KR101759230B1 - Ground support equipment for aircraft - Google Patents

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KR101759230B1
KR101759230B1 KR1020130120315A KR20130120315A KR101759230B1 KR 101759230 B1 KR101759230 B1 KR 101759230B1 KR 1020130120315 A KR1020130120315 A KR 1020130120315A KR 20130120315 A KR20130120315 A KR 20130120315A KR 101759230 B1 KR101759230 B1 KR 101759230B1
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Abstract

항공기 지상 점검 장비는 가스터빈 조립체와 공기 사이클 터빈 조립체 및 유량 제어장치를 포함한다. 가스터빈 조립체는 대기 공기를 흡입하여 압축하는 압축기와, 압축기에 동축 결합된 가스터빈과, 연소 가스를 가스터빈에 공급하는 연소실과, 압축기 출구의 유로 단면적을 변화시키는 가변 디퓨저를 포함한다. 공기 사이클 터빈 조립체는 압축기로부터 제공받은 압축 공기에 의해 회전하며 압축 공기를 팽창시켜 냉각 공기를 배출하는 공기 사이클 터빈과, 공기 사이클 터빈 입구의 유로 단면적을 변화시키는 가변 노즐을 포함한다. 유량 제어장치는 가변 디퓨저와 가변 노즐을 연동 제어한다.Aircraft ground inspection equipment includes gas turbine assemblies, air cycle turbine assemblies, and flow control devices. The gas turbine assembly includes a compressor for sucking and compressing atmospheric air, a gas turbine coaxially coupled to the compressor, a combustion chamber for supplying the combustion gas to the gas turbine, and a variable diffuser for varying the flow cross sectional area of the compressor outlet. The air cycle turbine assembly includes an air cycle turbine that rotates by compressed air supplied from a compressor and expands the compressed air to discharge the cooling air, and a variable nozzle that changes the flow cross sectional area of the air cycle turbine inlet. The flow control device controls the variable diffuser and the variable nozzle interlockingly.

Description

항공기 지상 점검 장비 {GROUND SUPPORT EQUIPMENT FOR AIRCRAFT}{GROUND SUPPORT EQUIPMENT FOR AIRCRAFT}

본 발명은 항공기 지상 점검 장비에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 가스터빈 조립체와 공기 사이클 터빈 조립체를 포함하는 항공기 지상 점검 장비에 관한 것이다.The present invention relates to aircraft ground inspection equipment, and more particularly, to aircraft ground inspection equipment including gas turbine assemblies and air cycle turbine assemblies.

항공기 지상 점검 장비는 가스터빈 발전기(GTG, Gas Turbine Generator)를 구비하여 항공기 시동시 필요한 압축 공기, 또는 항공기 지상 점검 과정에서 요구되는 전력을 공급하고 있다. 특히 항공기 지상 점검 과정에서 항공기 전자 장치의 과열을 막기 위해 냉각 공기를 공급해야 하는데, 주로 가스터빈 발전기로부터 출력되는 압축 공기를 별도의 공조 유닛(Air Conditioning Unit)에 연결하고, 공조 유닛의 공기 사이클 시스템에 의해 냉각 공기를 생성시켜 항공기로 공급하고 있다.The aircraft ground inspection equipment is equipped with a gas turbine generator (GTG) to supply the compressed air required for starting the aircraft or the power required during ground inspection of the aircraft. Especially, it is necessary to supply cooling air to prevent overheating of the aircraft electronic equipment in the ground inspection process of the aircraft. The compressed air output from the gas turbine generator is connected to a separate air conditioning unit, And the air is supplied to the aircraft.

이때, 가스터빈 발전기와 공조 유닛은 단순히 공압 호스에 의해 연결되므로 별도의 전력선이나 제어선이 가스터빈 발전기와 공조 유닛을 연결하고 있지 않다. 따라서 공조 유닛은 주로 공급받는 공압에 의한 제어를 하게 되고, 이로 인하여 가스터빈 발전기의 제어와 상관없이 단순히 압축 공기의 공급 유무에 따라 장비의 가동과 정지가 결정되므로 두 장비의 효율적인 연동이 어렵다.At this time, since the gas turbine generator and the air conditioning unit are simply connected by a pneumatic hose, no separate power line or control line connects the gas turbine generator and the air conditioning unit. Therefore, the air conditioning unit is mainly controlled by the supplied air pressure, and therefore, it is difficult to efficiently interlock the two devices because the operation and stop of the equipment are determined depending on whether or not the compressed air is simply supplied regardless of the control of the gas turbine generator.

특히 공조 유닛에서 최종 사용처인 항공기로 공급되는 냉각 공기의 유량 제어에 있어서, 가스터빈 발전기에서 공급되는 압축 공기의 양을 공조 유닛에서 임의로 제어할 수 없다. 이는 공조 유닛이 가스터빈 발전기로부터 공급받는 압축 공기를 임의로 차단하면 가스터빈 발전기의 압축기에서 서징이 발생할 수 있기 때문이다. 따라서 냉각 공기의 유량 제어는 주로 잉여 냉각 공기를 대기로 방출시키는 방법에 의존하고 있는데, 이는 가스터빈의 연료 손실로 이어진다.The amount of compressed air supplied from the gas turbine generator can not be arbitrarily controlled by the air conditioning unit, particularly in the flow rate control of the cooling air supplied from the air conditioning unit to the aircraft as the end use place. This is because if the air conditioning unit arbitrarily blocks the compressed air supplied from the gas turbine generator, surging may occur in the compressor of the gas turbine generator. Therefore, the control of the flow rate of the cooling air mainly depends on the method of releasing the surplus cooling air to the atmosphere, leading to the fuel loss of the gas turbine.

본 발명은 가스터빈 조립체와 공기 사이클 터빈 조립체를 포함하는 항공기 지상 점검 장비에 있어서, 가스터빈 조립체의 압축기에서 공기 사이클 터빈으로 공급되는 압축 공기의 유량을 조절하여 공기 사이클 터빈에서 최종 배출되는 냉각 공기의 유량을 조절하고, 잉여 냉각 공기의 생성을 방지함으로써 가스터빈 조립체의 연료 소모량을 줄일 수 있는 항공기 지상 점검 장비를 제공하고자 한다.The present invention relates to an aircraft ground inspection equipment comprising a gas turbine assembly and an air cycle turbine assembly, wherein the flow rate of the compressed air supplied from the compressor of the gas turbine assembly to the air cycle turbine is adjusted so that the cooling air To provide an aircraft ground inspection equipment capable of reducing the fuel consumption of the gas turbine assembly by controlling the flow rate and preventing the generation of surplus cooling air.

