Instructor-pang

Introduction

이 장은 대부분의 항공기에서 볼 수 있는 주요 시스템들을 다룬다. 여기에는 엔진, 프로펠러, 흡입, 점화, 연료, 윤활, 냉각, 전기, 착륙 기어, 그리고 환경 제어 시스템을 포함한다.

Powerplant

엔진은 항공기를 전진시키기 위한 추력을 생성한다. 왕복 엔진과 터보프롭 엔진은 추력을 생산하기 위해 프로펠러도 사용한다. 터보제트 엔진과 터보팬 엔진은 엔진을 통과하는 공기의 속도를 증가시켜서 추력을 생성한다. 이러한 엔진들은 항공기의 운항을 지원하는 다양한 시스템들도 구동한다.

Reciprocating Engines

대부분의 소형 항공기는 왕복 엔진으로 설계된다. 이 명칭은 기계적 에너지를 생산하는 피스톤의 왕복 운동으로부터 유래되었다.

범용 항공(GA - general aviation) 산업의 활성화와 엔진 설계의 발전 덕분에 왕복 엔진 기술은 지난 20년 동안 크게 발전하였다. 컴퓨터화된 엔진 관리 시스템들이 통합된 덕분에 연료 효율성이 향상되고 배기가스가 감소하였으며 조종사 업무량이 감소하였다.

왕복 엔진은 화학 에너지(연료)를 기계적 에너지로 변환해서 작동한다. 이러한 에너지 변환은 엔진 실린더에서의 연소 과정을 통해 발생한다. 기본적인 두 가지 왕복 엔진 설계로 스파크 점화식 엔진과 압축 점화식 엔진이 있다. 스파크 점화식 왕복 엔진은 여러 해 동안 powerplant의 역할을 해왔다. 운용비용을 절감하고, 설계를 단순화하며, 신뢰도를 향상시키기 위해 일부 엔진 제조업체는 스파크 점화식 엔진을 압축 점화식 엔진으로 전환하고 있다. 저렴하고 구하기 쉬운 디젤 연료나 제트 연료를 사용할 수 있다는 것도 압축 점화식 엔진(흔히 jet fuel piston engines라 불림)의 또 다른 장점이다.

스파크 점화식과 압축 점화식 엔진의 기계적 구성 요소는 기본적으로 동일하다. 이들은 원통 모양의 연소실과 피스톤을 통해 직선 운동을 크랭크축의 회전 운동으로 변환한다. 스파크 점화식과 압축 점화식의 주요 차이는 연료의 점화 절차이다. 스파크 점화식 엔진은 점화 플러그를 통해 연료-공기 혼합물을 점화한다. (연료-공기 혼합물이란 연료의 무게와 공기의 무게의 비율을 의미한다.) 압축 점화식 엔진은 먼저 실린더 내의 공기를 압축해서 실린더에 연료가 주입되었을 때 자동으로 점화될 정도로 공기의 온도를 높인다.

이 두 가지 엔진 설계는 다음과 같이 추가적으로 분류될 수 있다:

1. 크랭크축에 대한 실린더 배치 – radial, in-line, v-type, 혹은 opposed

2. 작동 사이클 – 2행정이나 4행정

3. 냉각 방법 – 수랭식이나 공랭식

성형 엔진(radial engine)은 2차 세계 대전 당시에 가장 널리 사용되었으며 오늘날에도 많이 사용되고 있다. 성형 엔진에서는 실린더들이 크랭크케이스 주위에 원형으로 배치된다. 성형 엔진의 주요 장점은 출력 대 무게의 비율이 좋다는 것이다. [그림 7-1]

직렬 엔진(in-line engine)은 상대적으로 작은 전면부를 가지지만 출력 대 무게 비율이 비교적 낮다. 또한 공랭식 직렬 엔진의 가장 뒤쪽 실린더는 냉각 공기를 거의 받지 않는다. 따라서 이러한 엔진은 보통 4개나 6개의 실린더로 제한된다. V형 엔진(V-type engine)은 작은 전면부를 가지며 직렬 엔진보다 더 많은 마력을 제공한다.

엔진 설계의 개선 덕분에 수평대향 엔진(horizontally-opposed engine)이 개발되었다. 이는 소형 항공기에서 사용되는 가장 인기 있는 왕복 엔진이다. 이러한 엔진은 항상 짝수의 실린더를 가지고 있다. 왜냐하면 크랭크케이스의 한 쪽 실린더가 다른 쪽 실린더와 대칭으로 배치되기 때문이다. [그림 7-2] 이 엔진은 보통 공랭식이며 고정익 비행기에 설치될 경우 수평 자세로 장착되는 것이 일반적이다. opposed-type engine은 높은 출력 대 무게 비율을 가진다. 왜냐하면 엔진이 상대적으로 작고 크랭크케이스가 가볍기 때문이다. 또한 실린더가 촘촘하게 배치되어서 엔진 전면부의 면적이 줄여들며 유선형 설치가 가능해진다.

엔진 제조업체에 따라 이러한 엔진들이 스파크 점화식이나 압축 점화식으로, 그리고 2행정이나 4행정으로 작동하도록 설계될 수 있다.

2행정 엔진은 두 번의 작동 주기에 걸쳐서 화학 에너지를 기계적 에너지로 전환한다. 흡입(intake), 압축(compression), 폭발(power), 그리고 배기(exhaust) 과정이 두 번의 행정만에 발생한다. 2행정 엔진에서는 크랭크축이 회전할 때마다 폭발 행정을 가지기 때문에 일반적으로 4행정 엔진보다 출력 대 무게 비율이 높다. 설계의 비효율성과 불균형한 배출 때문에 2행정 엔진은 항공 분야에서 제한적으로 사용되었다.

엔진의 발전 덕분에 2행정 엔진과 관련된 많은 단점들이 감소하였다. 현대의 2행정 엔진은 보통 종래의 oil sumps, oil pumps, 그리고 강제 윤활(pressure fed lubrication) 시스템을 사용한다. 첨단 압축 점화식 엔진의 특성인 직접 연료 분사(direct fuel injection)와 가압 공기 덕분에 2행정 압축 점화식 엔진이 4행정 스파크 점화식 엔진의 대안이 될 수 있었다. [그림 7-3]

스파크 점화식 4행정 엔진은 오늘날 범용 항공에서 가장 일반적으로 사용되는 설계이다. [그림 7-4] 스파크 점화식 왕복 엔진의 주요 부품들에는 cylinder, crankcase, 그리고 accessory housing이 있다. intake/exhaust valves, spark plugs, 그리고 piston은 cylinder 내에 위치한다. crankshaft와 connecting rods는 crankcase 내에 위치한다. magnetos는 보통 엔진 accessory housing에 위치한다.

4행정 엔진이 화학 에너지를 기계적 에너지로 전환하는 과정은 네 번의 행정에 걸쳐서 발생한다. 흡입, 압축, 폭발, 그리고 배기 과정은 다음과 같은 순서로 이루어진다.

1. 피스톤이 아래로 이동하기 시작하면서 흡입 행정이 시작된다. 이때 intake valve가 열리고 연료-공기 혼합물이 실린더 내로 들어온다.

2. intake valve가 닫히면 압축 행정이 시작되며 피스톤이 실린더 상단으로 다시 이동한다. 이 행정은 연료-공기 혼합물이 점화되었을 때 훨씬 더 많은 출력 생산량을 얻기 위해 사용된다.

3. 연료-공기 혼합물이 점화될 때 폭발 행정이 시작된다. 실린더 내 압력이 엄청나게 증가해서 피스톤이 cylinder head에서 아래로 밀리며 이는 크랭크축을 회전시키는 힘을 만들어낸다.

4. 배기 행정은 실린더의 연소 가스를 제거하기 위해 사용된다. 이는 exhaust valve가 열리고 피스톤이 다시 cylinder head로 이동할 때 시작된다.

엔진이 상당히 낮은 속도로 작동할 때에도 4행정 주기는 1분에 수백 번 씩 발생한다. [그림 7-5] 4기통 엔진에서는 각 실린더들이 각각 다른 행정으로 작동한다. 각 실린더의 정확한 폭발 행정 타이밍을 통해 크랭크축이 계속 회전한다. 엔진의 계속 작동하는 것은 보조 시스템의 기능에 달려 있으며 여기에는 흡입 시스템, 점화 시스템, 연료 시스템, 오일 시스템, 냉각 시스템, 그리고 배기 시스템이 있다.

