KR101856617B1 - 진공펌프를 이용한 항공기 엔진 고도 시험장치 - Google Patents

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정필준
배기훈
이상민
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한국항공우주연구원
김은종
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Abstract

본 발명은 항공기 엔진 고도 시험장치에 관한 것으로서, 압축공기를 공급하는 공급측 압축기와, 공급된 압축공기를 배출시키는 배출측 압축기 사이에 구비되어 고도 조건에 따른 항공기 엔진의 고도 성능을 시험하는 시험장치로서, 시험장치는, 공급측 압축기와 배출측 압축기에 각각 공급라인과 배출라인으로 연결되어 구비되는 한편 시험하고자 하는 항공기 엔진과 연결되는 챔버; 챔버에 다단 구조로 구비되어 항공기의 고도 조건에 따라 공기를 각각 저압, 중압, 고압으로 압축하여 항공기 엔진으로 공급하는 터보차저들; 각 터보차저에서 압축된 공기를 각각 냉각시켜 다른 터보차저 또는 항공기 엔진으로 공급하는 인터쿨러들; 및 저압 터보차저와 배출측 압축기를 연결하는 배출라인에 구비되어 배출측 압축기와 더불어 진공도를 형성하는 진공펌프;를 포함하는 항공기 엔진 고도 시험장치를 제공한다.

Description

진공펌프를 이용한 항공기 엔진 고도 시험장치{Altitude Test apparatus for aircraft engine}
본 발명은 항공기 엔진 고도 시험장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 항공기 엔진의 고도 성능을 시험함에 있어 진공펌프와 다단 터보차저를 이용하여 실제 항공기의 비행시와 같은 다양한 고도 조건으로 엔진의 성능을 시험할 수 있도록 한 진공펌프를 이용한 항공기 엔진 고도 시험장치에 관한 것이다.
일반적으로, 항공기에 사용되는 엔진은 왕복 엔진과 가스 터빈 엔진으로 구분될 수 있고, 가스 터빈 엔진은 제트 엔진이라는 용어로 많이 사용된다.
이러한 제트 엔진(이하 "항공기 엔진"이라 한다)은 왕복 엔진과 달리 공기를 연속적으로 흡입-압축-연소-배기하는 과정으로 이루어지기 때문에, 상대적으로 진동이 적고, 효율이 높은 특성을 가지는 엔진으로서, 높은 고도의 고속 비행을 하는 항공기에 주로 사용되고 있다.
저속으로 낮은 고도로 비행 시에는 왕복 엔진이 가스 터빈 엔진보다 높은 효율성을 갖고 있으며, 정비 및 관리가 용이하기 때문에, 초경량 항공기, 소형 헬리콥터 엔진에는 왕복 엔진이 널리 사용되고 있다.
이와 같은 항공기 엔진의 성능은 항공기의 비행에 있어 매우 중요한 요소이므로, 항공기 엔진을 실제 항공기에 탑재하기 전에 엔진의 다양한 성능시험을 하게 된다.
이러한 항공기 엔진의 성능 시험 중, 종래의 한국 등록특허 제10-1473981호(이하 '선행기술문헌1'이라 한다)에는, 테이블에 장착되고 연료라인과 연결되며 연소기와 노즐을 구비한 로켓엔진; 상기 테이블과 로드를 통해 연결되고 상기 로켓엔진의 연소 시험시 발생하는반력에 의해 상기 테이블이 밀리는 힘을 상기 로드를 통해 전달받아 추력을 측정하는 로드셀; 상기 로드셀에 하중을 부가하여 상기 로드셀을 보정하는 보정수단; 상기 로드셀이 측정한 추력이 저장되고 상기 보정수단의 작동을 제어하는 제어계측부를 포함하며, 상기 보정수단은 상기 테이블에 교정용 와이어를 매개로 연결되는 무게추와, 상기 테이블과 상기 무게추 사이의 상기 교정용 와이어를 지지하여 힘의 방향을 변경시키는 교정용 와이어 지지부와, 상기 무게추에 의한 하중이 상기 로드셀에 선택적으로 부가되도록 상승 또는 하강하여 상기 무게추의 저면을 선택적으로 지지하는 편심캠을 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 추력측정장치가 개시되어 있다.
