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

항공기의 엔진, 혹은 powerplant는 항공기를 추진하기 위한 추력을 생성한다. 왕복 엔진과 터보프롭 엔진은 추력을 생산하기 위해 프로펠러와 함께 작동한다. 터보제트와 터보팬 엔진은 엔진을 통과하는 공기의 속도를 증가시켜 추력을 생성한다. 이 모든 powerplants는 또한 항공기의 운영을 지원하는 다양한 시스템들을 구동한다.

Reciprocating Engines

대부분의 small aircraft는 왕복 엔진으로 설계된다. 이 명칭은 기계적 에너지를 생산하는 피스톤의 왕복 운동으로부터 유래되었다.

왕복 엔진은 화학 에너지(연료)를 기계적 에너지로 변환하는 기본 원리로 작동한다. 이러한 전환은 엔진 실린더 내의 연소 과정으로부터 발생한다. 기본적인 두 가지 왕복 엔진 설계에는 스파크 점화식, 그리고 압축 점화식이 있다. 스파크 점화식 왕복 엔진은 여러 해 동안 powerplant의 역할을 해왔다. 운용비용을 절감하고, 설계를 단순화하며, 신뢰도를 향상시키기 위해 몇몇 엔진 제조업체는 압축 점화식으로 전환하고 있다. 흔히 jet fuel piston engines라 불리는 압축 점화식 엔진은 쉽게 사용할 수 있는, 그리고 저렴한 디젤(혹은 제트) 연료를 사용할 수 있다는 추가적 이점이 있다.

스파크 점화식과 압축 점화식 엔진의 주요 기계적 구성 요소는 기본적으로 동일하다. 이들은 원통 모양의 연소실, 그리고 실린더 길이만큼 이동하는 피스톤을 사용한다. 이는 직선 운동을 크랭크축의 회전 운동으로 변환한다. 스파크 점화식과 압축 점화식의 주요 차이는 연료의 점화 절차이다. 스파크 점화식 엔진은 spark plug를 사용하여 연료-공기 혼합물을 점화한다. (연료-공기 혼합물은 연료의 무게, 그리고 공기의 무게에 비율임.) 압축 점화식 엔진은 먼저 실린더 내의 공기를 압축한다. 이는 실린더에 연료가 주입되었을 때 자동으로 점화될 정도로 공기의 온도를 높인다.

이러한 두 엔진 설계는 다음과 같이 추가적으로 분류될 수 있다:

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

2. 작동 사이클 – 2행정, 혹은 4행정

3. 냉각 방법 – 수랭식, 혹은 공랭식

radial engine의 경우 실린더의 열이 크랭크케이스 주위에 원형으로 배치된다. radial engine의 주요 장점은 출력 대 무게의 비율이 좋다는 것이다. [그림 7-1]

in-line engine은 상대적으로 작은 앞면 면적을 가진다. 허나 출력 대 무게 비율이 상대적으로 낮다. 또한 공랭식 in-line engine의 가장 뒤쪽 실린더는 냉각 공기를 거의 받지 않는다. 따라서 이러한 엔진은 일반적으로 4개의, 혹은 6개의 실린더로 제한된다. V-type engine은 작은 앞면 면적을 가짐과 동시에 in-line engine보다 더 많은 마력을 제공한다.

엔진 설계의 지속적인 개선덕분에 horizontally-opposed engine이 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 “opposes” 하기 때문이다. [그림 7-2] 이러한 엔진들의 대부분은 공랭식이다. 그리고 고정익 비행기에 설치될 경우 수평으로 장착되는 것이 일반적이다. opposed-type engine은 높은 출력 대 무게 비율을 가진다. 왜냐하면 엔진이 상대적으로 작고, 크랭크케이스가 가볍기 때문이다. 또한 촘촘한 실린더 배치가 엔진의 앞면 면적으로 줄여주어 유선형 설치를 가능하게 한다. 이는 공기역학적 항력을 줄여준다.

엔진 제조업체에 따라 이러한 엔진들이 스파크 점화식, 혹은 압축 점화식을 사용하도록, 그리고 2행정, 혹은 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 피스톤의 2행정에서만 발생한다. 2행정 엔진은 크랭크축의 매 회전마다 폭발 행정을 가지기 때문에 일반적으로 4행정 엔진보다 출력 대 무게 비율이 높다. 초창기 설계의 본질적인 비효율성, 그리고 불균형한 배출 때문에 2행정 엔진의 사용이 항공 분야에서는 제한되어 왔다.

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

스파크 점화식 4행정 엔진은 오늘날 GA에서 가장 일반적으로 사용되는 설계이다. [그림 7-4] 스파크 점화식 왕복 엔진의 주요 부품들은 실린더, 크랭크케이스, 그리고 accessory housing이다. intake/exhaust valves, spark plugs, 그리고 piston이 실린더에 위치한다. crankshaft와 connecting rods가 crankcase에 위치한다. magnetos는 일반적으로 accessory housing에 위치한다.

4행정 엔진이 화학 에너지를 기계적 에너지로 전환하는 과정은 네 번의 작동 주기에 설쳐 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 실린더로 들어온다.

2. intake valve가 닫히면 압축 행정이 시작된다. 그리고 피스톤이 실린더 상단으로 다시 이동한다. 이 행정은 연료-공기 혼합물이 점화되었을 때 훨씬 더 많은 동력 출력을 얻기 위해 사용된다.

3. 연료-공기 혼합물이 점화될 때 폭발 행정이 시작된다. 이로 인해 실린더 내의 엄청난 압력 증가로 피스톤이 cylinder head에서 아래로 밀린다. 이는 크랭크축을 회전시키는 힘을 발생시킨다.

4. 배기 행정은 실린더의 연소 가스를 제거하기 위해 사용된다. 이는 exhaust valve가 열렸을 때, 그리고 피스톤이 다시 cylinder head로 이동하기 시작할 때 발생한다.

엔진이 상당히 낮은 속도로 작동할 때에도 4행정 주기는 1분에 수백 번 씩 발생한다. [그림 7-5] 4기통 엔진에서는 각 실린더들이 서로 다른 행정으로 작동한다. 크랭크축의 연속적인 회전은 각 실린더의 정확한 폭발 행정 타이밍을 통해 유지된다. 엔진의 지속적인 작동은 보조 시스템의 기능에 따라 달라진다. 여기에는 흡입, 점화, 연료, 오일, 냉각, 그리고 배기 시스템에 따라 달라진다.

디젤 엔진의 장점은 경유와 등유의 물질적 유사성에 있다. 디젤 피스톤 엔진을 장착한 항공기는 등유로 작동한다. 이는 더 높은 자주성, 높은 신뢰도, 낮은 소비량, 그리고 운영비용 절감을 제공한다.

제트 연료를 사용하는 피스톤 엔진의 기술은 계속 발전하고 있다. 이를 장비한 항공기에서는 FADEC(full authority digital engine control)이 표준이다. 이는 엔진 제어의 복잡성을 최소화한다.

