KR101354003B1 - 스모크 오일 분사를 위한 항공기용 오일 탱크 구조 - Google Patents

스모크 오일 분사를 위한 항공기용 오일 탱크 구조 Download PDF

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Abstract

본 발명은 백색 스모크 오일 및 유색 스모크 오일을 분사하기에 적합한 항공기용 오일 탱크 구조에 관한 것이다.
이를 실현하기 위한 일 형태로서 본 발명은, 항공기용 오일 탱크 구조로서, 상기 오일 탱크 구조의 본체(10a)의 내부에는 항공기의 정상 비행(normal flight) 상태 또는 배면 비행(inverted flight) 상태 여부와 관계없이 오일을 항상 채우는 구조의 수집 탱크(collector tank)(11) 및 상기 수집 탱크(11)와 연결되어 상기 수집 탱크(11) 내의 오일을 외부로 이송시키는 이젝터 펌프(ejector pump)(P)를 포함하고 있고, 상기 오일 탱크 구조의 본체(10a)의 내부의 일 측면(side surface)에는 동일한 간격을 두고서 설치되는 4 개의 레벨 센서(130a 내지 130d)가 설치되어 있고, 상기 수집 탱크(11)는, 상기 수집 탱크(11)의 본체(11a) 중의 상기 이젝터 펌프(P)와 연결되는 측면에 설치되는 펜듈럼 호스(pendulum hose)(110); 및 상기 수집 탱크(11)의 본체(11a) 중의 상기 정상 비행시에 천장(ceiling)이 되는 면에 설치되는 플래퍼 밸브(flapper valve)(120)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 오일 탱크 구조를 제공한다.

Description

스모크 오일 분사를 위한 항공기용 오일 탱크 구조{OIL TANK STRUCTURE FOR AIRCRAFT FOR SPRAYING SMOKE OIL}
본 발명은 스모크 오일 분사를 위한 오일 탱크 구조에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 백색 스모크 오일 및 유색 스모크 오일을 분사하기에 적합한 항공기용 오일 탱크 구조에 관한 것이다.
공군의 특수 비행팀인 “블랙이글스”팀은 기존의 운용기이던 A-37이 낙후됨에 따라 최근 개발된 국산 고등훈련기인 T-50 으로 교체하기로 하였고, 이에 따라 곡예 비행을 목적으로 하는 항공기에 필수적으로 적용되어야 하는 스모크 발생 장치가 기존 T-50 의 형상에 추가되어야 했다.
고등 훈련기로 개발된 T-50에 특수 비행기에서 요구되는 기능과 장비를 추가하여 곡예 비행에 적합하도록 설계하였으며, 이 항공기에 적용되어 있는 스모크 발생 장치 및 스모크 오일 저장 탱크 등의 일체를 스모크 오일 시스템이라 한다.
새로운 특수 비행기에 적용될 스모크 발생 장치를 설계함에 있어서는, 요구되는 스모크 오일의 분사량을 구현할 수 있는 성능을 갖추는 것이 중요하다.
분사량에 따라 곡예 비행시 발생되는 스모크의 시현성이 결정되기 때문에 시현성이 떨어지는 소량의 분사량이나 적절한 시현성을 초과하는 과도한 분사량 사이에서 의도된 스모크 시현성을 나타내기에 적절한 분사량이 결정되어야 한다.
또한, 스모크 시현성은 스모크 오일로 사용되는 유체의 특성과 항공기의 엔진 배기가스 온도와의 관계에서도 큰 영향을 받는다.
선정된 항공기에 따라서 항공기의 엔진 배기가스 온도를 고려하여 적절한 스모크 오일 유체를 결정해야 하며, 결정된 스모크 오일 유체의 특성에 따라 적절한 분사량을 구현하기 위한 스모크 오일 시스템의 성능이 결정되어야 한다.