본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 지상 점검 장비는 가스터빈 조립체와 공기 사이클 터빈 조립체 및 유량 제어장치를 포함한다. 가스터빈 조립체는 대기 공기를 흡입하여 압축하는 압축기와, 압축기에 동축 결합된 가스터빈과, 연소 가스를 가스터빈에 공급하는 연소실과, 압축기 출구의 유로 단면적을 변화시키는 가변 디퓨저를 포함한다. 공기 사이클 터빈 조립체는 압축기로부터 제공받은 압축 공기에 의해 회전하며 압축 공기를 팽창시켜 냉각 공기를 배출하는 공기 사이클 터빈과, 공기 사이클 터빈 입구의 유로 단면적을 변화시키는 가변 노즐을 포함한다. 유량 제어장치는 가변 디퓨저와 가변 노즐을 연동 제어한다.
가변 디퓨저는 복수의 제1 베인으로 구성될 수 있고, 유량 제어장치는 복수의 제1 베인간 거리를 조정하여 압축기에서 배출되는 압축 공기의 유량을 제어할 수 있다. 가변 노즐은 복수의 제2 베인으로 구성될 수 있고, 유량 제어장치는 복수의 제2 베인간 거리를 조정하여 공기 사이클 터빈으로 공급되는 압축 공기의 유속과 분사 각도를 제어할 수 있다.
압축기가 정격 운전 영역에서 운전될 때, 복수의 제1 베인은 D1의 거리를 두고 위치할 수 있다. 유량 제어장치는, 압축기 후단에 걸리는 저항이 상승하거나 압축기에서 배출되는 압축 공기의 유량을 감소시켜야 할 때, 복수의 제1 베인간 거리가 D1보다 작은 D2가 되도록 조정할 수 있다.
공기 사이클 터빈이 정격 운전 영역에서 운전될 때, 복수의 제2 베인은 d1의 거리를 두고 위치할 수 있다. 유량 제어장치는 공기 사이클 터빈으로 공급되는 압축 공기의 유량이 감소할 때, 복수의 제2 베인간 거리가 d1보다 작은 d2가 되도록 조정할 수 있다.
항공기 지상 점검 장비는, 공기 사이클 터빈으로부터 외부로 배출되는 냉각 공기의 유량을 측정함과 아울러 유량 제어장치와 전기적으로 연결된 유량계를 더 포함할 수 있다.
최종 사용처로 공급되는 냉각 공기의 유량이 감소하도록 유량이 지정되면, 유량 제어장치는 유량계에서 측정된 값을 입력받고, 입력받은 값이 지정된 유량보다 높으면, 복수의 제1 베인간 거리를 축소시켜 압축 공기의 배출 유량을 감소시킬 수 있고, 복수의 제2 베인간 거리를 축소시켜 공기 사이클 터빈으로 주입되는 압축 공기의 유속을 높일 수 있다.
최종 사용처로 공급되는 냉각 공기의 유량이 커지도록 유량이 지정되면, 유량 제어장치는 복수의 제2 베인간 거리를 확대시켜 공기 사이클 터빈 입구의 유로 단면적을 확대시킬 수 있고, 복수의 제1 베인간 거리를 확대시켜 압축 공기의 배출 유량을 증가시킬 수 있다.
가스터빈 조립체는 압축기에 동축 결합되어 회전 에너지에 의해 전기를 생산하는 발전기를 더 포함할 수 있다.
항공기 지상 점검 장비는, 압축기와 공기 사이클 터빈 사이에 설치되며 압축기에서 배출된 압축 공기를 대기 공기와 열교환시키는 대기 열교환기를 더 포함할 수 있다. 그리고 공기 사이클 터빈 조립체는 공기 사이클 터빈에 동축 결합되어 회전에 의한 흡입력으로 대기 공기를 대기 열교환기 내부로 흡입하는 팬을 더 포함할 수 있다.
항공기 지상 점검 장비는, 대기 열교환기와 공기 사이클 터빈 사이에 설치되며 압축 공기에 포함된 응축수를 제거하는 고압공기 응축수 분리기와, 공기 사이클 터빈에서 배출된 냉각 공기에 포함된 응축수를 제거하는 저압공기 응축수 분리기를 더 포함할 수 있다.An aircraft ground inspection equipment according to an embodiment of the present invention includes a gas turbine assembly, an air cycle turbine assembly, and a flow control device. The gas turbine assembly includes a compressor for sucking and compressing atmospheric air, a gas turbine coaxially coupled to the compressor, a combustion chamber for supplying the combustion gas to the gas turbine, and a variable diffuser for varying the flow cross sectional area of the compressor outlet. The air cycle turbine assembly includes an air cycle turbine that rotates by compressed air supplied from a compressor and expands the compressed air to discharge the cooling air, and a variable nozzle that changes the flow cross sectional area of the air cycle turbine inlet. The flow control device controls the variable diffuser and the variable nozzle interlockingly.
The variable diffuser may be constituted by a plurality of first vanes, and the flow rate control device may control the flow rate of the compressed air discharged from the compressor by adjusting a plurality of first beep distances. The variable nozzle may be constituted by a plurality of second vanes, and the flow rate control device may control the flow rate and injection angle of the compressed air supplied to the air cycle turbine by adjusting a plurality of second bevel distances.
When the compressor is operated in the rated operating range, the plurality of first vanes may be located at a distance of D1. The flow rate control device can be adjusted such that when the resistance to the rear end of the compressor increases or the flow rate of the compressed air discharged from the compressor is to be reduced, the plurality of first bevel distances is D2 smaller than Dl.
When the air-cycle turbine is operated in the rated operating range, the plurality of second vanes may be located at a distance d1. The flow control device can be adjusted so that when the flow rate of the compressed air supplied to the air cycle turbine is reduced, the plurality of second bead distances is d2 smaller than d1.
The aircraft ground inspection equipment may further include a flow meter for measuring the flow rate of the cooling air discharged from the air cycle turbine to the outside, and a flow meter electrically connected to the flow rate control device.
When the flow rate is set so that the flow rate of cooling air supplied to the end use is decreased, the flow rate control device receives the measured value from the flow meter, and if the input value is higher than the designated flow rate, The discharge flow rate of the air can be reduced, and the plurality of second bead distances can be reduced to increase the flow rate of the compressed air injected into the air cycle turbine.
When the flow rate is specified so that the flow rate of the cooling air supplied to the end use is increased, the flow rate control device can enlarge the plurality of second bezel distances to enlarge the flow cross-sectional area of the inlet of the air-cycle turbine, It is possible to increase the discharge flow rate of compressed air by enlarging the distance.
The gas turbine assembly may further include a generator coaxially coupled to the compressor to produce electricity by rotational energy.
The aircraft ground check equipment may further include an atmospheric heat exchanger installed between the compressor and the air cycle turbine and for exchanging the compressed air discharged from the compressor with the atmospheric air. The air cycle turbine assembly may further include a fan coaxially coupled to the air cycle turbine and sucking atmospheric air into the atmospheric heat exchanger by a suction force by rotation.
The aircraft ground inspection equipment includes a high pressure air condensate separator installed between the atmospheric heat exchanger and the air cycle turbine to remove the condensate contained in the compressed air and a low pressure air condensate separator for removing the condensate contained in the cooling air discharged from the air cycle turbine As shown in FIG.