이러한 로켓엔진의 추력측정장치는 로켓엔진 연소 시험에서의 성능 평가시 연소가스가 노즐을 통해 분사될 때 반력으로 전달되는 수평형 1분력 추력 성분을 측정하며, 무게추를 이용하여 실시간 추력보정 및 추력측정이 가능하도록 하여 정확한 추력의 계측 및 보정이 가능하도록 한다.
그리고, 한국 등록특허 제10-1059777호(이하 '선행기술문헌2'라 한다)에는 추진제 저장탱크; 상기 추진제 저장탱크로부터 연결되는 로켓 엔진; 상기 로켓 엔진과 일체로 이동하며 상기 추진제 저장탱크와 상기 로켓 엔진의 분사부를 연결하는 추진제 공급관; 상기 추진제 공급관에 형성되는 추진제 공급 밸브; 상기 추진제 공급관 중 상기 추진제 공급 밸브 전방에 위치하는 전방 추진제 공급관을 통해 힘을 전달받아 추력을 측정하는 전방 로드셀; 상기 로켓 엔진에 추력을 가할 수 있도록 상기 로켓 엔진에 접촉되는 후방 로드셀; 상기 로켓 엔진을 지지하기 위한 엔진 지지대; 상기 엔진 지지대의 하단에 결합되는 레일; 및 상기 엔진 지지대와 상기 레일을 연결하며 내부에 베어링이 장착되어 있는 연결 장치;를 포함하여 이루어지되, 상기 추진제 공급관은 수직 방향 공급관 및 수평 방향 공급관을 포함하여 이루어지며, 상기 수직 방향 공급관은 유연성이 있는 재질로 이루어지는 것을 특징으로 하는 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정장치가 개시되어 있다.
이러한 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정장치는 로켓 엔진의 성능 평가를 위해 추력을 측정한 후, 로켓 엔진의 후단에 로드셀을 추가로 장착하여 추력을 모사해 줌으로써 로켓 엔진의 시험평가에서 추력 측정에 간섭을 미치는 요소를 간단하게 보정할 수 있게 된다.
하지만, 종래의 선행기술문헌1,2에서는 항공기 엔진의 공기 흡입구에서 공기를 빨아들여 압축기에서 압축한 다음, 연소실에서 불을 붙여 팽창시키고, 그 가스를 뒤쪽으로 뿜어서 얻는 추진력 즉 엔진의 추력을 측정하는 것인데, 이러한 선행기술문헌1,2에서의 항공기 엔진의 추력 측정은 항공기 엔진의 외적 조건을 전혀 고려하지 않은 측정방법으로 측정결과를 신뢰할 수 없다는 문제점이 있다.
즉, 항공기 엔진은 차량이나 선박 엔진과는 달리 비행하게 되므로, 항공기 엔진의 시험에 있어서는 반드시 다양한 지상 및 고도 조건에 따라 연료의 압력, 온도, 유량 등을 달리하여 연료를 공급한 상태에서 엔진을 시험해야 하는데, 선행기술문헌1,2에서는 이러한 엔진의 지상 및 고도 조건을 전혀 고려하지 않은 일정한 조건의 상태에서만 엔진을 시험하는 것으로, 이러한 단순한 조건 하에서의 시험 측정결과는 신뢰도가 떨어질 뿐 아니라 시험결과 역시도 실제 비행시와는 큰 오차 범위를 나타내게 되는 문제가 발생한다.
한국 등록특허 제10-1473981호 한국 등록특허 제10-1059777호
따라서, 본 발명은 항공기 엔진의 고도 성능을 시험함에 있어 진공펌프와 배출측 압축기를 이용하여 실제 항공기의 비행시와 같은 다양한 고도 조건을 모사하고, 각 고도 조건에 따라 항공기 엔진에서 요구하는 연료의 혼합비를 다단 터보차저를 이용하여 공기량과 온도를 고도 조건에 맞게 조절하여 공급함으로써 항공기 엔진의 고도 성능을 보다 정밀하면서도 간편하게 시험할 수 있는 항공기 엔진 고도 시험장치를 제공하는데 그 목적이 있다.
