Instructor-pang

Introduction

터보프로펠러 비행기는 이와 유사한 크기 및 무게의 다른 비행기들처럼 비행 및 조종된다. 왜냐하면 공기역학이 동일하기 때문이다. 터보프로펠러 비행기와 그 외 피스톤 비행기의 주요 차이점은 가스 터빈 엔진 고유의 powerplant, 그리고 연관 시스템의 취급에서 확인된다. 터보프로펠러 비행기는 constant speed propeller, full feathering propeller, 그리고 reversing propeller를 장비할 수 있다는 장점을 가진다.

Gas Turbine Engine

피스톤(왕복) 엔진과 가스 터빈 엔진은 모두 내연 기관이다. 이들은 유사한 작동 주기를 가지고 있다(흡입, 압축, 연소, 폭발, 배기). 피스톤 엔진에서는 이러한 각 단계들이 각 실린더에서 개별적으로 발생한다. 피스톤 엔진에서는 각 실린더의 각 주기에서 점화가 발생한다. 그러나 가스 터빈 엔진에서는 이러한 폭발 행정이 동시에, 그리고 연속적으로 발생한다. 시동 도중 점화가 발생하며 이후에도 계속된다. 기본적인 가스 터빈 엔진은 네 가지 섹션으로 구성된다: intake, compression, combustion, 그리고 exhaust. [그림 15-1]

 

가스 터빈 엔진을 시동하기 위해 compressor가 electric starter에 의해 회전한다. compressor의 rpm이 증가하면 inlet을 통해 흐르는 공기가 고압으로 압축된다. 이는 combustion chambers로 전달되어 연소된다. 가스 터빈 엔진에서 연소를 위해 모든 압축 공기가 사용되는 것은 아니다. 압축 공기 중 일부는 내부 냉각을 제공하기 위해 엔진 내의 burner section을 우회한다. combustion chamber의 연료/공기 혼합물은 연속적인 연소 과정에서 연소된다. 이는 매우 높은 온도(일반적으로 화씨 4,000도 정도)의 온도를 생성한다. 이러한 뜨거운 공기가 bypass air와 섞이면 온도가 화씨 1,600 ~ 2,400도로 떨어진다. 이 혼합된 공기는 turbine blades를 통과하여 turbine을 회전시킨다. turbine은 direct shaft, concentric shaft, 혹은 이 둘을 모두 사용하여 compressor를 구동한다. turbine을 구동한 후 연소 가스와 bypass air는 exhaust를 통해 배출된다. 연소실의 뜨거운 가스가 turbine을 통한 엔진 작동을 유지하기에 충분한 출력을 공급하면 starter가 차단되고 starting sequence가 종료된다. 연료 공급을 차단함으로써 엔진을 끄기 전까지는 연소가 계속된다.

NOTE: 압축은 열과 압력을 발생시킨다. 따라서 일부 pneumatic aircraft systems는 엔진 compressor의 고온 압축 공기(bleed air)를 활용한다. 이러한 고온 압축 공기의 내부 압력과 온도를 조절한 후 엔진 anti-ice, 에어포일 anti-ice, 항공기 여압, 그리고 그 외 기타 보조 시스템에 사용한다.

Turboprop Engines

터보제트 엔진은 최대 속도, 그리고 고도 성능에 대해 왕복 엔진을 능가한다. 허나 터보제트 엔진은 전반적인 성능에 비해 이륙 및 초기 상승 성능이 제한적이다. 이륙 및 초기 상승 성능에 대해 constant speed propeller를 갖춘 왕복 엔진은 최대 추력을 생성한다. 터보제트 엔진은 고속, 그리고 고고도에서 가장 효율적이다. 반면 프로펠러는 저속, 그리고 중속(400mph 미만)에서 가장 효율적이다. 프로펠러는 또한 이륙 및 상승 성능을 향상시킨다. 터보제트 엔진과 프로펠러 왕복 엔진의 좋은 특성을 결합하기 위해 터보프로펠러 엔진의 개발이 이루어졌다.

터보프로펠러 엔진은 다른 유형의 엔진에 비해 몇 가지 이점을 제공한다:

1. 가벼운 무게

2. 기계적으로 신뢰할 수 있음(이는 움직이는 부품이 상대적으로 적기 때문)

3. 작동의 단순함

4. 최소의 진동

5. 단위 무게 당 출력이 높음

6. 이착륙을 위해 프로펠러 사용

터보프로펠러 엔진은 250 ~ 400 mph의 속도에서, 그리고 18,000 ~ 30,000ft의 고도에서 가장 효율적이다. 터보프로펠러 엔진은 저속(이착륙)에서도 우수한 성능을 발휘하며 연료 효율적이다. 터보프로펠러 엔진의 최소 비 연료 소모율은 일반적으로 25,000ft에서 대류권계면 사이의 고도에서 사용할 수 있다.

