KR101936266B1 - 항공기 엔진용 연료공급 시험장치 및 연료공급 제어방법 - Google Patents

항공기 엔진용 연료공급 시험장치 및 연료공급 제어방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 항공기 엔진용 연료공급 시험장치 및 연료공급 제어방법에 관한 것으로서, 항공기 엔진을 시험함에 있어 엔진으로 공급되는 연료의 압력과 유량을 측정하기 위한 연료공급 시험장치로서, 연료탱크와 연결되어 그 내부로 연료가 분사되는 연료분사챔버; 연료탱크와 연료분사챔버를 연결하고 부스터펌프에 의해 펌핑된 연료가 연료공급펌프에 의해 연료분사챔버로 공급되는 한편 공급되는 연료의 압력과 온도, 유량을 측정할 수 있는 연료공급라인; 연료공급라인에 연결되어 연료분사챔버로 공급되는 고온의 연료를 냉각시키는 열교환기; 및 연료분사챔버로 공급되는 연료의 압력 및 유량을 제어할 수 있는 컨트롤러;를 포함하는 항공기 엔진용 연료공급 시험장치 및 연료공급 제어방법을 제공한다.

Description

항공기 엔진용 연료공급 시험장치 및 연료공급 제어방법{Fuel supply testing apparatus for engine and fuel supply control method}
본 발명은 항공기 엔진용 연료공급 시험장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 엔진에서 요구하는 압력과 유량으로 연료가 정확히 공급되는지를 시험할 수 있도록 한 항공기 엔진용 연료공급 시험장치 및 연료공급 제어방법에 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 성능 시험을 하게 된다.
이러한 항공기 엔진의 성능 시험 중, 종래의 한국 등록특허 제10-1473981호(이하 '선행문헌1'이라 한다)에는, 테이블에 장착되고 연료라인과 연결되며 연소기와 노즐을 구비한 로켓엔진; 상기 테이블과 로드를 통해 연결되고 상기 로켓엔진의 연소 시험시 발생하는 반력에 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 '선행문헌2'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 선행문헌1,2에서는 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 선행문헌1,2에서는 단순히 항공기 엔진의 추력만을 측정하기 위한 것으로 항공기 엔진에서 요구되는 연료의 공급 압력과 유량에 대해서는 전혀 측정할 수 없으므로, 해당 항공기 엔진에 탑재되는 펌프들의 성능을 정확히 측정할 수 없다는 문제점이 있다.
한국 등록특허 제10-1473981호 한국 등록특허 제10-1059777호
따라서, 본 발명은 전술한 바와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로, 항공기 엔진을 시험함에 있어 항공기 엔진의 인젝터로 공급되는 연료공급 압력과 유량을 측정하여, 엔진이 요구하는 압력과 유량으로 연료가 정확히 공급되는지를 시험하여 안전을 도모할 수 있도록 한 항공기 엔진용 연료공급 시험장치 및 연료공급 제어방법을 제공하는데 그 목적이 있다.
상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 항공기 엔진용 연료공급 시험장치는, 항공기 엔진을 시험함에 있어 엔진으로 공급되는 연료의 압력과 유량을 측정하기 위한 연료공급 시험장치로서, 연료탱크와 연결되어 그 내부로 연료가 분사되는 연료분사챔버; 연료탱크와 연료분사챔버를 연결하고 부스터펌프에 의해 펌핑된 연료가 연료공급펌프에 의해 연료분사챔버로 공급되는 한편 공급되는 연료의 압력과 온도, 유량을 측정할 수 있는 연료공급라인; 연료공급라인에 연결되어 연료분사챔버로 공급되는 고온의 연료를 냉각시키는 열교환기; 및 연료분사챔버로 공급되는 연료의 압력 및 유량을 제어할 수 있는 컨트롤러;를 포함한다.
그리고, 연료공급라인에서 분기되어 연료탱크로 연결되는 바이패스라인; 및 바이패스라인 상에 구비되어 연료공급라인을 통해 공급되는 연료의 일부를 연료탱크로 바이패스시켜 연료의 공급압을 조절하는 압력조절밸브;를 포함할 수 있다.
게다가, 연료공급라인은 시동라인과 메인라인으로 분기되어 연료분사챔버에 각각 연결되고, 시동라인에는 항공기 엔진의 시동시와 같은 연료의 분사상태를 모사할 수 있는 시동인젝터가 구비되며, 메인라인에는 항공기 엔진의 작동시와 같은 연료의 분사상태를 모사할 수 있는 메인인젝터가 구비될 수 있다.
