정상 연소 도중에는 연료-공기 혼합물이 매우 제어된, 그리고 예측 가능한 방식으로 연소된다. 스파크 점화 엔진에서는 이 과정이 순식간에 발생한다. 혼합물은 사실 spark plugs에 의해 점화되는 지점에서 연소되기 시작한다. 그런 다음 spark plugs로부터 멀어지면서 점점 연소된다. 이러한 유형의 연소는 온도 및 압력의 원활한 축적을 발생시킨다. 또한 이는 폭발 행정 도중 팽창 가스가 적시에 최대 힘을 피스톤에 전달하게 해준다. [그림 7-21] detonation은 실린더 연소실 내 연료-공기 혼합물의 폭발적 점화이다. 이로 인해 과도한 온도 및 압력이 발생하며 만약 수정되지 못할 경우 피스톤, 실린더, 혹은 밸브가 빠르게 고장 날 수 있다. detonation이 덜 심각한 경우에는 엔진 과열, 거친 엔진, 혹은 출력 손실이 발생한다.
detonation은 높은 cylinder head temperatures가 특징이다. 이는 높은 출력 설정으로 작동할 때 가장 많이 발생한다. detonation의 일반적 원인은 다음과 같다:
∙ 항공기 제조업체가 지정한 등급보다 낮은 등급의 연료 사용
∙ 낮은 rpm 및 높은 manifold pressures로 엔진 운영
∙ 과도하게 lean 한 혼합물을 사용하여 높은 출력 설정 운영
∙ 장시간의 지상 운영, 혹은 가파른 상승으로 인해 실린더 냉각이 감소
다양한 비행 구간 도중 다음과 같은 기본 지침을 준수함으로써 detonation을 방지할 수 있다:
∙ 올바른 등급의 연료가 사용되는지 확인한다.
∙ 지상에 있는 동안 cowl flaps(단, 이용 가능한 경우)를 full-open position으로 유지한다. 이는 cowling을 통한 최대 공기 흐름을 제공한다.
∙ 이륙, 초기 상승, 그리고 얕은 각도의 상승 도중 실린더 냉각을 증가시키기 위해 rich 한 연료 혼합물 사용한다.
∙ 장시간의 고출력 steep climb를 피한다.
∙ 제조업체에서 설정한 절차에 따라 엔진 계기들을 모니터링 함으로써 올바른 작동을 확인하는 습관을 기른다.
preignition은 엔진의 정상적 점화 시점 이전에 연료-공기 혼합물이 점화될 경우 발생한다. 조기 연소는 일반적으로 연소실에 남은 hot spot에 의해 발생한다. 이는 종종 spark plug의 탄소 침전물, spark plug insulator의 균열, 혹은 그 외 실린더 내 손상으로 인해서도 발생한다. preignition이 발생하면 엔진의 출력이 손실되며 작동 온도가 높아진다. preignition 또한 심각한 엔진 손상을 일으킬 수 있다. 왜냐하면 피스톤이 아직 압축 행정에 있는 동안 팽창 가스가 과도한 압력을 가하기 때문이다.
detonation과 preignition은 둘 중 하나가 다른 하나를 유발하여 동시에 발생하는 경우가 많다. 두 조건 모두 엔진 성능 저하, 그리고 높은 엔진 온도를 발생시키므로 둘 사이를 구별하기 어려운 경우가 많다. 권장 등급의 연료를 사용하는 것, 그리고 올바른 온도∙압력∙rpm 범위 내에서 엔진을 운영하는 것은 detonation 및 preignition의 가능성을 줄여준다.
FADEC은 디지털 컴퓨터, 그리고 항공기의 엔진 및 프로펠러를 제어하는 보조 부품으로 구성된 시스템이다. 터빈 항공기에서 처음 사용되었으며 이는 full authority digital electronic control로 불렸다. 이 정교한 제어 시스템은 피스톤 항공기에서도 점점 많이 사용되고 있다.
스파크 점화식 왕복 엔진의 경우 FADEC은 속도, 온도, 그리고 압력 센서를 사용하여 각 실린더의 상태를 모니터링 한다. 디지털 컴퓨터는 최적의 성능을 달성하기 위해 각 연료 분사 장치에 대한 이상적 리듬을 계산하고 점화 타이밍을 조정한다. 압축 점화식 엔진에서도 FADEC이 유사하게 작동하며 동일한 기능을 수행한다(단, 스파크 점화식 과정과 특별히 연관된 것 제외).
FADEC 시스템은 magnetos, carburetor heat, mixture controls, 그리고 engine priming의 필요성을 제거한다. 하나의 throttle lever는 FADEC 시스템이 장착된 항공기의 특징이다. 조종사가 단순히 throttle lever를 원하는 위치(예를 들어 start, idle, cruise power, 혹은 max power)에 두면 FADEC 시스템이 그 모드에 따라 엔진 및 프로펠러를 자동으로 조정한다. 조종사가 연료-공기 혼합물을 제어할 필요가 없다.
항공기 시동 도중 FADEC이 실린더를 prime 하고, 혼합물을 조정하며, 엔진 온도 및 주변 기압을 기준으로 throttle을 배치한다. 순항 비행 도중 FADEC은 엔진을 지속적으로 모니터링 한다. 그리고 각 실린더의 연료 흐름과 점화 타이밍을 개별적으로 조정한다. 이 정교한 연소 과정 조절은 일반적으로 연료 소비량을 줄여주며 마력을 증가시켜준다.
FADEC 시스템은 엔진 및 프로펠러 제어의 필수적인 부분으로 간주된다. 이는 항공기의 main electrical system, 혹은 엔진에 연결된 별도의 발전기(generator)를 통해 구동될 수 있다. 어떤 경우든 예비 전력원이 존재해야 한다. 왜냐하면 FADEC 시스템의 고장으로 인해 엔진 추력이 완전히 손실될 수 있기 때문이다. 추력 손실을 방지하기 위해 두 개의 분리된, 그러나 동일한 디지털 채널이 통합된다. 이는 redundancy를 위함이다. 각 채널은 모든 엔진 및 프로펠러 기능을 제공할 수 있다.
항공기 터빈 엔진은 air inlet, compressor, combustion chambers, turbine section, 그리고 exhaust로 구성된다. 추력은 엔진을 통과하는 공기의 속도를 증가시킴으로써 생성된다. 터빈 엔진은 매우 바람직한 동력 장치이다. 이러한 엔진은 부드럽게 작동하며 높은 출력 대 무게 비를 가진다. 터빈 엔진은 제트 연료를 사용한다. 재료, 엔진 설계, 그리고 제조 과정이 발전하기 전에는 소형 항공기에 터빈 엔진을 장착하는데 많은 비용이 들었다. 오늘날에는 몇몇 제조업체들이 소형 터빈 항공기를 생산하고 있다. 이러한 작은 터빈 항공기는 보통 3 ~ 7명의 승객을 수용한다. 이를 VLJ(very light jets), 혹은 microjets라 부른다. [그림 7-22]
Types of Turbine Engines
터빈 엔진은 압축기(compressor)에 따라 분류된다. 압축기에는 세 가지 유형이 있다 – centrifugal flow, axial flow, 그리고 centrifugal-axial flow. centrifugal flow engine의 경우 기계의 세로축으로부터 바깥쪽으로 공기를 가속시켜서 흡입 공기를 압축한다. axial-flow engine의 경우 일련의 회전 에어포일과 정지 에어포일이 공기를 세로축에 평행하게 이동시켜서 공기를 압축한다. centrifugal-axial flow 엔진은 두 가지 압축기를 모두 사용한다.