항공기 왕복 엔진과 관련된 최신 발전은 1960년대 중반에 Frank Thielert에 의해 개척되었다. 그는 디젤 기술을 항공기 엔진에 통합하는 방법을 찾기 위해 자동차 산업을 주목하였다. 디젤 연료 왕복 엔진의 장점은 경유와 등유의 물질적 유사성에 있다. 디젤 피스톤 엔진을 장착한 항공기는 표준 항공 연료인 등유로 작동하며 이는 높은 독립성, 높은 신뢰도, 낮은 소비량, 그리고 운영비용 절감을 제공한다.

1999년에 Thielert는 범용 항공 산업을 위한 새로운 Jet-A-burning diesel cycle engine(제트 연료 피스톤 엔진이라고도 불림)을 설계, 개발, 증명, 그리고 제조하기 위해 Thielert Aircraft Engines (TAE)를 설립하였다. 2001년 3월에 등장한 첫 번째 프로토타입 엔진은 2차 세계대전 이후 최초로 증명된 디젤 엔진이 되었다. TAE는 계속해서 디젤 엔진을 설계 및 개발하고 있으며 이제는 다른 엔진 제조업체들도 제트 연료 피스톤 엔진을 제공하고 있다. TAE 엔진은 Diamond DA40 single과 DA42 Twin Star에 장착되어 있다.

이 엔진들은 Cessna 172 모델과 Piper PA-28 제품군에 새 엔진을 달기 위한 부가형식증명서(STC - supplemental type certificate)도 획득하여 retrofit market에서 입지를 다졌다. 제트 연료 피스톤 엔진의 기술은 계속 발전하고 있으며 이를 갖춘 항공기에서는 엔진 제어의 복잡성을 최소화하기 위해 FADEC(full authority digital engine control)이 표준으로 적용된다. 2007년까지 다양한 제트 연료 피스톤 항공기들이 600,000시간 이상의 비행 시간을 기록하였다.

Propeller

프로펠러는 회전하는 에어포일이다. 따라서 프로펠러는 모든 에어포일에 적용되는 유도 항력, 실속, 그리고 그 외 공기역학적 원리의 대상이다. 프로펠러는 공중에서 항공기를 당기거나 미는데 필요한 추력을 제공한다. 엔진 출력은 프로펠러를 회전시키는데 사용된다. 프로펠러는 날개가 양력을 생성하는 방식과 매우 유사한 방법으로 추력을 생성한다. 추력의 양은 에어포일의 모양, 프로펠러 블레이드의 받음각, 그리고 엔진의 rpm에 따라 달라진다. 프로펠러는 구부러져 있으며 때문에 블레이드 각이 propeller hub에서 propeller tip까지 달라진다. propeller hub에서 붙임각(혹은 propeller pitch)이 가장 크며 반면 propeller tip에서 붙임각(혹은 pitch)이 가장 작다. [그림 7-6]

프로펠러가 구부러져 있는 이유는 hub에서 tip까지 양력을 균일하게 생성하기 위함이다. 프로펠러가 회전할 때 블레이드의 다양한 부분들에 대한 실제 속도에는 차이가 있다. 블레이드의 tip은 hub 근처보다 더 빠르게 움직인다. 왜냐하면 동일한 시간 동안 tip이 hub보다 더 먼 거리를 이동하기 때문이다. [그림 7-7] hub에서 tip까지의 붙임각을 속도에 따라 변화시키면 블레이드 전체에 걸쳐 균일한 양력이 생산된다. 블레이드 전체 길이의 붙임각이 동일하게 설계된 프로펠러 블레이드는 비효율적이다. 왜냐하면 비행기 속도가 증가할수록 hub 근처는 음의 받음각을 갖는 반면 tip은 실속에 빠지기 때문이다. 소형 항공기는 두 가지 프로펠러 유형 중 하나를 장착한다: fixed-pitch나 adjustable-pitch.

Fixed-Pitch Propeller

fixed-pitch propeller(고정 피치 프로펠러)의 블레이드 각은 고정되어 있다. 이러한 프로펠러의 pitch는 제조업체에 의해 설정된 것이며 변경될 수 없다. fixed-pitch propeller는 특정 대기속도 및 rpm 조합에서만 최고의 효율을 달성한다. fixed-pitch propeller는 낮은 무게, 간단함, 그리고 낮은 비용이 필요할 때 사용된다.

fixed-pitch propeller에는 두 가지 유형이 있다: climb과 cruise. 비행기가 사용되는 용도에 따라 climb propeller나 cruise propeller가 설치된다. climb propeller는 낮은 pitch를 가지며 따라서 항력이 적다. 항력이 적을수록 rpm이 높아지고 마력이 커지므로 이륙 및 상승 성능이 향상되지만 순항 비행 성능은 저하된다.

cruise propeller는 높은 pitch를 가지므로 항력이 더 크다. 항력이 클수록 rpm이 낮아지고 마력이 낮아져서 이륙 및 상승 성능이 저하되지만 순항 비행 성능은 높아진다.

프로펠러는 보통 엔진 크랭크축으로부터 연장된 축에 장착된다. 이 경우에는 프로펠러의 rpm이 크랭크축의 rpm과 동일하다. 일부 엔진에서는 프로펠러가 엔진 크랭크축에 맞물린 축에 장착된다. 이 경우에는 프로펠러의 rpm이 엔진의 rpm과 다르다.

fixed-pitch propeller에서는 tachometer가 엔진 출력을 나타낸다. [그림 7-8] tachometer는 100 rpm 단위로 눈금 되며 이는 엔진 및 프로펠러의 rpm을 직접적으로 표시한다. 계기에는 maximum continuous operating rpm을 나타내는 녹색 띠가 표시된다. 일부 tachometers에서는 엔진 및/혹은 프로펠러의 한계를 반영하기 위해 또 다른 마킹이 표시된다. tachometer의 마킹들에 대한 착오를 피하기 위해 제조업체의 권장사항을 참고한다.

rpm은 throttle에 의해 조절된다. throttle은 엔진으로 향하는 연료-공기 혼합물을 제어한다. 특정 고도에서 tachometer의 값이 높을수록 엔진의 출력 생산량이 높아진다.

고도가 높아질수록 tachometer가 올바른 엔진 출력 생산량을 표시하지 못할 수 있다. 예를 들어 5,000ft에서의 2,300rpm은 해수면에서의 2,300rpm보다 적은 마력을 생산한다. 왜냐하면 출력 생산량은 공기 밀도에 의해 달라지기 때문이다. 공기 밀도는 고도가 높아질수록 감소하며 공기 밀도가 감소하면(밀도 고도가 높아지면) 엔진 출력 생산량이 감소한다. 고도가 바뀌면 throttle을 조절해서 동일한 rpm을 유지해야 한다. 고도가 높아지면 throttle을 더 열어서 낮은 고도에서와 동일한 rpm을 유지해야 한다.

Adjustable-Pitch Propeller

adjustable-pitch propeller(가변 피치 프로펠러)는 constant-speed propeller의 선구자이다. 이러한 프로펠러의 pitch는 지상에서 엔진이 작동하지 않을 때 조정될 수 있으나 비행 도중에는 조정될 수 없다. adjustable-pitch propeller는 ground adjustable propeller라고도 불린다.

최초의 adjustable-pitch propeller는 두 가지 pitch만을 제공하였다: low와 high. 오늘날의 adjustable-pitch propeller 시스템에서는 보통 다양한 pitch가 설정될 수 있다.

constant-speed propeller(정속 프로펠러)는 pitch가 조정될 수 있는 프로펠러이다. 이러한 프로펠러의 pitch는 비행 도중 governor에 의해 자동으로 조정된다. 이 덕분에 공기 부하가 변화하여도 일정한 rpm이 유지될 수 있다. constant-speed propeller의 주요 장점은 광범위한 rpm 및 대기속도 조합에서 높은 비율의 BHP(brake horsepower)를 THP(thrust horsepower)로 변환한다는 것이다. constant-speed propeller는 다른 프로펠러보다 더 효율적이다. 왜냐하면 특정 조건에서 가장 효율적인 엔진 rpm을 선택할 수 있기 때문이다.

constant-speed propeller는 두 가지 제어 장치를 가진다: throttle과 propeller control. throttle은 출력 생산량을 제어하고 propeller control은 엔진 rpm을 제어한다. 엔진 rpm은 프로펠러 rpm을 조절하며 이는 tachometer에 표시된다.

특정 rpm이 설정된 후 governor는 프로펠러 블레이드 각도를 자동으로 조정해서 조종사가 설정한 rpm을 유지한다. 예를 들어 순항 도중 특정 rpm이 설정된 후 대기 속도가 증가하거나 프로펠러 부하가 감소하면 프로펠러 블레이드 각도가 증가해서 조종사가 설정한 rpm이 유지된다. 대기 속도가 감소하거나 프로펠러 부하가 증가한 경우에는 프로펠러 블레이드 각도가 감소한다.