상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 항공기 엔진 고도 시험장치는, 압축공기를 공급하는 공급측 압축기와, 공급된 압축공기를 배출시키는 배출측 압축기 사이에 구비되어 고도 조건에 따른 항공기 엔진의 고도 성능을 시험하는 시험장치로서, 시험장치는, 공급측 압축기와 배출측 압축기에 각각 공급라인과 배출라인으로 연결되어 구비되는 한편 시험하고자 하는 항공기 엔진과 연결되는 챔버; 챔버에 다단 구조로 구비되어 항공기의 고도 조건에 따라 공기를 각각 저압, 중압, 고압으로 압축하여 항공기 엔진으로 공급하는 터보차저들; 각 터보차저에서 압축된 공기를 각각 냉각시켜 다른 터보차저 또는 항공기 엔진으로 공급하는 인터쿨러들; 및 저압 터보차저와 배출측 압축기를 연결하는 배출라인에 구비되어 배출측 압축기와 더불어 진공도를 형성하는 진공펌프;를 포함한다.
그리고, 각 인터쿨러에는 냉각수가 공급되어 각 터보차저로부터 들어오는 과열된 압축 공기를 냉각시키되, 고압 터보차저와 연결되는 인터쿨러에는 공급측 압축기로부터 공급되어 오는 일부의 공기를 인터쿨러로 우회시켜 공랭시키도록 구비될 수 있다.
또한, 시험장치의 배출라인에는 저압 터보차저에서 배출되는 배기가스를 냉각시키는 배기쿨러가 구비될 수 있으며, 시험장치에는 엔진에 연결되어 엔진의 냉각수를 냉각시켜 냉각수의 온도를 조절하는 온도조절기가 더 구비될 수도 있다.
본 발명의 항공기 엔진 고도 시험장치에 따르면, 진공펌프와 배출측 압축기를 이용하여 실제 비행시와 같은 다양한 고도 조건을 모사하고, 각 고도 조건에 따라 항공기 엔진에서 요구하는 연료의 혼합비율에 따른 공기량과 압력을 다단 터보차저를 이용하여 고도 조건에 맞게 조절하여 공급함으로써 항공기 엔진의 고도 성능을 실제 비행시와 같은 조건으로 보다 정밀하게 시험할 수 있는 장점이 있다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기 엔진 고도 시험장치의 설치 예시도이다.
도 2는 본 발명에 따른 항공기 엔진 고도 시험장치의 구성도이다.
도 3은 본 발명에 따른 시험장치의 구비된 항공기 엔진의 최초 기동시의 흐름도이다.
도 4는 본 발명에 따른 시험장치를 항공기의 초저고도 조건에 따라 작동되는 상태의 흐름도이다.
도 5는 본 발명에 따른 시험장치를 항공기의 저고도 조건에 따라 작동되는 상태의 흐름도이다.
도 6은 본 발명에 따른 시험장치를 항공기의 고고도 조건에 따라 작동되는 상태의 흐름도이다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.
첨부도면 도 1 내지 도 6은 본 발명에 따른 항공기 엔진 고도 시험장치 및 이의 작동 흐름을 도시한 도면들이다.
본 발명에 따른 항공기 엔진 고도 시험장치(100)는 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 압축공기를 공급하는 공급측 압축기(10)와, 공급된 압축공기를 배출시키는 배출측 압축기(20) 사이에 구성된다.
이러한 시험장치(100)는 공급측 압축기(10)와 배출측 압축기(20)에 각각 공급라인(111)과 배출라인(112)으로 연결되는 챔버(110)를 포함하고, 이 챔버(110)에는 시험하고자 하는 항공기 엔진(1)이 연결되어 구비된다.