공기가 엔진을 통과하는 경로, 그리고 출력이 생성되는 방식에 따라 엔진 형식이 결정된다. 항공기 터빈 엔진에는 네 가지 형식이 있다 – turbojet, turboprop, turbofan, 그리고 turboshaft.
Turbojet
터보제트 엔진은 네 가지 섹션으로 구성된다 – compressor, combustion chamber, turbine section, 그리고 exhaust. 압축기는 흡입 공기를 빠른 속도로 연소실에 전달한다. 연소실에는 fuel inlet과igniter가 있다. 팽창 공기는 터빈을 구동한다. 터빈은 축에 의해 압축기와 연결되어 엔진을 계속 작동시킨다. 엔진으로부터 나오는 배기가스는 추력을 제공한다. 이는 공기를 압축하고, 연료-공기 혼합물을 점화하고, 엔진이 스스로 작동 할 수 있도록 출력을 생산하며, 추진력을 위해 배기가스를 분출하는 기본적인 시스템이다. [그림 7-23]
터보제트 엔진은 항속거리와 항속시간이 제한적이다. 그리고 터보제트 엔진은 느린 압축기 속도에서 throttle 조작에 대해 천천히 반응한다.
Turboprop
터보프롭 엔진은 감속 기어를 통해 프로펠러를 구동하는 터빈 엔진이다. 배기가스는 터빈을 구동한다. 터빈은 감속 기어를 구동하는 축과 연결된다. 감속 기어는 터보프롭 엔진에서 필수적이다. 왜냐하면 엔진이 작동하는 rpm보다 훨씬 느린 속도에서 최적의 프로펠러 성능이 만들어지기 때문이다. 터보프롭 엔진은 터보제트 엔진과 왕복 엔진 사이의 절충안이다. 터보프롭 엔진은 250 ~ 400mph의 속도에서, 그리고 18,000ft ~ 30,000ft의 고도에서 가장 효율적이다. 또한 터보프롭 엔진은 느린 속도(이륙 및 착륙)에서도 성능이 우수하며 연료 효율이 좋다. 터보프롭 엔진의 최소 비연료소모율(specific fuel consumption)은 보통 25,000ft ~ 대류권계면(tropopause)의 고도 범위에서 사용될 수 있다. [그림 7-24]
Turbofan
터보제트와 터보프롭의 가장 좋은 기능들을 결합하기 위해 터보팬이 개발되었다. 터보팬 엔진은 연소실 주위로 bypass air를 우회시켜서 추가 추력을 생성하도록 설계되었다. 터보팬의 bypass air는 추력 증가, 엔진 냉각, 그리고 배기 소음 억제에 도움을 준다. 이는 터보제트 엔진의 순항 속도를 증가시키면서 낮은 연로 소모율을 제공한다.
터보팬 엔진을 통과하는 흡입 공기는 보통 두 개의 공기 흐름으로 나뉜다. 하나는 engine core를 통과하고 다른 하나는 engine core를 우회한다. “bypass engine”이라는 용어는 이 engine core를 우회하는 공기 흐름 때문이다.터보팬의 bypass ratio는 fan을 통과하는 흡입 공기량을 engine core를 통과하는 흡입 공기량으로 나눈 비율을 의미한다. [그림 7-25]
Turboshaft
네 번째 제트 엔진 형식은 터보샤프트이다. [그림 7-26] 이는 프로펠러 이외의 것을 구동하는 축에 동력을 전달한다. 터보샤프트 엔진의 경우 팽창 가스에 의해 생성되는 에너지의 대부분이 추력을 생성하기보다는 터빈을 구동한다. 이것이 터보제트 엔진과 터보샤프트 엔진의 가장 큰 차이점이다. 많은 헬리콥터들이 터보샤프트 터빈 엔진을 사용한다. 또한 터보샤프트 엔진은 대형 항공기의 보조 동력 장치(auxiliary power units)로 널리 사용된다.
Turbine Engine Instruments
오일 압력, 오일 온도, 엔진 속도, 배기가스 온도, 그리고 연료 흐름을 나타내는 엔진 계기들은 터빈 엔진과 왕복 엔진에서 모두 동일하다. 허나 터빈 엔진만이 가진 독특한 계기들이 있다. 이러한 계기들은 engine pressure ratio, turbine discharge pressure, 그리고 torque를 나타낸다. 또한 대부분의 가스 터빈 엔진은 열전대(thermocouples)라 불리는 여러 개의 온도 감지 계기들을 가지고 있다. 이는 터빈 내부와 터빈 주위의 온도를 제공한다.
(출처: 위키백과)
Engine Pressure Ratio(EPR)
EPR gauge는 터보제트/터보팬 엔진의 출력을 표시하기 위해 사용된다. EPR은 compressor inlet 압력에 대한 turbine discharge 압력의 비율을 의미한다. 압력은 engine inlet과exhaust에 설치된 탐침을 통해 측정된다. 수집된 정보는 differential pressure transducer로 전송된 다음 조종실의 EPR gauge에 표시된다. EPR system은 대기속도와 고도의 영향을 자동으로 보정한다.
Exhaust Gas Temperature(EGT)
터빈의 온도는 가스 터빈 엔진의 제한 요소이다. turbine blades와 그 외 exhaust section components의 과열을 방지하기 위해선 터빈의 온도를 면밀하게 모니터링 해야 한다. 터빈 온도를 모니터링 하는 일반적인 방법 중 하나는 EGT gauge를 사용하는 것이다. EGT는 전반적인 엔진 작동 상태를 모니터링 하는데 사용되는 엔진 작동 제한 요소이다.
EGT systems는 온도 센서의 위치에 따라 서로 다른 이름을 가진다. 일반적인 터빈 온도 계기에는 TIT(turbine inlet temperature) gauge, TOT(turbine outlet temperature) gauge, ITT(interstage turbine temperature) gauge, 그리고 TGT(turbine gas temperature) gauge가 있다.
Torquemeter
터보프롭/터보샤프트 엔진의 출력은 torquemeter로 측정된다. 토크란 축에 가해지는 twisting force를 의미하며 torquemeter가 그 힘을 측정한다. 터보프롭/터보샤프트 엔진은 프로펠러/로터를 구동하기 위한 토크를 생성하도록 설계되었다. torquemeters는 백분율, foot-pounds, 혹은 psi로 측정된다.