한편, 상술한 바와 같은 고려 사항들을 수행하기 위해서는, 먼저 백색 스모크 오일과 유색 스모크 오일을 분사하기에 적합한 항공기용 오일 탱크 구조가 제공되어야 한다.
본 발명은 상술한 바와 같은 점들을 감안하여 착안된 것으로서, 백색 스모크 오일 및 유색 스모크 오일을 분사하기에 적합한 항공기용 오일 탱크 구조를 제공하는 것을 그 목적으로 한다.
상술한 발명의 목적을 달성하기 위해 본 발명의 바람직한 일 형태는, 항공기용 오일 탱크 구조로서, 상기 오일 탱크 구조의 본체(10a)의 내부에는 항공기의 정상 비행(normal flight) 상태 또는 배면 비행(inverted flight) 상태 여부와 관계없이 오일을 항상 채우는 구조의 수집 탱크(collector tank)(11) 및 상기 수집 탱크(11)와 연결되어 상기 수집 탱크(11) 내의 오일을 외부로 이송시키는 이젝터 펌프(ejector pump)(P)를 포함하고 있고, 상기 오일 탱크 구조의 본체(10a)의 내부의 일 측면(side surface)에는 동일한 간격을 두고서 설치되는 4 개의 레벨 센서(130a 내지 130d)가 설치되어 있고, 상기 수집 탱크(11)는, 상기 수집 탱크(11)의 본체(11a) 중의 상기 이젝터 펌프(P)와 연결되는 측면에 설치되는 펜듈럼 호스(pendulum hose)(110); 및 상기 수집 탱크(11)의 본체(11a) 중의 상기 정상 비행시에 천장(ceiling)이 되는 면에 설치되는 플래퍼 밸브(flapper valve)(120)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 오일 탱크 구조를 제공한다.
또한, 상술한 발명의 목적을 달성하기 위해 본 발명의 바람직한 다른 형태는, 상기 오일 탱크 구조가 전방부 및 후방부에 각각 하나씩 적용되는 항공기로서, 상기 전방부에 적용되는 오일 탱크 구조는 백색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조 및 유색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조 중의 어느 하나이고, 상기 후방부에 적용되는 오일 탱크 구조는 상기 백색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조 및 상기 유색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조 중의 상기 전방부에 적용되는 오일 탱크 구조와는 다른 오일 탱크 구조인 것을 특징으로 하는 항공기를 제공한다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 유색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조는 적색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조이거나 또는 청색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조일 수 있다.
본 발명에 따른 오일 탱크 구조에 의하면, 항공기의 배면 비행(inverted flight)에 불구하고 펌프의 입구가 항상 오일에 잠길 수 있고, 탱크 본체 내에 저장된 오일이 외부로 누출되는 것을 미연에 방지할 수 있으며, 또한 조종사는 레벨 센서를 통해 전달되는 스모크 오일의 잔량 정보를 (예를 들어, 별도의 인디케이터를 통해) 인지할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기용 오일 탱크 구조가 적용되는 일 예를 개략적으로 나타낸 도면.
도 2a 및 도 2b는 본 발명에 따른 항공기용 오일 탱크 구조를 개략적으로 나타낸 도면.
도 3은 본 발명에 따른 항공기용 오일 탱크에 적용되는 레벨 센서의 동작 과정을 개략적으로 나타낸 도면.
도 4는 분사량 예측을 위한 해석 모델에 적용되는 온도에 따른 유체별 점도 변화를 나타낸 도면.
도 5는 최적화된 스모크 오일 시스템에서 예측된 스모크 오일 분사량을 유체별로 나타낸 도면.
이하, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 구체적인 실시예들 및 그 작용들을 설명하도록 한다. 본 명세서에 기재된 실시예들은 본 발명의 이해를 돕기 위해 설명되는 것이며, 이에 의해 본 발명의 기술적 사상이 제한되는 것이 아니다.