본 발명의 실시예에 따르면, 기존에 대기로 방출시키는 방법으로 냉각 공기의 공급 유량을 조절하는 방식에서 벗어나, 가스터빈 조립체의 압축기에서 배출되는 압축 공기의 유량을 조절하여 공기 사이클 터빈으로 공급되는 압축 공기의 유량을 제어함으로써 불필요한 압축 공기의 소모를 막아 가스터빈의 연료 소모량을 줄일 수 있다.According to the embodiment of the present invention, the flow rate of the compressed air discharged from the compressor of the gas turbine assembly is adjusted by shifting from the conventional method of controlling the supply flow rate of the cooling air to the air, By controlling the flow rate of the air, unnecessary consumption of compressed air can be prevented and the fuel consumption of the gas turbine can be reduced.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 지상 점검 장비의 개요도이다.
도 2는 도 1에 도시한 항공기 지상 점검 장비 중 가스터빈 조립체의 장치 단면도이다.
도 3a와 도 3b는 도 2에 도시한 가스터빈 조립체 중 압축기와 가변 디퓨져 및 제1 액츄에이터의 구성도이다.
도 4는 도 1에 도시한 항공기 지상 점검 장비 중 공기 사이클 터빈 조립체의 장치 단면도이다.
도 5a와 도 5b는 도 4에 도시한 공기 사이클 터빈 조립체 중 공기 사이클 터빈과 가변 노즐의 구성도이다.1 is a schematic view of an aircraft ground inspection equipment according to an embodiment of the present invention.
2 is a device cross-sectional view of the gas turbine assembly of the aircraft ground inspection equipment shown in FIG. 1;
3A and 3B are block diagrams of a compressor, a variable diffuser and a first actuator in the gas turbine assembly shown in FIG.
FIG. 4 is a device cross-sectional view of the air cycle turbine assembly of the aircraft ground inspection equipment shown in FIG. 1;
5A and 5B are block diagrams of an air cycle turbine and a variable nozzle in the air cycle turbine assembly shown in FIG.

이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings, which will be readily apparent to those skilled in the art to which the present invention pertains. The present invention may be embodied in many different forms and is not limited to the embodiments described herein.

먼저 일반적인 공기 사이클 시스템을 설명하면 다음과 같다.The general air cycle system will be described as follows.

외부로부터 유입된 압축 공기는 열교환기를 통과하면서 대기 공기와 열교환되어 열을 뺏긴 후 공기 사이클 터빈으로 유입된다. 공기 사이클 터빈으로 유입된 압축 공기는 공기 사이클 터빈을 회전시키며 급격히 팽창 및 냉각되어 최종 사용처로 배출된다. 한편, 공기 사이클 터빈의 동축에 부착된 팬은 공기 사이클 터빈과 함께 회전하여 대기 공기를 열교환기 내부로 흡입한다. 팬에 의해 열교환기를 통과한 공기는 다시 대기로 배출된다.The compressed air introduced from the outside is heat-exchanged with the atmospheric air while passing through the heat exchanger, and the heat is taken into the air cycle turbine after the heat is taken away. The compressed air introduced into the air cycle turbine is rapidly expanded and cooled by rotating the air cycle turbine and discharged to the end use. On the other hand, the fan attached to the coaxial shaft of the air cycle turbine rotates together with the air cycle turbine to suck atmospheric air into the heat exchanger. The air that has passed through the heat exchanger by the fan is again vented to the atmosphere.

종래 기술의 공기 사이클 시스템의 유량 조절 방법은, 공기 사이클 터빈에서 배출된 냉각 공기의 일부를 대기로 방출시킴으로써 최종 사용처에 공급되는 냉각 공기 유량을 조절하는 것이다. 이 경우, 최종 사용처에 공급되는 냉각 공기의 유량을 줄여도 외부에서 공기 사이클 시스템으로 공급되는 압축 공기의 유량은 줄어들지는 않는다. 결과적으로 대기로 방출되는 냉각 공기의 양만큼 외부 압축 공기 공급원의 에너지가 불필요하게 낭비된다. The conventional method of adjusting the flow rate of the air cycle system is to control the flow rate of the cooling air supplied to the end use by discharging a part of the cooling air discharged from the air cycle turbine to the atmosphere. In this case, reducing the flow rate of cooling air supplied to the end use does not reduce the flow rate of the compressed air supplied from the outside to the air cycle system. As a result, the energy of the external compressed air source is wasted as much as the amount of cooling air discharged into the atmosphere.

이러한 낭비를 막기 위하여 공기 사이클 터빈으로 공급되는 압축 공기의 공급 배관에 밸브를 부착하여 압축 공기의 유량을 조절할 수도 있으나, 외부 압축 공기 공급원이 가스터빈 조립체일 경우 가스터빈 조립체의 압축기에 서징(surging)이 발생할 우려가 있다. 즉, 별도의 보호 조치 없이 압축기에서 배출되는 압축 공기의 유량을 밸브로 제한할 경우 압축기 출구의 저항 증가로 인한 서징 발생 가능성이 높은 것이다. In order to prevent such waste, it is possible to control the flow rate of the compressed air by attaching a valve to the compressed air supply pipe supplied to the air cycle turbine. However, when the external compressed air supply source is a gas turbine assembly, May occur. In other words, if the flow rate of the compressed air discharged from the compressor is restricted to the valve without additional protection measures, there is a high possibility of surging due to an increase in the resistance of the compressor outlet.

또한, 서징 발생 없이 밸브를 이용하여 공기 사이클 터빈으로 공급되는 압축 공기의 유량을 제한하였다 할지라도 공기 사이클 터빈으로 분사되는 압축 공기의 유속 등을 결정하는 공기 사이클 터빈 노즐이 고정되어 있거나, 공급된 유량에 따라 적정하게 유로 단면적을 조절해 주지 못하면 공기 사이클 터빈의 효율이 급격히 떨어지고, 요구되는 공기 사이클 터빈의 축동력을 충분히 생성시키지 못하게 된다. Also, even if the flow rate of the compressed air supplied to the air cycle turbine is limited using the valve without occurrence of surging, the air cycle turbine nozzle that determines the flow rate of the compressed air injected into the air cycle turbine is fixed, The efficiency of the air-cycle turbine drops sharply and the shaft-driving force of the required air-cycle turbine can not be sufficiently generated.

즉, 공기 사이클 터빈의 효율이 떨어져 동축으로 연결된 팬이 요구되는 회전수만큼 회전하지 못하면 대기 공기를 열교환기 내부로 충분히 흡입하지 못하여 압축 공기의 대기 열교환 용량이 부족하게 된다. 따라서 압축 공기의 온도를 떨어뜨릴 수 없고, 결과적으로 공기 사이클 터빈에서 배출되는 냉각 공기의 온도를 충분히 낮출 수 없게 된다.That is, if the efficiency of the air cycle turbine is lowered and the coaxially connected fan can not rotate by the required number of revolutions, the atmospheric air can not be sufficiently sucked into the heat exchanger, resulting in a shortage of the atmospheric heat exchange capacity of the compressed air. Therefore, the temperature of the compressed air can not be lowered, and as a result, the temperature of the cooling air discharged from the air cycle turbine can not be sufficiently lowered.