N1 Indicator
N1은 low pressure compressor의 회전 속도를 나타낸다. 이는 특정 rpm에 대한 백분율로 표시된다. 시동 후에 low pressure compressor의 속도는 N1 turbine wheel에 의해 제어된다. N1 turbine wheel은 low pressure compressor drive shaft에 의해 low pressure compressor와 연결된다.
N2 Indicator
N2는 high pressure compressor의 회전 속도를 나타낸다. 이는 특정 rpm에 대한 백분율로 표시된다. high pressure compressor는 N2 turbine wheel에 의해 제어된다. N2 turbine wheel은 high pressure compressor drive shaft에 의해 high pressure compressor와 연결된다. [그림 7-27]
Turbine Engine Operational Considerations
터빈 엔진은 매우 다양하므로 여기서 특정 운영 절차를 다루는 것은 실용적이지 못하다. 허나 모든 터빈 엔진은 동일한 고려 사항들을 가진다. 여기에는 engine temperature limits, FOD(foreign object damage), hot start, compressor stall, 그리고 flameout이 있다.
Engine Temperature Limitations
모든 터빈 엔진에서 가장 높은 온도는 turbine inlet에서 발생한다. 따라서 일반적으로 TIT가 엔진 작동 제한 요소이다.
Thrust Variations
터빈 엔진의 추력은 공기 밀도에 따라 달라진다. 공기 밀도가 감소하면 추력도 감소한다. 공기 밀도는 온도가 증가함에 따라 감소하기 때문에 온도가 증가하면 추력도 감소한다. 터빈 엔진과 왕복 엔진은 모두 상대 습도의 영향을 받는다. 허나 높은 상대 습도로 인한 터빈 엔진 추력 손실은 무시될 수 있는 수준이다(반면 왕복 엔진의 경우 상당한 제동마력이 손실됨).
Foreign Object Damage(FOD)
air inlet의 설계 및 기능으로 인해 이물질이 흡입될 가능성이 항상 존재한다. 이는 상당한 손상을 유발한다(특히 압축기와 터빈에). 이물질이 흡입될 경우 이를 FOD(foreign object damage)라 부른다. 보통 FOD는 주기장, 유도로, 혹은 활주로의 작은 물체를 흡입할 때 발생하는 작은 흠집과 찌그러짐으로 구성된다. 허나 조류 충돌이나 얼음 흡입으로 인한 FOD 손상도 발생한다. FOD로 인해 엔진이 완전히 파괴되는 경우도 있다.
FOD를 방지하는 것은 최우선 과제이다. 일부 engine inlets는 지상 운영 도중 지면과 inlet 사이에서 소용돌이를 형성한다. 이러한 엔진에는 vortex dissipater가 설치될 수 있다. 이 외의 장치로 screens나deflectors가 사용될 수도 있다. 비행 전 절차에는 FOD의 흔적에 대한 육안 점검이 포함된다.
EGT가 항공기의 안전 한계를 초과하면 “hot start”가 발생한다. 이는 연소실로 너무 많은 연료가 유입된 경우, 혹은 터빈 rpm이 불충분한 경우에 발생한다. hot start가 발생할 때마다 AFM/POH나 적절한 정비 매뉴얼에서 점검 요건을 참조한다.
점화 후에 엔진이 적절한 속도로 가속되지 않거나idle rpm으로 가속되지 않으면 hung start(=false start)가 발생한 것이다. hung start는 불충분한 시동 전원으로 인해, 혹은 fuel control 오작동으로 인해 발생할 수 있다.
Compressor stalls
압축기의 블레이드는 자그마한 에어포일이다. 따라서 이는 에어포일에 적용되는 공기역학적 원리를 그대로 따른다. 압축기의 블레이드는 흡입 공기의 속도와 압축기의 회전 속도에 따라 특정 받음각을 가진다. 이 두 가지 속도가 결합하여 벡터를 형성하면 흡입 공기에 대한 에어포일의 실제 받음각이 결정된다.
compressor stall은 두 가지 벡터(흡입 공기의 속도와압축기의 회전 속도)간의 불균형을 의미한다. compressor stalls는 압축기 블레이드의 받음각이 임계 받음각을 초과할 때 발생한다. 이때 원활한 공기 흐름은 중단되며 압력 변동과 난기류가 생성된다. compressor stall이 발생하면 압축기로 유입되는 공기가 느려지고 정체되며 때로는 반대 방향으로 흐른다. [그림 7-28]
compressor stalls는 transient/intermittent stall과 steady/severe stall로 나뉜다. backfire와 flow reversal이 발생하면서 간헐적으로 "펑" 소리가 나는 것이 transient/intermittent stall의 징후이다. 만약 실속이 발달하여 steady 해지면 지속적인 flow reversal로 인해 강한 진동과 큰 굉음이 발생할 수 있다. 조종실 계기는 보통 transient stall을 나타내지 않는다. 허나 실속이 발달하면보통 rpm이 변동하며EGT가 증가한다. 대부분의 transient stall은 엔진에 유해하지 않으며 한두 번의 진동 후에 자체적으로 수정된다. 허나 steady stall로 인한 심각한 엔진 손상 가능성은 즉각적으로 발생한다. 빠르게 출력을 줄이고, 항공기의 받음각을 줄이고, 대기속도를 증가시켜서 회복을 수행해야 한다.
모든 가스 터빈 엔진은 compressor stall의 영향을 받는다. 따라서 대부분의 모델들은 compressor stall을 방지하는 시스템을 가지고 있다. 그 중 하나는 VIGV(variable inlet guide vane)와 variable stator vanes를 사용한다. 이는 유입 공기를 블레이드에 적절한 각도로 유도한다. 실속을 방지하기 위해 제조업체가 설정한 매개변수 이내로 항공기를 운영한다. compressor stall이 발생하였다면 AFM/POH에서 권장하는 절차를 따른다.
(ATP: compressor bleed valves도 터빈 엔진이 실속에 빠지는 것을 방지한다. )
Flameout
flameout이란 가스 터빈 엔진 작동 도중 엔진의 불꽃이 의도치 않게 꺼지는 현상을 말한다. 연소실의 연료-공기 비율이 rich limit을 초과하면 불꽃이 꺼진다. 이러한 상태를 흔히 rich flameout이라 부른다. 일반적으로 이는 매우 빠른 엔진 가속으로 인해 rich mixture가 연료 온도를 연소 온도 이하로 떨어뜨릴 때 발생한다. 또한 이는 연소를 지원할 공기 흐름이 충분하지 않을 때에도 발생할 수 있다.
flameout은 보통 낮은 연료 압력과 낮은 엔진 속도로 인해 발생하며이는 일반적으로 고고도 비행과 관련되어 있다. 하강 도중 엔진 throttle을 낮출 때에는 lean-condition flameout이 발생할 수 있다. 설령 공기 흐름이 충분하다 해도 weak mixture는 불꽃을 쉽게 소멸시킬 수 있다.