프로펠러의 constant-speed range란 constant-speed propeller의 블레이드 각도가 설정될 수 있는 범위(high pitch stop ~ low pitch stop)를 의미한다. 프로펠러 블레이드 각이 constant-speed range 내에 있으며 high/low pitch stop에 미치지 않는 한 엔진 rpm이 일정하게 유지된다. 프로펠러 블레이드가 pitch stop에 도달하면 엔진 rpm이 대기 속도와 프로펠러 부하의 변화에 따라 증가하거나 감소한다. 예를 들어 항공기가 감속하게 되면 조종사가 선택해둔 rpm을 유지하기 위해 프로펠러 블레이드 각도가 감소한다(단, low pitch stop에 도달하기 전까지). low pitch stop에 도달한 후에도 항공기가 더 감속하면 엔진 rpm이 감소한다(마치 fixed-pitch propeller 처럼). 반대로 항공기가 가속하게 되면 조종사가 선택해둔 rpm을 유지하기 위해 프로펠러 블레이드 각도가 증가한다(단, high pitch stop에 도달하기 전까지). high pitch stop에 도달한 후에도 항공기가 더 가속하면 블레이드 각도는 더 이상 증가하지 못해서 엔진 rpm이 증가한다.

constant-speed propeller를 장비한 항공기에서 출력 생산량은 throttle에 의해 제어되며 이는 manifold pressure gauge에 표시된다. 이 계기는 intake manifold 내 연료-공기 혼합물의 절대 압력을(보다 정확하게는 MAP[manifold absolute pressure]를) 측정한다. rpm과 고도가 일정할 때 생성되는 출력의 양은 연소실로 공급되는 연료-공기 혼합물과 직접 관련되어 있다. throttle setting이 증가하면 엔진으로 향하는 연료와 공기가 증가하며 MAP가 증가한다. 엔진이 작동하지 않을 때에는 manifold pressure gauge가 주변 공기 압력(예를 들어 29.92＂Hg)을 표시한다. 엔진 시동을 걸면 manifold pressure gauge가 외부 압력보다 낮은 값을 지시한다(예를 들어 idle에서 12＂Hg). 비행 도중 엔진 고장이 발생하면 고장이 발생한 고도에서의 외부 압력에 해당하는 값으로 manifold pressure가 증가한다. [그림 7-9]

manifold pressure gauge는 엔진 작동 범위를 나타내기 위해 색깔로 구분되어 있다. manifold pressure gauge에는 정상 운영 범위를 나타내는 녹색 띠와 manifold pressure의 상한을 나타내는 붉은색 띠가 있다.

특정 rpm에 대해 초과되어선 안 되는 manifold pressure가 있다. 특정 rpm에 대한 manifold pressure가 초과되면 실린더 내 압력이 초과되어서 실린더에 과도한 응력을 가할 수 있다. 이러한 응력이 자주 반복되면 실린더 구성 요소들이 약해져서 결국 엔진 고장으로 이어질 수 있다.

지속적으로 rpm을 인지하면 실린더에 과도한 응력이 가해지는 상황을 피할 수 있다(특히 manifold pressure를 증가시킬 때). manifold pressure와 rpm의 올바른 관계를 유지하기 위해선 출력 설정에 대한 제조업체의 권장 사항을 참조한다.

manifold pressure와 rpm을 모두 변경해야 한다면 다음과 같은 순서로 출력을 조정해서 엔진의 과도한 응력을 방지한다:

∙ 출력 설정을 감소하는 경우에는 rpm을 감소시키기 전에 manifold pressure를 먼저 감소시킨다. rpm을 먼저 감소시키면 manifold pressure가 자동으로 증가해서 제조업체의 허용 범위가 초과될 수 있다.

∙ 출력 설정을 증가하는 경우에는 rpm을 먼저 증가시키고 manifold pressure를 증가시킨다.

∙ 성형 엔진의 손상을 방지하려면 최대 rpm 및 최대 manifold pressure에서의 작동 시간을 최소화해야 하며 최대 rpm 및 낮은 manifold pressure에서 작동하지 않는다.

고성능 왕복 엔진의 심각한 마모, 피로, 그리고 손상을 방지하기 위해서는 엔진 및/혹은 기체(airframe) 제조업체의 권장 사항을 준수해야 한다.

Propeller Overspeed in Piston Engine Aircraft

2010년 3월 17일, FAA는 SAIB(Special Airworthiness Information Bulletin) CE-10-21을 발행하였다. 그 주제는 Propeller/Propulsers; Propeller Overspeed in Piston Engine Aircraft이다. 이는 variable pitch propellers를 장착한 피스톤 엔진 항공기의 propeller overspeed에 대한 최적의 조치에 대하여 운영자, 조종사, 그리고 제조업체에게 알려주기 위함이다. 비록 SAIB는 규정이 아니긴 하지만 FAA는 비행의 안전을 위해 정보를 읽어보도록 권장한다.

이 문서에서 단발 엔진 항공기가 7,000ft를 순항하는 도중 propeller overspeed를 경험하였다. 조종사는 throttle을 적용하였음에도 불구하고 눈에 띄는 추력 변화가 없었다고 보고하였다. 조종사는 110노트의 최대 활공 속도를 설정한 다음 근처 공항을 향해 활공을 시도하였으나 공항에 도달하지 못하여 off-field landing을 수행했다.

사고 원인은 프로펠러 결함으로 인해 블레이드 pitch가 변화하는 메커니즘이 low pitch stop으로 이동하였다 판단되었다. 이로 인해 프로펠러는 fixed-pitch propeller처럼 작동하였으며 출력과 대기속도에 따라 rpm이 변화하였다. 이륙 도중에는  low pitch setting이 최대 출력을 허용하긴 하지만 더 높은 대기 속도에서는 propeller overspeed가 발생할 수 있다.

이 사건과 관련된 항공기 모델을 통해 비행 상황에 대한 성능 평가가 이루어졌다. 이 평가에 따르면 최대 활공 속도보다 낮은 대기 속도에서 추력이 증가하였으며 그 덕분에 조종사가 수평비행을 유지할 수 있었다. 항공기, 엔진, 그리고 프로펠러에는 항공기 성능에 영향을 미치는 수많은 변수들이 있다. 일부 항공기 모델에 대해 게재된 최대 활공 속도는 이러한 상황(프로펠러 블레이드가 low pitch stop에 놓인 상황)에서 적절한 추력을 생성하기엔 너무 높을 수 있다.

variable pitch propellers를 갖춘 항공기의 운영자는 propeller overspeed 상황이 발생할 경우 수평 비행을 유지하는데 필요한 대기 속도가 engine-out best glide speed와 다를 수 있다는 것을 인지해야 한다. propeller overspeed가 발생하였다면 비상 상황을 완화하기 위해 비상 절차를 따라야 한다. 단, 대기속도를 약간 감소시키면 안전한 비행 및 착륙이 가능할 수도 있다는 것을 인지해야 한다. 최대 활공 속도보다 더 적절한 대기 속도를 결정하는 것은 즉시 착륙하는 것 이외의 다른 방법을 결정할 시간이 있는 경우에만 안전한 고도에서 수행되어야 한다.

Induction Systems

흡입 시스템은 외부로부터 공기를 유입하고, 이를 연료와 혼합한 다음, 연료-공기 혼합물을 실린더(연소가 발생하는 곳)로 전달한다. 외부 공기는 엔진 cowling의 전면에 있는 intake port를 통해 흡입 시스템으로 진입된다. port에는 보통 먼지와 기타 이물질이 들어오는 것을 막는 공기 필터가 있다. 필터가 가끔 막힐 수도 있으므로 alternate air source가 반드시 이용 가능해야 한다. 일반적으로 alternate air는 engine cowling 내부로부터 유입되며 이는 공기 필터를 우회한다. alternate air는 자동으로 작동하거나 수동으로 작동한다.

소형 항공기 엔진에는 일반적으로 두 가지 유형의 흡입 시스템이 사용된다:

1. carburetor system은 연료와 공기를 기화기 내에서 혼합한 후 이 혼합물을 intake manifold로 보낸다.

2. fuel injection system은 연료와 공기를 실린더에 주입하기 직전에 혼합하거나 연료를 실린더에 직접 분사한다.