Propeller

프로펠러는 회전하는 에어포일이다. 이는 모든 에어포일에 적용되는 유도 항력, 실속, 그리고 그 외 공기역학적 원리의 대상이다. 이는 공중에서 항공기를 pull(혹은 경우에 따라 push) 하는데 필요한 추력을 제공한다. 엔진 출력은 프로펠러를 회전시키는데 사용된다. 이는 날개가 양력을 생성하는 방식과 매우 유사한 방식으로 추력을 생성한다. 추력의 양은 에어포일의 모양, 프로펠러 블레이드의 받음각, 그리고 엔진의 rpm에 따라 달라진다. 프로펠러는 twist 되어있다. 이를 통해 블레이드 각이 hub에서 tip까지 달라진다. hub에서는 붙임각(혹은 pitch)이 가장 크다. 반면 tip에서는 붙임각(혹은 pitch)이 가장 작다. [그림 7-6]

twist의 이유는 hub에서 tip까지 양력을 균일하게 생성하기 위함이다. 블레이드 회전 시 블레이드의 다양한 부분에 대한 실제 속도에는 차이가 있다. 블레이드의 tip은 hub 근처보다 더 빠르게 이동한다. 왜냐하면 동일한 시간 동안 tip은 hub보다 더 먼 거리를 이동하기 때문이다. [그림 7-7] 속도에 따라 hub로부터 tip까지의 붙임각(pitch)을 변화함으로써 블레이드 전체에 걸쳐 균일한 양력이 생산된다. 블레이드 전체 길이의 붙임각이 동일하게 설계된 프로펠러 블레이드는 비효율적이다. 왜냐하면 비행기 속도가 증가함에 따라 hub 근처는 음의 받음각을 갖는 반면 블레이드의 tip은 실속에 빠지기 때문이다. 소형 항공기는 두 가지 프로펠러 유형 중 하나를 장착한다: fixed-pitch, 혹은 adjustable-pitch.

Fixed-Pitch Propeller

블레이드 각이 고정된 프로펠러는 fixed-pitch propeller이다. 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 propeller, 혹은 cruise propeller가 설치된다. climb propeller는 낮은 pitch를 가진다. 따라서 항력이 적다. 항력이 적을수록 rpm이 높아지고 마력이 커지므로 이륙 및 상승 성능이 향상된다. 허나 순항 비행 성능은 저하된다.

cruise propeller는 높은 pitch를 가지므로 항력이 더 크다. 항력이 클수록 rpm은 낮아지고 마력은 낮아져 이륙 및 상승 성능은 저하된다. 허나 순항 비행 시 효율은 높아진다.

프로펠러는 일반적으로 엔진 크랭크축으로부터 연장된 축에 장착된다. 이 경우 프로펠러의 rpm은 크랭크축의 rpm과 동일하다. 일부 엔진의 프로펠러는 엔진 크랭크축에 맞물린 축에 장착된다. 이 경우 프로펠러의 rpm은 엔진 rpm과 다르다.

fixed-pitch propeller의 경우 tachometer가 엔진 출력의 지표이다. [그림 7-8] tachometer는 100 rpm 단위로 눈금 된다. 이는 엔진 및 프로펠러 rpm을 직접적으로 표시한다. 계기에는 maximum continuous operating rpm을 나타내는 녹색 띠가 지정된다. 일부 tachometers는 엔진 및/혹은 프로펠러 한계를 반영하기 위한 추가 표시를 가진다. tachometer 표시에 대한 오해를 해결하기 위해선 제조업체의 권장사항을 참고한다.

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

운영 고도가 증가할수록 tachometer는 올바른 엔진 출력을 표시하지 못할 수 있다. 예를 들어 5,000ft에서 2,300rpm은 해수면에서의 2,300rpm보다 적은 마력을 생산한다. 왜냐하면 출력은 공기 밀도에 의존하기 때문이다. 공기 밀도는 고도가 증가함에 따라 감소한다. 그리고 공기 밀도가 감소하면(높은 밀도 고도) 엔진의 출력이 감소한다. 고도가 변화하면 throttle의 위치를 변화하여 동일한 rpm을 유지해야 한다. 고도가 높아지면 throttle을 더 엶으로써 낮은 고도에서와 동일한 rpm을 유지해야 한다.

Adjustable-Pitch Propeller

adjustable-pitch propeller는 constant-speed propeller의 선구자이다. 이러한 프로펠러의 pitch는 지면에서 엔진이 작동하지 않는 상태일 때 조정될 수 있다. 그러나 비행 도중에는 조정될 수 없다. 이는 또한 ground adjustable propeller라고도 한다.

최초의 adjustable-pitch propeller는 두 가지 pitch setting만을 제공하였다: low와 high. 오늘날 대부분의 adjustable-pitch propeller 시스템들은 다양한 pitch settings가 가능하다.

constant-speed propeller는 pitch 제어가 가능한 프로펠러이다. 이러한 프로펠러의 pitch는 비행 도중 governor에 의해 자동으로 변화한다. 이 덕분에 공기 부하가 변화함에도 불구하고 일정한 rpm을 유지할 수 있다. constant-speed propeller의 주요 장점은 광범위한 rpm 및 속도 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: throttle, 그리고 propeller control. throttle은 출력을, 그리고 propeller control은 엔진 rpm을 제어한다. 이는 tachometer에 나타나는 프로펠러 rpm을 조절한다.

특정 rpm을 선택한 후 governor는 프로펠러 블레이드 각도를 자동으로 조정하여 조종사가 설정한 rpm을 유지한다. 예를 들어 순항 도중 특정 rpm을 설정한 이후 대기 속도가 증가하거나, 혹은 프로펠러 부하가 감소할 경우 조종사가 설정한 rpm을 유지하기 위하여 프로펠러 블레이드 각도가 증가한다. 대기 속도의 감소, 혹은 프로펠러 부하의 증가는 프로펠러 블레이드 각도를 감소시킨다.

프로펠러의 constant-speed range는 constant-speed propeller의 블레이드 각도가 가능한 범위이다. 이는 high pitch stop과 low pitch stop으로 규정된다. 프로펠러 블레이드 각이 constant-speed range 내에 있으며 양 쪽 pitch stop에 미치지 않는 한 엔진 rpm이 일정하게 유지된다. 프로펠러 블레이드가 pitch stop에 도달하면 엔진 rpm은 대기 속도와 프로펠러 부하의 변화에 따라 증가, 혹은 감소한다. 예를 들어 항공기가 감속할 경우 조종사가 선택한 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 propeller가 설치되어 있는 것처럼). constant-speed propeller를 장비한 항공기가 더 빠른 속도로 가속하는 경우에도 마찬가지이다. 항공기가 가속할 경우 조종사가 선택한 rpm을 유지하기 위해 프로펠러 블레이드 각도가 증가한다(단, high pitch stop에 도달하기 전까지). high pitch stop에 도달한 경우 블레이드 각도는 더 이상 증가하지 못하며 엔진 rpm이 증가한다.

constant-speed propeller를 장비한 항공기의 경우 출력은 throttle에 의해 제어된다. 출력은 manifold pressure gauge에 표시된다. gauge는 intake manifold 내 연료-공기 혼합물의 압력을, 보다 정확하게는 MAP(manifold absolute pressure)를 측정한다. 일정한 rpm 및 고도에서 생성되는 출력의 양은 연소실로 공급되는 연료-공기 혼합물과 직접 관련되어 있다. throttle setting이 증가하면 엔진으로 향하는 연료-공기가 증가하며 MAP가 증가한다. 엔진이 작동하지 않는 경우 manifold pressure gauge는 주위 공기 압력(즉, 29.92＂Hg)을 표시한다. 엔진이 시동되면 manifold pressure 지시는 외부 압력보다 낮은 값으로 감소한다(idle에서 12＂Hg). 엔진 고장이 발생한 경우 고장이 발생한 고도에서의 외기 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 띠, 그리고 manifold pressure의 상한을 나타내는 붉은색 띠가 있다.