피스톤 엔진의 출력은 마력으로 측정된다. 이는 주로 rpm과 manifold pressure에 의해 결정된다. 그러나 터보프롭 엔진의 출력은 축마력(shp – shaft horsepower)로 측정된다. shaft horsepower는 rpm, 그리고 프로펠러축에 가해지는 토크(twisting moment)에 의해 결정된다. 터보프로펠러 엔진은 가스 터빈 엔진이기 때문에 일부 추력이 제트 배기가스에 의해 생성된다. 이러한 추력은 축마력에 추가되어 총 엔진 출력, 혹은 eshp(equivalent shaft horsepower)를 결정한다. 제트 추력은 일반적으로 총 엔진 출력의 10% 미만을 차지한다.

터보프로펠러 엔진은 터보제트 엔진보다 더 복잡하고 무겁다. 허나 아음속에서는 더 많은 추력을 제공한다. 그러나 속도가 증가함에 따라 장점이 감소한다. 정상 순항 속도 범위에서 터보프로펠러의 추진 효율(출력을 입력으로 나눈 값)은 속도가 증가함에 따라 감소한다.

일반적인 터보프로펠러 엔진의 프로펠러는 전체 추력의 약 90%를 차지한다(단, 표준 대기에서 해수면 조건일 때). 터보프로펠러 엔진의 훌륭한 이륙 및 상승 성능은 프로펠러가 많은 공기를 가속하는 동안 비행기가 상대적으로 낮은 속도로 이동하는 능력으로 인해 발생한다. 그러나 “turboprop”을 “turbo supercharged”, 혹은 유사한 용어와 혼동해서는 안 된다. 모든 터빈 엔진의 maximum available power는 고도 증가에 따라 직접적으로 감소한다는 점에서 자연 흡기 왕복 엔진과 유사하다.

비행기가 높은 고도로 올라갈수록 출력은 감소한다. 허나 비 연료 소모율(시간 당 마력에 소모되는 연료로 표현됨)의 측면에서는 엔진 효율이 증가한다. 높은 고도에서의 비 연료 소모율 감소, 그리고 진대기속도 증가는 터보프로펠러 엔진의 확실한 장점이다.

모든 터빈 엔진은 온도, 회전 속도, 그리고 토크(터보프로펠러의 경우)에 대한 한계 내에서 작동되어야 한다. 장치에 따라 출력 설정을 위한 주요 매개변수가 온도, 토크, 연료 흐름, 혹은 rpm(propeller rpm이거나, compressor rpm이거나, 혹은 둘 다)일 수 있다. 추운 날씨에서는 온도 한계는 초과되지 않는 반면 토크 한계가 초과될 수 있다. 더운 날씨에서는 토크 한계가 초과되지 않는 반면 온도 한계가 초과될 수 있다. 일반적으로 조종사가 throttle을 full forward position으로 움직이기 전에 이러한 운영 한계들 중 하나에 도달한다. 조종사는 터빈 엔진의 한계를 알고 이를 준수해야 한다. 과열, 혹은 over torque가 몇 초 이상 지속될 경우 내부 엔진 구성 요소가 손상될 수 있다.

Turboprop Engine Types

Fixed-Shaft

터보프로펠러 엔진의 한 유형은 fixed-shaft constant-speed type이다(예를 들어 Garrett TPE331). [그림 15-2] 이러한 유형의 엔진에서는 외부 공기가 inlet을 통해 compressor로 들어온다. two-stage compressor의 가속/확산 과정은 공기의 압력을 증가시킨 다음 연소실로 향하게 만든다. 연소실은 combustion chamber, transition liner, 그리고 turbine plenum으로 구성된다. 연소실의 공기에 연료가 추가된다. 또한 공기는 연소실의 냉각/단열을 제공하기 위해 연소실 주위를 둘러싼다.

가스 혼합물은 점화 플러그에 의해 점화된다. 그리고 팽창 연소 가스는 turbine으로 흐른다. 뜨거운 고속의 가스는 turbine rotors에 의해 main shaft의 토크로 변환된다. reduction gear는 main shaft의 high rpm/low torque를 low rpm/high torque로 변환하여 프로펠러와 부속품들을 구동한다. 사용된 가스는 turbine을 떠난 후 exhaust pipe에 의해 대기 중으로 향한다.