이와 같이 시험하고자 하는 항공기 엔진(1)과 연결된 챔버(110)에는 공급측 압축기(10)에 의한 압축공기가 공급되고, 배출측 압축기(20)와 진공펌프(220)에 의해서는 챔버(110) 내의 공기가 강제 배출되어, 챔버(110) 내부의 환경을 실제 비행 조건과 같이 조성함으로써 실제 항공기 엔진(1)의 고도 조건을 모사할 수 있게 된다.
특히, 고도 조건이 높아질수록 항공기 엔진(1)으로 공급되는 공기의 압력이 낮아지게 되는데, 이는 배출측 압축기(20)와 진공펌프(220)의 흡입력을 조절하여 저고도 및 고고도의 조건까지 모사할 수 있다.
이때, 진공펌프(220)에 의해 항공기 엔진(1)의 고도 조건이 고고도까지 높아질수 있고, 고도가 높아질수록 엔진(1)의 출력이 감소되므로 본 발명에서는 다단 터보차저(120)(130)(140)를 이용하여 고압의 압축공기를 항공기 엔진(1)으로 공급하고, 이에 따른 엔진(1)의 출력을 측정하여 다단 터보차저(120)(130)(140)의 성능과 항공기 엔진(1)의 고도 성능을 측정할 수 있게 된다.
따라서, 본 발명에서는 시험장치(100)의 챔버(110)에서 모사되는 고도 조건에 따라 항공기 엔진(1)으로 공급되는 공기의 유량과 압력, 온도를 고도 조건에 맞게 조절하여 공급하기 위한 다수의 터보차저(120)(130)(140)와 다수의 인터쿨러(150)(160)(170)를 구성한다.
즉, 공급측 압축기(10)와 연결되는 챔버(110)의 공급라인(111)에 연결되어 공급된 공기를 저압으로 압축시키는 저압 터보차저(140)와, 저압 터보차저(140)에 연결되어 저압으로 압축된 공기를 중압으로 압축시키는 중압 터보차저(130)와, 중압 터보차저(130)에 연결되어 중압으로 압축된 공기를 고압으로 압축시키는 고압 터보차저(120)가 구성되고, 고압 터보차저(120)는 보조흡기라인(121)을 통해 항공기 엔진(1)에 연결되어 대기압에 준하는 고압의 압축공기를 엔진(1)으로 공급하게 된다.
이와 같이 구비되는 고압 터보차저(120)는 엔진(1)의 기동시 엔진(1)에서 배출되는 배기가스를 동력원으로 구동되고, 중압 터보차저(130)는 고압 터보차저(120)에서 배출되는 배기가스를 동력원으로 구동되며, 저압 터보차저(140)는 중압 터보차저(130)에서 배출되는 배기가스를 동력원으로 구동되고, 저압 터보차저(140)에서 배출되는 배기가스는 배출측 압축기(20)와 연결되는 배출라인(112)을 통해 챔버(110) 외부로 배출된다.
이 과정에서 배기가스가 배출되는 배출라인(112)에는 고온의 배기가스를 냉각시켜 배출시키기 위한 배기쿨러(190)가 구비되고, 배기쿨러(190)에서 냉각된 배기가스는 40℃ 이하로 냉각되어 배출된다. 이때, 배출되는 배기가스의 온도가 40℃ 를 초과하는 경우에는 고온의 배기열에 의해 배출라인(112)의 내구성이 저하되고, 진공펌프(220) 및 배출측 압축기(20)가 손상되어 흡입력이 저하되는 단점을 가지게 된다.
게다가, 각 터보차저(120)(130)(140)에서 압축된 각각의 공기는 과열된 상태이고, 과열된 압축공기는 팽창되어 밀도가 낮아 항공기 엔진(1)으로 많은 양의 공기를 공급할 수 없어 충전효율 및 연소효율이 떨어져 엔진(1)이 출력이 저하되게 된다.
따라서, 각각의 터보차저(120)(130)(140)에는 압축된 고온의 공기를 냉각시키기 위한 각각의 인터쿨러(150)(160)(170)가 대응되게 구비된다.