다음에 설명하는 본 실시예의 항공기 지상 점검 장비는 가스터빈 조립체의 압축기 서징을 방지하면서 압축기에서 배출되는 유량을 조절하는 제1 구성과, 유량 변화에 따라 공기 사이클 터빈이 충분한 효율을 낼 수 있도록 공기 사이클 터빈에 분사되는 압축 공기의 유속 등을 조절하는 제2 구성을 포함한다. 또한, 본 실시예의 항공기 지상 점검 장비는 제1 구성과 제2 구성을 연동하여 제어하는 제어 방법을 제공한다.The air ground inspection equipment of the present embodiment to be described hereinafter has a first configuration for adjusting the flow rate discharged from the compressor while preventing the compressor turbing of the gas turbine assembly and a second configuration for adjusting the flow rate of air discharged from the compressor The flow rate of the compressed air injected into the turbine, and the like. Further, the aircraft ground inspection equipment of the present embodiment provides a control method for controlling the first and second components in cooperation with each other.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 지상 점검 장비의 개요도이고, 도 2는 도 1에 도시한 항공기 지상 점검 장비 중 가스터빈 조립체의 장치 단면도이다.FIG. 1 is a schematic view of an aircraft ground inspection equipment according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a device cross-sectional view of a gas turbine assembly of the aircraft ground inspection equipment shown in FIG.