특정 rpm에 대해 초과되어선 안 되는 manifold pressure가 있다. 특정 rpm에 대한 manifold pressure가 초과될 경우 실린더 내 압력이 초과될 수 있다. 이는 실린더에 과도한 응력을 가한다. 이러한 응력이 자주 반복될 경우 실린더 구성 요소들이 약화될 수 있으며 이는 결국 엔진 고장으로 이어질 수 있다.

조종사는 지속적으로 rpm을 의식함으로써 실린더에 과도한 응력을 가하는 상황을 피할 수 있다(특히 manifold pressure를 증가시킬 때). manifold pressure와 rpm간의 올바른 관계를 유지하기 위해선 출력 설정에 대한 제조업체의 권장 사항을 참조한다.

manifold pressure와 rpm을 모두 변경해야 하는 경우 다음과 같은 순서로 출력을 조정하여 엔진의 과도한 응력을 방지한다:

∙ 출력 설정을 감소하는 경우 rpm을 감소시키기 전에 manifold pressure를 감소시킨다. rpm을 먼저 감소시키는 경우 manifold pressure가 자동으로 증가하여 제조업체의 허용 오차를 초과할 수 있다.

∙ 출력 설정을 증가하는 경우에는 rpm을 먼저 증가시킨 다음 manifold pressure를 증가시킨다.

∙ radial engines의 손상을 방지하려면 최대 rpm 및 manifold pressure에서의 작동 시간을 최소화해야 한다. 그리고 최대 rpm, 그리고 낮은 manifold pressure에서 작동하지 않도록 한다.

고성능 왕복 엔진의 심각한 마모, 피로, 그리고 손상을 방지하기 위해서는 엔진 및/혹은 동체 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 대응에 관하여 운영자, 조종사, 그리고 제조업체에게 알려준다. SAIB는 규정이 아니다. 허나 FAA는 비행의 안전을 위해 정보를 읽고 고려할 것을 권장한다.

이 문서에서 단발 엔진 항공기는 7,000ft를 순항 도중 propeller overspeed를 경험하였다. 조종사는 throttle을 적용하였음에도 눈에 띄는 추력 변화가 없었다고 보고하였다. 조종사는 110노트의 “best glide” speed를 설정한 다음 근처 공항을 향해 활공을 시도하였다. 그러나 공항에 도달하지 못하여 off-field landing을 수행해야 했다.

이는 프로펠러에 결함이 발생하여 blade pitch가 변화하는 메커니즘이 low pitch stop 위치로 이동한 것으로 판단되었다. 이로 인해 프로펠러는 fixed-pitch propeller처럼 작동하여 출력과 대기속도에 따라 rpm이 변화한다. low pitch setting은 이륙 도중 최대 출력을 허용한다. 허나 더 높은 대기 속도에서는 propeller overspeed로 이어질 수 있다.

이 사건과 관련된 항공기 모델을 통해 비행 조건의 성능 평가가 이루어졌다. 이 평가를 통해 best glide speed보다 낮은 대기 속도에서 추력이 증가하였음을, 따라서 조종사가 수평비행을 유지할 수 있음을 나타냈다. 항공기, 엔진, 그리고 프로펠러에는 항공기 성능에 영향을 미치는 수많은 변수들이 있다. 일부 항공기 모델에 대해 게재된 best glide speed는 이러한 상황(low pitch stop 위치에 놓인 프로펠러 블레이드)에서 적절한 추력을 생성하기엔 충분히 낮지 않을 수 있다.

variable pitch propellers를 갖춘 항공기의 운영자는 propeller overspeed 상황일 경우 수평 비행을 유지하는데 필요한 대기 속도가 engine-out best glide speed와 다를 수 있다는 것을 알아야 한다. propeller overspeed 도중 비상 상황을 완화하기 위해 emergency procedures를 따라야 한다. 그러나 속도를 약간 감소시킬 경우 안전한 비행 및 착륙을 가능하게 할 수 있다는 것을 조종사는 알아야 한다. engine-out best glide speed보다 더 적합한 대기 속도를 결정하는 것은 조종사가 즉시 착륙하는 것 이외의 다른 수단을 결정할 시간이 있는 경우 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 시스템으로 진입된다. port에는 일반적으로 먼지, 그리고 기타 이물질의 유입을 억제하는 공기 필터가 있다. 필터가 가끔 막힐 수 있으므로 alternate air source를 사용할 수 있어야 한다. 일반적으로 alternate air는 공기 필터를 우회하는 engine cowling 내부로부터 유입된다. 일부 alternate air는 자동으로 작동하는 반면 그 외에는 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 각 실린더에 주입하기 직전에 혼합하거나, 혹은 연료를 각 실린더에 직접 분사한다.

Carburetor Systems

항공기 기화기는 두 종류로 분류된다: flot-type, 그리고 pressure-type. float-type carburetors는 idling, accelerating, mixture control, idle cutoff, 그리고 power enrichments 시스템이 완비되어 있다. 이는 두 가지 기화기 종류 중 가장 일반적이다. pressure-type carburetors는 일반적으로 소형 항공기에서는 찾아볼 수 없다. flot-type과 pressure-type의 기본적인 차이점은 연료 공급 방식이다. pressure-type은 fuel pump의 압력에 의해 연료를 공급한다.

float-type carburetor 시스템이 작동할 때 외부 공기가 공기 필터를 통과하여 흐른다. 공기 필터는 일반적으로 엔진 cowling의 앞쪽 부분에 있는 air intake에 위치한다. 이러한 여과 공기가 기화기와 벤투리(기화기의 throat)를 통해 흐른다. 공기가 벤투리를 통과하면 저압 영역이 생성된다. 이는 throat에 위치한 main fuel jet를 통해 연료가 흐르게 만든다. 그런 다음 연료는 기류로 흘러들어가 공기와 혼합된다. [그림 7-10]

그런 다음 연료-공기 혼합물은 intake manifold를 통해 연소실로 향한다. float-type carburetor는 float chamber 내의 연료 위에 놓인 float로부터 그 이름을 얻었다. float에 부착된 니들은 carburetor bowl 하단의 개구부를 개폐한다. 이는 기화기에 주입되는 연료의 양을 측정한다. float chamber 내의 연료 양에 따라 float의 위치가 달라진다. 연료의 양이 float를 상승시키면 needle valve가 연료 입구를 닫아서 기화기로 향하는 연료 흐름을 차단한다. 엔진에 추가 연료가 필요할 때 needle valve가 다시 열린다. 연소실로 향하는 연료-공기 혼합물의 흐름은 throttle valve에 의해 조절된다. throttle valve는 조종실의 throttle을 통해 제어된다.

float-type carburetor는 몇 가지 단점이 있다. 첫 번째, 이는 갑작스러운 기동 도중에는 잘 작동하지 않는다. 두 번째, 낮은 압력으로 연료가 분출되면 불완전 기화가 발생한다. 그리고 이는 일부 supercharged system으로 연료를 분출하는데 어려움을 만든다. float-type carburetor의 가장 큰 단점은 착빙 경향이다. float-type carburetor는 저압 지점에 연료를 분출해야 하므로 discharge nozzle이 반드시 venturi throat에 위치해야 한다. 그리고 throttle valve는 discharge nozzle의 엔진 측면에 있어야 한다. 즉, 연료 증발로 인한 온도 강하가 벤투리 내에서 발생한다. 그 결과 벤투리와 throttle valve에 얼음이 쉽게 형성된다.

pressure-type carburetor는 대기압보다 훨씬 높은 압력으로 연료를 분출한다. 그 결과 기화가 개선된다. 그리고 throttle valve의 엔진 측면으로 연료를 분출할 수 있게 해준다. 이 위치에 discharge nozzle이 있으면 연료 기화는 공기가 throttle valve를 통과한 후, 그리고 엔진의 열로 인해 온도 하강이 상쇄되는 지점에서 발생한다. 따라서 연료 기화 결빙의 위험이 실질적으로 제거된다. 급한 기동, 그리고 rough air가 pressure-type carburetors에 미치는 영향은 무시될 수 있다. 왜냐하면 fuel chambers가 모든 운영 조건 하에서 채워진 상태로 유지되기 때문이다.

