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.
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.
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 탱크에서 엔진까지 중단 없이 흐르도록 설계된다. 모든 출력 ∙ 고도 ∙ 자세 조건에서, 그리고 AFM에서 승인하는 모든 기동 도중 엔진이 연료를 사용할 수 있어야 한다.소형 항공기의 연료 시스템은 보통 두 가지로 분류된다: gravity-feed system과fuel-pump system.
Gravity-Feed System
gravity-feed system은 탱크로부터 엔진에 연료를 전달하기 위해 중력을 사용한다. 예를 들어고익기에서는 연료 탱크가 날개에 설치된다. 이러한 배치로 인해 연료 탱크가 기화기 위에 위치하며연료가 중력으로 인해 기화기로 공급된다. 항공기 설계로 인해 중력으로 연료를 전달할 수 없는 경우에는 fuel pumps가 설치된다. 예를 들어저익기에서는 날개의 연료 탱크가 기화기 아래에 위치한다. [그림 7-30]
Fuel-Pump System
fuel-pump systems를 갖춘 항공기에는 두 개의 fuel pumps가 있다. main pump system은 엔진에 의해 구동되며 auxiliary pump(엔진 시동 시, 그리고 엔진 펌프 고장 시 사용되는 펌프)는 전기로 구동된다. auxiliary pump는 boost pump라고도 불리며 연료 시스템의 신뢰도를 더해준다. auxiliary pump는 조종실의 스위치에 의해 제어된다.
Fuel Primer
gravity-feed system과 fuel-pump system은시스템에 fuel primer를포함할 수 있다. fuel primer는 엔진 시동 전에 탱크에서 연료를 끌어와 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 primer를 고정하는 것이 중요하다. 만약 knob가 고정되지 않으면 비행 도중 진동으로 인해 제자리를 벗어날 수 있으며그 결과로 연료-공기 혼합물이 과도하게 rich 해질 수 있다. overpriming을 방지하기 위해 항공기의 priming instructions를 확인한다.
(출처: AOPA)
Fuel Tanks
연료 탱크는 보통 날개의 안쪽에 위치한다. 날개 상단에 연료 주입구가 있으며 연료 주입구는 filler cap으로 덮인다.
탱크 내부의 기압을 유지하기 위해 탱크가 바깥으로 배관된다. 탱크는 filler cap을 통해, 혹은 날개 표면을 따라 연장된 관을 통해 배관될 수 있다. 연료 탱크는overflow drain도 가지고 있다. 이 덕분에 연료가 온도 증가로 인해 팽창하여도 탱크에 손상을 주지 않는다. 만약 더운 날에 탱크가 가득 채워졌다면 overflow drain으로부터 연료가 나오는 것은 드문 일이 아니다.
Fuel Gauges
fuel quantity gauge는 각 연료 탱크의 측정 장치에서 측정한 연료량을 나타내며이는 갤런이나 파운드 단위로 표시된다. 항공기 증명 규칙에 따라 fuel gauges는“empty”만을 정확하게 지시하면 된다. 즉, 계기가 “empty” 이외의 값을 지시한다면 그 값이 정확한지 확인해야 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 gauge도 설치된다. 이 계기는 연료 라인의 압력을 나타낸다. 정상 작동 압력은 AFM/POH를 통해, 혹은 계기의 color code를 통해 확인할 수 있다.
Fuel Selectors
fuel selector valve를 통해 다양한 탱크의 연료를 선택할 수 있다. selector valve에는 보통 네 가지 position이 있다: LEFT, RIGHT, BOTH, 그리고 OFF. LEFT나 RIGHT을 선택하면 해당 탱크로부터 연료를 공급받을 수 있다. 반면 BOTH를 선택하면 양쪽 탱크로부터 연료를 공급받을 수 있다. 각 연료 탱크에 남아 있는 연료의 균형을 맞추기 위해 LEFT나RIGHT을 사용할 수 있다. [그림 7-31]
fuel placards는 연료 탱크에 대한 제한 사항을 보여준다(예를 들어 “level flight only” 및/혹은 “both” for landings and takeoffs).