도 1과 도 2를 참고하면, 항공기 지상 점검 장비는 가스터빈 조립체(10)와, 가스터빈 조립체(10)로부터 압축 공기를 제공받아 항공기에 필요한 공조 공기(예를 들어 냉각 공기)를 생산하는 공기 사이클 터빈 조립체(40)와, 가스터빈 조립체(10) 및 공기 사이클 터빈 조립체(40)를 연동하여 제어하는 유량 제어장치(70)를 포함한다.
가스터빈 조립체(10)는 대기 공기를 흡입하여 압축하는 압축기(11)와, 압축기(11)에 동축으로 결합된 가스터빈(15)과, 압축 공기와 연료를 혼합 및 연소시키고 연소 가스를 가스터빈(15)으로 분사하는 연소실(14)을 포함한다. 가스터빈(15)의 입구에는 도시하지 않은 가스터빈 노즐이 설치되며, 가스터빈 노즐을 통해 가스터빈(15)으로 분사된 연소 가스는 팽창하면서 가스터빈(15)을 회전시킨 후 배기 가스로서 대기로 방출된다.
가스터빈 조립체(10)의 회전축(17)에는 발전기(16)가 설치되어 회전축(17)의 회전력을 전기 에너지로 변환시킨다. 도 1과 도 2에서 부호 18은 베어링을 나타낸다. 이러한 가스터빈 조립체(10)는 항공기에 시동시 필요한 압축 공기를 제공하거나, 지상 점검 과정에서 요구되는 전력을 공급한다.
압축기(11)의 출구에는 압축기(11) 출구의 유로 단면적을 변화시키는 가변 디퓨저(12)와, 가변 디퓨저(12)를 작동시키는 제1 액츄에이터(13)가 설치된다. 가변 디퓨저(12)와 제1 액츄에이터(13)가 전술한 제1 구성을 이룬다. 도 3a와 도 3b는 도 2에 도시한 가스터빈 조립체 중 압축기와 가변 디퓨저 및 제1 액츄에이터의 구성도이다.
도 3a와 도 3b를 참고하면, 가변 디퓨저(12)는 압축기(11)의 출구에서 원주 방향을 따라 배열된 복수의 제1 베인으로 구성되며, 제1 액츄에이터(13) 작동에 의해 제1 베인들간 거리를 조절하여 압축기(11) 출구의 유로 단면적을 변화시킨다. 제1 베인들간 거리를 크게 하여 유로 단면적을 늘리면, 압축기(11)에서 배출되는 압축 공기의 유량을 늘릴 수 있고, 반대로 제1 베인들간 거리를 작게 하여 유로 단면적을 줄이면, 압축기(11)에서 배출되는 압축 공기의 유량을 줄일 수 있다.
다시 도 1과 도 2를 참고하면, 압축기(11)에서 배출된 압축 공기는 압축기 스크롤(19)을 따라 연소실(14)로 이동하고, 압축기 스크롤(19)에 설치된 별도의 배관(도시하지 않음)을 통해 압축 공기의 일부를 빼내어 공기 사이클 터빈 조립체(40)로 공급한다. 즉, 압축기(11)가 생산하는 압축 공기의 유량 중 연소에 필요한 유량을 초과하는 압축 공기를 공기 사이클 터빈 조립체(40)로 공급한다. 이때, 가변 디퓨저(12)를 통과한 압축 공기의 압력은 대략 3.5bar(A), 온도는 대략 200℃일 수 있다.
압축기 스크롤(19)의 배관을 통해 공기 사이클 터빈 조립체(40)로 공급되는 압축 공기는 대기 열교환기(20)를 통과하면서 대기로부터 흡입된 공기와 열교환을 한다. 이로써 압축 공기의 온도가 낮아진다. 이때 대기 열교환기(20)을 통과한 압축공기는, 열교환 압력 손실을 무시하고 대기 공기의 온도를 35℃라 가정할 때, 압력은 대략 3.5bar(A), 온도는 대략 50℃일 수 있다.
최초 가스터빈 조립체(10)의 압축기(11)에서 흡입한 대기 공기의 습도 조건에 따라 차이가 날 수 있지만, 대기 열교환기(20)를 통과한 압축 공기에는 응축수가 생성된다. 항공기 지상 점검 장비는 대기 열교환기(20)와 공기 사이클 터빈 조립체(40) 사이에 고압공기 응축수 분리기(30)를 설치하여 압축 공기 중에 포함된 응축수를 제거한다. 응축수를 분리한 압축 공기는 공기 사이클 터빈 조립체(40)의 가변 노즐(42)로 유입된다.
도 4는 도 1에 도시한 항공기 지상 점검 장비 중 공기 사이클 터빈 조립체의 장치 단면도이다.
도 1과 도 4를 참고하면, 공기 사이클 터빈 조립체(40)는 압축 공기에 의해 회전하며 압축 공기를 팽창 및 냉각시키는 공기 사이클 터빈(41)과, 공기 사이클 터빈(41)과 동축으로 결합되어 공기 사이클 터빈(41)과 함께 회전하는 팬(44)을 포함한다.
공기 사이클 터빈(41)에서 배출된 냉각 공기는 항공기 전자 장치의 과열을 방지하는데 사용될 수 있다. 팬(44)은 회전에 의한 흡입력으로 대기 공기를 대기 열교환기(20) 내부로 유입시키며, 압축 공기와 대기 공기의 열교환을 원활하게 한다. 도 1과 도 4에서 부호 45는 회전축을 나타내고, 46은 베어링을 나타낸다.
공기 사이클 터빈(41)의 입구에는 공기 사이클 터빈(41) 입구의 유로 단면적을 변화시키는 가변 노즐(42)과, 가변 노즐(42)을 작동시키는 제2 액츄에이터(43)가 설치된다. 가변 노즐(42)과 제2 액츄에이터(43)가 전술한 제2 구성을 이룬다. 도 5a와 도 5b는 도 4에 도시한 공기 사이클 터빈 조립체 중 공기 사이클 터빈과 가변 노즐의 구성도이다.
도 5a와 도 5b를 참고하면, 가변 노즐(42)은 복수개의 제2 베인으로 구성되며, 공기 사이클 터빈(41)을 원주상으로 둘러싼다. 제2 베인들간 거리는 제2 액츄에이터(43)(도 4 참조)에 의해 조절되고, 가변 노즐(42)은 제2 베인들간 거리에 따라 공기 사이클 터빈(41)으로 유입되는 압축 공기의 유속 및 분사 각도를 조정하여 공기 사이클 터빈(41)이 최적의 효율을 낼 수 있도록 한다.
다시 도 1과 도 4를 참고하면, 가변 노즐(42)을 통과하여 고속으로 공기 사이클 터빈(41)에 분사된 압축 공기는 공기 사이클 터빈 블레이드(411)(도 5a 참조)를 따라 형성된 유로를 통과하면서 공기 사이클 터빈(41)을 회전시키며, 팽창된 후 배출된다. 배출된 냉각 공기의 압력은 대략 1.3bar(A), 온도는 대략 5℃일 수 있다. 배출된 냉각 공기는 응축수를 포함할 수 있으며, 공기 사이클 터빈(41)의 후단에 저압공기 응축수 분리기(50)가 설치되어 냉각 공기에 포함된 응축수를 분리할 수 있다. 응축수가 분리된 냉각 공기는 유량계(60)를 통과 후 최종 사용처로 공급된다.
유량 제어장치(70)는 유량계(60)와 전기적으로 연결되어 유량계(60)가 측정한 유량 정보를 입력 받는다. 또한, 유량 제어장치(70)는 가스터빈 조립체(10)의 제1 액츄에이터(13) 및 공기 사이클 터빈 조립체(40)의 제2 액츄에이터(43)와 전기적으로 연결되어 이들에 제어 신호를 출력한다. 유량 제어장치(70)는 제어 신호에 따라 가변 디퓨저(12)를 조절하여 압축기(11)에서 배출되는 압축 공기의 유량을 제어하고, 이와 동시에 제어 신호에 따라 가변 노즐(42)을 조절하여 공기 사이클 터빈(41)으로 유입되는 압축 공기의 유속 및 분사 각도를 제어한다.
이하, 전술한 구성을 토대로, 항공기 지상 점검 장비의 유량 제어 방법에 대해 설명한다.
상기한 바와 같이, 고속 회전에 의한 원심식 압축기, 즉 가스터빈 조립체(10)의 압축기(11)는 정해진 유량과 압력 범위를 벗어날 경우 실속(stall), 서징(surging) 등의 문제가 발생한다. 즉 적정 설계점에서 압축기 후단에 걸리는 저항이 일정 수준 이상 높아지면 서징이 발생하게 된다. 가변 디퓨져(12)는 압축기(11)의 출구에 설치되며, 압축기(11) 후단에 걸리는 저항, 즉 압력이 높아지면 압축기(11) 출구의 유로 단면적을 축소시켜 압축기(11)가 보다 높은 압력에서 운전될 수 있도록 한다.
도 3a를 참고하면, 압축기(11)가 설계점(정격 운전 영역)에서 운전되고 있을 때, 가변 디퓨져(12)를 구성하는 복수의 제1 베인은 서로간 충분한 거리(D1)를 두고 떨어져 위치한다. 따라서 가변 디퓨저(12)는 압축기(11) 출구의 유로 단면적을 적정하게 유지하며, 압축기(11)에서 고속으로 배출되는 공기가 적정한 각도로 확산하면서 속력이 압력 에너지로 변환될 수 있도록 한다.
도 3b를 참고하면, 압축기(11) 후단에 걸리는 저항이 상승하거나 압축기(11)에서 배출되는 유량을 감소시킬 필요가 있을 때, 가변 디퓨져(12)를 구성하는 복수의 제1 베인은 서로간 좁은 거리(D2)를 두고 떨어져 위치한다. 따라서 가변 디퓨저(12)는 압축기(11) 출구의 유로 단면적을 축소시킴으로써 압축기(11)에서 배출되는 압축 공기의 유량을 줄일 수 있다.
도 5a를 참고하면, 공기 사이클 터빈(41)이 설계점(정격 운전 영역)에서 운전되고 있을 때, 가변 노즐(42)을 구성하는 복수의 제2 베인은 정격 유량이 충분히 통과할 수 있는 유로 단면적을 확보하도록 서로간 d1의 거리를 두고 떨어져 위치한다. 가변 노즐(42)을 구성하는 복수의 제2 베인은 공기 사이클 터빈(41)의 입구에서 원주상으로 배열되며, 터빈 스크롤(47)(도 4 참조)로부터 공급되는 압축 공기의 유속을 증가시켜 적정한 각도로 터빈 블레이드(411)에 분사함으로써 공기 사이클 터빈(41)이 회전하도록 한다.
도 5b를 참고하면, 공급되는 압축 공기의 유량이 감소할 때, 가변 노즐(42)을 통과하는 압축 공기가 공기 사이클 터빈(41)을 회전시키기에 효율적인 유속을 가지도록, 가변 노즐(42)을 구성하는 복수의 제2 베인은 서로간 거리(d2)가 좁혀진다. 이와 같이 가변 노즐(42)을 이용하여 공기 사이클 터빈(41) 입구의 유로 단면적을 조정함에 따라, 공기 사이클 터빈(41)에 공급되는 압축 공기의 유량에 맞추어 효율적으로 공기 사이클 터빈(41)의 회전력을 발생시킬 수 있다.
따라서, 도 1에서 도시된 바와 같이, 유량계(60)에서 측정된 유량 값에 따라, 유량 제어장치(70)는 가스터빈 조립체(10)의 제1 액츄에이터(13)와 공기 사이클 터빈 조립체(40)의 제2 액츄에이터(43)를 연동하여 조정함으로써 사용자가 지정한 유량을 맞출 수 있으며, 서징이나 공기 사이클 터빈(41) 효율의 급격한 저하 없이 최종 사용처로 배출되는 냉각 공기의 유량을 조절할 수 있다.
즉, 사용자가 최종 사용처로 공급되는 냉각 공기의 유량을 줄이도록 유량을 지정하면, 유량 제어장치(70)는 유량계(60)에서 측정된 값을 확인하고, 이 값이 지정된 유량보다 높은 값일 경우, 다음과 같은 방법에 의해 유량을 줄일 수 있다.
먼저, 가스터빈 조립체(10)의 제1 액츄에이터(13)를 조절하여 유량 제어장치(70)에 미리 내장된 조건에 따라 가변 디퓨져(12)를 구성하는 제1 베인들의 각도를 조정한다. 이와 연동하여 공기 사이클 터빈 조립체(40)의 제2 액츄에이터(43)를 조절하여 유량 제어장치(70)에 미리 내장된 조건에 따라 가변 노즐(42)을 구성하는 제2 베인들의 각도를 조정한다. 이때, 제1 및 제2 베인들의 각도 조정은 제1 및 제2 베인들 사이의 거리를 좁히는 조정을 의미한다.
이를 통하여, 가스터빈 조립체(10)의 압축기(11)에서 배출되는 압축 공기의 유량이 먼저 줄어들고, 줄어든 유량에 따라 최적의 분사 속도를 가질 수 있도록 공기 사이클 터빈 조립체(40)의 가변 노즐(42)이 조정되어 공기 사이클 터빈(41)이 최적 효율을 유지할 수 있다. 따라서, 사용자가 최종 사용처로 공급되는 압축 공기의 유량을 줄이면, 냉각 공기를 대기로 방출하지 않고, 가스터빈 조립체(10)의 압축기(11)에서 배출되는 압축 공기의 유량을 줄임으로써 가스터빈(15)의 일을 감소시키고, 결과적으로는 가스터빈(15)의 연료 소모량을 줄일 수 있다.
한편, 최종 사용처로 공급되는 냉각 공기의 유량을 다시 늘리려면, 먼저 가스터빈 조립체(10)의 압축기(11)가 갑작스런 저항을 받아 서징이 생기지 않도록, 공기 사이클 터빈 조립체(40)의 제2 액츄에이터(43)를 유량 제어장치(70)에 미리 지정된 조건에 맞추어 조정한다. 즉, 가변 노즐(42)을 구성하는 제2 베인들 사이의 거리를 크게 하여 공기 사이클 터빈(41) 입구의 유로 단면적을 확대시킨다. 이와 동시에 가스터빈 조립체(10)의 제1 액츄에이터(13)를 조정하여 가변 디퓨져(12)를 구성하는 제1 베인들 사이의 거리를 크게 한다. 따라서 압축기(11) 출구의 유로 단면적을 확대시켜 압축 공기의 배출 유량을 다시 증가시킨다.1 and 2, an aircraft ground inspection equipment includes a gas turbine assembly 10, an air turbine assembly 10, and an air turbine assembly 10, which receives compressed air from the gas turbine assembly 10 and produces air conditioning air (e.g., cooling air) Cycle turbine assembly 40 and a flow control device 70 that interlockingly controls the gas turbine assembly 10 and the air cycle turbine assembly 40.
A gas turbine assembly (10) includes a compressor (11) for sucking and compressing atmospheric air, a gas turbine (15) coaxially coupled to the compressor (11) And a combustion chamber (14) for injecting fuel into the combustion chamber (15). A gas turbine nozzle (not shown) is provided at the entrance of the gas turbine 15, and the combustion gas injected into the gas turbine 15 through the gas turbine nozzle is expanded while rotating the gas turbine 15, .
A generator 16 is installed on the rotary shaft 17 of the gas turbine assembly 10 to convert the rotational force of the rotary shaft 17 into electrical energy. In Figs. 1 and 2, reference numeral 18 denotes a bearing. This gas turbine assembly 10 provides the aircraft with compressed air required at start-up, or supplies the power required during ground inspection.
A variable diffuser 12 for changing the flow cross sectional area of the outlet of the compressor 11 and a first actuator 13 for operating the variable diffuser 12 are provided at the outlet of the compressor 11. The variable diffuser 12 and the first actuator 13 constitute the first configuration described above. FIGS. 3A and 3B are block diagrams of a compressor, a variable diffuser and a first actuator in the gas turbine assembly shown in FIG.
3A and 3B, the variable diffuser 12 is composed of a plurality of first vanes arranged in the circumferential direction at the outlet of the compressor 11, and the first actuator 13 operates to move the first vanes So that the flow path cross-sectional area of the outlet of the compressor (11) is changed. By increasing the distance between the first vanes and increasing the cross-sectional area of the flow path, the flow rate of the compressed air discharged from the compressor 11 can be increased. On the other hand, if the distance between the first vanes is reduced to reduce the cross- The flow rate of compressed air can be reduced.
1 and 2, the compressed air discharged from the compressor 11 travels along the compressor scroll 19 to the combustion chamber 14 and flows through a separate piping (not shown) installed in the compressor scroll 19, And supplies the compressed air to the air cycle turbine assembly 40. That is, compressed air that exceeds the flow rate required for combustion among the flow rate of the compressed air produced by the compressor (11) is supplied to the air cycle turbine assembly (40). At this time, the pressure of the compressed air passing through the variable diffuser 12 may be approximately 3.5 bar (A) and the temperature may be approximately 200 ° C.
The compressed air supplied to the air cycle turbine assembly 40 through the piping of the compressor scroll 19 exchanges heat with the air sucked from the atmosphere while passing through the atmospheric heat exchanger 20. [ This lowers the temperature of the compressed air. At this time, the compressed air passing through the atmospheric heat exchanger 20 can have a pressure of about 3.5 bar (A) and a temperature of about 50 ° C, assuming that the temperature of the atmospheric air is 35 ° C, ignoring the heat exchange pressure loss.