Carburetor Systems

항공기 기화기는 두 종류로 분류된다: flot-type과 pressure-type. float-type carburetors에는 idling, accelerating, mixture control, idle cutoff, 그리고 power enrichments systems가 완비되어 있으며 이는 두 가지 기화기 중 가장 보편적이다. pressure-type carburetors는 보통 소형 항공기에서 찾아볼 수 없다. flot-type carburetor과 pressure-type carburetor의 기본적인 차이점은 연료가 공급되는 방식이다. pressure-type carburetor는 fuel pump의 압력을 통해 연료를 공급한다.

float-type carburetor 시스템이 작동하기 위해 먼저 외부 공기가 공기 필터를 통과한다. 공기 필터는 보통 엔진 cowling의 앞부분에 있는 air intake에 위치한다. 여과된 공기는 벤투리를 통과한다. 공기가 벤투리를 통과할 때 저압 영역이 생성되며 이로 인해 throat에 위치한 main fuel jet를 통해 연료가 흐르게 된다. 이후 연료는 기류로 흘러들어와 공기와 혼합된다. [그림 7-10]

그런 다음 연료-공기 혼합물은 intake manifold를 거쳐서 연소실(연료-공기 혼합물이 연소되는 곳)로 향한다. float-type carburetor는 float chamber 내 연료 위에 놓인 float로부터 그 이름을 얻었다. float에 부착된 needle은 carburetor bowl 하단의 개구부를 개폐한다. 이 needle은 float의 위치에 따라 기화기로 유입되는 연료의 양을 조절한다. float의 위치는 float chamber 내 연료 양에 의해 달라진다. 연료의 양이 float를 상승시키면 needle valve가 개구부를 닫아서 기화기로 향하는 연료 흐름을 차단한다. 엔진에 추가 연료가 필요하면 needle valve가 다시 열린다. 연소실로 향하는 연료-공기 혼합물은 throttle valve에 의해 조절되며 이는 조종실의 throttle을 통해 제어된다.

float-type carburetor에는 몇 가지 단점이 있다. 첫 번째, 이는 갑작스러운 기동 도중에는 잘 작동하지 않는다. 두 번째, 연료가 낮은 압력으로 분출되면 불완전 기화가 발생하며 일부 supercharged system으로 연료를 분사하는데 어려움이 발생할 수 있다. 허나 float-type carburetor의 가장 큰 단점은 착빙 경향이다. float-type carburetor는 저압 영역에 연료를 분사해야 하므로 discharge nozzle이 반드시 venturi throat에 위치해야 하며 throttle valve는 discharge nozzle로부터 엔진으로 향하는 방향에 있어야 한다. 이는 연료 증발로 인한 온도 강하가 벤투리 내에서 발생한다는 것을 의미한다. 그 결과로 venturi와 throttle valve에 얼음이 쉽게 형성된다.

pressure-type carburetor는 대기압보다 훨씬 높은 압력으로 연료를 분출한다. 그 결과로 기화가 개선되며 throttle valve로부터 엔진으로 향하는 기류에 연료를 분사할 수 있다. 이 위치에 discharge nozzle이 있으면 공기가 throttle valve를 통과한 후 엔진의 열로 인해 온도 하강이 상쇄되는 지점에서 연료 기화가 발생한다. 따라서 연료 기화로 인한 착빙의 위험이 실질적으로 없어진다. pressure-type carburetors의 fuel chambers는 항상 채워져 있으므로 급격한 기동과 난기류가 기화기에 미치는 영향은 무시될 수 있다.

Mixture Control

기화기는 보통 해수면 대기압으로 보정된다. 해수면 대기압 상태에서 mixture control이 FULL RICH에 놓여있으면 정확한 연료-공기 혼합비가 설정된다. 허나 고도가 높아지면 기화기로 진입하는 공기의 밀도가 감소하는데 반면 연료의 밀도는 그대로 유지된다. 이는 점진적으로 더 rich 한 혼합물을 만들며 그 결과로 엔진 러프니스와 상당한 출력 손실이 발생할 수 있다. 엔진 러프니스는 보통 과도한 탄소 축적으로 인한 스파크 플러그 오염 때문에 발생한다. rich mixture가 실린더 내부 온도를 낮춰서 연료의 완전 연소를 억제하면 탄소 축적이 발생한다. 이러한 상황은 높은 표고의 공항에서 runup을 할 때, 그리고 높은 고도에서 상승이나 순항을 할 때 발생할 수 있다. 올바른 연료-공기 혼합물을 유지하기 위해선 mixture control을 통해 혼합물을 lean 해야 한다. 혼합물을 lean 하면 연료 흐름이 감소하며 이는 높은 고도에서 공기 밀도가 감소하는 것을 보상한다.

높은 고도에서 하강할 때에는 연료-공기 혼합물을 rich하게 만들어야 한다. 지나치게 lean한 혼합물은 detonation을 유발하며 이는 거친 엔진, 과열, 그리고/혹은 출력 손실로 이어질 수 있다. 적절한 연료-공기 혼합물을 유지하는 가장 좋은 방법은 엔진 온도를 모니터링 하고 필요하다면 혼합물을 rich하게 만드는 것이다. fuel-injected engine에서는 EGT(exhaust gas temperature) gauge를 사용해야 적절한 mixture control과 연비 향상을 달성할 수 있다. 혼합물을 조정하는 과정은 항공기마다 다를 수 있으므로 특정 항공기에 대한 특정 절차를 위해 AFM이나 POH를 참조해야 한다.

Carburetor Icing

float-type carburetor의 한 가지 단점은 착빙 경향이다. 연료 기화의 영향(잠열 흡수), 그리고 벤투리 내 기압 감소는 기화기 내부의 온도를 급격하게 떨어지게 만들어서 기화기 착빙을 발생시킨다. 기화기 온도가 빙점 이하일 때 공기 중의 수증기가 응축되면 기화기의 내부 표면과 throttle valve에 얼음이 형성될 수 있다. [그림 7-11]

기압 감소와 연료 기화는 기화기 내부의 온도를 저하시키는 원인이다. 얼음은 보통 throttle valve 근처와 venturi throat에서 형성된다. 이는 연료-공기 혼합물의 흐름을 제한시키며 출력을 감소시킨다. 얼음이 너무 많이 쌓이면 엔진이 멈출 수도 있다. 기화기 착빙은 온도가 섭씨 21도 미만이고 상대 습도가 80%보다 높을 때 발생하기 쉽다. 기화기 내에서 갑작스러운 냉각이 발생하면 외부 공기 온도가 섭씨 38도이고 습도가 50%일 때에도 착빙이 발생할 수 있다. 이러한 갑작스러운 냉각으로 인해 온도가 섭씨 39도만큼 떨어질 수 있다. 따라서 외부 공기 온도가 섭씨 38도일 때 온도가 섭씨 39도만큼 떨어지면 기화기 내의 공기 온도가 섭씨 영하 1도가 된다. [그림 7-12]

fixed-pitch propeller가 장착된 항공기에서는 엔진 rpm이 감소하는 것이 기화기 착빙의 첫 번째 징후이며 이후 엔진 러프니스가 발생할 수 있다. constant-speed propeller가 장착된 항공기에서는 보통 manifold pressure가 감소하는 것(허나 rpm은 감소하지 않음)이 기화기 착빙의 징후이다. 출력 손실을 보상하기 위해 propeller pitch가 자동으로 조정되며 이로 인해 일정한 rpm이 유지된다. 기화기 착빙은 어느 비행 단계에서도 발생할 수 있긴 하지만 하강 도중 출력을 줄였을 때 특히 위험하다. 특정 조건에서는 출력이 다시 더해지기 전까지 착빙이 소리 소문 없이 축적될 수 있다. float-type carburetor를 장착한 엔진에서는 기화기 착빙의 영향을 방지하기 위해 carburetor heat system을 사용한다.

Carburetor Heat

carburetor heat이란 공기가 기화기에 도달하기 전에 공기를 예열하는 anti-icing system으로 이는 기화기 착빙을 방지하기 위해 연료-공기 혼합물을 빙점 이상으로 유지하기 위한 장치이다. 얼음 축적이 너무 많지 않은 경우에는 이 얼음을 녹이기 위해 carburetor heat을 사용할 수도 있긴 하지만 예방책으로 carburetor heat을 사용하는 것이 더 낫다. 또한 intake filter가 막힌 경우(예를 들어 예상치 못한 airframe 착빙 상황이 발생한 경우)에는 carburetor heat을 alternate air source로 사용할 수도 있다. 엔진 runup 도중에 carburetor heat을  점검해야 한다. carburetor heat을 사용할 때에는 제조업체의 권장 사항을 따라야 한다.