 

엔진을 통과하는 대부분의 공기는 내부 냉각을 제공한다. 엔진을 통과하는 공기의 약 10%만이 실제 연소 과정에서 사용된다. 난방, 냉각, 객실 여압, 그리고 공압 시스템을 위해 압축 공기의 약 20%가 사용될 수 있다. 엔진 출력의 절반 이상은 compressor를 구동하는데 사용된다. 엔진 고장 시 windmilling engine에 매우 높은 항력을 만들어낼 수 있는 것은 compressor이다.

 

fixed-shaft constant-speed engine에서 엔진 rpm은 96 ~ 100%의 범위 내에서 변경될 수 있다. 지상 운영 도중에는 rpm이 70%까지 감소할 수 있다. 비행 도중 엔진은 프로펠러의 governing section에 의해 constant speed로 작동한다. 출력의 변화는 연료 흐름을 증가시킴으로써, 그리고 프로펠러 블레이드 각도를 증가시킴으로써 만들어진다. 연료 흐름이 증가하면 온도가 증가하고 이에 따라 turbine이 사용 가능한 에너지가 증가한다. 터빈은 더 많은 에너지를 흡수한 다음 이를 토크의 형태로 프로펠러에 전달한다. 토크가 증가하면 프로펠러 블레이드 각도가 증가하여 constant speed가 유지된다. turbine의 온도는 출력 생산에서 고려해야 할 매우 중요한 요소이다. 이는 연료 흐름과 직접적으로 관련되어 있다. 즉, 출력 생산과 관련이 있다. 허나 연소실, 그리고 turbine의 내구성과 강도 때문에 한계가 필요하다. 제어 시스템은 특정한 온도를 생성하기 위해, 그리고 연소실/turbine의 온도 한계가 초과되지 않도록 온도를 제한하기 위해 연료 흐름 계획을 세운다. 엔진은 항상 100% rpm에서 작동하도록 설계되었다. 모든 구성 요소들은(예를 들어 compressor와 turbine) rpm 설계 지점에서, 혹은 그 근처에서 작동할 때 가장 효율적이다.

 

powerplant(엔진과 프로펠러)의 제어는 각 엔진의 power lever와 condition lever를 통해 이루어진다. [그림 15-3] 피스톤 엔진 비행기의 mixture control 및/혹은 rpm lever는 없다.

fixed-shaft constant-speed turboprop engine에서는 추력을 증감하기 위해 power lever를 전진시키거나, 혹은 후퇴시킨다. 또한 power lever는 reverse thrust를 제공하기 위해서도 사용된다. condition lever는 엔진 rpm을 설정한다.

 

fixed-shaft turboprop engine의 powerplant 계기는 일반적으로 다음과 같은 기본적인 것들로 구성된다. [그림 15-4]

 

1. Torque or horsepower

2. Interturbine temperature(ITT)

3. Fuel flow

4. RPM

 

turbine에서 발생하는 토크는 torque sensor에 의해 측정된다. 그런 다음 토크는 계기 패널의 horsepower gauge에 표시된다(마력 x 100으로 눈금 됨). ITT는 turbine의 first stage와 second stage 사이의 연소 가스 온도를 측정한 것이다. 계기는 섭씨온도로 눈금 된다. 프로펠러 rpm은 tachometer에 표시된다(최대 rpm의 퍼센트로 눈금 됨). 일반적으로 계기의 vernier indicator가 1% 단위로 rpm을 나타낸다. fuel flow indicator는 연료가 흐르는 비율을 시간당 파운드 단위로 나타낸다.

fixed-shaft constant-speed turboprop engine에서 propeller feathering은 condition lever를 통해 수행된다. 그러나 이러한 엔진에서의 엔진 고장은 심각한 항력 상황을 발생시킨다. 이는 compressor의 높은 출력 필요조건 때문이다. 고장을 즉시 인지한 다음 프로펠러를 feather 하지 못할 경우 심각한 비행기 제어 문제가 초래될 수 있다. 이러한 이유 때문에 fixed-shaft turboprop engine은 NTS(negative torque sensing)를 장비한다.

NTS는 프로펠러 토크가 엔진을 구동하는 상황에서 항력을 감소시키기 위해 프로펠러를 자동으로 high pitch로 이동하는 것이다. negative torque sensing system의 기능은 windmilling 도중 엔진이 프로펠러로부터 뽑아낼 수 있는 토크를 제한하는 것이다. 이를 통해 높은 항력을 방지할 수 있다. 비행 도중 엔진이 갑자기 출력을 상실할 경우 NTS system은 프로펠러 블레이드가 feathered position을 향해 자동으로 움직이게 만든다. NTS system은 갑작스러운 엔진 고장 상황을 위한 백업 시스템이다. 이는 condition lever에 의해 제어되는 feathering device를 대체하지 않는다.