[스모크 오일 분사를 위한 오일 탱크 구조]
도 1 내지 도 3은 본 발명에 따른 항공기용 오일 탱크 구조를 설명하기 위한 도면으로서, 보다 구체적으로는 본 발명에 따라 백색 스모크 오일 및 유색 스모크 오일을 분사하기에 적합한 항공기용 오일 탱크 구조를 설명하기 위한 도면이다.
먼저, 도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 항공기용 오일 탱크 구조는 백색 스모크 오일용 전방 오일 탱크(10)와 유색 스모크 오일용 후방 오일 탱크(20)로 구성된다. 또한, 경우에 따라서는, 전방 오일 탱크(10)가 유색 스모크 오일용으로 사용되고, 후방 오일 탱크(20)가 백색 스모크 오일용으로 사용될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 한편, 전방 오일 탱크(10) 및 후방 오일 탱크(20)에 적용되는 본 발명에 따른 기술적 사상들은, 그들의 구조가 실제에 있어서는 약간 상이할 수도 있음에 불구하고, 그 기본적 메커니즘이 동일하므로 이하에서는 전방 오일 탱크(10)의 예를 들어 설명하도록 하며, 이 전방 오일 탱크(10)의 설명으로서 후방 오일 탱크(20)의 설명을 대체하도록 한다.
다음으로, 도 2a를 참조하면, 본 발명에 따른 스모크 오일을 분사하기에 적합한 오일 탱크(10)의 본체(10a)의 내부에는 항공기의 정상 비행(normal flight) 상태 또는 배면 비행(inverted flight) 상태 여부와 관계없이 오일을 항상 채우는 구조의 수집 탱크(collector tank)(11) 및 수집 탱크(11)와 연결되어 수집 탱크(11) 내의 오일을 외부로 이송시키는 이젝터 펌프(ejector pump)(P)를 포함하여 구성된다.
또한, 오일 탱크(10)의 본체(10a)의 내부의 일 측면(side surface)에는 동일한 간격을 두고서 설치되는 4 개의 레벨 센서(130a 내지 130d)가 설치되어 있다.
또한, 수집 탱크(11)의 내부에는, 수집 탱크(11)의 본체(11a) 중의 이젝터 펌프(P)와 연결되는 측면에 설치되는 펜듈럼 호스(pendulum hose)(110)와 수집 탱크(11)의 본체(11a) 중의 항공기의 정상 비행시에 천장(ceiling)이 되는 면에 설치되는 플래퍼 밸브(flapper valve)(120)가 설치되어 있다.
펜듈럼 호스(110)는 G 하중에 의해 펌프(P)의 입구가 항상 오일에 잠길 수 있도록 하는 수단으로서 제공된다.
플래퍼 밸브(120)는 항공기의 배면 비행(inverted flight)시에 수집 탱크(11)의 본체(11a) 내에 저장된 오일이 외부로 누출되는 것을 방지하기 위한 수단으로서 제공된다.
레벨 센서(130a 내지 130d)는 구간별 오일 잔량을 측정하기 위한 수단으로서 제공되며, 예를 들어 레벨 센서(130a 내지 130d)를 통해 측정되는 오일 탱크(10)의 본체(10a) 내의 오일 잔량은 도 3에 도시된 바와 같이, 항공기 내에 설치된 별도의 인디케이터(30)를 통해 스모크 오일의 잔량을 시현할 수 있다. 레벨 센서(130a 내지 130d)로서는 예를 들어, 초음파 레벨 센서(ultrasonic level sensor)를 고려할 수 있으며, 이에 한정되지 않는다.
다음으로, 도 2b를 참조하면, 본 발명에 따른 스모크 오일을 분사하기에 적합한 오일 탱크(10)를 적용할 경우에는, 항공기의 배면 비행(inverted flight)에 불구하고 이젝터 펌프(P)의 입구가 항상 오일에 잠길 수 있고, 수집 탱크(11)의 본체(11a) 내에 저장된 오일이 본체(11a)의 외부로 누출되는 것을 완전히 방지할 수 있으며, 또한 조종사는 레벨 센서(130a 내지 130d)를 통해 전달되는 스모크 오일의 잔량 정보를 (예를 들어, 별도의 인디케이터(30)를 통해) 인지할 수 있게 된다.