기화기 착빙이 발생하기 좋은 조건을 비행하고 있다면 착빙의 존재를 주기적으로 확인해야 한다. 만약 착빙이 확인되었다면 즉시 full carburetor heat을 적용해야 하며 모든 얼음이 제거되었음을 확신하기 전까지는 carburetor heat을 ON position에 두어야 한다. partial heat을 가하거나 짧은 시간 동안 heat을 유지하면 상황이 악화될 수 있다. 기화기 착빙이 심한 경우에는 설령 얼음이 전부 제거되었다 하더라도 full carburetor heat을 통해 얼음이 더 형성되는 것을 방지해야 한다. carburetor temperature gauge는 carburetor heat을 사용할 시기를 결정하는데 유용하다.

비행 도중 throttle이 닫히면 엔진이 빠르게 냉각되며 엔진이 따뜻할 때보다 연료 기화가 덜 완전하다. 또한 이러한 조건에서는 엔진이 기화기 착빙에 더 취약해진다. 기화기 착빙 조건이 의심되며 throttle을 닫은 상태로 비행하는 것이 예상된다면 throttle을 닫기 전에 carburetor heat을 full ON position으로 조정한다. 그리고 throttle을 닫은 상태로 비행하는 내내 이 상태를 유지한다. 열은 연료를 기화시키고 기화기 착빙을 방지하는데 도움이 된다. 엔진을 따뜻하게 유지하기 위해 주기적으로 수 초간 throttle을 부드럽게 연다. 그렇지 않으면 carburetor heater가 착빙을 방지하기에 충분한 열을 공급하지 못할 수 있다.

carburetor heat을 사용하면 엔진 출력이 최대 15% 감소한다. 왜냐하면 가열된 공기는 엔진에 유입되는 외부 공기보다 밀도가 낮기 때문이다. 이는 혼합물을 rich하게 만든다. fixed-pitch propeller를 갖춘 항공기에서 착빙이 발생하여 carburetor heat을 사용하면 rpm이 감소하며 얼음이 녹으면서 다시 점진적으로 증가한다. 또한 얼음이 제거된 후에는 엔진이 더 부드럽게 작동해야 한다. 만약 얼음이 존재하지 않았었다면 rpm이 감소한 후 일정하게 유지된다. constant-speed propeller를 갖춘 항공기에서 착빙이 발생하여 carburetor heat을 사용한 경우에는 manifold pressure가 감소하며 얼음이 녹으면서 다시 점진적으로 증가한다. 만약 얼음이 존재하지 않았었다면 carburetor heat을 끄지 않는 한 manifold pressure가 다시 점진적으로 증가하지 않는다.

비행 도중 출력, 고도, 및/혹은 대기속도가 손실되는 것을 방지하기 위해 기화기 착빙을 인지하는 것이 중요하다. 이러한 증상들은 때때로 진동이나 엔진 러프니스를 동반할 수 있다. 출력 손실이 감지되었다면 기화기에 형성된 얼음을 제거하기 위해, 그리고 얼음이 더 형성되는 것을 방지하기 위해 즉시 조치를 취해야 한다. 이는 full carburetor heat을 통해 이루어진다. full carburetor heat을 적용하면 출력이 더욱 감소할 것이며 녹아내린 얼음이 엔진을 통과하면서 엔진 러프니스가 발생할 수 있다. 이러한 현상은 착빙의 강도에 따라 30초에서 몇 분까지 계속될 수 있다. 이때 조종사는 carburetor heat을 줄이려는 유혹을 이겨내야 한다. 정상 출력이 돌아오기 전까지는 carburetor heat을 full-hot position으로 유지해야 한다.

carburetor heat을 사용하면 엔진 출력이 감소하고 운영 온도가 증가하는 경향이 있다. 따라서 최대 출력이 필요한 경우(예를 들어 이륙 도중)에는 carburetor heat을 사용하지 않아야 한다. 또한 엔진이 정상적으로 작동하는 경우에도 carburetor heat을 사용하지 않아야 한다(단, 기화기 착빙의 존재를 확인하기 위해, 혹은 기화기 착빙을 제거하기 위해 carburetor heat을 사용하는 경우는 제외).

Carburetor Air Temperature Gauge

일부 항공기는 carburetor air temperature gauge를 장비하며 이는 potential icing conditions를 탐지하는데 유용하다. 이 계기는 보통 섭씨 단위로 눈금이 매겨진다. 계기의 yellow arc는 착빙이 발생할 수 있는 carburetor air temperature를 나타낸다. 이는 보통 섭씨 –15도 ~ 5도(화씨 5도 ~ 41도) 범위에 있다. 대기 조건(공기의 온도와 수분 함량)이 기화기 착빙이 발생하기 어려운 상황이라면 엔진이 yellow range에서도 운영될 수 있다. 대기 조건이 기화기 착빙이 발생하기 쉬운 상황인 경우에는 carburetor heat을 통해 계기가 yellow arc 바깥에 머무르도록 해야 한다.

※ potential icing conditions - 지상이나 공중에서 항공기에 착빙이 축적될 수 있는 temperature와 visible moisture에 대해 기체(airframe) 제조업체가 규정하는 대기조건. potential icing conditions는 보통 AFM(Airplane Flight Manual)이나 AOM(Airplane Operation Manual)에서 규정된다(출처: AIM 7-1-20).

특정 carburetor air temperature gauges는 red radial을 가지고 있으며 이는 엔진 제조업체가 권장하는 최대 carburetor inlet air temperature를 나타낸다. green arc가 존재한다면 이는 정상 운영 범위를 나타낸다.

Outside Air Temperature Gauge

대부분의 항공기는 섭씨와 화씨가 모두 눈금 된 OAT(outside air temperature) gauge를 장착하고 있다. OAT gauge는 진대기속도 계산을 위해 외부 공기 온도를 제공하는데 이는 potential icing conditions를 감지하는데 유용하다.

Fuel Injection Systems

연료 분사 시스템에서는 연료가 실린더에 직접 분사되거나 intake valve 직전에 분사된다. 연료 분사 시스템의 air intake는 기화기 시스템에서 사용되는 air intake와 유사하며 엔진 cowling 내에 alternate air source를 갖추고 있다. alternate air source는 외부 공기원이 차단되었을 때 사용된다. alternate air source는 보통 자동으로 작동하며 자동 기능이 고장났을 때 사용할 수 있는 백업 수동 시스템도 갖추고 있다.

연료 분사 시스템은 보통 여섯 개의 기본 구성 요소를 가지고 있다: engine-driven fuel pump, fuel-air control unit, fuel manifold(fuel distributor), discharge nozzles, auxiliary fuel pump, 그리고 fuel pressure/flow indicators. [그림 7-13]

auxiliary fuel pump는 가압된 연료를 fuel-air control unit으로 공급하며 이는 엔진 시동 및/혹은 비상용으로 사용된다. 시동이 걸린 후에는 engine-driven fuel pump가 가압된 연료를 fuel-air control unit으로 공급한다.

control unit은 본질적으로 기화기를 대체한다. control unit은 mixture control 세팅에 따라 연료를 조정하며 이를 fuel manifold valve에 보낸다. 연료가 보내지는 비율은 throttle에 의해 제어된다.

연료는 fuel manifold valve에 도달한 후 각각의 fuel discharge nozzle로 분배된다. 각 cylinder head에 위치한 discharge nozzles는 연료-공기 혼합물을 각 실린더의 intake port로 직접 분사한다.

연료 분사 시스템이 기화기 시스템보다 착빙에 덜 취약한 것으로 여겨진다. 허나 impact icing은 두 시스템의 air intake에서 모두 발생할 수 있다. impact icing은 항공기 외부에 얼음이 형성되어서 개구부(예를 들어 air intake)가 차단될 때 발생한다.

다음은 연료 분사 시스템의 장점이다:

∙ 연료 기화로 인한 착빙이 줄어든다.

∙ 연료 흐름이 개선된다.

∙ throttle 반응이 빠르다.

∙ 정밀한 혼합물 제어가 가능하다.

∙ 연료 분배 개선된다.

∙ 낮은 기온에서도 시동을 걸기 쉽다.

다음은 연료 분사 시스템의 단점이다:

∙ 뜨거운 엔진을 시동걸기 어렵다.

∙ 더운 날 지상 운영 도중 vapor locks가 발생한다.

∙ 연료 고갈로 인해 정지된 엔진을 다시 시동 거는 것과 관련하여 문제가 있다.

Superchargers and Turbosuperchargers

엔진 마력을 증가시키기 위해 제조업체들은 supercharger와 turbosupercharger라 불리는 과급(forced induction) 시스템을 개발하였다. 이 시스템들은 흡입 공기의 밀도를 높이기 위해 흡입 공기를 압축한다. 이 둘의 주요 차이점은 전원 장치에 있다. supercharger는 engine-driven air pump나 compressor를 사용하는 반면 turbocharger는 배기 흐름을 사용한다(배기 흐름은 turbine을 회전시키고 turbine은 compressor를 회전시킴). 이러한 시스템을 갖춘 항공기는 manifold pressure gauge(엔진 intake manifold의 MAP를 표시하는 계기)를 갖추고 있다.