또, 상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 항공기 엔진용 연료공급 제어방법은, 상기와 같은 항공기 엔진용 연료공급 시험장치를 이용하여 공급되는 연료의 압력과 유량을 조절하여 공급하는 연료공급 제어방법으로서, 컨트롤러의 제어에 의해 연료공급라인으로 각각 공급되는 고온의 연료를 열교환기에서 상온으로 열교환시키고, 열교환에 의해 상온 상태로 공급되는 연료의 공급 압력과 유량을 각각 측정하여 부스터펌프와 연료공급펌프의 성능을 시험하는 것을 포함한다.
본 발명의 항공기 엔진용 연료공급 시험장치 및 연료공급 제어방법에 따르면, 항공기 엔진을 시험함에 있어 항공기 엔진의 인젝터로 공급되는 연료의 공급 압력과 유량을 측정 및 시험하여 항공기 엔진에서 요구하는 연료의 공급압력과 유량을 공급할 수 있는 펌프를 해당 엔진에 구비토록 함으로써, 항공기 엔진에 요구되는 압력과 유량으로 연료를 정확히 공급할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기 엔진용 연료공급 시험장치의 전체 구성도이다.
도 2는 본 발명에 따른 엔진 더미와 연료분사 챔버의 구성도이다.
도 3은 본 발명에 따른 연료분사 챔버를 도시한 도면으로서, 도 3a는 정면 구성도이고, 도 3b는 배면 구성도이다.
도 4는 본 발명에 따른 엔진 더미를 도시한 도면으로서, 도 4a는 정면 구성도이고, 도 4b는 배면 구성도이다.
도 5는 본 발명에 따른 연료탱크를 도시한 도면으로서, 도 5a는 연료탱크의 이동식 구조를 보인 구성도이고, 도 5b는 연료탱크의 확대 구성도이다.
도 6은 본 발명에 따른 항공기 엔진용 연료공급 시험장치의 유압 회로도이다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.
첨부도면 도 1 내지 도 6은 본 발명에 따른 엔진용 연료공급 시험장치를 도시한 도면들이다.
본 발명에 따른 항공기 엔진용 연료공급 시험장치(1)는 도 1에 도시된 바와 같이, 항공기 엔진을 지상에서 시험하기 위해, 연료가 저장되는 연료탱크(300)와, 항공기 엔진을 모사한 엔진더미(200), 연료분사챔버(100), 열교환기(90)를 포함한다.
특히, 상기와 같은 시험장치(1) 중 연료분사챔버(100)와, 엔진더미(200), 열교환기(90)는 프레임(10) 위에 구비되어 모듈화할 수 있고, 프레임(10)의 하면 각 코너부위에는 캐스터(11)가 구비되어, 시험장치(1)의 이동 및 운반성을 향상시킬 수 있다.
따라서, 본 발명의 시험장치(1)를 모듈화 및 이동식으로 구성할 수 있어, 장소에 구애받지 않고 본 발명의 시험장치(1)를 간편하게 이동시켜 설치할 수 있게 된다.
그리고, 시험장치(1)가 올려진 프레임(10)의 상판은 다수의 구멍이 천공되어 있는 타공플레이트(30)로 형성되어, 연료의 공급과정에서 시험장치(1) 외부로 누유되는 연료가 타공플레이트(30)를 통해 하부로 통과되어 집유된다.
한편, 연료탱크(300)는 그 하면의 각 코너부위에 캐스터(300a)가 각각 구비되어 연료탱크(300)의 이동성을 확보할 수 있고, 그 일측에는 핸들바(300b)가 구비되어, 연료탱크(300)를 용이하게 이동시킬 수 있게 된다.
여기서, 전술한 실시예와는 달리 시험장치(1)의 프레임(10)에 연료탱크(300)를 함께 구비할 수도 있다.
이러한 연료탱크(300)는 도 5a 및 도 5b에 도시된 바와 같이, 그 내부에 연료가 공급되어 저장되고, 그 일측면에는 저장된 연료의 양을 확인할 수 있는 주유창(330)이 상하로 길게 형성되어 구비된다.