이하에서는, 본 발명자들에 의해 수행된 전방 오일 탱크(10) 및 후방 오일 탱크(20)에 적용되는 스모크 오일 분사량 및 유체의 결정 과정을 설명하도록 한다.
[스모크 오일 분사량 및 유체의 결정]
새로운 특수 비행기에 대한 적절한 분사량을 결정하기 위해서 먼저 고려된 대상은 기존“블랙 이글스”팀에서 운용하던 A-37 항공기에서의 분사량이었다.
“블랙 이글스”팀에는 백색 스모크(White smoke)만을 발생시키는 개념의 스모크 오일 시스템이 적용되어 있었으며, 분사량은 최소 3GPM(Gallon/Minute)에서 최대 8GPM 을 사용하여 편대 비행이나 분열 비행(Fly By) 시에는 3GPM 의 분사량을, 단독 비행이나 고 기동 비행에 있어서 다량의 스모크 효과를 낼 경우에는 8GPM 을 사용하고 있었다.
그러나, A-37 과 T-50 은 엔진의 성능에도 차이가 많으므로 엔진 배기가스에 의한 영향성을 고려하여 분사량을 조정할 필요가 있었다.
또한, T-50 을 기반으로 하는 특수 비행기를 운용하는 새로운 “블랙 이글스”팀은 백색 스모크 뿐만 아니라, 적색이나 청색의 유색 스모크(Color Smoke) 발생 기능을 갖추기를 원하였다.
따라서, 새로운 특수 비행기에 적용될 스모크 오일 시스템은, 전술한 바와 같은 백색 및 유색 스모크 오일을 저장할 수 있는 2 개의 독립된 오일 탱크 구조(10, 20)를 고려해야 했다.
또한, 유색 스모크를 적절히 사용하기 위해서는 유색 스모크를 사용하는 특수 비행팀들의 사례를 파악할 필요가 있었다.
사례 연구의 대상으로 미국 및 유럽 국가들의 특수 비행팀들을 대상으로 파악했으며, T-50 과 같이 초음속 항공기를 사용하는 미공군 특수 비행팀 “썬더버즈(thunderbirds)" 팀과 미해군 특수 비행팀“블루 엔젤스(Blue Angels)" 팀이 우선 대상이 되었다.
미공군과 미해군의 경우는 모두 유색 스모크를 사용하지 않는 것으로 확인되었고, 유럽 국가들의 경우는 모두 흰색 스모크와 함께 유색 스모크를 사용하는 것으로 확인되었다.
미공군 및 미해군 특수 비행팀에 비해 유럽 국가 공군 특수 비행팀들의 운용 기종이 모두 아음속기라는 차이점이 있었는데 이는 유색 스모크를 발생시키기 위해서는 상대적으로 저온의 배기가스를 배출하는 엔진을 가진 기종에 유리하기 때문인 것으로 파악되었다.
미공군과 미해군의 경우 유색 스모크를 사용하지 못하는 이유가 고온의 엔진 배기가스로 유색 스모크의 시현성이 떨어지는 사유도 있긴 하지만, 유색 스모크의 색재료인 염료(Dye)가 착색 문제를 일으키기 때문이기도 하였다.
실제로, 유럽 국가 공군 특수 비행팀들도 염료의 사용에 여러 시행착오를 거쳐 현재는 영국 공군 특수 비행팀 "레드 애로우스(Red Arrows)" 에서 규격화한 염료를 사용하는 추세에 있다.
미공군, 미해군 및 유럽 국가 공군 특수 비행팀들의 기종 및 사용 유체, 분사량 등에 대한 사례 연구를 하기의 표 1에 정리하였다.