연료 공급이 중단될 때에도 flameout이 발생할 수 있다. 이는 unusual attitudes, 연료 제어 시스템 오작동, 난기류, 착빙, 혹은 연료 고갈이 원인이 될 수 있다.
flameout의 증상은 보통 엔진 고장의 증상과 동일하다. 만약 flameout이 일시적 조건으로 인해(예를 들어 연료 흐름과 엔진 속도 사이의 불균형으로 인해) 발생하였다면 해당 조건을 해결한 후에 airstart를 시도할 수 있다. 항상 조종사는 AFM/POH에 명시된 비상 절차를 따라야 한다. 보통 이러한 절차는 airstart가 성공할 가능성이 가장 높은 고도와 대기 속도를 포함한다.
Performance Comparison
왕복 엔진과 터빈 엔진들의 성능은 비교될 수 있다. 정확한 비교를 위해 왕복 엔진은 제동마력(BPH) 대신 추력 마력(THP)을 사용해야 하고 터빈 엔진은 순수 추력(net thrust)를 사용해야 한다. 그리고 항공기 외형 및 크기가 거의 동일해야 한다.
성능을 비교할 때 다음 정의가 도움이 된다:
∙Brake horsepower(BHP) - 출력축에 실제로 전달되는 마력. 이는 실제 이용 가능한 마력이다.
∙Net thrust – 터보제트 엔진이나 터보팬 엔진에서 생성되는 추력.
∙Thrust horsepower(THP) - 터보제트 엔진이나 터보팬 엔진에서 발생하는 추력과 동등한 마력.
Equivalent shaft horsepower(ESHP) - 프로펠러에 전달되는 축마력(SHP - shaft horsepower)이 배기가스에 의해 생산되는 THP와 합쳐진 것. 이는 터보프롭 엔진과 연관된다.
그림 7-29는 속도가 증가에 따른 네 가지 엔진의 순수 추력을 비교한 것이다. 이 수치는 설명을 위한 것이지 특정 엔진에 대한 것이 아니다. 다음은 네 가지 엔진 유형이다:
∙왕복 엔진
∙터보프롭
∙터보팬
∙터보제트
각 엔진의 성능 곡선을 통해 엔진 유형에 따른 최대 속도 차이를 비교할 수 있다. 그래프는 비교 수단일 뿐이므로 순수 추력, 속도, 그리고 항력에 대한 수치는 포함되지 않는다.
순수 추력을 기초로 네 개의 엔진들을 비교하면 특정한 성능이 명확해진다. A의 왼쪽에 표시된 속도 범위에서는 왕복 엔진이 다른 세 가지 형식보다 우수하다. C의 왼쪽 범위에서는 터보프롭 엔진이 터보팬 엔진보다 우수하다. F의 왼쪽 범위에서는 터보팬 엔진이 터보제트 엔진보다 우수하다. 터보팬 엔진은 B의 오른쪽에서 왕복 엔진보다, 그리고 C의 오른쪽에서 터보프롭 엔진보다 우수하다. 터보제트는 D의 오른쪽에서 왕복 엔진보다, E의 오른쪽에서 터보프롭 엔진보다, 그리고 F의 오른쪽에서 터보팬 엔진보다 우수하다.
항공기의 항력 곡선이 순수 추력 곡선과 교차하는 지점이 최대 항공기 속도를 의미한다. 터보제트 엔진은 다른 유형의 엔진보다 더 높은 최대 속도를 달성할 수 있다. 터보팬은 터보프롭 엔진이나 왕복 엔진보다 더 높은 최대 속도를 달성한다.
연료 시스템은 깨끗한 연료가 연료 탱크로부터 엔진까지 중단 없이 제공되도록 설계된다. 엔진은 모든 조건의 출력∙고도∙자세∙비행 기동 도중 연료를 이용할 수 있어야 한다. 소형 항공기의 연료 시스템은 일반적으로 두 가지로 분류된다: gravity-feed, 그리고 fuel-pump system.
Gravity-Feed System
gravity-feed system은 탱크로부터 엔진으로 연료를 전달하기 위해 중력을 사용한다. 예를 들어, 고익기에서는 fuel tanks가 날개에 설치된다. 이렇게 하면 fuel tanks는 기화기 위에 배치된다. 연료는 중력으로 공급되어 기화기로 공급된다. 항공기 설계로 인해 중력을 통한 연료 전달이 불가능한 경우에는 fuel pumps가 설치된다. 예를 들어, 저익기에서는 날개의 fuel tanks가 기화기 아래에 위치한다. [그림 7-30]
Fuel-Pump System
fuel-pump systems를 갖춘 항공기에는 두 개의 fuel pumps가 있다. main pump system은 electrically-driven auxiliary pump(엔진 시동 시, 그리고 엔진 펌프 고장 시 사용하도록 제공되는 장치)를 통해 엔진으로 구동된다. boost pump라고도 불리는 auxiliary pump는 연료 시스템의 신뢰성을 더해준다. electrically-driven auxiliary pump는 조종실의 스위치에 의해 제어된다.
Fuel Primer
gravity-feed system과 fuel-pump system 모두 fuel primer를 시스템에 통합할 수 있다. fuel primer는 엔진 시동 전에 탱크에서 연료를 뽑아 실린더 내에서 직접 기화시킨다. 엔진 시동이 어려운 추운 날씨에는 fuel primer가 도움이 된다. 왜냐하면 기화기 내에 연료를 증발시킬 수 있는 열이 충분하지 않기 때문이다. primer를 사용하지 않을 때에는 제자리에 고정하는 것이 중요하다. 만약 knob가 자유롭게 움직인다면 이는 비행 도중 진동하여 제자리를 벗어날 수 있다. 그 결과 연료-공기 혼합물이 과도하게 rich 해질 수 있다. overpriming을 방지하기 위해 항공기의 priming instructions를 확인한다.
Fuel Tanks
fuel tanks는 일반적으로 날개의 안쪽에 위치한다. 날개 상단에는 주입구가 있으며 이는 filler cap으로 덮인다.
탱크는 내부의 기압을 유지하기 위하여 이는 바깥으로 통기된다. 탱크는 filler cap을 통해, 혹은 날개 표면을 따라 연장된 튜브를 통해 통기될 수 있다. 또한 fuel tanks는 독립된, 혹은 fuel tank vent와 결합된 overflow drain을 포함한다. 이를 통해 연료는 온도 증가에 의해 팽창하여도 탱크 자체에 손상을 주지 않는다. 만약 더운 날에 탱크가 가득 채워졌다면 overflow drain으로부터 연료가 나오는 것은 드문 일이 아니다.