항상 연료 소모량을 면밀히 확인하여 탱크의 연료가 완전히 고갈되지 않도록 해야 한다. 연료 탱크가 완전히 고갈되면 엔진이 정지한다. 또한 하나의 탱크로 장시간 비행하면 탱크 간 연료 부하가 불균형하게 된다. 탱크가 완전히 고갈되면 공기가 연료 시스템으로 유입되서 vapor lock이 발생할 수 있으며 이는 엔진 재시동을 어렵게 만든다.
(출처: 네이버 지식백과)
Fuel Strainers, Sumps, and Drains
연료는 기화기로 향하기 전에 strainer를 통과한다. strainer는 시스템 내의 수분과 그 외 침전물을 제거한다. 이러한 오염 물질은 항공 연료보다 무겁기 때문에 strainer assembly의 하단에 위치한 sump에 모인다. sump는 연료 시스템 및/혹은 연료 탱크에서 가장 낮은 지점이다. 연료 시스템은 sump, fuel strainer, 그리고 fuel tank drains를 포함할 수 있다.
매 비행 전에 fuel strainer를drain 해야 한다. 연료 샘플을 drain한 다음 물과 오염물질이 있는지 육안으로 확인한다.
sump 내의 물은 매우 위험하다. 왜냐하면 날씨가 추워서 물이 얼면 연료 라인이 막힐 수 있기 때문이다. 날씨가 따뜻한 경우에는 물이 기화기로 흘러들어가서 엔진을 멈추게 할 수 있다. sump에 물이 있다면 연료 탱크에는 더 많은 물이 있을 수 있다. 따라서 물의 흔적이 없어질 때까지 drain을 수행한다. 연료 시스템에서 모든 물과 오염물질이 제거되기 전까지는 절대로 이륙하지 않는다.
연료 시스템은 다양하므로 특정 항공기에 적용되는 시스템을 완전히 숙지해야 한다. 특정 운영 절차는 AFM/POH를 참조한다.
Fuel Grades
AVGAS(aviation gasoline)은 옥탄가나 퍼포먼스 값(등급)으로 식별되며이는 엔진 실린더 내 연료 혼합물의 antiknock value나knock resistance를 나타낸다. 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 등급의 연료는 higher-compression engines에서 사용된다. 왜냐하면 이러한 연료들은 더 높은 온도에서 연소되기 때문이다. 적절한 연료 등급을 사용할 수 없는 경우에는 높은 연료 등급을 사용한다. 권장 연료 등급보다 낮은 연료 등급을 사용하지 않는다. 왜냐하면 이로 인해cylinder head temperature와 engine oil temperature가 정상 작동 범위를 초과할 수 있으며 그 결과로detonation이 발생할 수 있기 때문이다.
(출처: 네이버 지식백과)(출처: 네이버 지식백과)
AVGAS의 등급은 다양하다. 특정 엔진에 맞는 연료 등급이 사용되도록 주의를 기울여야 한다. 올바른 연료 등급은 AFM/POH, placards, 그리고 filler caps 옆에 명시되어 있다. 항공기 엔진에 자동차 연료를 사용해서는 안 된다(단, FAA가 발부한 부가형식증명서로 개조된 항공기는 제외).