해수면에서 표준 대기일 경우 manifold pressure gauge는 주변 공기의 절대압력(29.92＂Hg)을 표시한다. 대기압은 고도가 1,000ft 증가할 때마다 약 1＂Hg씩 감소한다. 따라서 해발 5,000ft에 놓인 공항에서는 manifold pressure gauge가 24.92＂Hg를 표시한다.

자연 흡기 항공기로 상승을 수행하면 항공기는 결국 정상 상승을 수행하기엔 MAP가 불충분한 고도에 도달한다. 이러한 고도 한계가 항공기의 service ceiling이며 이는 엔진의 출력 생산 능력으로부터 직접적으로 영향을 받는다. 엔진으로 유입되는 공기가 supercharger나 turbosupercharger에 의해 가압되는 경우에는 항공기의 service ceiling이 증가할 수 있다. 이러한 시스템을 통해 항공기는 더 높은 고도에서 더 높은 진대기속도로 비행할 수 있으며 악기상을 우회할 수 있는 능력이 증가된다.

Superchargers

supercharger는 엔진에 압축 공기를 공급하는 engine-driven air pump나 compressor로 이는 엔진이 출력을 더 생성할 수 있도록 흡입 공기에 추가 압력을 제공한다. supercharger는 manifold pressure를 증가시키며 연료-공기 혼합물을 실린더 안으로 밀어 넣는다. manifold 압력이 증가하면 연료-공기 혼합물의 밀도가 증가하며 엔진이 생산할 수 있는 출력이 증가한다. 자연 흡기 엔진으로 현재 비행하는 대기압보다 높은 manifold 압력을 가질 수 없다. 허나 supercharger는 manifold 압력을 30＂Hg 이상으로 상승시킬 수 있다.

예를 들어 일반적인 엔진으로 8,000ft를 비행할 때 엔진은 평균 해수면(MSL)에서 생산할 수 있는 출력의 75%를 만들어낼 수 있다. 왜냐하면 높은 고도에서는 공기 밀도가 낮기 때문이다. supercharger는 공기를 더 높은 밀도로 압축해서 높은 고도에서도 해수면에서와 동일한 manifold 압력을 생성할 수 있게 해준다. 이를 통해 8,000ft MSL을 비행하는 엔진은 여전히 25＂Hg의 manifold 압력을 생성할 수 있다(반면 자연 흡기 엔진은 8,000ft MSL에서 22＂Hg만을 생성할 수 있다). supercharger는 높은 고도에서 특히 유용하다. supercharger는 대부분의 경우 해수면에서의 공기 밀도를 엔진에 공급할 수 있다.

supercharged induction system의 구성 요소는 자연 흡기 시스템과 유사하다(단, fuel metering device와 intake manifold 사이에 supercharger가 추가됨). supercharger는 기어 트레인(gear train)을 통해 한 가지 속도, 두 가지 속도, 혹은 다양한 속도로 작동한다. 또한 supercharger는 하나 이상의 stage를 가질 수 있으며 각 stage도 압력 증가를 제공한다. supercharger는 압축이 발생하는 횟수에 따라 single stage, two stage, 혹은 multistage로 분류될 수 있다.

초기의 single-stage, single-speed supercharger는 sea-level supercharger라 할 수 있다. 이러한 유형의 supercharger를 장비한 엔진을 sea-level engine이라 부른다. sea-level supercharger는 모든 고도에서 하나의 gear-driven impeller를 통해 엔진 출력을 증가시킨다. sea-level supercharger의 단점은 고도가 높아질수록 출력 생산량이 감소한다는 것이다.

single-stage, single-speed superchargers는 고출력 성형 엔진(radial engines)에서 많이 발견된다. 이러한 supercharger는 air intake가 전방으로 향하도록 하여 흡입 계통이 램 공기를 최대한 활용할 수 있도록 한다. 흡입 공기는 배관을 통해 기화기(carburetor)로 전달되어 연료와 혼합된다. 연료-공기 혼합물은 supercharger(blow impeller)로 배관되어 바깥쪽으로 가속된다. 가속된 연료-공기 혼합물은 diffuser로 전달되며 여기서 속도 에너지가 압력 에너지로 교환된다. 압축된 고압 연료-공기 혼합물은 실린더로 전달된다.

제 2차 세계 대전 도중 개발된 성형 엔진들 중 single-stage, two-speed supercharger가 있다. 이러한 유형의 supercharger를 사용하면 하나의 impeller가 두 가지 속도로 작동 수 있다. 낮은 impeller 속도를 보통 low blower setting이라 부르고 높은 impeller 속도를 high blower setting이라 부른다. two-speed supercharger를 갖춘 엔진에서는 조종실의 레버나 스위치가 oil-operated clutch(supercharger 속도 전환 장치)를 작동시킨다.

보통 supercharger가 low blower position에 있을 때 이륙이 이루어진다. 이 상태에서 엔진은 ground-boosted engine처럼 작동하며 고도가 높아질수록 출력 생산량이 감소한다. 허나 항공기가 특정 고도에 도달하면 출력을 줄이고 supercharger control을 high blower position으로 전환한다. 그런 다음 throttle을 적절한 manifold pressure로 다시 설정한다. 이러한 유형의 supercharger를 갖춘 엔진을 altitude engine이라 부른다. [그림 7-14]

Turbosuperchargers

엔진 마력을 증가시키는 가장 효율적인 방법은 turbosupercharger(=turbocharger)를 사용하는 것이다. 엔진에 장착된 이 부스터는 엔진 배기가스를 통해 air compressor를 구동한다. 이는 고고도에서 출력을 증가시키기 위해 기화기나 연료 분사 시스템을 통해 엔진으로 유입되는 공기의 압력을 증가시키기 위함이다.

turbocharger를 사용하게 되면 gear-driven supercharger의 주요 단점(출력 증가를 위해 엔진 출력 생산량을 대량으로 사용하는 것)이 방지된다. 왜냐하면 turbocharger는 엔진의 배기가스에 의해 작동하기 때문이다. 즉, turbocharger는 뜨거운 배기가스로부터 에너지를 되찾는다.

turbocharger의 두 번째 장점은 해수면에서부터 임계 고도(critical altitude)까지 엔진의 정격 마력(rated horsepower)을 제어할 수 있다는 것이다. 임계 고도란 turbocharged engine이 정격 마력을 생산할 수 있는 최대 고도이다. 임계 고도 너머에서는 자연 흡기 엔진처럼 출력 생산량이 감소하기 시작한다.

turbocharger는 엔진의 흡입 공기 압력을 증가시켜서 엔진이 높은 고도에서도 해수면 마력 이상을 발휘할 수 있도록 만든다. turbocharger는 두 가지 주요 요소로 구성된다: compressor와 turbine. compressor 섹션에는 고속으로 회전하는 impeller가 있다. 흡입 공기가 유입되면 impeller가 공기를 가속하며 이로 인해 compressor housing으로 대량의 공기가 유도된다. impeller 덕분에 만들어진 고압 · 고밀도 공기는 엔진으로 공급된다. impeller를 회전시키기 위해 엔진 배기가스가 turbine wheel(impeller 구동축 반대쪽에 장착된 장치)을 구동한다. turbine으로 향하는 배기가스의 양을 변화시킴으로써 더 많은 에너지를 얻을 수 있으며 이로 인해 impeller가 더 많은 압축 공기를 엔진으로 전달할 수 있게 된다. waste gate란 turbine으로 유입되는 배기가스의 양을 변화시키는데 사용되는 나비형 밸브이다. 밸브가 닫히면 엔진에서 나오는 대부분의 배기가스가 turbine으로 향한다. 밸브가 열리면 배기가스가 엔진의 배기 파이프를 통해 직접 배출되어 turbine을 우회한다. [그림 7-15]

기체는 압축되면 온도가 상승하므로 turbocharging은 유입 공기의 온도를 상승시킨다. 온도를 낮추고 detonation 위험을 줄이기 위해 turbocharged engines는 보통 intercooler를 사용한다. 이 작은 열 교환기는 고온의 압축 공기가 연료 제어 장치로 들어가기 전에 외부 공기를 통해 냉각한다.

System Operation

최신 tubocharged engines의 경우 waste gate는 액추에이터에 연결된 pressure-sensing control 메커니즘에 의해 조절된다. 엔진 오일이 액추에이터로 유입되거나 액추에이터에서 빠져나가면 waste gate가 조절된다. 이러한 시스템에서는 throttle을 조절하기만 하여도 액추에이터가 특정 MAP를 생성하도록 자동으로 배치된다.