Condensate is generated in the compressed air that has passed through the atmospheric heat exchanger 20, although it may vary depending on the humidity conditions of the atmospheric air sucked in the compressor 11 of the original gas turbine assembly 10. The aircraft ground check equipment is provided with a high pressure air condensate separator (30) between the atmospheric heat exchanger (20) and the air cycle turbine assembly (40) to remove condensate contained in the compressed air. The compressed air separated from the condensed water flows into the variable nozzles 42 of the air cycle turbine assembly 40.
FIG. 4 is a device cross-sectional view of the air cycle turbine assembly of the aircraft ground inspection equipment shown in FIG. 1;
Referring to Figures 1 and 4, an air cycle turbine assembly 40 includes an air cycle turbine 41 that is rotated by compressed air and expands and cools compressed air, And a fan (44) rotating with the cycle turbine (41).
The cooling air discharged from the air cycle turbine 41 may be used to prevent overheating of the aircraft electronics. The fan 44 introduces the atmospheric air into the inside of the atmospheric heat exchanger 20 by the suction force by the rotation, and facilitates the heat exchange between the compressed air and the atmospheric air. 1 and 4, reference numeral 45 denotes a rotating shaft, and reference numeral 46 denotes a bearing.
A variable nozzle 42 for changing the flow cross sectional area of the inlet of the air cycle turbine 41 and a second actuator 43 for operating the variable nozzle 42 are provided at the inlet of the air cycle turbine 41. The variable nozzle 42 and the second actuator 43 constitute the second configuration described above. 5A and 5B are block diagrams of an air cycle turbine and a variable nozzle in the air cycle turbine assembly shown in FIG.
Referring to FIGS. 5A and 5B, the variable nozzle 42 is constituted by a plurality of second vanes, circumferentially surrounding the air cycle turbine 41. The variable nozzles 42 vary the flow velocity of the compressed air flowing into the air cycle turbine 41 in accordance with the distance between the second vanes and the jetting angle < RTI ID = 0.0 > So that the air cycle turbine 41 can achieve the optimum efficiency.
Referring again to FIGS. 1 and 4, the compressed air that has passed through the variable nozzle 42 and is jetted to the air cycle turbine 41 at a high speed passes through a flow path formed along the air cycle turbine blade 411 (see FIG. 5A) While rotating the air cycle turbine 41, and is discharged after being expanded. The pressure of the discharged cooling air may be approximately 1.3 bar (A), and the temperature may be approximately 5 ° C. The discharged cooling air may include condensed water, and a low-pressure air condensed water separator 50 may be installed at the rear end of the air cycle turbine 41 to separate the condensed water contained in the cooling air. The cooling air from which the condensate has been separated is supplied to the final destination after passing through the flow meter (60).
The flow rate control device 70 is electrically connected to the flow meter 60 and receives flow rate information measured by the flow meter 60. The flow control device 70 is also electrically connected to and outputs a control signal to the first actuator 13 of the gas turbine assembly 10 and the second actuator 43 of the air cycle turbine assembly 40. The flow control device 70 controls the variable diffuser 12 in accordance with the control signal to control the flow rate of the compressed air discharged from the compressor 11 and at the same time adjusts the variable nozzle 42 according to the control signal, And controls the flow velocity and the spray angle of the compressed air flowing into the turbine (41).
Hereinafter, a flow control method of the aircraft ground inspection equipment will be described based on the above-described configuration.
As described above, the compressor 11 of the centrifugal compressor by high-speed rotation, that is, the compressor 11 of the gas turbine assembly 10, has problems such as stall, surging and the like when the flow rate and the pressure range are out of the predetermined range. That is, if the resistance of the compressor at the proper design point is higher than a certain level, surging will occur. The variable diffuser 12 is installed at the outlet of the compressor 11 and reduces the sectional area of the flow path at the outlet of the compressor 11 when the resistance at the rear end of the compressor 11, So that it can be operated.
3A, when the compressor 11 is operating in the design point (rated operating range), the plurality of first vanes constituting the variable diffuser 12 are spaced apart with a sufficient distance D1 between them . Therefore, the variable diffuser 12 appropriately maintains the flow path cross-sectional area of the outlet of the compressor 11, and allows the speed of the air discharged from the compressor 11 to diffuse at an appropriate angle to be converted into pressure energy.
3B, when it is necessary to increase the resistance applied to the rear end of the compressor 11 or to reduce the flow rate of the refrigerant discharged from the compressor 11, the plurality of first vanes constituting the variable diffuser 12 are narrow And is spaced apart by a distance D2. Therefore, the variable diffuser 12 can reduce the flow rate of the compressed air discharged from the compressor 11 by reducing the cross-sectional area of the flow path at the outlet of the compressor 11. [
5A, when the air cycle turbine 41 is operating in the design point (rated operating range), the plurality of second vanes constituting the variable nozzle 42 are arranged in such a manner that the flow passage area At a distance of d1 from each other. A plurality of second vanes constituting the variable nozzles 42 are circumferentially arranged at the inlet of the air cycle turbine 41 and increase the flow rate of the compressed air supplied from the turbine scroll 47 So that the air cycle turbine 41 rotates by injecting it into the turbine blades 411 at an angle.
Referring to FIG. 5B, when the flow rate of compressed air to be supplied is reduced, the variable nozzle 42 is rotated so that the compressed air passing through the variable nozzle 42 has a flow rate that is effective for rotating the air cycle turbine 41 The plurality of second vanes constituting the first vane are narrowed to each other. By adjusting the flow cross sectional area of the inlet of the air cycle turbine 41 by using the variable nozzle 42 as described above, the rotational force of the air cycle turbine 41 can be efficiently adjusted in accordance with the flow rate of the compressed air supplied to the air cycle turbine 41 Can be generated.
1, the flow control device 70 controls the first actuator 13 of the gas turbine assembly 10 and the air cycle turbine assembly 40 according to the flow rate value measured at the flow meter 60. [ The flow rate of the cooling air discharged to the end use can be adjusted without abruptly lowering the efficiency of the surge or the air cycle turbine 41. In addition,
That is, when the user designates the flow rate so as to reduce the flow rate of cooling air supplied to the end use place, the flow rate control device 70 confirms the measured value in the flow meter 60. If the value is higher than the designated flow rate, The flow rate can be reduced by the following method.
First, the first actuator 13 of the gas turbine assembly 10 is adjusted to adjust the angles of the first vanes constituting the variable diffuser 12 according to conditions pre-embedded in the flow control device 70. The second actuator 43 of the air cycle turbine assembly 40 is adjusted to adjust the angles of the second vanes constituting the variable nozzle 42 according to conditions preliminarily stored in the flow control device 70. At this time, the angle adjustment of the first and second vanes means an adjustment to narrow the distance between the first and second vanes.
This allows the variable nozzle 42 of the air-cycle turbine assembly 40 to be adjusted so that the flow rate of the compressed air discharged from the compressor 11 of the gas turbine assembly 10 is reduced first and that the optimum jetting speed is achieved according to the reduced flow rate. So that the air cycle turbine 41 can maintain the optimum efficiency. Thus, by reducing the flow rate of the compressed air supplied to the end use by the user, the flow rate of the compressed air discharged from the compressor 11 of the gas turbine assembly 10 can be reduced without releasing the cooling air into the atmosphere, And consequently the fuel consumption of the gas turbine 15 can be reduced.
On the other hand, in order to increase the flow rate of the cooling air supplied to the end use place, first, the second actuator (not shown) of the air cycle turbine assembly 40 is operated so that the compressor 11 of the gas turbine assembly 10 is suddenly resisted, 43 to the flow control device 70 in accordance with the predetermined conditions. That is, the distance between the second vanes constituting the variable nozzle 42 is increased to enlarge the cross-sectional area of the flow path at the inlet of the air cycle turbine 41. At the same time, the first actuator (13) of the gas turbine assembly (10) is adjusted to increase the distance between the first vanes constituting the variable diffuser (12). Accordingly, the cross-sectional area of the flow path at the outlet of the compressor 11 is enlarged to increase the discharge flow rate of the compressed air again.