게다가, 연료탱크(300)의 내부에는 다수의 배플(baffle)(340)이 일정간격마다 구비되어, 연료의 출렁임과 같은 유동을 최소화하여 연료 공급이 안정적이고 원활하게 이루어지게 된다.
그리고, 연료탱크(300)의 상면에는 연료탱크(300) 내의 압력이 대기압과 차이가 발생될 때 개방되어 연료탱크(300) 내의 압력과 대기압이 평형을 이루도록 하여 연료탱크(300)를 보호하는 브리더밸브(310)와, 연료를 공급할 수 있는 주유구(320)가 구비되고, 연료탱크(300)의 하부에는 연료를 배출시키기 위한 드레인라인과, 드레인라인에 구비되어 이의 유로를 개폐시키는 드레인밸브가 구비된다.
한편, 연료분사챔버(100)는 도 2 내지 도 3b에 도시된 바와 같이, 연료탱크(300)와 연료공급라인(40) 및 연료회수라인(60)으로 연결된다.
이러한 연료분사챔버(100)는 항공기 엔진의 연소실을 모사한 것으로, 연료탱크(300)로부터 공급되어 온 연료가 연료분사챔버(100) 내로 분사되고, 연료의 분사를 위해 연료분사챔버(100)에는 다수의 인젝터가 구비된다.
상기와 같은 인젝터 중 일측의 인젝터는 항공기 엔진의 시동시와 같은 연료의 분사상태를 모사할 수 있는 시동인젝터(110)로 구비되고, 나머지 다수의 인젝터는 엔진의 정상 작동시 연료의 분사상태를 모사할 수 있는 메인인젝터(120)로 구비된다. 이와 같이 구비되는 다수의 메인인젝터(120)는 하나의 연결관(121)으로 모두 연결되어 동시에 연료가 분사된다.
그리고, 연료분사챔버(100)에는 그 내부로 분사되는 연료의 분사 상태나 각도 등을 확인할 수 있는 투명한 확인창(130)이 구비되고, 연료분사챔버(100)의 상부에는 챔버 내부에 과압이 발생되면 자동 개방되어 챔버 내부의 압력을 외부로 배출시키는 릴리프밸브(140)가 구비된다.
또한, 연료분사챔버(100)와는 별개로 엔진을 모사한 엔진더미(200)가 더 구비될 수 있고, 엔진더미(200)에는 도 4a 및 도 4b에 도시된 바와 같이, 실제 항공기의 엔진과 같이 엔진에 장착되는 각각의 부품들이 장착되어 구비된다.
그리고, 엔진더미(200)에는 후술될 컨트롤러(500)에 의해 제어되는 열교환기(90)가 더 구비될 수 있으며, 이러한 열교환기(90)는 연료공급라인(40)을 유동하는 연료를 냉각시켜 연료분사챔버(100)로 공급하게 된다.
즉, 연료공급라인(40)을 통해 연료분사챔버(100)로 공급되는 연료는 후술될 부스터펌프(43) 및 연료공급펌프(45)에 의해 펌핑 및 가압되어 연료탱크(300)로부터 인출되어 연료공급라인(40)으로 공급되어 유동되는데, 이때 연료를 가압하는 과정에서 연료의 온도가 상승되므로 상승된 고온의 연료를 열교환기(90)에서 상온으로 냉각시킨 후 연료분사챔버(100)로 공급하게 된다.
따라서, 열교환기(90)에 의해 연료분사챔버(100)에는 항상 일정한 상온의 연료가 공급될 수 있고, 상온으로 공급되는 연료의 공급 압력과 유량을 측정하여 연료를 공급하는 부스터펌프(43)와 연료공급펌프(45)의 성능을 검사할 수 있게 된다.
게다가, 엔진더미(200)에는 실제 항공기에서와 같이 EECU(Electrical Engine Control Unit)(400)와 ADU(서버)(410)를 장착하여 구비할 수 있고, 이와 같이 구비되는 EECU(400)와 ADU(410)는 컨트롤러(500)에 의해 제어되며, 컨트롤러(500)는 시험장치(1)에 별도로 구비되는 것이 바람직하다.
따라서, 컨트롤러(500)는 열교환기(90)를 제어하여 공급되는 연료를 실제 비행시와 같이 상온으로 냉각시키고, 상온으로 냉각된 연료가 연료분사챔버(100)로 공급될 시 측정된 연료의 공급 압력 및 유량을 ADU(서버)(410)에 데이터화되어 저장된 엔진에서 요구되는 연료의 공급 압력 및 유량과 비교하여 부스터펌프(43)와 연료공급펌프(45)의 성능을 측정할 수 있게 된다.