왕복 엔진 항공기의 연료는 옥탄가/퍼포먼스 값과AVGAS라는 약어로 식별된다. 이러한 항공기는 AVGAS 80, 100, 그리고 100LL을 사용한다. AVGAS 100LL은 100과 동일한 성능을 발휘한다(“LL”은 납 함유량이 낮다는 것을 의미함). 터빈 엔진 항공기의 연료는 JET A, JET A-1, 그리고 JET B로 분류된다. 제트 연료는 기본적으로 등유이며 독특한 등유 냄새를 가지고 있다. 정확한 연료를 사용하는 것은 중요하므로 연료의 종류 및 등급을 식별하기 위해 염료가 첨가된다. [그림 7-32]
다양한 연료 취급 장비들과 데칼들도 색깔을 가진다. 예를 들어 모든 AVGAS는 빨간색 배경에 흰색 문자로 식별된다. 반면 제트 연료는 검은색 배경에 흰색 문자로 식별된다.
SAIB(Special Airworthiness Information Bulletin) NE-11-15에 따라 100VLL AVGAS를 항공기에서 이용할 수 있다. 100VLL은 80 ∙ 91 ∙ 100 ∙ 100LL의 성능 조건들을 모두 충족하고, 이러한 등급의 AVGAS에서 작동하도록 증명된 항공기들의 운영 한계를 충족하며, 기본적으로 100LL AVGAS와 동일하다. 100VLL의 납 함유량은 약 19% 감소했다. 100VLL도100LL과 마찬가지로 파란색이여서 사실상 구분할 수 없다.
Fuel Contamination
연료 오염으로 인한 엔진 고장 사고는 보통 다음과 같은 경우에 발생하였다:
∙ 조종사의 비행 전 점검이 부적절한 경우.
∙ 작은 탱크나 드럼으로부터 부적절하게 여과된 연료를 항공기에 급유한 경우
∙ 항공기 연료 탱크를 가득 채우지 않고 보관한 경우
∙ 적절한 유지관리가 부족한 경우
fuel strainer quick drain과 각 tank sump로부터 연료를 drain 해야 하며 먼지와 물이 있는지 점검해야 한다. fuel strainer와 fuel tank가 연결되는 라인에서 연료가 모두 배출되기 전까지는 fuel strainer에서 탱크의 물이 나타나지 않을 수 있다.따라서 연료가 탱크로부터 배출되고 있다는 것을 확신하기 전까지는 fuel strainer에서 충분히 drain을 수행해야 한다. 그 양은 fuel tank에서 fuel strainer까지의 연료 라인 길이에 따라 달라진다. 만약 첫 번째 drain 샘플에서 물이나 기타 오염물질이 발견되었다면 흔적이 나타나지 않을 때까지 drain을 수행한다.
fuel strainer에서 더 이상 물의 흔적이 나타나지 않는다 해도 연료 탱크에 물이 남아있을 수 있다. 이러한 남은 물은 fuel tank sump drain을 통해서만 제거될 수 있다.
물은 주된 연료 오염 물질이다. 연료 내에 떠다니는 물방울은 연료의 흐릿한 모습을 통해, 혹은 염색된 연료와 물이 명확하게 분리된 모습을 통해(이러한 조건은 물이 탱크 바닥에 가라앉은 후에 발생함) 확인할 수 있다. 안전을 위해 매 비행 전 점검 도중 fuel sumps를 drain 해야 한다.
연료 탱크는 매 비행 후에, 혹은 그 날의 마지막 비행 후에 채워져야 한다. 이는 탱크 내에 수분이 응축되는 것을 방지하기 위함이다. 연료 오염을 방지하기 위해 캔과 드럼을 통해 재급유를 수행하지 않는다.
외딴 지역에 있거나 비상 상황인 경우에는 오염 방지 시스템이 불충분한 공급원으로부터 연료를 채워야 할 수 있다. 섀미가죽과 깔때기가 연료를 여과할 수 있는 유일한 수단일 수도 있지만 이들을 사용하는 것은 위험하다. 섀미가죽을 사용한다 해서 항상 연료의 오염 제거가 보장되는 것은 아니다. 낡은 섀미가죽은 물을 여과하지 않으며이미 물에 젖은 깨끗한 섀미가죽도 물을 여과하지 않는다. 대부분의 섀미가죽 모조품은 물을 여과하지 않는다.