Split-Shaft/Free Turbine Engine

free turbine engine의 경우(예를 들어 Pratt & Whitney PT-6 engine) 프로펠러는 reduction gearing을 통해 별도의 turbine으로 구동된다. 프로펠러는 동일한 축에 놓이지 않는다. [그림 15-5] split-shaft engine의 경우 fixed-shaft engine과는 달리 지상, 혹은 비행 도중 엔진이 작동중인 상태에서 propeller feather를 수행할 수 있다. free-power turbine 설계를 통해 조종사는 기본적인 엔진 rpm과 상관없이 propeller governing rpm을 선택할 수 있다.

 

일반적인 free power-turbine engine에는 독립된 두 개의 counter-rotating turbines가 있다. 하나의 turbine은 compressor를 구동한다. 반면 다른 하나는 reduction gearbox를 통해 프로펠러를 구동한다. 기본적인 엔진의 compressor는 three axial compressor stages와 single centrifugal compressor stage로 구성된다. axial/centrifugal stages는 동일한 축에 조립되며 하나의 장치로 작동한다.

 

흡입 공기는 엔진 후면 근처의 circular plenum을 통해 엔진으로 들어온다. 그리고 연속적인 compressor stages를 통해 흐른다. 이 흐름은 radial diffusers를 통해 centrifugal compressor stage에서 바깥쪽으로 유도된 후 연소실로 들어간다. 연소실에서 흐름의 방향이 역전된다. 연소에 의해 생성된 가스는 다시 한 번 역전되어 각 turbine stage를 거쳐 앞으로 향한다. 가스는 turbine을 통과한 후 주위의 exhaust scroll에 모인다. 그리고 엔진 전면 근처에 놓인 두 개의 exhaust ports를 통해 대기로 배출된다.

 

pneumatic fuel control system은 gas generator power lever에서 설정한 출력을 유지하기 위해 연료 흐름 계획을 세운다. governing range 이내의 propeller speed는 propeller governor의 작용을 통해 propeller control lever position으로 일정하게 유지된다(단, beta range 제외).

 

엔진 후면에 있는 accessory drive는 fuel pumps, fuel control, oil pumps, starter/generator, 그리고 tachometer transmitter를 구동하는 전원을 제공한다. 이때 accessory drive의 속도(N1)는 엔진 compressor 쪽의 실제 속도이다(대략 37,500 rpm).

 

powerplant(엔진과 프로펠러)는 각 엔진을 위한 세 개의 controls로 작동한다: power lever, propeller lever, 그리고 condition lever. [그림 15-6] power lever는 idle ~ takeoff power 범위에서 엔진 출력을 제어하는 역할을 한다. power lever를 전진하거나 후퇴하면 gas generator rpm(N1)이 증감한다. 이는 엔진 출력을 증가, 혹은 감소시킨다. propeller lever는 primary governor를 통해 constant-speed propellers를 제어한다. 프로펠러 rpm 범위는 일반적으로 1,500 ~ 1,900이다. condition lever는 엔진으로 향하는 연료 흐름을 제어한다. condition lever는 피스톤 비행기의 mixture lever와 마찬가지로 power quadrant의 맨 오른쪽에 위치한다. 그러나 터보프로펠러 엔진의 condition lever는 사실 연료를 공급하기 위한 on/off valve에 불과하다. 지상 운영을 위한 HIGH IDLE position과 LOW IDLE position이 있긴 하지만 연료를 계량하는 기능은 없다. 터빈 엔진에서는 leaning이 필요하지 않다. 이 기능은 dedicated fuel control unit을 통해 자동으로 수행된다.

split-shaft/free turbine engine은 일반적으로 다음과 같은 기본 계기들로 구성된다. [그림 15-7]

 

1. ITT indicator

2. Torquemeter

3. Propeller tachometer

4. N1(gas generator) tachometer

5. Fuel flow indicator

6. Oil temperature/pressure indicator

ITT indicator는 compressor turbine과 power turbine 사이의 엔진 가스 온도를 제공한다. torquemeter는 power lever의 움직임에 반응하며 프로펠러에 가해지는 토크를 foot-pounds(ft/lb) 단위로 표시한다. free turbine engine에서는 프로펠러가 gas turbine engine의 축에 물리적으로 부착되어있지 않다. 따라서 두 개의 tachometers가 필요하다. 하나는 프로펠러를 위한, 그리고 남은 하나는 gas generator를 위한 것이다. propeller tachometer는 rpm을 직접 지시한다. N1, 혹은 gas generator는 퍼센트 단위의 rpm으로 나타난다. Pratt & Whitney PT-6 engine에서는 100%일 때 37,000 rpm임을 기준으로 한다. maximum continuous gas generator는 38,100 rpm, 혹은 101.5% N1로 제한된다.