Fuel Gauges
fuel quantity gauge는 각 연료의 sensing unit에 의해 측정된 연료량을 나타낸다. 이는 갤런, 혹은 파운드로 표시된다. 항공기 증명 규칙에 따르면 fuel gauges가 “empty”를 표시하는 경우에만 정확성을 요구한다. “empty” 이외의 표시 값은 확인되어야 한다. fuel quantity gauge의 정확도만을 의존하지 않는다. 비행 전 점검 도중 항상 각 탱크의 연료량을 육안으로 확인한 후 이를 해당 fuel quantity indication과 비교한다.
fuel pump가 연료 시스템에 설치되어 있다면 fuel pressure gauge 또한 포함된다. 이 계기는 연료 라인의 압력을 나타낸다. 정상 작동 압력은 AFM/POH, 혹은 계기의 색깔 띠로 확인할 수 있다.
Fuel Selectors
fuel selector valve를 통해 다양한 탱크로부터 연료를 선택할 수 있다. 일반적인 유형의 selector valve에는 네 가지 position이 있다: LEFT, RIGHT, BOTH, 그리고 OFF. LEFT나 RIGHT을 선택하면 해당 탱크로부터만 연료를 공급할 수 있다. 반면 BOTH를 선택하면 양쪽 탱크로부터 연료를 공급할 수 있다. LEFT나 RIGHT은 각 wing tank에 남아 있는 연료량의 균형을 맞추기 위해 사용될 수 있다. [그림 7-31]
fuel placards는 fuel tank 사용에 대한 제한 사항을 보여준다(예를 들어 “level flight only” 그리고/혹은 “both” for landings and takeoffs).
사용 중인 fuel selector의 유형에 관계없이 연료 소모량을 면밀히 모니터링 함으로써 탱크의 연료가 완전히 고갈되지 않도록 해야 한다. fuel tank가 완전히 비워지면 엔진이 정지한다. 또한 하나의 탱크로 장시간 작동할 경우 탱크 간 연료 부하가 불균형하게 된다. 탱크가 완전히 비워지면 공기가 연료 시스템으로 유입되어 vapor lock이 발생할 수 있다. 이는 엔진 재시동을 어렵게 만든다. 연료 분사식 엔진에서 연료가 너무 뜨거워질 경우 이는 연료 라인에서 기화된다. 그 결과 연료가 실린더에 도달하지 못한다.
Fuel Strainers, Sumps, and Drains
연료는 fuel tank를 떠난 다음 기화기에 진입하기 전에 strainer를 통과한다. strainer는 시스템 내의 수분, 그리고 그 외 침전물을 제거한다. 이러한 오염 물질은 항공 연료보다 무겁기 때문에 strainer assembly의 하단에 있는 sump에 놓인다. sump는 연료 시스템 및/혹은 fuel tank의 제일 낮은 지점이다. 연료 시스템은 sump, fuel strainer, 그리고 fuel tank drains를 포함할 수 있다.
fuel strainer를 매 비행 전에 drain 해야 한다. 연료 샘플을 drain한 다음 물과 오염물질이 있는지 육안으로 점검한다.
sump 내의 물은 매우 위험하다. 왜냐하면 날씨가 추울 경우 물이 얼어서 연료 라인을 막을 수 있기 때문이다. 따뜻한 날씨인 경우에는 물이 기화기로 흘러들어가 엔진을 멈출 수 있다. sump에 물이 존재한다면 fuel tanks에는 더 많은 물이 있을 수 있다. 따라서 물의 흔적이 없어질 때까지 drain을 수행한다. 엔진 연료 시스템에서 모든 물과 오염물질이 제거되기 전까지는 절대로 이륙하지 않는다.
연료 시스템은 다양하므로 비행 중인 항공기에 적용되는 시스템을 완전히 숙지해야 한다. 특정 운영 절차는 AFM/POH를 참조한다.
Fuel Grades
AVGAS(aviation gasoline)은 옥탄가, 혹은 퍼포먼스 값(등급)으로 식별된다. 이는 엔진 실린더 내 연료 혼합물의 antinock value, 혹은 knock resistance를 의미한다. 가솔린의 등급이 높을수록 연료가 detonation 없이 견딜 수 있는 압력이 증가한다. 낮은 등급의 연료는 lower-compression engines에서 사용된다. 왜냐하면 이러한 연료들은 더 낮은 온도에서 연소되기 때문이다. 높은 등급은 higher-compression engines에서 사용된다. 왜냐하면 이들은 높은 온도에서 연소되기 때문이다. 올바른 등급의 연료를 사용할 수 없는 경우에는 높은 등급으로 대체한다. 권장 등급보다 낮은 등급을 사용하지 않는다. 이는 cylinder head temperature와 engine oil temperature가 정상 운영 범위를 초과하게 만들 수 있다. 이는 detonation으로 이어질 수 있다.
몇몇 등급의 AVGAS를 이용할 수 있다. 특정 엔진 유형에 대해 올바른 aviation grade가 사용되고 있는지 확인해야 한다. 올바른 연료 등급은 AFM/POH, 조종실의 placards, 그리고 filler caps 옆에 명시되어 있다. 항공기 엔진에 자동차 연료를 절대 사용해서는 안 된다(단, FAA가 발부한 Supplemental Type Certificate로 개조된 항공기 제외).
현재 왕복 엔진을 장비한 항공기의 AVGAS는 옥탄가, 퍼포먼스 값, 그리고 AVGAS라는 단어로 식별된다. 이러한 항공기는 AVGAS 80, 100, 그리고 100LL을 사용한다. AVGAS 100LL은 100과 동일한 성능을 발휘한다. 허나 “LL”은 납 함유량이 낮음을 의미한다. 터빈 엔진이 장착된 항공기의 연료는 JET A, JET A-1, 그리고 JET B로 분류된다. 제트 연료는 기본적으로 등유이며 독특한 등유 냄새를 가지고 있다. 정확한 연료를 사용하는 것은 중요하다. 따라서 연료의 종류 및 등급을 식별하는데 도움을 주기 위해 연료가 첨가된다. [그림 7-32]
이러한 색깔 표시는 데칼, 그리고 다양한 공항 연료 취급 장비에도 적용된다. 예를 들어 모든 AVGAS는 빨간색 배경에 흰색 문자로 식별된다. 이와 반대로 터빈 연료는 검은색 배경에 흰색 문자로 식별된다.
SAIB(Special Airworthiness Information Bulletin) NE-11-15에 따르면 100VLL AVGAS가 항공기에서 이용 가능하다 권고한다. 100VLL은 80∙91∙100∙100LL의 모든 성능 조건을 충족하고, 다른 등급의 AVGAS에서도 작동하도록 증명된 항공기의 운영 한계를 충족하며, 이는 기본적으로 100LL AVGAS와 동일하다. 100VLL의 납 함유량은 약 19% 감소한다. 100VLL은 100LL과 마찬가지로 파란색이여서 사실상 구분할 수 없다.