Mixture Control

기화기는 일반적으로 해수면 대기압으로 보정된다. 여기서 mixture control이 FULL RICH에 놓여있을 때 정확한 연료-공기 혼합비가 설정된다. 그러나 고도가 증가하면 기화기로 진입하는 공기의 밀도는 감소하는 반면 연료의 밀도는 그대로 유지된다. 이는 점진적으로 더 rich 한 혼합물을 만든다. 그 결과 거친 엔진, 그리고 상당한 출력 손실이 이어질 수 있다. 거친 엔진은 일반적으로 스파크 플러그 오염(플러그에 탄소가 과도하게 축적)으로 인해 발생한다. 탄소 축적은 rich mixture가 실린더 내부의 온도를 낮춰 연료의 완전 연소를 억제하기 때문에 발생한다. 이러한 상황은 높은 표고의 공항에서 이륙 전 runup을 하는 도중, 그리고 높은 고도에서 상승이나 순항을 하는 도중 발생할 수 있다. 올바른 연료-공기 혼합물을 유지하기 위해서는 mixture control을 사용하여 혼합물을 lean 해야 한다. 혼합물을 lean 하면 연료 흐름이 감소한다. 이는 높은 고도에서 공기 밀도가 감소하는 것을 보상한다.

높은 고도에서 하강 도중에는 연료-공기 혼합물을 rich 하게 만들어야 한다. 지나치게 lean한 혼합물은 detonation(거친 엔진 운영, 과열, 그리고/혹은 출력 손실을 유발할 수 있는)을 유발한다. 적절한 연료-공기 혼합물을 유지하는 가장 좋은 방법은 엔진 온도를 모니터링 하는 것, 그리고 필요에 따라 혼합물을 rich 하게 만드는 것이다. fuel-injected engine을 위한 훌륭한 연비, 그리고 올바른 mixture control은 EGT(exhaust gas temperature) gauge를 통해 이루어질 수 있다. 혼합물을 조정하는 과정은 항공기마다 다를 수 있으므로 특정 항공기에 대한 특정 절차를 결정하기 위해 AFM, 혹은 POH를 참조하는 것이 중요하다.

Carburetor Icing

float-type carburetor의 한 가지 단점을 착빙 경향이다. 연료 기화의 영향, 그리고 벤투리 내 공기 압력 감소는 기화기 내의 온도를 급격하게 떨어지게 만들어 기화기 착빙을 발생시킨다. 기화기 온도가 빙점 이하일 때 공기 중의 수증기가 응축되면 기화기의 내부 표면, 그리고 throttle valve에 얼음이 형성될 수 있다. [그림 7-11]

공기 압력 감소, 그리고 연료 기화는 기화기 내 온도 저하의 원인이 된다. 얼음은 일반적으로 throttle valve 근처, 그리고 venturi throat에서 형성된다. 이는 연료-공기 혼합물의 흐름을 제한하여 출력을 감소시킨다. 얼음이 많이 쌓이면 엔진이 작동을 멈출 수 있다. 기화기 착빙은 온도가 섭씨 21도(혹은 화씨 70도) 미만이고 상대 습도가 80% 이상일 때 발생할 가능성이 가장 높다. 기화기 내에서의 갑작스러운 냉각으로 인해 외부 공기 온도가 섭씨 38도(혹은 화씨 100도)이고 습도가 50%에 이르는 경우에도 착빙이 발생할 수 있다. 이러한 온도 강하는 화씨 60 ~ 70도(70 x 100/180 = 섭씨 38.89)에 이를 수 있다. 따라서 외부 공기 온도가 섭씨 38도(화씨 100도)일 때 온도가 섭씨 38.89도(화씨 70도)가 떨어지면 기화기 내의 공기 온도가 섭씨 영하 1도(화씨 10도)가 된다. [그림 7-12]

fixed-pitch propeller가 장착된 항공기에서 기화기 착빙의 첫 번째 징후는 엔진 rpm의 감소이다. 이 후에는 거친 엔진이 뒤따를 수 있다. constant-speed propeller가 장착된 항공기에서 기화기 착빙은 일반적으로 manifold pressure의 감소로 지시된다(허나 rpm은 감조하지 않음). 출력 손실을 보상하기 위해 propeller pitch가 자동으로 조정된다. 따라서 일정한 rpm이 유지된다. 기화기 착빙은 모든 비행 단계에서 발생할 수 있다. 허나 하강 도중 감소된 출력을 사용할 때 특히 위험하다. 특정 조건에서는 출력을 추가하기 전까지 기화기 착빙이 눈에 띄지 않게 발생할 수 있다. float-type carburetor를 장착한 엔진에서는 기화기 착빙의 영향을 방지하기 위해 carburetor heat system을 사용한다.

Carburetor Heat

carburetor heat은 공기를 기화기 도달 전에 예열하는 anti-icing system이다. 이는 연료-공기 혼합물을 빙점 이상으로 유지하여 기화기 착빙의 형성을 방지하기 위함이다. 기화기의 얼음 축적이 너무 많지 않다면 이미 형성된 착빙을 녹이기 위해 carburetor heat을 사용할 수 있다. 허나 예방책으로 carburetor heat을 사용하는 것이 더 나은 선택이다. 또한 intake filter가 막힌 경우(예를 들어 갑작스러운, 혹은 예상치 못한 airframe 착빙 상황) carburetor heat을 alternate air source로 사용할 수 있다. carburetor heat은 엔진 runup 도중 점검되어야 한다. carburetor heat을 사용할 경우 제조업체의 권장 사항을 따른다.

비행 도중 기화기 착빙이 발생하기 좋은 조건이라면 착빙의 존재를 감지하기 위해 정기적으로 점검을 수행해야 한다. 만약 착빙이 감지되었다면 즉시 full carburetor heat을 적용해야 한다. 그리고 조종사가 모든 얼음이 제거되었음을 확신하기 전까지 기화기를 ON position에 두어야 한다. partial heat을 가하거나, 혹은 불충분한 시간 동안 heat을 유지할 경우 상황이 악화될 수 있다. 기화기 착빙이 심한 경우에는(설령 얼음이 전부 제거되었다 하더라도) full carburetor heat을 사용하여 얼음이 더 이상 형성되는 것을 방지해야 한다. carburetor heat이 설치되어 있다면 carburetor temperature gauge가 carburetor heat을 사용할 시기를 결정하는데 유용하다.

