(4) Turboprop Engine Types

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.