 

ITT indicator와 torquemeter는 takeoff power를 설정하는데 사용된다. 상승 및 순항 출력은 ITT 한계를 준수함과 동시에 torquemeter, 그리고 propeller tachometer를 통해 설정된다. Gas generator(N1)의 상황은 gas generator tachometer를 통해 확인된다. 이러한 계기들의 올바른 확인 및 해석을 통해 엔진의 성능과 상태를 알 수 있다.

 

Reverse Thrust and Beta Range Operations

프로펠러가 제공하는 추력은 공기가 날개에 부딪히는 받음각, 그리고 이것이 발생하는 속도의 함수이다. 받음각은 프로펠러의 pitch angle에 따라 달라진다.

forward pitch는 전진 추력을 생산한다. 즉, 높은 비행기 속도에서는 높은 pitch angle이 필요하다. [그림 15-8A] 그림 15-8B에 나타난 소위 “flat pitch”는 프로펠러 회전에 대해 최소 저항을 제공하는, 그리고 비행기를 움직이기 위한 net thrust가 없는 블레이드 위치이다.

 

“feathered” position은 최대 pitch angle이다. [그림 15-8C] feathered position은 전진 추력을 발생시키지 않는다. 일반적으로 비행 도중 엔진 고장이 발생한 경우에만 프로펠러를 feather로 배치한다. 이는 항력을 최소화하기 위해, 그리고 프로펠러가 turbine처럼 사용되는 것을 방지하기 위함이다.

“reverse” pitch position에서 엔진/프로펠러는 normal(forward) pitch position과 동일한 방향으로 회전한다. 허나 프로펠러 블레이드의 각도는 flat pitch의 반대쪽에 위치한다. [그림 15-8D] reverse pitch에서 공기는 비행기로 끌어당겨지지 않고 멀리 밀려난다. reverse pitch는 비행기의 전진 추력이 아닌 제동 작용을 수행한다. 이는 taxi 도중 장애물로부터 물러설 때, taxi speed를 제어할 때, 혹은 landing roll 도중 비행기를 정지시킬 때 도움을 주기 위해 사용된다. reverse pitch는 엔진의 reverse rotation을 의미하지 않는다. 엔진은 프로펠러 블레이드가 flat pitch로부터 어느 쪽에 위치하든 출력을 동일하게 전달한다.

터보프로펠러 엔진에서는 비행 도중 충분한 출력을 얻기 위해 power lever가 flight idle(일부 엔진에는 “high idle”이라 부름)과 maximum 사이에 위치한다. power lever는 fuel control unit에 신호를 보내 연료를 선택하게 만든다. propeller governor는 프로펠러/엔진의 속도를 유지하는데 필요한 propeller pitch를 선택한다. 이를 propeller governing, 혹은 “alpha” mode of operation이라 부른다. 그러나 power lever가 flight idle 뒤에 위치할 경우 power lever가 프로펠러 블레이드 각도를 직접 제어한다. 이를 “beta” range of operation이라 부른다.

 

beta range of operation은 flight idle ~ maximum reverse 사이의 power lever positions로 구성된다. flight idle 이후 power lever를 뒤로 움직임에 따라 프로펠러 블레이드의 pitch angle이 점점 평평해진다. 그런 다음 maximum flat pitch를 넘어 negative pitch로 들어가면 reverse thrust가 발생한다. fixed-shaft/constant-speed engine의 경우 프로펠러 블레이드 각도가 음수에 도달하였을 때 엔진 속도가 크게 변화하지 않는다. split-shaft PT-6 engine에서는 프로펠러가 –5도에 도달하였을 때 power lever를 더 뒤로 움직일 경우 블레이드 각도가 약 –11도, 그리고 N1의 85%에 도달하기 전까지 엔진(N1) rpm이 점진적으로 증가한다.