한편, 연료탱크(300)와 연료분사챔버(100)를 연결하는 연료공급라인(40)에는 도 6에 도시된 바와 같이, 열교환기(90)가 구비되어 연료분사챔버(100)로 공급되는 고온의 연료를 상온으로 냉각시키게 된다.
이러한 연료공급라인(40)은 연료탱크(300)와 연결되는 그 일단부에 연료공급라인(40)으로 공급되는 연료의 공급 압력을 증대시키는 부스터펌프(43)가 구비되고, 부스터펌프(43)와 연료탱크(300) 사이의 연료공급라인(40)에는 공급되는 연료 중의 불순물과 같은 이물질을 걸러내는 제 1 필터(41)가 구비된다.
그리고, 부스터펌프(43)와 열교환기(90) 사이의 연료공급라인(40)에는 연료공급라인(40)의 유로를 개폐시키는 개폐밸브(44)가 구비되고, 개폐밸브(44)와 열교환기(90) 사이에는 연료를 열교환기(90)로 공급하기 위한 연료공급펌프(45)가 구비되며, 연료공급펌프(45)와 열교환기(90) 사이에는 열교환기(90)로 공급되는 연료 중의 이물질을 걸러내는 제 2 필터(42)가 구비된다.
따라서, 제 1,2 필터(41)(42)에 의해 후술될 연료분사챔버(100)로 공급되는 연료는 이물질이 걸러진 순수한 연료만 공급됨으로써 연료의 공급 압력과 유량을 정확히 측정할 수 있게 된다.
또한, 부스터펌프(43)와 연료공급펌프(45) 사이의 연료공급라인(40)에는 연료공급라인(40)에서 분기되어 연료탱크(300)에 연결되는 바이패스라인(50)이 더 구비되고, 이 바이패스라인(50)에는 바이패스라인(50)의 개도량을 조절하여 연료공급라인(40)을 통해 공급되는 연료의 일부를 연료탱크(300)로 바이패스시키는 압력조절밸브(51)가 구비된다. 즉, 압력조절밸브(51)를 통해 바이패스라인(50)의 유로를 개폐시키거나 이의 개도량을 조절하면, 연료공급라인(40)을 통해 공급되는 연료의 공급 압력과 공급되는 유량을 조절할 수 있게 된다. 이러한 압력조절밸브(51)는 컨트롤러(500)에 의해 제어되는 자동 또는 반자동이나 작업자에 의한 수동식으로 구비될 수 있다. 따라서, 압력조절밸브(51)를 조절하여 연료분사챔버(100)로 공급되는 연료를 항공기 엔진에서 요구되는 연료의 공급 압력과 유량으로 일정하게 조절할 수 있으므로 실제 비행시와 같은 조건에서 연료의 공급 압력과 유량을 정확히 측정하여 시험할 수 있게 된다.
그리고, 열교환기(90)와 연료분사챔버(100)를 연결하는 연료공급라인(40)은 시동라인(40a)과, 메인라인(40b)으로 분기되어 연료분사챔버(100)에 연결되고, 시동라인(40a)과 메인라인(40b)에는 각각 시동밸브(47)와 메인밸브(48)가 구비되어, 해당 라인을 컨트롤러(500)의 제어신호에 따라 자동으로 개폐시킬 수 있게 된다.
이러한 시동라인(40a)은 연료분사챔버(100)에 고정되게 구비되는 시동인젝터(110)에 연결되고, 메인라인(40b)은 연료분사챔버(100)에 고정되게 구비되는 메인인젝터(120)에 연결되어 구비된다. 이때, 메인인젝터(120)는 연료분사챔버(100)에 다수개로 설치되어 구비되지만, 다수의 메인인젝터(120)가 하나의 연결관(121)으로 모두 연결됨으로써 메인라인(40b)은 연결관(121)에 연결되어 다수의 메인인젝터(120)와 동시에 연결되도록 함이 바람직하다. 따라서, 메인라인(40b)을 통해 공급되는 연료는 연결관(121)을 통해 다수의 메인인젝터(120)에 고르게 공급되어 분사된다.