[표 1]
Figure 112012089138512-pat00001
미국 및 유럽 국가들의 사례를 통해 백색 스모크 오일 유체는 같은 초음속 항공기인 F-16 과 F-18 과 같이 엔진윤활유를 사용하는 것이 적합한 것으로 판단되나 백색 스모크의 경우 엔진 배기가스 온도에 덜 민감한 특성이 있으므로 “블랙 이글스”팀에서 기존 사용한 디젤+스핀들유 혼합유도 사용 가능한 유체로 고려되었다.
유색 스모크는 “레드 애로우스”팀에서 규격화한 염료에 디젤을 혼합하여 사용하는 것이 적합한 것으로 판단되었다.
백색 스모크 분사량은 A-37, F-16 과 F-18 과의 사례 연구를 통해 엔진 윤활유를 사용하여 3GPM 에서 8GPM 정도로 적절한 시현성을 나타낼 수 있을 것으로 판단하였으나, 유색 스모크의 경우 영국, 이태리, 프랑스 공군 모두 상대적으로 배기가스가 저온인 아음속기를 운용하는 사례만 확인 가능하였으므로 고온의 배기가스를 가지는 초음속 기반의 특수 비행기에 적절한 혼합비와 분사량을 선정하기 위한 정보로서는 신뢰성이 낮을 수 밖에 없었다.
이를 해소하기 위해, 영국 공군과 이태리 공군의 사례를 기반으로 유색 스모크 유체로서 디젤과 염료의 혼합비가 1:1과 2:1의 두 가지인 경우를 모두 선정하고 분사량은 10GPM ~ 12GPM 이 가능하도록 스모크 오일 시스템 설계 기준을 선정하였다.
[유체별 특성]
이와 같이 정해진 유체로 원하는 분사량을 얻기 위해서는 유체의 특성, 그 중에서도 밀도와 점도를 확인하는 것이 가장 중요하다.
디젤은 점도는 낮지만 고온에서 쉽게 기화하기 때문에 좋은 스모크 시현성을 나타내지 못한다.
반면, 스핀들유와 엔진윤활유는 고온에서 좋은 시현성을 나타낼 수 있으나 점도가 높기 때문에 원하는 분사량이 가능한 스모크 오일시스템을 설계하기 위해서는 고용량의 가압장치나 펌프가 필요하며, 스모크 오일 이송 배관의 직경이 증가되어야 하기 때문에 스모크 오일 시스템의 최적 설계가 어려워지게 된다.
유색 스모크에 사용되는 염료 또한 높은 점도를 가지기 때문에 염료를 단독으로 사용하는 것은 어렵고, 디젤을 혼합하여 적절한 점도와 스모크 시현성을 가지도록 해야 한다.
앞서 설명한 바와 같이, 새로운 특수 비행기의 스모크 오일 시스템에 적용될 유체로서 백색 스모크 유체는 디젤+스핀들유 혼합유(1:1)와 엔진윤활유, 유색 스모크 유체는 디젤+염료 혼합비 1:1과 2:1 혼합유를 정하여 이 네가지 유체에 대한 분사량을 예측함으로써 시스템오일 시스템의 설계 최적화를 수행하였다.
이를 위해서는, 각 유체의 밀도와 점도를 아는 것이 필수적이나 확인 가능한 값은 각각의 유체들에 대한 매우 제한적인 값뿐이었다.
염료의 경우는 25℃ 기준 최대 200 cSt(Centistokes) 라는 정보만 알 수 있었고, 이 점도 기준으로는 매우 높은 용량의 펌프나 가압장비가 요구되기에 현실적인 값을 찾아야만 했다.
이를 위해, 스모크 오일로 선정된 네가지 유체를 확보하여 실제 밀도와 점도를 측정하게 되었다.