Fuel Contamination
연료 오염으로 인한 powerplant 고장 사고는 종종 다음으로 인해 발생하였다:
∙ 조종사의 부적절한 비행 전 점검
∙ 작은 탱크, 혹은 드럼으로부터 부적절하게 여과된 연료를 항공기에 급유
∙ fuel tanks를 부분적으로 채워놓고 보관
∙ 적절한 유지보수 부족
연료는 fuel strainer quick drain으로부터, 그리고 각 tank sump로부터 투명한 용기로 drain 되어야 한다. 그런 다음 먼지와 물이 있는지 점검한다. fuel strainer를 drain 할 경우 탱크와 이어지는 라인에서 모든 연료가 drain 되기 전까지는 탱크 내의 물이 나타나지 않을 수 있다. 이는 탱크 내에 물이 남아 있어서 fuel strainer로 이어지는 연료 라인으로부터 연료를 밀어내지 못함을 나타낸다. 따라서 fuel strainer로부터 연료를 충분히 drain 하여 연료가 탱크로부터 drain 되는지 확인한다. 그 양은 탱크로부터 drain까지 이어진 연료 라인의 길이에 따라 달라진다. 첫 번째 샘플에서 물, 혹은 기타 오염물질이 발견되었다면 흔적이 나타나지 않을 때까지 샘플을 더 drain 한다.
fuel strainer로부터의 drain에서 더 이상 물의 흔적이 나타나지 않은 후에도 fuel tanks에 물이 남아있을 수 있다. 이러한 남은 물은 fuel tank sump drain을 통해서만 drain 될 수 있다.
물은 주된 연료 오염 물질이다. 연료 내에 부유하는 물방울은 연료의 흐린 모습을 통해, 혹은 염색된 연료와 물이 명확하게 분리됨(이는 물이 탱크 바닥에 가라앉은 후에 발생)을 통해 식별될 수 있다. 안전을 위해 fuel sumps는 매 비행의 비행 전 점검 도중 drain 되어야 한다.
fuel tanks는 매 비행 이후, 혹은 그 날의 마지막 비행 이후 채워져야 한다. 이는 탱크 내의 수분 응축을 방지하기 위함이다. 연료 오염을 방지하기 위해 캔과 드럼을 통한 재급유를 하지 않는다.
외딴 지역, 혹은 비상 상황에서는 오염 방지 시스템이 부적절한 공급원으로부터 연료를 재급유해야 할 수 있다. 섀미가죽과 깔때기가 연료를 여과할 수 있는 유일한 수단일 수 있지만 이들을 사용하는 것은 위험하다. 섀미가죽을 사용한다 하여 연료의 오염 제거가 보장되는 것은 아니다. 낡아빠진 섀미가죽은 물을 여과하지 않는다. 이미 물에 젖은 깨끗한 섀미가죽 또한 마찬가지이다. 대부분의 섀미가죽 모조품은 물을 여과하지 않는다.
Fuel System Icing
항공기 연료 시스템의 얼음 형성은 연료 시스템 내 물 존재로 인해 발생한다. 이러한 물은 용해되거나, 혹은 용해되지 않을 수 있다. undissolved water의 한 가지 상태는 entrained water이다. 이는 연료를 부유하는 미세한 물 입자로 구성되어 있다. 이는 free water의 기계적 교반으로 인해, 혹은 온도 감소를 통한 dissolved water의 전환으로 인해 발생할 수 있다. entrained water는 정적인 상태에서 시간이 지날수록 가라앉는다. entrained water가 free water로 전환되는 속도에 따라 정비 도중 drain 되거나, 혹은 drain 되지 못할 수 있다. 일반적으로 field conditions에서는 모든 entrained water가 연료로부터 분리될 가능성이 거의 없다. 가라앉는 속도는 온도, 정적인 상태, 그리고 물방울의 크기를 포함하는 일련의 요인들에 따라 달라진다.
물방울의 크기는 형성 메커니즘에 따라 달라진다. 일반적으로 그 입자들은 육안으론 보이지 않을 정도로 작다. 허나 심한 경우에는 연료가 약간 흐려질 수 있다. 용액 내의 물은 제거될 수 없다(단, 온도 감소를 통해 entrained water로, 그 다음 free water로 전환하는 경우, 혹은 탈수를 하는 경우 제외).
undissolved water의 또 다른 조건은 free water이다. 이는 entertained water의 침전으로 인해, 혹은 재급유를 통해 도입될 수 있다. 일반적으로 free water는 탱크의 바닥에서 연료와 분리되어 쉽게 감지될 수 있는 상태로 존재한다. free water는 sump drains를 통해 fuel tank로부터 drain 될 수 있다. reservoir(예를 들어 fuel tanks와 fuel filter)의 바닥에서 동결된 free water는 water drains를 무용지물로 만들 수 있다. 이는 나중에 녹아서 물을 시스템으로 내보내 엔진 고장, 혹은 정지를 발생시킬 수 있다. 이러한 상황이 감지될 경우 항공기를 따뜻한 격납고에 두어 reservoir의 적절한 drain을 다시 수행할 수 있다. 그리고 비행 전에 모든 sumps와 drains를 활성화 및 점검해야 한다.
entrained water는 특정 시스템 내의 총 물 중 상대적으로 작은 부분을 구성한다. 용해되는 물의 양은 연료의 온도, 현재 압력, 그리고 연료의 수분 용해도 특성에 따라 달라진다. entrained water는 연료의 중간에서 동결되어 더 오래 부유하려는 경향이 있다. 왜냐하면 얼음의 비중이 AVGAS의 비중과 거의 같기 때문이다.
부유하는 물은 얼어서 빙정을 형성할 수 있다. 이는 fuel screens, strainers, 그리고 filters를 차단할 수 있을 정도로 클 수 있다. 이러한 물 중 일부는 연료가 기화기 공기 통로로 진입할 때 더 냉각될 수 있다. 이는 carburetor metering component의 착빙을 유발한다.
Prevention Procedures
AVGAS 내의 물과 얼음 문제를 방지하기 위한 수단으로 일부 항공기에 대해 anti-icing 첨가제를 사용하는 것이 승인되었다. 실험에 따르면 소량의 헥실렌 글리콜, 특정 메탄올 파생물, 그리고 EMGE(ethylene glycol mononethyl ether)를 사용할 경우 연료 시스템의 착빙이 억제된다. 이 실험은 EGME를 최대 0.15%의 체적 농도로 사용하였을 때 연료 시스템 착빙이 대부분의 운영 조건에서 상당히 억제됨을 나타냈다. 연료 내 첨가물의 농도는 매우 중요하다. 첨가제가 너무 적거나, 혹은 너무 많으면 첨가제의 효과가 현저하게 저하될 수 있다. anti-icing 첨가제가 결코 carburetor heat을 대체하지는 않음을 조종사는 인지해야 한다. 착빙이 발생하기 쉬운 대기 조건을 운영하는 경우에는 carburetor heat과 관련된 항공기 운영 지침을 항상 준수해야 한다.