상기에서는 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 설명하였지만, 본 발명은 이에 한정되는 것이 아니고 특허청구범위와 발명의 상세한 설명 및 첨부한 도면의 범위 안에서 여러 가지로 변형하여 실시하는 것이 가능하고 이 또한 본 발명의 범위에 속하는 것은 당연하다.While the present invention has been described in connection with what is presently considered to be practical exemplary embodiments, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments, but, on the contrary, Of course.

10: 가스터빈 조립체 11: 압축기
12: 가변 디퓨저 13: 제1 액츄에이터
14: 연소실 15: 가스터빈
16: 발전기 19: 압축기 스크롤
20: 대기 열교환기 30: 고압공기 응축수 분리기
40: 공기 사이클 터빈 조립체 41: 공기 사이클 터빈
42: 가변 노즐 43: 제2 액츄에이터
44: 팬 47: 터빈 스크롤
50: 저압공기 응축수 분리기 60: 유량계
70: 유량 제어장치10: Gas turbine assembly 11: Compressor
12: Variable diffuser 13: First actuator
14: combustion chamber 15: gas turbine
16: Generator 19: Compressor scroll
20: Atmospheric heat exchanger 30: High-pressure air condensate separator
40: air cycle turbine assembly 41: air cycle turbine
42: variable nozzle 43: second actuator
44: Fan 47: Turbine scroll
50: low pressure air condensate separator 60: flow meter
70: Flow control device

Claims (11)