그 외의 turbocharging system에서는 waste gate를 조절하기 위해 별도의 manual control이 사용된다. manual control을 사용하는 경우에는 특정 MAP가 만들어졌는지 확인하기 위해 manifold pressure gauge를 면밀히 모니터링 해야 한다. 이러한 시스템들은 특별한 운영 고려사항을 필요로 한다. 예를 들어 높은 고도에서 하강한 후 waste gate를 닫은 상태로 두면 manifold pressure가 엔진의 한계를 초과할 수 있다. overboost라 불리는 이 상태는 심한 detonation을 일으킬 수 있다. 왜냐하면 하강 도중 공기의 밀도 증가로 인해 leaning effect가 발생하기 때문이다.

automatic waste gate system에서 overboost를 경험할 확률은 낮지만 그 가능성이 0인 것은 아니다. 엔진 오일 온도가 정상 운영 범위 미만인 상태에서 이륙 출력이 적용되면 차가운 오일이 waste gate 액추에이터로부터 빠르게 흘러나오지 못해서 overboost가 발생할 수 있다. maximum manifold pressure limit을 초과하지 않기 위해 throttle을 조심스럽게 전진시키면 overboost를 방지하는데 도움이 된다.

turbocharger 항공기의 조종사는 시스템의 제한 사항을 알고 있어야 한다. 예를 들어 turbine과 impeller는 극도로 높은 온도에서 80,000rpm 이상으로 작동할 수 있다. 높은 회전 속도를 달성하기 위해선 시스템 내 베어링에 엔진 오일이 지속적으로 공급되어야 한다. 이는 마찰력과 높은 온도를 줄이기 위함이다. 충분한 윤활을 위해선 높은 throttle이 적용되기 전에 오일 온도가 정상 운영 범위에 있어야 한다. 또한 엔진을 끄기 전에 turbocharger를 식히고 turbine이 느려지도록 만들어야 한다. 그렇지 않으면 bearing housing에 남아 있던 오일이 끓어서 베어링과 샤프트에 딱딱한 탄소 침전물이 형성된다. 이러한 침전물은 turbocharger의 효율성과 사용 수명을 급격히 저하시킨다. 자세한 제한 사항은 AFM/POH를 참조한다.

High Altitude Performance

turbocharging system을 갖춘 항공기로 상승을 수행하면 waste gate가 점진적으로 닫힌다. 이는 maximum allowable manifold pressure를 유지하기 위함이다. 어느 시점에서 waste gate는 완전히 닫히며 이후 고도가 더 증가하면 manifold pressure가 감소한다. 이는 항공기나 엔진 제조업체에 의해 설정된 임계 고도이다. 만약 임계 고도에 도달하기 전에 manifold pressure가 감소하기 시작한다면 엔진과 turbocharging system이 AMT(aviation maintenance technician)에 의해점검되어야 한다.

Ignition System

스파크 점화식 엔진에서는 점화 시스템(ignition system)이 스파크를 제공하며 이 스파크가 실린더 내 연료-공기 혼합물을 점화한다. 점화 시스템은 magnetos, spark plugs, high-tension leads, 그리고 ignition switch로 구성된다. [그림 7-16]

magneto는 영구 자석을 통해 항공기 전기 시스템과 완전히 독립적으로 전류를 생성한다. magneto는 각 실린더의 spark plug에서 스파크가 발생할 수 있을 정도로 높은 전압을 생성한다. starter가 체결되고 크랭크축이 회전하기 시작하면 시스템이 점화를 시작한다. 크랭크축이 회전하는 동안 시스템은 계속하여 작동한다.

대부분의 항공기는 점화 시스템의 신뢰도를 높이기 위해 dual ignition system을 가지고 있다. 이는 두 개의 magneto, 별도의 전선 세트, 그리고 spark plug들로 구성된다. 각 magneto는 독립적으로 작동하며 각 실린더에 있는 두 개의 spark plug 중 하나를 점화한다. 두 개의 spark plug가 점화되면 연료-공기 혼합물의 연소가 개선되며 출력 생산량이 약간 높아진다. 두 개의 magneto 중 하나가 고장 나더라도 다른 하나는 영향을 받지 않는다. 엔진 출력이 약간 감소되긴 하겠지만 엔진은 계속 정상적으로 작동한다. 실린더에 있는 두 개의 spark plugs 중 하나가 고장 난 경우에도 마찬가지이다.

magneto는 조종실의 ignition switch에 의해 제어된다. 스위치에는 다섯 가지 position이 있다:

1. OFF

2. R(right)

3. L(left)

4. BOTH

5. START

RIGHT나 LEFT를 선택하면 관련 magneto만 작동한다. BOTH를 선택하면 시스템이 두 개의 magneto에 의해 작동한다.

이륙 전 점검 도중 점화 시스템의 고장을 점검할 수 있다. ignition switch를 BOTH에서 RIGHT로, 그리고 BOTH에서 LEFT로 바꿀 때 발생하는 rpm 감소를 확인한다. 이때 엔진 rpm이 약간 감소하는 것은 정상이다. 허용 가능한 rpm 감소 값은 AFM이나 POH에 나타나 있다. 하나의 magneto로 전환하였을 때 엔진이 정지하였거나 rpm이 허용 한계를 초과하여 감소하였다면 문제가 해결되기 전까지는 항공기를 비행하지 않는다. 이러한 고장의 원인은 파울링(fouling), magneto와 spark plug를 연결하는 전선의 고장, 혹은 부적절한 spark plug 점화 타이밍일 수 있다. rpm이 감소하지 않는 것 또한 정상이 아니므로 이 경우에도 항공기를 비행해서는 안 된다.

엔진이 정지한 후에는 ignition switch를 OFF position으로 돌린다. 설령 battery swtich와 master switch가 꺼져있다 하더라도 ignition switch가 켜져있는 상태에서 프로펠러가 움직이면 엔진이 시동될 수 있다. 왜냐하면 magneto는 외부 전력원을 필요로 하지 않기 때문이다. 이는 심한 부상으로 이어질 수 있다는 것에 유의한다.

magneto와 ignition switch를 연결하는 접지선이 고장나게 되면 설령 ignition switch가 꺼져있다 하더라도 엔진이 시동될 수 있다(단, 실린더 내에 잔류 연료가 있는 상태에서 프로펠러가 움직인 경우). 이때 엔진을 멈출 수 있는 유일한 방법은 mixture lever를 idle cutoff position으로 움직이는 것이다. 그런 다음 AMT로부터 시스템 점검을 받는다.

Oil Systems

엔진 오일 시스템은 다음과 같은 몇 가지 중요한 기능을 수행한다:

∙ 엔진 가동 부품들의 윤활

∙ 마찰 감소를 통해 엔진 냉각

∙ 실린더 열 제거

∙ 실린더 벽과 피스톤 사이에 씰(seal) 제공

∙ 오염물질 운반

왕복 엔진은 wet-sump oil system이나 dry-sump oil system을 사용한다. wet-pump system에서는 오일은 엔진에 내장된 sump에 저장된다. dry-sump 시스템에서는 오일이 별도의 탱크에 저장되며 펌프를 통해 엔진을 순환한다. [그림 7-17]

wet-sump system의 주요 구성 요소는 oil pump이다. oil pump는 sump에서 오일을 끌어와 엔진으로 공급한다. 오일은 엔진을 통과한 후 sump로 되돌아간다. 일부 엔진에서는 크랭크축이 회전하면서 엔진에 오일을 튀겨서 추가적인 윤활을 공급한다.

dry-sump system에서도 oil pump가 오일 압력을 공급하긴 하지만 오일은 엔진 외부에 위치한 별도의 오일 탱크에 저장된다. 오일은 엔진을 통과한 후 배유 펌프(scavenge pumps)를 통해 오일 탱크로 다시 되돌아온다. dry-sump system은 엔진에 더 많은 양의 오일이 공급될 수 있게 만들며 이로 인해 해당 시스템은 대형 왕복 엔진에 더 적합하다.

oil pressure gauge는 오일 시스템의 작동 상태를 직접적으로 표시한다. 이 계기는 엔진에 공급되는 오일의 압력(psi)을 표시한다. 녹색은 정상 운영 범위를 나타내며 붉은색은 최소 및 최대 압력을 나타낸다. 엔진 시동 도중 계기에 오일 압력이 표시되어야 한다. 제조업체의 제한 사항은 AFM/POH를 참조한다.

oil temperature gauge는 오일의 온도를 측정한다. 녹색은 정상 운영 범위를 나타내며 붉은색은 최대 허용 온도를 나타낸다. 오일 온도 변화는 오일 압력 변화와는 달리 천천히 발생한다. 이러한 현상은 차가운 엔진을 시동한 후에 특히 두드러지며 이때 계기가 오일 온도 상승을 나타내는데 몇 분 이상이 걸릴 수 있다.