 

beta range 및/혹은 reverse thrust를 작동하기 위해선 특정 비행기 모델에 따른 기법과 절차가 필요하다. 이 구간 내를 운영하기 위한 특정 엔진 매개변수와 한계를 준수해야 한다. 터보프로펠러 비행기 조종사는 이러한 구간에 대한 지식과 숙련도를 갖추는 것이 필수적이다.

 

Turboprop Airplane Electrical Systems

일반적인 터보프로펠러 비행기의 전기 시스템은 28V의 직류 시스템이다. 이는 하나 이상의 배터리, 그리고 각 엔진을 위한 starter/generator로부터 전력을 공급받는다. 배터리는 납산, 니켈 카드뮴, 혹은 리튬 이온이다. 배터리의 전압이 낮으면 엔진 시동을 위해 compressor를 구동하는 능력이 크게 저하된다. 그리고 hot start로 인한 엔진 손상 가능성이 높아진다. 따라서 엔진 시동 전에 항상 배터리의 상태를 점검해야 한다. 배터리의 유형은 특정 항공기의 장치, 그리고 운영 환경에 따라 작동 특성이 다르다.

터보프로펠러 비행기에서 사용되는 DC generator는 starter motors로도 사용된다. 이를 “starter/generators”라 부른다. starter/generator는 엔진 시동을 위한 기계적 토크를 생산하기 위해 전력을 사용한다. 엔진이 시동된 후에는 엔진의 기계적 토크를 사용하여 전력을 생성한다. DC 출력의 일부는 특정 항전장비, 등화, 그리고 indicator synchronization function을 위해 28V 400Hz AC 출력으로 전환된다. 이는 inverter라 불리는 전기 부품에 의해 이루어진다.

power distribution buses는 시스템 내에 DC 및 AC 출력을 분배한다. 이러한 “buses”는 각각의 전기 회로가 실제로 전원을 공급받는 공통의 접속 단자이다. [그림 15-9]

 

buses는 일반적으로 전력을 공급하는 대상(예를 들어 avionic bus), 혹은 전력을 공급받는 위치(right generator bus, battery bus)로부터 명명된다. DC/AC의 분배는 종종 정상 운영 도중, 그리고 비상 운영 도중 특정 장비에 우선순위를 부여하는 buses로 나뉜다. main buses는 비행기 전자 장비의 대부분에 전력을 제공한다. essential buses는 최우선 순위를 가진 장비에 전력을 공급한다. [그림 15-10]

 

multiengine turboprop airplanes에는 일반적으로 여러 개의 전력원이 있다(엔진 당 최소 1개의 generator, 그리고 비행기 당 최소 1개의 battery). 일반적인 전기 시스템에서 모든 bus는 모든 전원으로부터 충전될 수 있도록 설계된다. 예를 들어 일반적인 시스템에는 left/right engine generator-powered bus가 있다. 이러한 buses는 분리되어 있지만 다른 전원으로부터 충전될 수도 있다. 그러나 누전이 발생한 경우 bus는 분리된 상태로 유지된다. 전기적 고장이 발생한 경우 조종사는 해당 checklist를 참조해야 한다.

power distribution buses는 current limiter라 불리는 퓨즈 덕분에 누전, 그리고 그 외 오작동으로부터 보호된다. 전원으로부터 과도한 전류가 공급될 경우 current limiter가 회로를 개방하여 해당 전원을 차단한다. 그리고 해당 bus를 시스템으로부터 분리한다. 이 경우 조종사는 해당 checklist를 참조해야 한다.

Operational Considerations

터보프로펠러 비행기는 비슷한 크게 및 무게를 가진 피스톤 엔진 비행기와 유사하게 비행한다. 터보프로펠러 비행기가 피스톤 엔진과 다른 것은 엔진, 그리고 비행기 시스템의 운영이다. 엔진 및/혹은 시스템 운영에 대한 조종사 오류는 항공기 손상, 혹은 항공기 제어 상실의 일반적 원인이다. 터보프로펠러 운영에 대해 조종사가 고려해야 하는 엔진 관련 문제는 두 가지이다.

첫 번째 문제는 spilt-shaft/free turbine engine과 관련된 것이다. 조종사가 power lever를 flight idle에서 고출력 설정으로 움직일 때 출력이 몇 초간 지연된다. 피스톤 엔진(혹은 fixed-shaft turboprop)만 비행한 조종사는 이러한 지연 때문에 놀랄 수 있다. 특정 운영(예를 들어 소방 활동, 그리고 농업 활동)은 flight idle 근처에서 작동하는 동안 지상 근처를 기동해야 한다. 부드러운 출력 적용은 여전히 중요하다. 허나 조종사는 피스톤 엔진의 throttle 움직임에 비해 power lever를 더 크게 움직여야 한다는 것을 알아야 한다. 조종사는 지연을 이해해야 하며 출력 변화를 미리 예상해야 한다. 또한 엔진 rpm의 마지막 30%가 엔진 추력의 대부분에 해당함을 조종사는 명심해야 한다. 이 설정 미만에서는 출력을 사용해도 거의 영향이 없다.