비행 도중 throttle이 닫힐 경우 엔진이 빠르게 냉각된다. 그리고 엔진이 따뜻할 때보다 연료 기화가 덜 완전하다. 또한 이런 조건에서 엔진은 기화기 착빙이 더 취약하다. 기화기 착빙 조건이 의심되는 경우, 그리고 closed-throttle 운영이 예상되는 경우에는 throttle을 닫기 전에 carburetor heat을 full ON position으로 조정한다. 그리고 closed-throttle 운영 도중 이 상태로 둔다. 열은 연료를 기화시키는데, 그리고 기화기 착빙 형성을 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 사용한 경우 rpm이 감소한다. 그리고 얼음이 녹으면서 rpm이 점진적으로 증가한다. 얼음이 제거된 이후에는 엔진이 더 부드럽게 작동해야 한다. 만약 얼음이 존재하지 않으면 rpm이 감소한 이후 일정하게 유지된다. constant-speed propeller를 갖춘 항공기에서 착빙이 발생하여 carburetor heat을 사용한 경우 manifold pressure가 감소한 다음 점진적으로 증가한다. 기화기 착빙이 존재하지 않다면 carburetor heat을 끄기 전까지는 manifold pressure의 점진적 증가가 나타나지 않는다.

출력, 고도, 그리고/혹은 속도의 손실을 방지하기 위해 비행 도중 형성되는 기화기 착빙을 인지하는 것이 필수적이다. 이러한 증상은 때때로 진동, 혹은 거친 엔진을 동반할 수 있다. 출력 손실이 감지되었다면 기화기에 이미 형성된 얼음을 제거하기 위해, 그리고 얼음이 더 형성되는 것을 방지하기 위해 즉시 조치를 취해야 한다. 이는 full carburetor heat을 적용함으로써 이루어진다. 출력이 더욱 감소할 것이며 녹아내린 얼음이 엔진을 통과함에 따라 거친 엔진이 발생할 수 있다. 이러한 현상은 착빙의 강도에 따라 30초에서 몇 분까지 지속될 수 있다. 이 기간 도중 조종사는 carburetor heat의 사용량을 줄이려는 유혹을 이겨내야 한다. carburetor heat은 정상 출력이 돌아오기 전까지는 full-hot position으로 유지되어야 한다.

carburetor heat을 사용하면 엔진 출력이 감소하고 운영 온도가 증가하는 경향이 있다. 따라서 최대 출력이 필요한 경우(이륙 도중), 혹은 정상 엔진 운영 도중에는 사용하지 않아야 한다(단, 기화기 착빙의 존재를 확인하기 위해, 혹은 기화기 착빙을 제거하기 위해 사용하는 경우 제외).

Carburetor Air Temperature Gauge

일부 항공기는 carburetor air temperature gauge를 장비한다. 이는 잠재적 착빙 상태를 탐지하는데 유용하다. 일반적으로 이 계기는 섭씨로 눈금이 매겨진다. 계기의 yellow arc는 착빙이 발생할 수 있는 carburetor air temperature를 나타낸다. 이는 일반적으로 섭씨 –15도에서 5도(화씨 5도에서 41도) 범위에 있다. 공기의 온도 및 수분 함량이 기화기 착빙이 불가능한 정도인 경우 엔진은 yellow range에서 운영될 수 있다. 대기 조건이 기화기 착빙이 발생하기 쉬운 상황일 경우 carburetor heat을 가하여 계기가 yellow arc 바깥에 머무르도록 유지해야 한다.

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

Outside Air Temperature Gauge

대부분의 항공기는 섭씨 및 화씨가 눈금 된 OAT(outside air temperature) gauge를 장착하고 있다. 이는 진대기속도 계산을 위하여 외부, 혹은 주변 공기 온도를 제공한다. 이는 잠재적 착빙 조건을 감지하는데 유용하다.

Fuel Injection Systems

연료 분사 시스템에서 연료는 실린더에 직접 분사되거나, 혹은 intake valve 직전에 분사된다. 연료 분사 시스템의 air intake는 기화기 시스템에서 사용되는 air intake와 유사하다. 이는 alternate air source(엔진 cowling에 위치)를 갖추고 있다. alternate air source는 외부 air source가 차단된 경우에 사용된다. alternate air source는 일반적으로 자동으로 작동한다. 이는 자동 기능이 오작동할 경우에 사용할 수 있는 예비 수동 시스템도 갖추고 있다.

연료 분사 시스템은 일반적으로 여섯 개의 기본 구성 요소를 포함한다: 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 압력이 가해진 연료를 fuel-air control unit으로 공급한다. 이는 엔진 시동 및/혹은 비상용으로 사용된다. 시동 이후에는 engine-driven fuel pump가 압력이 가해진 연료를 fuel-air control unit으로 공급한다.

control unit은 본질적으로 기화기를 대체한다. 이는 mixture control 설정에 따라 연료를 계량한다. 그리고 이를 throttle에 의해 제어되는 비율로 fuel manifold valve에 보낸다.

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

연료 분사 시스템은 기화기 시스템보다 착빙에 덜 취약한 것으로 간주된다. 허나 두 시스템 모두 air intake에서의 impact icing이 가능하다. impact icing은 항공기 외부에 얼음이 형성되어 개구부(예를 들어 분사 시스템의 air intake)를 차단할 때 발생한다.

다음은 연료 분사를 사용하는 경우의 이점이다:

∙ 연료 기화로 인한 착빙 감소

∙ 연료 흐름 개선

∙ throttle 반응이 빠름

∙ 정밀한 혼합물 제어

∙ 연료 분배 개선

∙ 낮은 기온에서 시동하기 더 쉬움

다음은 연료 분사를 사용하는 경우의 단점이다:

∙ 뜨거운 엔진을 시동하기 어려움

∙ 더운 날 지상 운영 도중 vapor locks

∙ 연료 부족으로 인해 정지된 엔진의 재시동과 관련된 문제

Superchargers and Turbosuperchargers

엔진 마력을 증가시키기 위해 제조업체들은 supercharger, 그리고 turbosupercharger systems라 불리는 강제 흡입 계통을 개발하였다. 이들은 흡입 공기의 밀도를 높이기 위해 흡입 공기를 압축한다. 주요 차이점은 전원 장치에 있다. supercharger는 engine-driven air pump, 혹은 compressor에 의존한다. 반면 turbocharger는 turbine(이는 compressor를 회전시킴)을 통과하여 흐르는 배기 흐름으로부터 전원을 얻는다. 이러한 시스템을 갖춘 항공기는 manifold pressure gauge(엔진 intake manifold 내의 MAP를 표시)를 갖추고 있다.

해수면에서 표준 대기일 때 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 공항에서 manifold pressure gauge는 24.92＂Hg를 나타낸다.

자연 흡기 항공기가 상승할 경우 이는 결국 정상 상승을 수행하기엔 MAP가 불충분한 고도에 도달한다. 이러한 고도 한계가 항공기의 service ceiling이라 알려져 있다. 이는 엔진의 출력 생산 능력에 직접적인 영향을 받는다. 엔진으로 유입되는 공기가 supercharger, 혹은 turbosupercharger에 의해 가압되는 경우 항공기의 service ceiling이 증가할 수 있다. 이러한 시스템을 통해 항공기는 더 높은 고도에서 더 높은 진대기속도로 비행할 수 있다. 또한 악기상을 우회할 수 있는 능력이 증가한다.

Superchargers

supercharger는 엔진에 압축 공기를 공급하는 engine-driven air pump, 혹은 compressor이다. 이는 엔진이 추가 출력을 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 엔진의 경우 현재 존재하는 대기압보다 높은 manifold 압력을 가질 수 없다. supercharger는 manifold 압력을 30＂Hg 이상으로 상승시킬 수 있다.