즉, 저압 터보차저(140)와 중압 터보차저(130) 사이에 구비되어 저압 터보차저(140)에서 저압으로 압축된 고온의 압축공기를 냉각시켜 중압 터보차저(130)로 공급하는 제 1 인터쿨러(150)와, 중압 터보차저(130)와 고압 터보차저(120) 사이에 구비되어 중압 터보차저(130)에서 중압으로 압축된 고온의 압축공기를 냉각시켜 고압 터보차저(120)로 공급하는 제 2 인터쿨러(160)와, 고압 터보차저(120)와 항공기 엔진(1) 사이에 구비되어 고압 터보차저(120)에서 고압으로 압축된 고온의 압축공기를 냉각시켜 엔진(1)으로 공급하는 제 3 인터쿨러(170)가 구성된다.
이때, 제 3 인터쿨러(170)에서 냉각된 압축공기는 보조흡기라인(121)을 통해 엔진(1)으로 공급되는데, 이때 배출된 압축공기가 모두 엔진(1)으로 공급되지는 않고 엔진(1)의 전단에 구비된 유량조절밸브에 의해 엔진(1)에서 요구하는 일부의 공기 유량만 엔진(1)으로 공급되고, 나머지 공기는 대기로 배출된다.
따라서, 다단 인터쿨러(150)(160)(170)는 각 터보차저(120)(130)(140)에서 과열된 압축공기를 냉각시킴으로써 공기의 밀도가 높아져 많은 양의 압축공기를 엔진(1)으로 공급할 수 있게 되므로 엔진(1)의 연소효율이 향상되어 출력을 높일 수 있게 된다.
이러한 인터쿨러(150)(160)(170)는 냉각 방식에 따라 수냉식 또는 공랭식으로 구성될 수 있으나, 본 실시예에서는 제 1,2 인터쿨러(150)(160)는 수냉식으로, 제 3 인터쿨러(170)는 공랭식으로 구성한다.
즉, 제 1,2 인터쿨러(150)(160)는 냉각수 공급장치(180)와 연결된 수냉식으로 구성되어 저압 터보차저(140)와 중압 터보차저(130)에서 압축된 고온의 압축공기를 신속하게 냉각시켜 줌으로써 많은 양의 압축공기를 고압 터보차저(120)로 공급할 수 있고, 제 3 인터쿨러(170)는 공랭식으로 구성되어 고압 터보차저(120)에서 압축된 고온의 압축공기를 챔버(110)의 공급라인(111)으로 공급되는 공기를 이용하여 공랭시켜 항공기 엔진(1)으로 공급하게 된다.
이때, 제 3 인터쿨러(170)의 설명에서 언급한 바와 같이, 제 3 인터쿨러(170)에서 냉각된 압축공기는 대부분 대기로 배출되고, 일부 유량의 압축공기만이 엔진(1)으로 공급됨으로써 제 3 인터쿨러(170)를 수냉식보다 냉각효율이 떨어지는 공랭식으로 구성하여도 엔진(1)의 연소효율을 저하시키는 요인으로는 작용되지 않는다.
게다가, 제 3 인터쿨러(170)는 본 발명의 고도 시험장치(100)의 설비 특성상 대유량의 공기가 공급되는 공급라인(111)에 공랭라인(171)을 통해 우회되도록 연결되어 공급되는 대유량 중 일부의 공기를 우회시켜 제 3 인터쿨러(170)를 냉각시키는 것으로, 우수한 에너지 효율을 갖는다.
이런 점을 감안하여 보면, 제 1,2 인터쿨러(150)(160)도 공랭식으로 구성할 수 있으나, 이는 공기가 물에 비해 비열이 작다 보니 챔버(110)의 크기가 커져야 하므로 공간활용도가 떨어지게 되므로 위에서 언급한 여러 정황상 제 1,2 인터쿨러(150)(160)는 수냉식으로 구성하고, 제 3 인터쿨러(170)는 공랭식으로 구성하는 것이 가장 바람직하다.