두 번째 고려 사항은 터빈 엔진의 열 민감도에 대한 것이다. 터빈 엔진은 과열 상태를 수 초 이상 견딜 수 없다. 시동 도중 엔진 온도는 다른 어느 때보다 뜨거워진다. 따라서 터빈 엔진은 시동 도중 연소실로 연료를 유입하기 위한 minimum rotational speeds를 가진다. 엔진이 안정적인 속도로 작동하기 전까지는 온도, 그리고 가속을 모니터링 하는 것이 중요하다. 시동 전에 정확한 최소 배터리 전압을 확인하는 것, 혹은 충분한 출력의 GPU(ground power unit)을 사용하는 것이 성공적인 엔진 시동을 좌우한다.

시동 절차 도중 연료가 연소실로 유입되면 “light-off”가 되며 연관 온도들이 매우 빠르게 상승한다. 엔진 온도는 2 ~ 3초 내에 최대치에 근접할 수 있다. 이 시간 동안 조종사는 온도가 한계를 초과하려는 경향이 있는지를 확인해야 한다. 그리고 엔진에 공급되는 연료를 차단할 준비를 해야 한다.

엔진이 최대 시동 온도 한계를 초과하려는 경향을 hot start라 부른다. 온도 상승 이전에 비정상적으로 높은 초기 연료 흐름이 발생할 수 있다. 이는 엔진 시동이 정상적으로 진행되지 않고 있다는 첫 번째 징후일 수 있다. hot start가 계속될 경우 심각한 엔진 손상이 발생한다.

엔진이 정상 속도보다 느리게 가속되는 상황을 hung start, 혹은 false start라 부른다. hung start/false start 도중 엔진은 계속하여 작동하기엔 충분히 높지 않은 rpm에서 안정화 될 수 있다. 이는 일반적으로 배터리 출력이 낮을 때, 혹은 엔진을 제대로 시동하기엔 starter가 엔진을 빠르게 돌리지 못했을 때 발생한다.

터보프로펠러 비행기의 이륙은 power lever를 full forward까지 밀어서 수행되지 않는다. 상황에 따라 이륙 출력은 토크, 혹은 엔진 온도에 의해 제한될 수 있다. 일반적으로 이륙 시 power lever position은 full forward 보다 약간 뒤에 있다.

터보프로펠러 비행기(특히 twin-engine cabin-class airplane)의 이륙 및 출항은 특정 모델을 위해 개발된 standard takeoff and departure “profile”에 따라 수행되어야 한다. [그림 15-11] takeoff and departure profile은 AFM/POH에 설명된 항공기 제조업체 권장 절차를 따라야 한다. 터보프로펠러 비행기의 복잡성이 증가함에 따라 안전하고 효율적인 운항을 위한 절차의 표준화가 필요하게 되었다. 조종사는 매 이륙 전에 profile procedures를 검토함으로써 이륙 및 출항 절차에 대해 생각해보아야 한다.

 

일정한 출력 설정에서 고도가 증가함에 따라 엔진 온도가 상승할 것으로 예상될 수 있다. 더운 날씨에는 다소 낮은 고도에서도 최대 온도 한계에 도달할 수 있다. 이는 높은 고도에서 높은 마력을 유지하는 것을 불가능하게 만든다. 또한 공기 밀도가 감소하면 compressor는 더 열심히 작동해야 한다. 높은 밀도 고도에 의해 출력 성능이 저하되며 엔진 온도를 한계 이내로 유지하기 위해 출력 사용을 조절해야 할 수도 있다.

터보프로펠러 비행기에서 조종사는 엔진이 너무 빠르게 냉각될 염려 없이 언제든 throttles(s)를 닫을 수 있다. 따라서 low pitch 상태의 propellers를 이용한 급강하가 매우 가파를 수 있다. 접근 및 착륙은 standard approach and landing profile에 따라 수행되어야 한다. [그림 15-12] 그러나 split shaft/free turbine engine이 장착된 비행기를 조종하는 경우 조종사는 출력 필요량을 예상해야 하며 “spool-up” time의 지연을 고려해야 한다.