비행 도중 주기적으로 오일 온도를 점검해야 한다(특히 높거나 낮은 외기 온도를 운영할 때). 오일 온도가 높다면 오일 라인이 막혔거나, 오일 양이 적거나, 오일 냉각기가 막혔거나, temperature gauge가 고장났다는 것을 의미할 수 있다. 오일 온도가 낮다면 오일 점성이 부족하다는 것을 의미할 수 있다.

보통 엔진 cowling의 패널을 통해 oil filler cap과 dipstick(오일 양을 측정하는 장치)을 이용할 수 있다. 만약 오일 양이 제조업체의 권장 양을 충족하지 못한다면 오일을 추가해야 한다. AFM/POH나 placards는 정확한 오일 형식 및 무게, 그리고 최소 및 최대 오일 양에 대한 정보를 제공한다. [그림 7-18]

Engine Cooling Systems

실린더 내에서 연소하는 연료는 강한 열을 생성한다. 대부분의 열은 배기 시스템을 통해 배출된다. 허나 엔진 과열을 방지하기 위해선 남아 있는 열이 제거되어야 한다. 그렇지 않으면 극도로 높은 엔진 온도로 인해 출력 손실, 과도한 오일 소모, 디토네이션, 그리고 심한 엔진 손상이 발생할 수 있다.

대부분의 소형 항공기는 공랭식 엔진을 사용하며 일부는 수랭식 엔진을 사용한다. 공랭식 엔진에서는 공기가 엔진 cowling 전방의 개구부를 통해 엔진실로 유입되서 냉각이 이루어진다. baffles는 이러한 공기를 엔진 실린더에 부착된 fins와 그 외 엔진 부품들에 보내서 공기가 엔진 열을 흡수하도록 만든다. 뜨거운 공기는 엔진 cowling의 아래쪽 뒤에 있는 하나 이상의 개구부를 통해 배출된다. [그림 7-19]

외부 공기는 propeller hub 뒤에 있는 inlet을 통해 엔진실로 들어간다. baffles는 엔진의 가장 뜨거운 부분(주로 실린더)으로 공기를 보낸다. 실린더는 공기 흐름에 노출되는 영역을 증가시키기 위해 fins를 가지고 있다.

지상 운영, 이륙, 복행, 그리고 고출력/저속 운영 도중에는 공랭식 시스템의 효율성이 떨어진다. 반면 고속 하강 도중에는 과도한 공기로 인해 엔진 shock cool이 발생할 수 있으며 이는 급격한 온도 변화를 초래한다.

설계 온도보다 높은 온도로 엔진이 작동하면 출력 손실, 과도한 오일 소모, 그리고 디토네이션이 발생할 수 있다. 또한 이로 인해 심한 영구적 손상(예를 들어 실린더 벽의 금, 피스톤과 링의 손상, 그리고 밸브의 뒤틀림)이 발생할 수도 있다. 조종실의 엔진 온도 계기를 모니터링하면 높은 온도를 방지할 수 있다.

cowl flaps를 갖추지 아니한 항공기에서는 속도나 엔진 출력 생산량을 변화시킴으로써 엔진 온도가 제어될 수 있다. 높은 엔진 온도는 속도 증가 및/혹은 출력 감소를 통해 감소될 수 있다.

oil temperature gauge는 엔진의 온도 상승을 간접적으로 표시한다. 허나 이 방법이 유일하다면 엔진 온도를 결정하기 위해 이 계기를 사용할 수 있다.

대부분의 항공기는 cylinder-head temperature gauge를 갖추고 있으며 이는 온도 변화를 직접적으로 나타낸다. 이 계기는 섭씨나 화씨로 눈금이 매겨져 있으며 정상 작동 범위를 나타내기 위해 green arc가 지정된다. 계기의 red line은 maximum allowable cylinder head temperature를 나타낸다.

속도를 높이고, 연료-공기 혼합물을 rich하게 만들고, 출력을 줄이면 과도한 cylinder head temperatures가 방지된다. 이러한 절차들은 모두 엔진 온도를 낮추는데 도움이 된다. cowl flaps를 갖춘 항공기에서는 온도를 제어하기 위해 cowl flap를 사용한다. cowl flaps는 경첩이 달린 덮개로 이는 뜨거운 공기가 배출되는 개구부를 덮는다. 만약 엔진 온도가 낮다면 cowl flaps를 닫을 수 있으며 이로 인해 따뜻한 공기의 배출이 제한되서 엔진 온도가 증가한다. 만약 엔진 온도가 높다면 cowl flaps를 열을 수 있으며 이로 인해 따뜻한 공기가 배출되서 엔진 온도가 감소한다.

Exhaust Systems

엔진 배기 시스템(exhaust system)은 연소 가스를 밖으로 배출하고, 객실에 난방을 공급하며, 창문의 서리를 없앤다. 배기 시스템에는 exhaust piping, muffler, 그리고 muffler shroud가 있다. 배기가스는 exhaust valve를 통해 실린더로부터 배출된 다음 exhaust pipe system을 통해 대기로 배출된다.

객실 난방을 위해 외부 공기가 air inlet으로 유입된 다음 muffler를 둘러싼 shroud로 배관된다. muffler는 배기가스에 의해 가열되며 결국 muffler를 둘러싼 공기가 가열된다. 이렇게 가열된 공기는 객실로 배관되어 난방과 서리 제거에 사용된다. 난방과 서리 제거는 조종실에서 제어되며 그 강도가 조절될 수 있다.

배기가스는 무색무취의 일산화탄소를 다량 함유한다. 일산화탄소는 치명적이며 그 존재를 감지하는 것은 사실상 불가능하다. 배기가스가 제대로 배출되기 위해선 배기 시스템의 상태가 양호해야 하며 균열이 없어야 한다.

일부 배기 시스템은 EGT probe를 갖추고 있다. EGT probe는 배기 가스 온도를 조종실 계기로 전송한다. EGT gauge는 exhaust manifold에서의 가스 온도를 측정한다. 이 온도는 실린더로 유입되는 연료 대 공기의 비율에 따라 달라지며 연료-공기 혼합물을 조절하는 기준으로 사용될 수 있다. EGT gauge는 올바른 연료-공기 혼합물 설정을 나타내는데 있어 매우 정확하다. EGT를 통해 연료-공기 혼합물을 lean 하면 연료 소비량이 줄어들 수 있다. 연료-공기 혼합물을 조절하는 구체적인 절차는 제조업체의 권장 사항을 참조한다.

Starting System

대부분의 소형 항공기는 direct-cranking electric starter 시스템을 사용한다. 이 시스템은 starter와 starter motor를 구동하기 위해 전력원, 전선, 스위치, 그리고 솔레노이드로 구성된다. 대부분의 항공기는 자동으로 체결 및 분리되는 starter를 가진다. 허나 일부 구형 항공기에서는 조종사에 의해 기계적으로 체결되는 starter가 있다. starter는 항공기의 flywheel과 체결된 다음 엔진이 시동될 수 있는 속도로 엔진을 회전시킨다.

시동을 위한 전력은 보통 항공기의 battery를 통해 공급되며 외부 전원 콘센트를 통해 공급될 수도 있다. battery switch가 켜지면 battery solenoid를 통해 main power bus bar에 전기가 공급된다. starter와 starter switch 모두 main bus bar로부터 전류를 끌어오긴 하지만 starter switch를 “start” position으로 돌려서 starting solenoid에 전원이 공급되기 전까지는 starter가 작동하지 않는다. starter switch를 “start” position으로부터 놓으면 솔레노이드가 starter motor의 전원을 차단한다. starter drive clutch는 starter motor가 엔진에 의해 구동되는 것을 방지하며 이 덕분에 엔진은 starter motor보다 더 빠르게 작동할 수 있다. [그림 7-20]

시동을 걸 때에는 안전 규칙을 면밀하게 준수해야 한다. 가장 중요한 안전 규칙들 중 하나는 시동을 걸기 전에 프로펠러 근처에 사람이 없는지 확인하는 것이다. 또한 항공기가 움직이는 것을 방지하기 위해 바퀴에 고임목을 두고 브레이크를 설정해야 한다. 프로펠러 손상을 방지하기 위해선 주변에 자갈이나 흙먼지가 없어야 한다.