한편, 제 3 인터쿨러(170)에서 냉각된 압축공기가 공급되는 항공기 엔진(1)에는 각 고도 조건에 따른 항공기 엔진(1)의 출력을 측정하여 저장하는 출력 측정기(200)가 연결되어 구비된다. 출력 측정기(200)에서 측정된 항공기 엔진(1)의 고도 성능을 데이터 베이스화하여 저장하고, 이의 분석을 통해서 항공기 엔진(1)의 고도 성능 뿐 아니라 다단 터보차저(120)(130)(140)와 각 인터쿨러(150)(160)(170)의 성능도 고도 조건별로 측정할 수 있게 된다.
그리고 본 시험장치에는 항공기 엔진의 고도 조건을 모사하는 배출측 압축기(20)에 더해, 저압 터보차저(140)와 배출측 압축기(20)를 연결하는 배출라인(112) 상에 진공펌프(220)를 더 구비한다.
이와 같은 진공펌프(220)가 구비되는 배출라인(112)에는 도 6에서와 같이 분기라인(221)이 구비되고, 이 분기라인(221)에는 진공펌프(220)가 구비되되, 진공펌프(220)는 하나 또는 복수개 이상으로 구비될 수 있다.
이러한 분기라인(221)은 진공펌프(220) 전단의 배출라인(112)에서 분기되고 진공펌프(220) 후단에서는 다시 배출라인(112)에 연결되고, 진공펌프(220) 전단의 분기라인(221)에는 고도 조건에 따른 제어밸브가 구비되어, 고도 조건에 따라 분기라인(221)을 개폐시키게 된다.
따라서, 저고도까지는 배출측 압축기(20)의 흡입력에 의해 모사되고, 고고도는 배출측 압축기(20)와 더불어 진공펌프(220)의 흡입력이 더해져 모사하게 된다.
게다가, 상기와 같은 항공기 엔진(1)에는 이에 연결되어 엔진(1)을 냉각시키는 냉각수의 온도를 냉각시켜 온도 조절하는 온도조절기(210)가 더 구비된다. 즉, 엔진(1)의 냉각수가 고온화되면, 엔진(1)으로부터 배출되어 온도조절기(210)에서 냉각된 후, 다시 엔진(1)으로 공급되어 냉각작용을 하게 된다.
상기와 같이 구성되는 본 발명의 항공기 엔진 고도 시험장치(100)는 공급라인(111)에서부터 항공기 엔진(1) 및 배출라인(112)을 통해 배출될 때까지 많은 유량조절밸브와 유량계, 압력센서, 온도센서 등이 구성된다.
이상과 같은 본 발명에 따른 다단 터보차저를 이용한 항공기 엔진 고도 시험장치의 작동관계를 설명한다.
먼저, 도 3에서와 같이, 항공기 엔진(1)의 초기 기동시는 엔진(1)에 연결된 흡기라인(113)을 통한 외부 공기가 공급되어 연소됨으로써 항공기 엔진(1)이 기동된다.
이때, 시험장치(100)의 챔버(110)는 배출측 압축기(20)의 흡입력에 의해 항공기의 주행 또는 비행시와 같은 환경을 모사하게 된다.
그리고, 항공기 엔진(1)의 기동 후부터는 엔진(1)에 연결된 출력 측정기(200)가 엔진(1)의 출력을 지속적으로 추적하여 측정하고, 측정 데이타를 저장한다.
한편, 항공기 엔진(1)의 기동 후 항공기의 고도 조건에 따라 배출측 압축기(20)의 흡입압력을 점차 높여주면, 챔버(110) 내의 환경을 고도에 맞게 대기압, 저압, 진공압(저고도 조건)까지 모사할 수 있고, 이에 진공펌프(220)의 흡입력까지 더해지면 초진공압(고고도 조건)까지 모사할 수 있고, 고도 조건에 따라 엔진(1)의 연소실 환경도 챔버(110)와 같이 모사된다.
따라서, 시험장치(100)에 구성되는 다단 터보차저(120)(130)(140)는 대기압 수준에서는 고압 터보차저(120)만 작동되고, 저압 수준에서는 고압 및 중압 터보차저(120)(130)가 작동되며, 진공압 및 초진공압 수준에서는 고,중,저압의 모든 터보차저(120)(130)(140)가 작동되어, 항공기 엔진(1)에 많은 양의 압축공기를 공급할 수 있도록 하고, 이의 작동관계를 하기에서 설명한다.