예를 들어 일반적인 엔진이 8,000ft에 있는 경우 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 압축한다. 이는 높은 고도에 있어도 해수면에서 생성할 수 있는 것과 동일한 manifold 압력을 생성할 수 있도록 해준다. 따라서 8,000ft MSL에 놓인 엔진이 여전히 25＂Hg의 manifold 압력을 생성할 수 있다(반면 자연 흡기 엔진은 22＂Hg만을 생성할 수 있다). supercharger는 높은 고도에서 특히 유용하다. supercharger를 사용하면 대부분의 경우 해수면과 동일한 밀도로 엔진에 공기를 공급할 수 있다.

supercharged induction system의 구성 요소는 자연 흡기 시스템과 유사하다(단, fuel metering device와 intake manifold 사이에 supercharger가 추가됨). supercharger는 gear train을 통해 한 가지 속도, 두 가지 속도, 혹은 다양한 속도에서 엔진을 통해 구동된다. 또한 supercharger는 하나 이상의 단계를 가질 수 있다. 각 단계 또한 압력의 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. 이러한 유형의 supercharger는 모든 고도에서 하나의 gear-driven impeller를 사용하여 엔진 출력을 증가시킨다. 이러한 supercharger의 단점은 고도가 증가함에 따라 엔진 power output이 감소한다는 것이다.

single-stage, single-speed superchargers는 고출력 radial engines에서 많이 발견된다. 이는 air intake가 전방을 향하도록 하여 흡입 계통이 램 공기를 최대한 활용할 수 있도록 한다. 흡입 공기는 배관을 통해 기화기(연료가 공기 흐름에 비례하여 계량되는 곳)로 전달된다. 연료-공기 혼합물은 supercharger, 혹은 blower impeller로 배관되어 바깥쪽으로 가속된다. 가속된 이후 연료-공기 혼합물은 diffuser(공기 속도가 압력 에너지로 교환되는 곳)를 통과한다. 압축 후 형성된 고압의 연료-공기 혼합물은 실린더로 향한다.

제 2차 세계 대전 도중 개발된 radial engines 중 일부로는 single-stage, two-speed supercharger가 있다. 이 유형의 supercharger를 사용하면 하나의 impeller를 두 가지 속도로 작동할 수 있다. 낮은 impeller 속도를 종종 low blower setting이라 부른다. 반면 높은 impeller 속도를 high blower setting이라 부른다. two-speed supercharger를 장비한 엔진의 경우 조종실의 레버(혹은 스위치)가 oil-operated clutch(하나의 속도를 다른 속도로 전환시키는 장치)를 작동시킨다.

정상 운영 도중 supercharger가 low blower position에 있을 때 이륙이 이루어진다. 이 상태에서 엔진은 ground-boosted engine처럼 작동하여 항공기 고도가 증가함에 따라 power output이 감소한다. 그러나 항공기가 특정 고도에 도달하면 출력이 감소한다. 조종사는 supercharger control을 high blower position으로 전환하면 throttle이 적절한 manifold pressure로 재설정된다. 이러한 유형의 supercharger가 장착된 엔진을 altitude engine이라 부른다. [그림 7-14]

Turbosuperchargers

엔진 마력을 증가시키는 가장 효율적인 방법은 turbosupercharger, 혹은 turbocharger를 사용하는 것이다. 엔진에 장착된 이 부스터는 엔진의 배기가스를 사용하여 air compressor를 구동한다. 이는 기화기, 혹은 연료 분사 시스템을 통해 엔진으로 유입되는 공기의 압력을 증가시켜서 높은 고도에서의 출력을 증가시키기 위함이다.

gear-driven supercharger의 주요 단점(출력 증가를 위해 엔진 power output을 대량으로 사용하는 것)은 turbocharger를 사용할 경우 방지된다. 왜냐하면 turbocharger는 엔진의 배기가스에 의해 작동하기 때문이다. 즉, turbocharger는 뜨거운 배기가스로부터 에너지를 되찾는다.

turbocharger의 두 번째 장점은 엔진의 해수면 정격 마력을 해수면으로부터 critical altitude까지 제어할 수 있다는 것이다. critical altitude는 turbocharged engine이 정격 마력을 낼 수 있는 최대 고도이다. critical altitude를 초과할 경우 자연 흡기 엔진처럼 출력이 감소하기 시작한다.

turbocharger는 엔진의 흡입 공기 압력을 증가시켜서 엔진이 높은 고도에서도 해수면 마력을, 혹은 더 높은 마력을 발휘할 수 있도록 만든다. turbocharger는 두 가지 주요 요소로 구성된다: compressor와 turbine. compressor에는 고속으로 회전하는 impeller가 있다. 흡입 공기가 impeller blade를 가로질러 진입되면 impeller가 공기를 가속한다. 이는 compressor housing 내로 대량의 공기가 유입되도록 만든다. impeller의 작용 결과 고압의 고밀도 공기가 생성되어 엔진으로 공급된다. 엔진의 배기가스는 turbine wheel(impeller의 구동축 반대쪽 끝에 장착된 것)을 구동하여 impeller를 회전시킨다. turbine을 흐르는 배기가스의 양을 변화시킴으로써 더 많은 에너지를 추출할 수 있다. 이는 impeller가 더 많은 압축 공기를 엔진으로 전달하게 해준다. waste gate는 turbine으로 유입되는 배기가스의 양을 변화시키는데 사용된다. 이는 기본적으로 배기 시스템에 장착된 나비형 밸브이다. 밸브가 닫히면 엔진에서 나오는 대부분의 배기가스가 turbine을 통해 흐른다. 밸브가 열리면 배기가스가 엔진의 배기 파이프를 통해 직접 배출되어 turbine을 우회할 수 있다. [그림 7-15]

가스가 압축되면 온도가 상승한다. 따라서 turbocharging은 유입 공기의 온도를 상승시킨다. 이러한 온도를 낮추기 위해, 그리고 detonation의 위험을 낮추기 위해 많은 turbocharged engines가 intercooler를 사용한다. 이 작은 열 교환기는 고온의 압축 공기가 연료 계량 장치로 들어가기 전에 외부 공기로 냉각한다.

System Operation

최신 tubocharged engines의 경우 waste gate position은 액추에이터에 연결된 pressure-sensing control 메커니즘에 의해 조절된다. 엔진 오일이 액추에이터로 유입되거나, 혹은 엔진 오일이 액추에이터에서 빠져나감으로써 waste gate position이 움직인다. 이러한 시스템에서 액추에이터는 조종사가 설정한 MAP를 생성하도록 자동으로 배치된다.

그 외의 turbocharging system은 waste gate position을 제어하기 위해 별도의 manual control를 사용한다. manual control을 사용하는 경우 원하는 MAP에 도달하였는지 확인하기 위하여 manifold pressure gauge를 면밀히 모니터링 해야 한다. 이러한 시스템들은 특별한 운영 고려사항을 필요로 한다. 예를 들어 높은 고도에서 하강한 후 waste gate를 닫힌 상태로 두면 엔진의 한계를 초과하는 manifold pressure가 발생할 수 있다. overboost라 불리는 이 상태는 심한 detonation을 일으킬 수 있다. 왜냐하면 하강 도중 공기 밀도 증가로 인한 leaning effect 때문이다.