Fuel System Icing
연료 시스템 내에 물이 존재하면 얼음이 형성될 수 있다. 이러한 물은 연료에 용해되거나 용해되지 않을 수 있다. 용해되지 않은 물(undissolved water)은entrained water 상태로 존재할 수 있다. 이는 연료를 부유하는 미세한 물 입자들로 구성된다. entrained water는 free water의 기계적 교반으로 인해, 혹은 온도 감소로 인한 dissolved water의 변환으로 인해 발생할 수 있다. entrained water는 정적인 상태에서 시간이 지날수록 침전된다. entrained water가 free water로 전환되는 속도에 따라 물이 배출될 수 있거나 배출되지 않을 수 있다. 보통 모든 entrained water가 저절로 연료로부터 분리될 가능성은 거의 없다. 침전되는 속도는 온도, 정적인 상태, 그리고 물방울의 크기 등 여러 요인에 의해 달라진다.
물방울의 크기는 물방울이 형성되는 메커니즘에 따라 달라진다. 보통 그 입자들은 육안으로 보이지 않을 정도로 작다. 허나 심한 경우에는 연료가 약간 흐릿해 보일 수 있다. 온도 감소를 통해 용액을 entrained water로 전환한 다음 free water로 전환하거나 탈수를 하지 않는 한 용액 내의 물이 제거될 수 없다.
용해되지 않은 물은free water 상태로 존재할 수도 있다. 이는 entrained water의 침전으로 인해, 혹은 재급유로 인해 발생할 수 있다. 보통 free water는 탱크의 바닥에서 연료와 분리되어 쉽게 확인될 수 있다. free water는 sump drains를 통해 배출될 수 있다. reservoir(예를 들어 fuel tanks와 fuel filter)의 바닥에서 free water가 동결되면water drains가 무용지물이 될 수 있으며 나중에 녹으면 물을 시스템으로 보내서 엔진 고장을 발생시킬 수 있다. 이러한 상황이 확인되었다면 항공기를 따뜻한 격납고에 둔 다음 reservoir를 drain 해야 하며 비행 전에 모든 sumps와 drains를 점검해야 한다.
entrained water는 특정 시스템 내의 잠재적 물 중 비교적 작은 부분을 차지한다. 용해되는 물의 양은 연료의 온도, 현재 압력, 그리고 연료의 수분 용해도 특성에 따라 달라진다. entrained water는 연료의 중간 부분에서 언 다음 더 오래 부유하려는 경향을 보인다. 왜냐하면 얼음의 비중이 AVGAS의 비중과 거의 같기 때문이다.
부유하는 물이 얼면 fuel screens, strainers,그리고filters가 막힐 정도로 큰 얼음 결정이 형성될 수 있다.이러한 물 중 일부는 연료가 기화기 공기 통로로 진입할 냉각되어carburetor metering component에 착빙을 발생시킬 수 있다.
Prevention Procedures
일부 항공기의 경우 AVGAS 내의 물과 얼음을 방지하기 위해 anti-icing 첨가제를 사용하는 것이 승인된다. 실험에 따르면 소량의 헥실렌 글리콜, 특정 메탄올 파생물, 그리고 EMGE(ethylene glycol mononethyl ether)를 사용하면 연료 시스템의 착빙이 억제된다. EGME를 최대 0.15%의 체적 농도로 사용하면 연료 시스템 착빙이 대부분의 운영 조건에서 상당히 억제된다.연료 내 첨가물의 농도는 매우 중요하다. 첨가제가 너무 적거나 너무 많으면 첨가제의 효과가 현저하게 저하될 수 있다. anti-icing 첨가제가 결코 carburetor heat을 대체하지 않는다는 것을 알아야 한다. 착빙이 발생하기 쉬운 대기 조건을 비행하는 경우에는 항상 carburetor heat와 관련된 항공기 운영 지침을 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.