비행 중인 항공기의 표면을 통과하는 공기와의 마찰에 의해 정전기가 형성된다. 또한 재급유를 하는 동안 호스와 노즐을 통해 흐르는 연료에 의해서도 정전기가 발생한다. 나일론, 데이크론, 혹은 모직 의류는 특히 사람의 정전기를 축적하여 깔때기나 노즐로 방출하는 경향이 있다. 정전기로 인해 연료 증기가 연소될 가능성을 방지하기 위해선 fuel cap을 탱크에서 제거하기 전에 항공기에 접지선을 연결해야 한다. 항공기와 refueler의 정전하가 다르므로 둘을 서로 연결하는 것도 매우 중요하다. 둘을 서로 연결하면 정전하가 균일해진다. 급유를 시작하기 전에 재급유 노즐을 항공기와 연결해야 한다. 그리고 재급유 과정 내내 연결 상태를 유지해야 한다. 연료 트럭을 사용하는 경우 연료 노즐이 항공기에 닿기 전에 차량을 접지해야 한다.
드럼이나 캔으로부터 연료를 공급해야 하는 경우 올바른 연결 및 접지가 매우 중요하다. 드럼은 접지 지점 근처에 배치되어야 한다. 그리고 다음과 같은 연결 순서를 준수해야 한다:
1. 드럼 접지
2. 항공기 접지
3. fuel cap을 제거하기 전에 드럼과 항공기, 혹은 노즐과 항공기 연결
연결을 끊을 때는 순서를 반대로 한다.
섀미가죽을 통과하는 연료 흐름은 정전기의 충전, 그리고 스파크의 위험을 증가시킨다. 항공기는 올바르게 접지되어야 하며 노즐, 섀미가죽 필터, 그리고 깔때기가 항공기와 연결되어야 한다. 캔을 사용하는 경우 이는 접지 지점, 혹은 깔때기와 연결되어야 한다. 어떤 경우에도 플라스틱 양동이, 혹은 이와 유사한 비전도성 용기를 이 작업에 사용해서는 안 된다.
항공기 형식에 따라 다양한 유형의 난방 시스템을 사용할 수 있다. 특정 aircraft operator’s manual을 참조하여 난방 시스템에 대한 지식을 갖추는 것이 중요하다. 각각의 수리 및 점검 기준은 다르며 이를 정확하게 준수해야 한다.
Fuel Fired Heaters
fuel fired heater는 한정된 장소에만 난방을 제공하는 소형(혹은 휴대용) 장치이다. 연료는 fuel tank로부터 이어진 관을 통해, 혹은 항공기 연료 시스템을 통해 히터로 연결된다. 송풍기가 연소실로 공기를 불어넣으면 스파크 플러그(혹은 점화 장치)가 연료-공기 혼합물에 불을 붙인다. 송풍기가 작동하지 않는 경우 장치에 내장된 안전 스위치가 연료의 흐름을 방지한다. 연소실의 외부에 놓인 큰 관은 연소실의 외부 표면 주위로 공기를 유도한다. 그리고 두 번째 송풍기가 따뜻한 공기를 관으로 불어 넣어 항공기 내부로 향하게 만든다. 대부분의 가솔린 히터는 시간당 5,000에서 50,000 BTU(British Thermal Units)를 생산할 수 있다.
fuel fired heaters는 작동하는데 전기를 필요로 한다. 이는 12V 및 24V 항공기 전기 시스템과 호환된다. 히터는 정기적인 정비를 필요로 한다(예를 들어 규칙적인 연소 관 점검, 그리고 주기적 간격으로 점화장치 교체). 가솔린 히터는 환기가 필요하다. 따라서 환기구가 항공기의 내부로 누출되지 않도록 각별히 주의해야 한다. 연소 부산물에는 매연, 이산화황, 이산화탄소, 그리고 일산화탄소를 포함한다. 부적절하게 조정된, 연료가 공급된, 혹은 정비된 연료 히터는 위험할 수 있다.
Exhaust Heating Systems
exhaust heating systems는 가장 단순한 유형의 항공기 난방 시스템이다. 이는 대부분의 small aircraft에서 사용된다. exhaust heating systems는 엔진 소음을 줄임과 동시에 배기가스를 엔진 및 동체로부터 내보내는데 사용된다. 또한 배기 시스템은 객실 및 기화기의 열원 역할을 한다.
exhaust heating system에 결함이 있는 항공기를 운항할 경우 일산화탄소 중독, 엔진 성능 저하, 그리고 화재 가능성 증가의 위험이 발생한다. 이러한 위험 때문에 정비사는 exhaust heating system이 노후화되는 속도를 알아야 한다. 그리고 exhaust heating system의 모든 영역을 철저히 검사하여 내부 및 외부의 결함을 찾아야 한다.
Combustion Heater Systems
combustion heaters, 혹은 surface combustion heaters는 종종 더 크고 비싼 항공기의 기내를 난방하기 위해 사용된다. 이러한 유형의 히터는 열을 발생시키기 위해 항공기의 연료를 연소실, 혹은 연소관에서 연소시킨다. 그리고 관 주위를 흐르는 공기를 가열하여 기내로 배관한다. combustion heater는 스테인리스강 덮개를 가진 밀폐된 연소실이다. 항공기 연료시스템의 연료는 열을 제공하기 위하여 점화 및 연소된다. 통풍 공기는 밀폐된 연소실 위로 주입되어 열을 뺏어온다. 그런 다음 이는 객실로 분산된다.
heater control switch가 켜지면 히터에 공기 흐름, 점화, 그리고 연료가 공급된다. heater control switch가 켜져 있는 동안 연소실 내에서 공기 흐름과 점화가 계속된다. 난방이 필요하여 temperature control을 전진시킬 경우 thermostat이 활성화된다. thermostat(통풍 공기의 온도 감지하는 장치)는 fuel solenoid를 켜서 연료가 연소실로 분사되도록 한다. 연료는 연소실 내의 공기와 혼합된 다음 스파크 플러그에 의해 점화되어 열을 생성한다.
부산물인 일산화탄소는 heater exhaust pipe를 통해 항공기에서 배출된다. 연소실 외부를 흐르는 공기는 열을 흡수한 다음 배관을 통해 객실로 전달된다. 설정해둔 온도에 thermostat이 도달하면 fuel solenoid가 꺼지고 연소실로 들어가는 연료 흐름이 중지된다. thermostat이 fuel solenoid를 다시 켤 정도로 통풍 공기가 식으면 연소가 다시 시작된다.
이러한 난방 방식은 매우 안전하다. overheat switch가 모든 combustion heaters에 제공되기 때문이다. 이는 히터의 전기 시스템에 연결되어 난방 오작동 시 연료를 차단한다. heater fuel solenoid가 열린 상태로 유지되는 경우, 혹은 control switch가 고장 난 경우에는 overheat switch를 통해 fuel solenoid 및/혹은 fuel pump를 차단하여 시스템으로 공급되는 모든 연료 흐름을 중단시킨다.