자동 waste gate system이 overboost 상태를 경험할 가능성은 낮다(허나 그 가능성이 0%는 아님). 엔진 오일 온도가 정상 운영 범위 미만인 상태에서 takeoff power가 적용되면 차가운 오일이 waste gate 액추에이터를 빠르게 흘러나오지 못하여 overboost가 발생할 수 있다. maximum manifold pressure limit을 초과하지 않기 위해 throttle을 조심스럽게 전진시킬 경우 overboost를 방지하는데 도움이 된다.

turbocharger가 장착된 항공기를 조종하는 조종사는 시스템의 제한 사항을 알고 있어야 한다. 예를 들어 turbocharger turbine 및 impeller는 극도로 높은 온도에서 80,000rpm 이상으로 작동할 수 있다. 높은 회전 속도를 달성하기 위해선 시스템 내의 bearings에 엔진 오일이 지속적으로 공급되어야 한다. 이는 마찰력, 그리고 고온을 줄이기 위함이다. 높은 throttle 설정을 적용하기 전에 충분한 윤활을 얻기 위해선 오일 온도가 정상 운영 범위에 있어야 한다. 또한 엔진을 끄기 전에 turbocharger를 식히고 turbine이 느려지도록 해준다. 그렇지 않으면 bearing housing에 남아 있는 오일이 끓어 bearings와 shaft에 딱딱한 탄소 침전물이 형성된다. 이러한 침전물은 turbocharger의 효율성, 그리고 사용 수명을 급격히 저하시킨다. 자세한 제한 사항은 AFM/POH를 참조한다.

High Altitude Performance

turbocharging system을 갖춘 항공기는 상승함에 따라 waste gate가 점진적으로 닫힌다. 이는 maximum allowable manifold pressure를 유지하기 위함이다. 어느 시점에서 waste gate는 완전히 닫힌다. 이후 고도가 더 증가하면 manifold pressure가 감소한다. 이는 항공기, 혹은 엔진 제조업체가 설정한 critical altitude이다. 만약 특정 critical altitude 이전에 manifold pressure가 감소하기 시작할 경우 시스템이 올바르게 작동하는지 확인하기 위해 엔진 및 turbocharging system을 점검해야 한다. 이는 자격을 갖춘 AMT(aviation maintenance technician)에 의해 수행된다.

Ignition System

스파크 점화 엔진의 경우 점화 시스템이 스파크를 제공한다. 이는 실린더 내의 연료-공기 혼합물을 점화한다. 점화 시스템은 magnetos, spark plugs, high-tension leads, 그리고 ignition switch로 구성된다. [그림 7-16]

magneto는 영구 자석을 사용하여 항공기의 전기 시스템과 완전히 독립적으로 전류를 생성한다. magneto는 각 실린더의 spark plug 간격을 가로질러 스파크를 발생시킬 수 있을 정도로 높은 전압을 생성한다. 이 시스템은 starter가 체결된 다음 크랭크축이 회전하기 시작할 때 점화를 시작한다. magnetos는 크랭크축 회전 시 계속하여 작동한다.

표준 증명을 받은 대부분의 항공기는 점화 시스템의 신뢰도를 높이기 위해 두 개의 magnetos, 별도의 와이어 세트, 그리고 spark plugs를 갖춘 dual ignition system을 가진다. 각 magneto는 독립적으로 작동하여 각 실린더에 있는 두 개의 spark plugs 중 하나를 점화한다. 두 개의 spark plugs를 점화하면 연료-공기 혼합물의 연소가 개선되며 출력이 약간 높아진다. magnetos 중 하나가 고장 나더라도 다른 하나는 영향을 받지 않는다. 엔진 출력이 약간 감소될 것으로 예상되지만 엔진은 계속 정상적으로 작동한다. 실린더에 있는 두 개의 spark plugs 중 하나가 고장 난 경우에도 마찬가지이다.

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

OFF

R(right)

L(left)

BOTH

START

RIGHT나 LEFT를 선택할 경우 연관된 magneto만 작동한다. BOTH를 선택할 경우 시스템은 두 개의 magneto로 작동한다.

pretakeoff check 도중 ignition switch를 BOTH에서 RIGHT로, 그리고 BOTH에서 LEFT로 바꿀 때 발생하는 rpm의 감소를 확인함으로써 점화 시스템의 오작동을 확인할 수 있다. 이러한 점검 도중 엔진 rpm이 약간 감소하는 것은 정상이다. 허용 가능한 감소 값은 AFM, 혹은 POH에 나타나 있다. 하나의 magneto로 전환하였을 때 엔진이 정지한 경우, 혹은 rpm이 허용 한계를 초과하여 감소한 경우 문제가 해결되기 전까지는 항공기를 비행하지 않는다. 그 원인은 fouled plugs, magneto/plugs 사이의 전선 고장, 혹은 부적절한 점화 타이밍일 수 있다. rpm의 “no drop” 또한 정상이 아니므로 이 경우에도 항공기를 비행해서는 안 된다는 점을 유의한다.

ignition switch가 OFF position인 상태에서 만약 magneto와 ignition switch 사이의 접지선이 고장 날 경우 엔진이 의도치 않게 시동될 수 있다(단, 실린더 내에 잔류 연료가 있는 상태에서 프로펠러가 움직인 경우). 이때 엔진을 정지할 수 있는 유일한 방법은 mixture lever를 idle cutoff position으로 움직이는 것이다. 그런 다음 자격을 갖춘 AMT로부터 시스템 점검을 받는다.

Oil Systems

엔진 오일 시스템은 다음과 같은 몇 가지 중요한 기능을 수행한다:

∙ 엔진 가동 부품의 윤활

∙ 마찰 감소를 통한 엔진 냉각

∙ 실린더의 열 제거

∙ 실린더 벽과 피스톤 사이에 씰 제공

∙ 오염물질 운반

왕복 엔진은 wet-sump, 혹은 dry-sump 오일 시스템을 사용한다. wet-pump 시스템의 경우 오일은 엔진에 내장된 sump에 위치한다. dry-sump 시스템의 경우 오일은 별도의 탱크에 담겨 있으며 펌프를 통해 엔진을 순환한다. [그림 7-17]

wet-sump 시스템의 주요 구성 요소는 oil pump이다. oil pump는 sump에서 오일을 끌어와 엔진으로 공급한다. 오일은 엔진을 통과한 후 sump로 돌아간다. 일부 엔진의 경우 회전하는 크랭크축이 엔진에 오일을 튀겨서 추가적인 윤활을 공급한다.

oil pump는 dry-sump 시스템에서도 오일 압력을 공급한다. 그러나 오일 공급원은 엔진 외부에 위치한 별도의 오일 탱크에 있다. 오일은 엔진을 통과한 후 배유 펌프(scavenge pumps)를 통해 오일 탱크로 다시 되돌아온다. dry-sump 시스템은 엔진에 더 많은 양의 오일을 공급할 수 있게 해준다. 따라서 이는 대형 왕복 엔진에 더 적합하다.

oil pressure gauge는 오일 시스템의 작동을 직접적으로 표시한다. 이는 엔진에 공급되는 오일의 압력(psi)을 나타낸다. 녹색은 정상 운영 범위를, 반면 붉은색은 최소 및 최대 압력을 나타낸다. 엔진 시동 도중 오일 압력이 표시되어야 한다. 제조업체의 제한 사항을 위해 AFM/POH를 참조한다.

oil temperature gauge는 오일의 온도를 측정한다. 녹색은 정상 운영 범위를 나타낸다. 그리고 붉은색은 최대 허용 온도를 나타낸다. 오일 온도의 변화는 천천히 발생한다. 이러한 현상은 차가운 엔진을 시동한 후에 특히 두드러진다. 이때 gauge가 오일 온도 상승을 나타내는데 몇 분 이상이 걸릴 수 있다.

