량을 증가시키고 고장 지점을 늘리는 복잡한 제어 아키텍처(예: 능동 바이패스 밸브)가 필요하다. 반대로, 지상 조건에만 맞춰 HEX 크기를 결정할 경우 순항 중 불필요한 냉각 항력(cooling drag)과 "데드 웨이트(dead weight)"가 발생한다.

시설 업그레이드 및 역량
CIRA IWT는 TMS 검증을 지원하기 위해 다음과 같은 역량을 갖추도록 업그레이드되고 있다:

열 발생: 최대 120°C(피크 130°C)의 최대 연속 작동 온도, 10 bar 압력, 1200 l/min 유량으로 최대 500 kW를 전달하는 시스템.
제어 정밀도: 온도 제어 ±1°C 이내, 유량 제어 ±2% 이내, 압력 제어 ±0.2 bar 이내.
테스트 시나리오: 업그레이드된 시설은 다음 세 가지 보완적인 테스트 유형을 가능하게 한다:
1. TMS 성능: 미션 프로파일(고도 0~7,000 m, 온도 -40°C ~ +40°C)에 따른 열 전달 효율 및 압력 강하 평가.
2. 아이싱 통합: 열교환기에 발생하는 착빙 현상 및 TMS의 뜨거운 유체를 이용한 방빙(anti-icing) 가능성 평가.
3. 공력 평가: 냉각 항력 및 공력-열-추력 성능(메러디스 효과, Meredith effect) 측정.

의의 및 주장
본 논문은 업그레이드된 CIRA IWT가 실제 하이브리드 항공기 운용 조건에서 열관리 시스템을 테스트할 수 있는 독보적인 역량을 제공할 것이라고 주장한다. 이 시설은 이상적인 매크로 모델과 실제 공력-열적 거동 사이의 간극을 메움으로써, 냉각 항력을 분리하고 오프-디자인(off-design) 조건(예: 요잉 및 슬립)에서의 성능을 평가할 수 있게 한다. 저자들은 이러한 실험적 검증이 미래의 제로 에미션 추진 체계의 크기 산정 및 견고하고 반복 가능한 테스트 방법론 개발에 필수적이라고 결론짓는다. 본 연구는 Clean Aviation Joint Undertaking의 지원을 받는 AMBER 프로젝트(Grant Agreement n° 101102020)를 지원한다.

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