표 2와 표 3에 개별 유체의 스모크 영향성과 스모크 오일 혼합유의 밀도, 점도 측정 결과를 정리하였다.
측정된 스모크 오일 유체의 밀도와 점도는 실험실 측정기준 온도인 23℃ 에서의 값을 나타내었으나, 유체의 특성은 온도에 따라 선형으로 변하지 않으므로 상온에서의 밀도, 점도를 추가로 측정하였으며, 나머지 온도 구간에서의 변화는 특성값 확보가 가능한 디젤을 기준으로 특성값 변화 경향을 근사하게 적용하였다.
[표 2]
Figure 112012089138512-pat00002
[표 3]
Figure 112012089138512-pat00003
분사량 예측을 위한 해석 모델에 적용되는 온도에 따른 유체별 점도 변화는 도 4에 도시된 바와 같다.
[분사량 예측을 위한 적용 공식]
측정된 스모크 오일 유체의 밀도와 점도를 기준으로 스모크 오일 분사에 필요한 동력으로 사용되는 펌프 또는 가압장치의 성능과 스모크 오일 이송 배관의 직경, 길이 및 배치 등의 시스템 설계가 이루어진다.
일반적으로, 유체의 밀도가 높을 경우 스모크 오일 시스템에 적용되는 펌프의 성능을 높이기에는 유리하지만 오일 이송관내 압력손실을 높여 분사량에 불리한 영향을 주게 된다.
점도의 경우, 스모크 오일 유체들의 점도 수준에서는 펌프의 성능에 미치는 영향이 적다.
그러나, 오일 이송관내 압력 손실은 밀도보다 더 큰 영향을 미치며 높은 점도의 유체의 경우는 급격한 압력손실을 가져와서 분사량을 크게 저하시키게 된다.
스모크 오일 분사량 예측은 유체의 특성 및 배관 형상에 의한 관내 손실을 분석하는 것이 주요 내용이 되며 관내 손실 분석에 적용되는 주요 공식은 다음의 (1)과 같다.
Figure 112012089138512-pat00004
---------------------(1)
여기서, 마찰계수는 콜브룩-화이트(Cholebrook-White)의 공식에 의해 다음과 같이 구해진다.
Figure 112012089138512-pat00005
여기서, k는 관의 거칠기수를 나타내며, 항공기에 사용되는 알루미늄 배관은 0.0025mm 가 적용된다. Re 는 레이놀즈수로 유체의 점도와 속도에 의해 다음과 같이 구해진다.
Figure 112012089138512-pat00006
여기서, ν는 유체의 동점도(Kinematic Viscosity)로 상기의 수식을 통해 관내 손실은 유체의 밀도에 의해 증가하고 점도는 마찰계수에 영향을 줌으로써 손실이 증가됨을 알 수 있다.
[분사량 예측을 위한 해석 모델 구축]
스모크 오일 시스템 분사량 예측을 위한 해석프로그램으로서 플로우마스터(flowmaster)를 활용하였다.
플로우마스터는 유동 시스템에서 유체의 압력, 유량을 예측하는데 유용하게 사용되는 프로그램으로 시스템의 관내손실의 계산은 상기 식 (1)을 기준으로 하고 있다.
플로우마스터를 통한 분사량 예측을 위해 스모크 오일 시스템에 적용되는 펌프와 오일 이송관의 직경, 길이 및 배치 등을 해석 모델에 구현시켰으며, 예측 결과에 따라 10GPM 이상 분사 가능하도록 펌프의 성능 및 배관의 형상을 최적화하여 설계에 반영하였다.
[분사량 예측 결과]
해석 프로그램(예를 들어, 플로우마스터)을 통한 분사량 예측을 기반으로 새로운 “블랙이글스”특수 비행기에 적용된 스모크 오일 시스템을 최적화하였으며, 최적화된 시스템에서 예측된 스모크 오일 분사량을 유체별로 도 5에 나타내었다.