비행 도중 주기적으로 오일 온도를 점검한다(특히 높은, 혹은 낮은 공기 온도를 운영하는 경우). 높은 오일 온도는 oil line 막힘, 적은 오일 양, oil cooler 막힘, 혹은 temperature gauge의 결함을 나타낼 수 있다. 낮은 오일 온도는 부적절한 오일 점성을 나타낼 수 있다.

oil filler cap과 dipstick(오일 양을 측정하는 것)은 일반적으로 엔진 cowling의 panel을 통해 이용할 수 있다. 만약 오일 양이 제조업체의 권장 양을 충족하지 못한다면 오일을 추가해야 한다. AFM/POH, 혹은 access panel 근처의 placards는 정확한 오일 형식과 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. 그러나 엔진 과열을 방지하기 위해선 남아 있는 대부분의 열을 제거해야 한다. 그렇지 않을 경우 극도로 높은 엔진 온도로 인해 출력 손실, 과도한 오일 소모, detonation, 그리고 심각한 엔진 손상이 발생할 수 있다.

오일 시스템은 엔진의 내부 냉각에 필수적이다. 허나 엔진 외부 표면을 위한 추가적인 냉각 방법이 필요하다. 대부분의 소형 항공기는 공랭식이며 일부는 수랭식이다.

공기 냉각은 공기가 엔진 cowling 전방의 개구부를 통해 엔진실로 유입됨으로써 이루어진다. baffles는 이러한 공기를 엔진 실린더에 부착된 fins에, 그리고 그 외 엔진 부품들에 보낸다. 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. baffles는 공기 흐름에 노출되는 영역을 증가시키는 fins를 가지고 있다.

공랭식 시스템은 지상 운영, 이륙, go-arounds, 그리고 고출력/저속 운영 도중에는 효율성이 떨어진다. 반면 고속 하강은 과도한 공기를 공급하여 엔진 shock cool을 발생시킬 수 있다. 이는 급격한 온도 변화를 초래한다.

지정된 온도보다 높은 온도에서 엔진이 작동할 경우 출력 손실, 과도한 오일 소모, 그리고 detonation이 발생할 수 있다. 또한 이는 심각한 영구적 손상(예를 들어 실린더 벽의 금, 피스톤과 링의 손상, 그리고 밸브의 뒤틀림)을 초래할 수 있다. 조종실의 엔진 온도 계기를 모니터링하면 높은 작동 온도를 방지할 수 있다.

cowl flaps가 장착되지 않은 항공기의 경우 엔진 온도는 속도, 혹은 엔진 출력을 변화시킴으로써 제어될 수 있다. 높은 엔진 온도는 속도 증가 및/혹은 출력 감소를 통해 감소될 수 있다.

oil temperature gauge는 엔진 온도 상승을 간접적으로, 그리고 지연되어 표시한다. 그러나 이 방법이 유일하다면 엔진 온도를 결정하기 위해 이를 사용할 수 있다.

대부분의 항공기는 cylinder-head temperature gauge가 장비되어 있다. 이는 직접적으로, 그리고 즉각적으로 온도 변화를 나타낸다. 이 계기는 섭씨, 혹은 화씨로 눈금이 매겨져 있다. 그리고 정상 작동 범위를 나타내기 위해 green arc가 지정된다. 계기의 red line은 최대 cylinder head temperature를 나타낸다.

과도한 cylinder head temperatures를 피하기 위해선 속도를 높이고, 연료-공기 혼합물을 rich하게 만들고, 출력을 감소한다. 이러한 절차는 엔진 온도를 낮추는데 도움이 된다. cowl flaps를 장비한 항공기의 경우 온도를 제어하기 위해 cowl flap를 사용한다. cowl flaps는 개구부에 들어맞는 hinged cover이다. 이는 뜨거운 공기가 배출되는 곳이다. 만약 엔진 온도가 낮다면 cowl flaps를 닫을 수 있다. 이는 따뜻한 공기의 배출을 제한하여 엔진 온도를 증가시킨다. 만약 엔진 온도가 높다면 cowl flaps를 열어서 시스템을 통과하는 공기 흐름을 증가시킬 수 있다. 이는 결국 엔진 온도를 감소시킨다.

Exhaust Systems

엔진 배기 시스템은 연소 가스를 밖으로 배출하고, 객실에 난방을 공급하며, windscreen 서리를 없앤다. 배기 시스템은 실린더에 부착된 exhaust piping, 그리고 muffler와 muffler shroud를 가지고 있다. 배기가스는 exhaust valve를 통해 실린더로부터 배출된 다음 exhaust pipe 시스템을 통해 대기로 배출된다.

객실 난방을 위해 외부 공기가 air inlet으로 유입된 다음 muffler 주위의 shroud로 배관된다. muffler는 배기가스에 의해 가열된다. 즉, 이는 muffler 주위의 공기를 가열한다. 이러한 가열 공기는 객실로 배관되어 난방 및 서리 제거를 수행한다. 난방과 서리 제거는 조종실에서 제어되며 원하는 정도를 조절할 수 있다.

배기가스에는 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 시스템에는 EGT probe가 있다. 이러한 probe는 EGT를 조종실의 계기로 전송한다. EGT gauge는 exhaust manifold의 가스 온도를 측정한다. 이 온도는 실린더로 유입되는 연료 대 공기의 비율에 따라 다르며 연료-공기 혼합물을 조절하는 기준으로 사용될 수 있다. EGT gauge는 올바른 연료-공기 혼합물 설정을 나타내는데 있어 매우 정확하다. 연료-공기 혼합물을 lean 하기 위해 EGT를 사용할 경우 연료 소비량을 줄일 수 있다. 특정 절차를 위해서는 연료-공기 혼합물을 lean 하기 위한 제조업체의 권장 사항을 참조한다.

Starting System

대부분의 소형 항공기는 direct-cranking electric starter 시스템을 사용한다. 이러한 시스템은 starter와 starter motor를 구동하기 위해 전기, 전선, 스위치, 그리고 솔레노이드로 구성된다. 대부분의 항공기는 작동 시 자동으로 체결되거나 분리되는 starter를 가진다. 그러나 일부 구형 항공기의 경우에는 조종사가 작동하는 레버에 의해 기계적으로 체결되는 starter가 있다. starter는 항공기 flywheel과 체결되어 엔진이 시동될 수 있는 속도로 엔진을 회전시킨다.

시동을 위한 전력은 일반적으로 항공기의 battery를 통해 공급된다. 허나 전력은 외부 전원 콘센트를 통해 external power로 공급될 수도 있다. battery switch가 켜지면 battery solenoid를 통해 main power bus bar에 전기가 공급된다. starter와 starter switch는 모두 main bus bar로부터 전류를 끌어온다. 그러나 starter switch가 “start” position으로 회전하여 starting solenoid에 전원이 공급되기 전까지는 starter가 작동하지 않는다. starter switch가 “start” position에서 해제되면 솔레노이드가 starter motor의 전원을 차단한다. starter motor는 starter drive의 클러치를 통해 엔진으로부터 구동되지 않도록 보호된다. 이는 엔진이 starter motor보다 빠르게 작동할 수 있도록 해준다. [그림 7-20]

엔진을 시동할 때는 안전 규칙을 엄밀하게 준수해야 한다. 가장 중요한 안전 규칙들 중 하나는 엔진 시동을 걸기 전에 프로펠러 근처에 사람이 없는지 확인하는 것이다. 또한 의도치 않은 이동으로 인한 위험을 방지하기 위하여 바퀴에 고임목을 두고 브레이크를 설정해두어야 한다. 프로펠러의 손상을 방지하기 위해선 자갈, 혹은 흙먼지가 없는 곳에 항공기가 있어야 한다.