엔진(1)이 기동되면 도 4에서와 같이, 엔진(1)에서 배출되는 배기가스를 이용하여 고압 터보차저(120)가 구동되고, 고압 터보차저(120)의 구동됨에 따라 고압 터보차저(120)에서 배출되는 배기가스를 이용하여 중압 터보차저(130)가 구동되며, 중압 터보차저(130)에서 배출되는 배기가스를 이용하여 저압 터보차저(140)가 순차적으로 구동된다.
그리고, 저압 터보차저(140)에서 배출되는 배기가스는 도 5에서와 같이 배기쿨러(190)에서 40℃ 이하로 냉각된 후 배출라인(112)을 통해 배출측 압축기(20)를 통해 외부로 배출된다.
한편, 상기와 같이 모든 터보차저(120)(130)(140)가 구동되면 도 5에서와 같이, 공급라인(111)을 통해 공급된 압축공기가 저압 터보차저(140)로 유입되어 저압으로 압축된 후 배출되어 제 1 인터쿨러(150)로 유입되고, 제 1 인터쿨러(150)에서 수랭으로 냉각된 저압의 압축공기는 다시 중압 터보차저(130)로 공급되어 압축된다.
그러면, 중압 터보차저(130)에서 중압으로 압축된 압축공기는 제 2 인터쿨러(160)로 유입되고, 제 2 인터쿨러(160)에서 수랭으로 냉각된 중압의 압축공기는 다시 고압 터보차저(120)로 공급되어 압축되며, 고압 터보차저(120)에서 고압으로 압축된 압축공기는 제 3 인터쿨러(170)로 유입되어 공랭으로 냉각된 후 고압 터보차저(120)의 보조흡기라인(121)을 통해 유량 조절되어 일부 유량은 엔진(1)으로 공급되어 연소되고 나머지는 대기 중으로 배출된다.
이와 같이 구동되는 각 터보차저(120)(130)(140)는 항공기의 고도 조건에 따라 구동되어 고도 조건에 따른 공기의 공급 압력과 온도를 모사하여 공급하고, 이와 같이 다단 터보차저(120)(130)(140)가 각각 구동될 때마다 항공기 엔진(1)의 출력을 출력 측정기(200)가 지속적으로 추적하여 저장함으로써 항공기 엔진(1)의 고도 성능을 시험할 수 있을 뿐 아니라 그에 따른 각 터보차저(120)(130)(140)와 각 인터쿨러(150)(160)(170)의 성능 역시도 시험할 수 있게 된다.
이상 본 발명을 구체적인 실시예를 통하여 상세히 설명하였으나, 이는 본 발명을 구체적으로 설명하기 위한 것으로, 본 발명은 이에 한정되지 않으며, 본 발명의 기술적 사상 내에서 당 분야의 통상의 지식을 가진 자에 의해 그 변형이나 개량이 가능함이 명백하다.
본 발명의 단순한 변형 내지 변경은 모두 본 발명의 범주에 속하는 것으로 본 발명의 구체적인 보호 범위는 첨부된 특허청구범위에 의해 명확해질 것이다.