대부분의 단발 항공기에서 사용되는 fuel fired cabin heaters와 달리 combustion heaters의 경우에는 일산화탄소 중독이 발생할 가능성이 낮다. combustion heaters의 연소관 내 압력은 낮으며 이는 exhaust를 통해 바깥으로 배출된다. 연소실 외부의 통풍 공기는 내부보다 압력이 높으며 램 공기는 연소관 외부의 압력을 증가시킨다. 연소실에 구멍이 생길 경우 연소실 외부의 고압 공기가 연소실 내부로 이동하여 exhaust로 배출된다.
Bleed Air Heating Systems
bleed air heating systems는 터빈 엔진 항공기에서 사용된다. 극도로 뜨거운 compressor bleed air는 chamber로 배관되어 외부 공기, 혹은 재순환 공기와 혼합된다. 이는 공기를 적절한 온도로 냉각시키기 위함이다. 그런 다음 공기 혼합물은 객실로 배관된다. 이러한 유형의 시스템은 몇 가지 안전장치를 포함한다. 여기에는 온도 센서(과도한 열이 객실로 유입되는 것을 방지), 체크 밸브(엔진 시동 시, 그리고 full power시 compressor bleed air의 손실을 방지), 그리고 엔진 센서(엔진이 작동하지 않을 경우 bleed system을 제거)를 포함한다.
대부분의 항공기는 14-volt, 혹은 28-volt DC(direct current) 전기 시스템을 갖추고 있다. 기본적인 항공기 전기 시스템은 다음과 같은 요소들로 구성된다:
• Alternator/generator
• Battery
• Master/battery switch
• Alternator/generator switch
• Bus bar, fuses, and circuit breakers
• Voltage regulator
• Ammeter/loadmeter
• Associated electrical wiring
engine-driven alternators(혹은 generators)는 전기 시스템에 전류를 공급한다. 이는 또한 battery 내의 충분한 전하를 유지한다. battery에 저장된 전기 에너지는 엔진 시동을 위한 전력을 제공한다. 또한 이는 alternator나 generator 고장 시 이용할 수 있는 한정된 전력을 제공한다.
대부분의 DC generators는 낮은 엔진 rpm에서 전체 전기 시스템을 작동하기에 충분한 양의 전류를 생성하지 않는다. 낮은 엔진 rpm으로 작동하는 동안에는 battery로부터 전기를 끌어와야 한다. 허나 battery가 빠르게 고갈될 수 있다.
alternators는 generators보다 몇 가지 장점을 가진다. alternators는 엔진 속도가 느린 경우에도 전체 전기 시스템을 작동할 충분한 전류를 생성한다. 이는 AC를 DC로 변환함으로써 이루어진다. alternator의 전기 출력은 광범위한 엔진 속도에서 꽤나 일정하다.
일부 항공기에는 콘센트가 있다. 여기에 외부 GPU(ground power unit)가 연결될 수 있으며 이는 시동을 위한 전기 에너지를 제공한다. 이는 특히나 추운 날씨에서 시동할 때 매우 유용하다. GPU를 사용하여 엔진 시동을 걸 경우 제조업체의 권장 사항을 따른다.
전기 시스템은 master switch를 통해 켜지거나 꺼진다. master switch를 ON position에 두면 모든 전기 장비 회로에 전기 에너지가 공급된다(단, 점화 시스템 제외). 에너지원을 위한 전기 시스템에는 다음이 포함된다:
• Position lights
• Anticollision lights
• Landing lights
• Taxi lights
• Interior cabin lights
• Instrument lights
• Radio equipment
• Turn indicator
• Fuel gauges
• Electric fuel pump
• Stall warning system
• Pitot heat
• Starting motor
많은 항공기가 battery switch를 장착한다. 이는 master switch와 유사한 방식으로 항공기 전력을 제어한다. alternator switch 또한 장착된다. 이는 alternator 고장 시 조종사가 alternator를 전기 시스템으로부터 제외할 수 있게 해준다. [그림 7-33]
alternator 스위치가 OFF position에 놓이면 모든 전기 부하가 배터리에 걸린다. 배터리를 절약하기 위해 불필요한 전기 장비를 모두 꺼야한다.
bus bar는 항공기 전기 시스템의 접속단자로 사용된다. 이는 전기를 동력원으로 사용하는 장비를 main electrical system에 연결하기 위함이다. 이를 통해 배선 시스템을 단순화한다. 또한 전압을 시스템 전체에 분배할 수 있는 공통 지점을 제공한다. [그림 7-34]
전기 시스템은 퓨즈, 혹은 circuit breakers를 사용한다. 이는 회로와 장비를 전기 과부하로부터 보호하기 위함이다. 결함이 있는 퓨즈를 교체하기 위해 항공기는 적절한 암페어 한계를 갖춘 예비 퓨즈를 지녀야 한다. circuit breakers는 퓨즈와 기능이 동일하다. 허나 이는 전기 시스템에 과부하가 발생한 경우 교체를 수행하는 대신 직접 재설정을 할 수 있다. 퓨즈, 혹은 circuit breaker panel의 placards가 회로의 명칭을 식별하며 암페어 한계를 나타낸다.
ammeter는 항공기 전기 시스템의 성능을 모니터링 하는데 사용된다. ammeter는 alternator/generator가 충분한 전력을 공급하고 있는지의 여부를 나타낸다. 이는 또한 battery가 전기 충전을 받고 있는지의 여부를 나타낸다.
ammeter의 중앙에는 영점이 있으며 양쪽에는 음(-), 혹은 양(+)의 표시가 있도록 설계된다. [그림 7-35] ammeter의 지시침이 양(+)의 값에 있을 경우 이는 battery의 충전율을 나타낸다. ammeter의 지시침이 음(-)의 값에 있을 경우 이는 battery로부터 전류가 유입되고 있음을 나타낸다. 지시침이 full-scale minus를 나타낼 경우 이는 alternator/generator의 오작동을 나타낸다. 지시침이 full-scale positive를 나타낼 경우 이는 regulator의 오작동을 나타낸다. 어떤 경우이든 적절한 조치를 위하여 AFM/POH를 참조한다.
모든 항공기에 ammeter가 있는 것은 아니다. 일부는 warning light를 가지고 있다. 이것이 켜질 경우 이는 generator/alternator 오작동으로 인한 시스템 방전을 나타낸다. 적절한 조치는 AFM/POH를 참조한다.
또 다른 계기는 loadmeter이다. 이러한 유형의 계기는 0에서 시작하는 눈금이 있으며 alternator/generator에 가해지는 부하를 보여준다. [그림 7-35] loadmeter는 전기 부속품 및 battery가 전기 시스템의 발전 용량에 가하는 부하를 백분율로 반영한다. 모든 전기 요소들이 꺼질 경우 이는 battery에서 필요로 하는 충전 전류만을 반영한다.
voltage regulator는 generator/alternator의 전기 출력을 안정화하여 battery 충전 속도를 제어한다. generator/alternator 전압 출력은 battery 전압보다 높아야 한다. 예를 들어 12-volt battery는 약 14 volt의 generator/alternator 시스템에 의해 공급된다. 전압의 차이로 인해 battery가 계속 충전된다.