한편, 메인밸브(48)와 연료분사챔버(100) 사이의 메인라인(40b)에는 다수의 메인인젝터(120)로 공급되는 연료의 공급 압력과 온도를 측정하는 연료센서블록(46)이 구비되고, 연료센서블록(46)에는 연료의 공급 압력을 측정할 수 있는 연료압력센서(46a)와, 연료의 공급 온도를 측정할 수 있는 연료온도센서(46b)가 구비된다. 그리고, 이러한 연료센서블록(46)과 연료분사챔버(100) 사이에는 메인인젝터(120)로 공급되는 연료의 유량을 측정할 수 있는 유량계(49)가 구비된다.
게다가, 연료분사챔버(100)와 연료탱크(300) 사이에는 연료공급라인(40)과는 별개로 연료회수라인(60)이 더 구비되고, 연료회수라인(60)은 연료분사챔버(100)로 분사되어 집유된 액상의 연료를 연료탱크(300)로 보내 회수하며, 연료회수라인(60)에는 이의 유로를 개폐시킬 수 있는 수동 타입의 볼밸브가 구비됨이 바람직하다.
그리고, 연료분사챔버(100)에 구비되는 릴리프밸브(140)는 연료회수라인(60)과 보조회수라인(61)을 통해 연결되어, 연료분사챔버(100)의 과압 발생시 챔버 내에서 발생된 고압의 유증기를 연료회수라인(60)으로 공급하여 연료탱크(300)에 저장한다.
따라서, 연료공급라인(40)을 통해 연료분사챔버(100)로 공급되는 연료의 공급 압력과 유량을 실제 비행시와 같은 조건하에서 시험하여, 부스터펌프(43)와 연료공급펌프(45)의 성능을 보다 정확히 검사할 수 있으므로 항공기 엔진에서 요구하는 압력과 유량으로 연료를 공급할 수 있는 부스터펌프(43)와 연료공급펌프(45)를 찾아 해당 항공기의 엔진에 적용함으로써 안전을 도모할 수 있게 된다.
이상과 같은 본 발명에 따른 항공기 엔진용 연료공급 시험장치의 작동관계를 설명한다.
먼저, 시험하고자 하는 항공기 엔진의 요구사항에 맞게 시험장치(1)를 맞춰 셋팅한다.
즉, 항공기 엔진에서 요구하는 연료의 온도와 공급 압력 및 유량이 제각기 다르므로, 본 발명의 시험장치(1)에서는 열교환기(90)와 압력조절밸브(51)를 통해 공급되는 연료의 온도와, 압력 및 유량을 해당 항공기 엔진의 요구조건 맞게 조절한다.
이를 좀 더 자세히 설명하면, 개폐밸브(44)를 개방시켜 연료공급라인(40)의 유로를 확보한 상태에서 부스터펌프(43)를 작동시키면, 연료탱크(300) 내의 연료가 연료공급라인(40)으로 압송되어 공급된다.
이때, 연료공급라인(40)에 연결된 바이패스라인(50) 상의 압력조절밸브(51)를 닫거나 개방시켜 이의 개도량을 조절함으로써 바이패스라인(50)으로 유입되는 연료의 양을 조절하여 연료공급라인(40)으로 공급되는 연료의 공급 압력과 유량을 해당 항공기 엔진에서 요구되는 압력과 유량으로 맞춰 조절하게 된다.
이와 같이 압력과 유량이 조절된 연료는 연료공급펌프(45)에 의해 압송되어 열교환기(90) 측으로 유동되고, 열교환기(90)로 공급되기 전에 제 1,2 필터(41)(42)를 거치면서 이물질이 걸러진 상태로 열교환기(90)로 공급되며, 열교환기(90)에서 상온으로 냉각된 후 배출되어 연료분사챔버(100)로 공급된다.
이때, 시험장치(1)의 초기 작동시는 시동밸브(47)가 개방되어 연료분사챔버(100)로 공급되는 최초의 연료가 시동인젝터(110)로 공급되어 연료분사챔버(100) 내로 분사되고, 작동 후에는 시동밸브(47)는 닫히고 메인밸브(48)가 개방되어 이후 공급되는 연료가 메인인젝터(120)로 공급되어 연료분사챔버(100) 내로 분사된다.