 

stabilized approach는 접근 및 착륙 과정의 필수적인 부분이다. stabilized approach 도중 비행기는 설계 및 형식에 따라 2.5 ~ 3.5도 범위의 glidepath에서 안정된 하강을 수행한다. 속도는 AFM/POH의 일부 기준으로부터 안정화된다(일반적으로 접근 외장에서의 실속 속도에 1.25 ~ 1.3을 곱한 것). landing flare 전까지는 하강률이 500 ~ 700 fpm으로 안정화된다.

엔진이 너무 이르게 idle 될 경우 hard, premature touchdown으로 이어질 수 있다. 왜냐하면 low pitch에서 빠르게 회전하는 커다란 프로펠러는 상당한 항력을 발생시키기 때문이다. 이러한 비행기에서는 landing flare 및 touchdown 도중 출력을 유지하는 것이 바람직할 수 있다. 지상에 확실히 착륙한 후 propeller beta range를 사용할 경우 유사한 무게의 피스톤 비행기에 비해 제동의 필요성이 크게 줄어든다. (ATP: 비행기가 활주로에 착륙한 직후 최대의 reverse power를 적용할 경우 최대 제동 효율성이 달성된다.)

Training Considerations

터보프로펠러 비행기가 비행하는 medium altitude와 high altitude는 규제 사항, 공역 구조, 생리학적 조건, 그리고 기상학적 측면에서 완전히 다른 환경을 제공한다. 터보프로펠러 비행기 조종사는 이를 염두에 두고 훈련을 접근해야 한다(특히 high/medium altitude에서의 운영에 익숙하지 않은 조종사들). 철저한 ground training은 high/medium altitude flight의 모든 측면을 다루어야 한다. 여기에는 비행 환경, 기상, 비행 계획 및 항법, 고고도 비행의 생리학적 측면, 산소 및 여압 시스템의 작동, 그리고 고고도 비상 상황을 포함한다.

flight training을 통해 조종사는 비행기 성능, 시스템, 비상 절차, 그리고 운영 한계에 대한 포괄적인 지식을 입증할 수 있어야 한다. 또한 조종사는 모든 비행 기동들, 그리고 비행 중 비상 절차들을 수행하는데 있어 높은 수준의 숙련도를 보여야 한다. 아래는 조종사가 고고도를 안전하게 운영하기 위해 사용하는 정보들을 다룬다.

Ground Training

1. High-Altitude Flight Environment

a. Airspace and Reduced Vertical Separation Minimum (RVSM) Operations

b. Title 14 Code of Federal Regulations (14 CFR) part 91, section 91.211, Requirements for Use of Supplemental Oxygen

2. Weather

a. Atmosphere

b. Winds and clear air turbulence

c. Icing

3. Flight Planning and Navigation

a. Flight planning

b. Weather charts

c. Navigation

d. Navigation aids (NAVAIDs)

e. High Altitude Redesign (HAR)

f. RNAV/Required Navigation Performance (RNP) and Receiver Autonomous Integrity Monitoring (RAIM) prediction

4. Physiological Training

a. Respiration

b. Hypoxia

c. Effects of prolonged oxygen use

d. Decompression sickness

e. Vision

f. Altitude chamber (optional)

5. High-Altitude Systems and Components

a. Oxygen and oxygen equipment

b. Pressurization systems

c. High-altitude components

6. Aerodynamics and Performance Factors

a. Acceleration and deceleration

b. Gravity (G)-forces

c. Mach Tuck and Mach Critical (turbojet airplanes)

d. Swept-wing concept

7. Emergencies

a. Decompression

b. Donning of oxygen masks

c. Failure of oxygen mask or complete loss of oxygen supply/system

d. In-flight fire

e. Flight into severe turbulence or thunderstorms

f. Compressor stalls

Flight Training

1. Preflight Briefing

2. Preflight Planning

a. Weather briefing and considerations

b. Course plotting

c. Airplane Flight Manual (AFM)

d. Flight plan

3. Preflight Inspection

a. Functional test of oxygen system, including the verification of supply and pressure, regulator operation, oxygen flow, mask fit, and pilot and air traffic control (ATC) communication using mask microphones

4. Engine Start Procedures, Run-up, Takeoff, and Initial Climb

5. Climb to High Altitude and Normal Cruise Operations While Operating Above 25,000 Feet Mean Sea Level (MSL)

6. Emergencies

a. Simulated rapid decompression, including the immediate donning of oxygen masks

b. Emergency descent

7. Planned Descents

8. Shutdown Procedures

9. Postflight Discussion