1 : 항공기 엔진 10 : 공급측 압축기
20 : 배출측 압축기 100 : 시험장치
110 : 챔버 111 : 공급라인
112 : 배출라인 113 : 흡기라인
120 : 고압 터보차저 121 : 보조흡기라인
130 : 중압 터보차저 140 : 저압 터보차저
150,160,170 : 인터쿨러 171 : 공랭라인
180 : 냉각수 공급장치 190 : 배기쿨러
200 : 출력 측정기 210 : 온도조절기
220 : 진공펌프 221 : 바이패스라인

Claims (4)

  1. 압축공기를 공급하는 공급측 압축기와, 공급된 압축공기를 배출시키는 배출측 압축기 사이에 구비되어 고도 조건에 따른 항공기 엔진의 고도 성능을 시험하는 시험장치로서,
    시험장치는, 공급측 압축기와 배출측 압축기에 각각 공급라인과 배출라인으로 연결되어 구비되는 한편 시험하고자 하는 항공기 엔진과 연결되는 챔버;
    챔버에 다단 구조로 구비되어 항공기의 고도 조건에 따라 공기를 각각 저압, 중압, 고압으로 압축하여 항공기 엔진으로 공급하는 저압 내지 고압 터보차저;
    각 터보차저와 항공기 엔진 사이에 각각 구비되어 각 터보차저에서 압축된 공기를 각각 냉각시켜 저압 터보차저에서 중압 터보차저로, 중압 터보차저에서 고압 터보차저로, 고압 터보차저에서 항공기 엔진으로 각각 공급하는 제 1 내지 제 3 인터쿨러; 및
    저압 터보차저와 배출측 압축기를 연결하는 배출라인에 구비되어 배출측 압축기와 더불어 진공도를 형성하는 진공펌프;를 포함하는 항공기 엔진 고도 시험장치.
  2. 청구항 1에 있어서,
    각 인터쿨러에는 냉각수가 공급되어 각 터보차저로부터 들어오는 과열된 압축 공기를 냉각시키되,
    고압 터보차저와 연결되는 인터쿨러에는 공급측 압축기로부터 공급되어 오는 일부의 공기를 인터쿨러로 우회시켜 공랭시키도록 구비되는 항공기 엔진 고도 시험장치.
  3. 청구항 1에 있어서,
    시험장치의 배출라인에는 저압 터보차저에서 배출되는 배기가스를 냉각시키는 배기쿨러가 구비되는 항공기 엔진 고도 시험장치.
  4. 청구항 1에 있어서,
    시험장치에는 엔진에 연결되어 엔진의 냉각수를 냉각시켜 냉각수의 온도를 조절하는 온도조절기가 더 구비되는 항공기 엔진 고도 시험장치.
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110228602A (zh) * 2019-04-26 2019-09-13 广州飞机维修工程有限公司 一种飞机发动机可调放气活门集成式测试装置
KR102144015B1 (ko) * 2019-04-24 2020-08-12 한국항공우주연구원 고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치
CN113734464A (zh) * 2021-09-08 2021-12-03 北京卫星环境工程研究所 一种用于高空点火试验的真空抽气系统及其方法
CN116447129A (zh) * 2023-06-19 2023-07-18 成都凯天电子股份有限公司 一种导弹燃油泵模拟高空性能的装置及其测试方法
CN117889014A (zh) * 2024-03-18 2024-04-16 北京航天星汉科技有限公司 一种真空环境发动机试验系统

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000073864A (ja) 1998-09-01 2000-03-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エンジン燃焼試験装置
JP2004316450A (ja) 2003-04-11 2004-11-11 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 航空機用エンジン環境試験装置

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000073864A (ja) 1998-09-01 2000-03-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エンジン燃焼試験装置
JP2004316450A (ja) 2003-04-11 2004-11-11 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 航空機用エンジン環境試験装置

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102144015B1 (ko) * 2019-04-24 2020-08-12 한국항공우주연구원 고고도 압력조건을 모사한 다단 터보차저 시스템 시험장치
CN110228602A (zh) * 2019-04-26 2019-09-13 广州飞机维修工程有限公司 一种飞机发动机可调放气活门集成式测试装置
CN113734464A (zh) * 2021-09-08 2021-12-03 北京卫星环境工程研究所 一种用于高空点火试验的真空抽气系统及其方法
CN116447129A (zh) * 2023-06-19 2023-07-18 成都凯天电子股份有限公司 一种导弹燃油泵模拟高空性能的装置及其测试方法
CN117889014A (zh) * 2024-03-18 2024-04-16 北京航天星汉科技有限公司 一种真空环境发动机试验系统
CN117889014B (zh) * 2024-03-18 2024-06-04 北京航天星汉科技有限公司 一种真空环境发动机试验系统

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