따라서, 상기와 같이 연료가 공급되는 과정에서 연료공급라인(40) 상에 구비되는 다수의 연료압력센서(46a)와 연료온도센서(46b)에 의해 연료의 공급 압력과 온도가 측정되고, 유량계(49)를 통해 공급되는 연료의 유량이 측정됨으로써 연료를 공급하는 부스터펌프(43)와 연료공급펌프(45)의 성능을 정확히 측정할 수 있게 된다.
게다가, 연료분사챔버(100) 내로 분사되는 연료의 분사 형태나 각도 등을 확인창(130)으로 확인하여 해당 인젝터의 성능 역시도 정확히 측정할 수 있게 된다.
그리고, 상기와 같이 연료분사챔버(100) 내로 분사된 연료는 챔버 내에 집유되고, 집유된 액상의 연료는 연료회수라인(60)을 통해 연료탱크(300)로 회수되어 저장되며, 챔버 내의 유증기는 릴리프밸브(140)를 통해 보조회수라인(61)을 거쳐 연료회수라인(60)으로 유입됨으로써 액상의 연료와 같이 연료탱크(300)로 회수되어 저장된다.
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 : 시험장치 10 : 프레임
11 : 캐스터 30 : 타공플레이트
40 : 연료공급라인 40a : 시동라인
40b : 메인라인 41,42 : 필터
43 : 부스터펌프 44 : 개폐밸브
45 : 연료공급펌프 46 : 연료센서블록
46a : 연료압력센서 46b : 연료온도센서
47 : 시동밸브 48 : 메인밸브
49 : 유량계 50 : 바이패스라인
51 : 압력조절밸브 60 : 연료회수라인
61 : 보조회수라인 90 : 열교환기
100 : 연료분사챔버 110 : 시동인젝터
120 : 메인인젝터 121 : 연결관
130 : 확인창 140 : 릴리프밸브
200 : 엔진더미 300 : 연료탱크
300a : 캐스터 300b : 핸들바
310 : 브리더밸브 320 : 주유구
330 : 주유창 340 : 배플
400 : EECU 410 : ADU
500 : 컨트롤러

Claims (4)

  1. 항공기 엔진을 시험함에 있어 엔진으로 공급되는 연료의 압력과 유량을 측정하기 위한 연료공급 시험장치로서,
    연료탱크와 연결되어 그 내부로 연료가 분사되는 연료분사챔버;
    연료탱크와 연료분사챔버를 연결하고 부스터펌프에 의해 펌핑된 연료가 연료공급펌프에 의해 연료분사챔버로 공급되는 한편 공급되는 연료의 압력과 온도, 유량을 측정할 수 있는 연료공급라인;
    연료공급라인에서 분기되어 연료탱크로 연결되는 바이패스라인;
    바이패스라인에 구비되어 연료공급라인을 통해 공급되는 연료의 일부를 연료탱크로 바이패스시켜 연료의 공급 압력과 유량을 조절하는 압력조절밸브;
    연료공급라인에 연결되어 연료분사챔버로 공급되는 고온의 연료를 냉각시키는 열교환기;
    압력조절밸브를 제어하여 바이패스라인의 개도량을 조절하므로 연료분사챔버로 공급되는 연료의 공급 압력과 유량을 제어할 수 있는 컨트롤러;를 포함하는 항공기 엔진용 연료공급 시험장치.
  2. 삭제
  3. 청구항 1에 있어서,
    연료공급라인은 시동라인과 메인라인으로 분기되어 연료분사챔버에 각각 연결되고, 시동라인에는 항공기 엔진의 시동시와 같은 연료의 분사상태를 모사할 수 있는 시동인젝터가 구비되며, 메인라인에는 항공기 엔진의 작동시와 같은 연료의 분사상태를 모사할 수 있는 메인인젝터가 구비되는 항공기 엔진용 연료공급 시험장치.
  4. 청구항 1 또는 청구항 3의 항공기 엔진용 연료공급 시험장치를 이용하여 공급되는 연료의 압력과 유량을 조절하여 공급하는 연료공급 제어방법으로서,
    컨트롤러의 제어에 의해 연료공급라인으로 공급되는 고온의 연료를 열교환기에서 상온으로 열교환시키고, 열교환에 의해 상온 상태로 공급되는 연료의 공급 압력과 유량을 각각 측정하여 부스터펌프와 연료공급펌프의 성능을 시험하는 항공기 엔진용 연료공급 제어방법.
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