대기 공기를 흡입하여 압축하는 압축기와, 압축기에 동축 결합된 가스터빈과, 연소 가스를 가스터빈에 공급하는 연소실과, 압축기 출구의 유로 단면적을 변화시키는 복수의 제1 베인으로 구성된 가변 디퓨저를 포함하는 가스터빈 조립체;
상기 압축기로부터 제공받은 압축 공기에 의해 회전하며 압축 공기를 팽창시켜 냉각 공기를 배출하는 공기 사이클 터빈과, 공기 사이클 터빈 입구의 유로 단면적을 변화시키는 복수의 제2 베인으로 구성된 가변 노즐을 포함하는 공기 사이클 터빈 조립체; 및
상기 가변 디퓨저와 상기 가변 노즐을 연동 제어하는 유량 제어장치를 포함하며,
상기 유량 제어장치는, 최종 사용처로 공급되는 냉각 공기의 유량이 감소하도록 유량이 지정될 때, 상기 복수의 제1 베인간 거리를 축소시켜 압축 공기의 배출 유량을 감소시킨 후 상기 복수의 제2 베인간 거리를 축소시켜 상기 공기 사이클 터빈으로 주입되는 압축 공기의 유속을 높이는 항공기 지상 점검 장비.And a variable diffuser composed of a plurality of first vanes varying the flow cross sectional area of the compressor outlet, a compressor for sucking and compressing atmospheric air, a gas turbine coaxially coupled to the compressor, a combustion chamber for supplying the combustion gas to the gas turbine, A gas turbine assembly;
An air cycle including an air cycle turbine that rotates by compressed air supplied from the compressor and expands the compressed air to discharge the cooling air, and a variable nozzle composed of a plurality of second vanes changing the flow cross sectional area of the inlet of the air cycle turbine Turbine assembly; And
And a flow rate control device for controlling the variable diffuser and the variable nozzle interlockingly,
Wherein the flow rate control device reduces the discharge flow rate of the compressed air by reducing the first plurality of bezel distances when a flow rate is designated such that the flow rate of the cooling air supplied to the end use destination is reduced, Aircraft ground inspection equipment to reduce the human distance and increase the flow rate of compressed air injected into the air cycle turbine. 삭제delete 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 압축기가 정격 운전 영역에서 운전될 때, 상기 복수의 제1 베인은 D1의 거리를 두고 위치하고,
상기 유량 제어장치는, 상기 압축기 후단에 걸리는 저항이 상승하거나 상기 압축기에서 배출되는 압축 공기의 유량을 감소시켜야 할 때, 상기 복수의 제1 베인간 거리가 상기 D1보다 작은 D2가 되도록 조정하는 항공기 지상 점검 장비.The method according to claim 1,
When the compressor is operated in the rated operating range, the plurality of first vanes are located at a distance of D1,
Wherein the flow control device controls the flow rate of the compressed air to be supplied to the compressor when the resistance to the rear end of the compressor is increased or when the flow rate of the compressed air discharged from the compressor is to be reduced, Inspection equipment. 제4항에 있어서,
상기 공기 사이클 터빈이 정격 운전 영역에서 운전될 때, 상기 복수의 제2 베인은 d1의 거리를 두고 위치하고,
상기 유량 제어장치는 상기 공기 사이클 터빈으로 공급되는 압축 공기의 유량이 감소할 때, 복수의 제2 베인간 거리가 상기 d1보다 작은 d2가 되도록 조정하는 항공기 지상 점검 장비.5. The method of claim 4,
When the air cycle turbine is operated in the rated operating range, the plurality of second vanes are located at a distance d1,
Wherein the flow control device adjusts the plurality of second bevel distances to be d2 smaller than the d1 when the flow rate of the compressed air supplied to the air cycle turbine decreases. 제1항에 있어서,
상기 공기 사이클 터빈으로부터 외부로 배출되는 냉각 공기의 유량을 측정하며, 상기 유량 제어장치와 전기적으로 연결된 유량계를 더 포함하는 항공기 지상 점검 장비.The method according to claim 1,
Further comprising: a flow meter for measuring the flow rate of cooling air discharged from the air cycle turbine to the outside, and a flow meter electrically connected to the flow rate control device. 제6항에 있어서,
상기 유량 제어장치는, 최종 사용처로 공급되는 냉각 공기의 유량이 감소하도록 지정될 때, 상기 유량계에서 측정된 값을 입력받고, 입력받은 값이 지정된 유량보다 높을 때, 상기 복수의 제1 베인간 거리와 상기 복수의 제2 베인간 거리를 축소시키는 항공기 지상 점검 장비.The method according to claim 6,
Wherein the flow rate control device receives a measured value from the flow meter when a flow rate of cooling air supplied to an end use place is designated to be decreased and when the input value is higher than a specified flow rate, And an aircraft ground inspection equipment for reducing the plurality of second beam distances. 제7항에 있어서,
상기 유량 제어장치는, 최종 사용처로 공급되는 냉각 공기의 유량이 커질수록 유량이 지정될 때, 상기 복수의 제2 베인간 거리와 상기 복수의 제1 베인간 거리를 확대시키는 항공기 지상 점검 장비.8. The method of claim 7,
Wherein the flow control device enlarges the plurality of second bevel distances and the plurality of first bevel distances when the flow rate of the cooling air supplied to the end use becomes larger. 제1항, 제4항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 가스터빈 조립체는 상기 압축기에 동축 결합되어 회전 에너지에 의해 전기를 생산하는 발전기를 더 포함하는 항공기 지상 점검 장비.9. The method according to any one of claims 1 to 7,
Wherein the gas turbine assembly further comprises a generator coaxially coupled to the compressor to generate electricity by rotational energy. 제1항, 제4항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 압축기와 상기 공기 사이클 터빈 사이에 설치되며, 상기 압축기에서 배출된 압축 공기를 대기 공기와 열교환시키는 대기 열교환기를 더 포함하고,
상기 공기 사이클 터빈 조립체는 상기 공기 사이클 터빈에 동축 결합되어 회전에 의한 흡입력으로 대기 공기를 상기 대기 열교환기 내부로 흡입하는 팬을 더 포함하는 항공기 지상 점검 장비.9. The method according to any one of claims 1 to 7,
Further comprising an atmospheric heat exchanger installed between the compressor and the air cycle turbine for exchanging heat with the compressed air discharged from the compressor,
Wherein the air cycle turbine assembly further comprises a fan coaxially coupled to the air cycle turbine and sucking atmospheric air into the atmospheric heat exchanger by a suction force by rotation. 제10항에 있어서,
상기 대기 열교환기와 상기 공기 사이클 터빈 사이에 설치되며, 압축 공기에 포함된 응축수를 제거하는 고압공기 응축수 분리기; 및
상기 공기 사이클 터빈에서 배출된 냉각 공기에 포함된 응축수를 제거하는 저압공기 응축수 분리기
를 더 포함하는 항공기 지상 점검 장비.11. The method of claim 10,
A high pressure air condensate separator installed between the atmospheric heat exchanger and the air cycle turbine to remove condensed water contained in the compressed air; And
A low-pressure air condensate separator for removing condensed water contained in the cooling air discharged from the air cycle turbine
The aircraft ground inspection equipment further comprising:
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KR101080954B1 (en) * 2009-03-05 2011-11-08 주식회사 에어젠 Gas compressor and method for controlling flow rate thereof

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