백색 스모크 오일로 고려되는 디젤+스핀들유(1:1) 혼합유는 상온에서부터 해석이 수행된 -20℃ 까지 10.3 ~ 10.8 GPM 의 분사량이 가능하므로, 기준 분사량 8GPM을 분사시키기에 충분한 것으로 예측되었다.
엔진 윤활유의 경우 상대적으로 높은 점도로 상온에서 9.4 GPM 으로 다소 감소되었으나, 8 GPM 을 상회하는 성능을 가지는 것으로 예측되었다.
그러나, 기온이 낮은 계절이나 고 고도에서의 지속된 비행으로 유체의 온도가 강하할 경우, 8GPM 이하로 감소할 수 있으며, 유체의 온도가 -10℃ 이하로 강하할 경우는 백색 스모크의 최소 분사량인 3GPM 이하로 감소하여 스모크 시현에 부적절한 것으로 예측되었다.
유색 스모크의 경우, 높은 점도를 가지는 염료가 디젤에 혼합될 경우 점도가 급격히 감소하므로, 10GPM 수준의 분사량을 나타낼 수 있는 것으로 예측되었다.
디젤+염료(2:1) 혼합유의 경우는 상온에서부터 해석이 수행된 -13℃ 까지 10.2 ~ 10.7 GPM 을 낼 수 있는 것으로 예측되었으며, 디젤+염료(1:1) 혼합유의 경우 상온에서는 10.5GPM 을 낼 수 있으나 유체의 온도가 8℃ 이하로 강하할 경우는 10GPM 이하로 예측되었다.
그러나, 유체의 온도가 0℃ 로 떨어지는 경우도 9GPM의 분사량 구현은 가능한 것으로 예측되어 양호한 시현성의 유색 스모크를 발생할 수 있을 것으로 판단된다.
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
10: 전방 오일 탱크 20: 후방 오일 탱크
30: 인디케이터 110: 펜듈럼 호스(pendulum hose)
120: 플래퍼 밸브(flapper valve) 130a ~ 130d: 레벨 센서

Claims (3)

  1. 항공기용 오일 탱크 구조로서,
    상기 오일 탱크 구조의 본체(10a)의 내부에는 항공기의 정상 비행(normal flight) 상태 또는 배면 비행(inverted flight) 상태 여부와 관계없이 오일을 항상 채우는 구조의 수집 탱크(collector tank)(11) 및 상기 수집 탱크(11)와 연결되어 상기 수집 탱크(11) 내의 오일을 외부로 이송시키는 이젝터 펌프(ejector pump)(P)를 포함하고 있고,
    상기 오일 탱크 구조의 본체(10a)의 내부의 일 측면(side surface)에는 동일한 간격을 두고서 설치되는 4 개의 레벨 센서(130a 내지 130d)가 설치되어 있고,
    상기 수집 탱크(11)는,
    상기 수집 탱크(11)의 본체(11a) 중의 상기 이젝터 펌프(P)와 연결되는 측면에 설치되는 펜듈럼 호스(pendulum hose)(110); 및
    상기 수집 탱크(11)의 본체(11a) 중의 상기 정상 비행시에 천장(ceiling)이 되는 면에 설치되는 플래퍼 밸브(flapper valve)(120)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 오일 탱크 구조.
  2. 제 1 항의 상기 오일 탱크 구조가 전방부 및 후방부에 각각 하나씩 적용되는 항공기로서, 상기 전방부에 적용되는 오일 탱크 구조는 백색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조 및 유색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조 중의 어느 하나이고, 상기 후방부에 적용되는 오일 탱크 구조는 상기 백색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조 및 상기 유색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조 중의 상기 전방부에 적용되는 오일 탱크 구조와는 다른 오일 탱크 구조인 것을 특징으로 하는 항공기.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 유색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조는 적색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조이거나 또는 청색 스모크 오일 분사용 오일 탱크 구조인 것을 특징으로 하는 항공기.
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