KR102189967B1 - 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법 - Google Patents
고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법 Download PDFInfo
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Abstract
본 발명은, 테스트 연료 탱크에 일정량의 연료를 주입하여, 테스트 연료 탱크의 상부 공간에 공기가 수용되는 얼리지(ullage)를 형성하는 제1 단계, 테스트 연료 탱크 내부에 공기를 공급하여, 얼리지 내 공기에 대한 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도로 구성하는 제2 단계, 테스트 연료 탱크 내부에 질소 가스를 공급하여, 얼리지 내 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도 보다 상대적으로 낮은 불연화 농도 이하로 저감하는 제3 단계, 항공기의 고도 변화에 따른 연료 탱크 내부의 온도 데이터를 근거로 테스트 연료 탱크의 온도를 조절하는 제4 단계 및 제4 단계에서 변화되는 온도에 따른 테스트 연료 탱크의 얼리지 내의 산소 분압과 연료 내의 용존산소 분압을 측정하는 제5 단계를 포함하는 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법에 관한 것이다.
본 발명에 따른 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법은 항공기의 운항조건에 따른 연료 탱크 내의 용존산소량을 예측하여 화재를 억제하기 위한 방안의 근거자료를 제공할 수 있으므로, 시험에 소요되는 비용 및 시간을 절감할 수 있는 효과가 있다.
본 발명에 따른 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법은 항공기의 운항조건에 따른 연료 탱크 내의 용존산소량을 예측하여 화재를 억제하기 위한 방안의 근거자료를 제공할 수 있으므로, 시험에 소요되는 비용 및 시간을 절감할 수 있는 효과가 있다.
Description
본 발명은 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법에 관한 것이며, 보다 상세하게는 비행 중에 연료 탱크 내의 연료로부터 방출되는 산소를 분석하여 화재를 억제할 수 있는 데이터를 확보할 수 있는 방법에 관한 것이다.
항공기는 운항 중 연료 탱크 내부의 화재를 억제하기 위하여 연료 탱크 내부의 산소 농도를 착화 농도 이하로 유지하는 기술이 적용되고 있다.
예를 들어, 미국의 연방 항공국(FAA; Federal Aviation Administration)은 항공기들이 착화 가능 증기에 노출되는 것을 배제하거나 현저히 감소시키기 위한 방법에 대한 많은 연구를 진행했다.
대표적으로 미국의 연방 항공국의 연구 중 하나는 저가의 불활성 가스를 공급할 수 있는 HFM(Hollow Fiber Membrane)을 이용한 기체분리기술을 평가 중이며, 이러한 기술은 비용 대비 효과적인 기내 불활성기체생성(Onboard inert gas generation)이 가능한 민간 항공기 설계 기준에 적용되고 있다.
항공기의 연료 탱크 내부는 연료가 수용된 공간 이외에 얼리지(ullage)라고 알려져 있는 연료 탱크 내부의 빈 공간이 생성된다. 얼리지 내의 산소 농도는 상술한 바와 같이 착화 농도, 즉 불연화 농도를 유지해야 하기 때문에 얼리지 내에 불활성기체인 질소를 공급한다. 이러한 질소는 항공기에 배치된 기내 불활성기체 생성 시스템(OBIGGS; onboard inert gas generation system)을 통해 얼리지 내로 공급된다.
한편, 얼리지 내의 산소 농도는 연료 내에 녹아 있는 용존산소의 배출량에 따라 변경된다. 예를 들면, 항공기가 이륙으로부터 크루징(cruising) 고도까지 상승할 때 연료 탱크 내부의 압력이 강하되면서 연료 내의 용존산소 배출량이 변경될 수 있다. 항공기 상승 중 고도 상승에 따른 용존산소 배출량은 압력 강하에 따라 증가하게 됨에 따라 얼리지 내의 산소 농도를 증가할 수 있다.
그런데, 항공기 상승 중 고도 상승에 따른 용존산소 배출량 측정 방법은 다양한 크기 및/또는 형상의 연료 탱크를 장착한 후 실질적으로 항공기를 상승하여 측정하는 방법을 사용하나, 이러한 측정 방법은 비용 측면 및 시간 소요 측면에서 문제점이 있다.
본 발명은 항공기의 운항 중 연료탱크 내에서 발생하는 용존산소 배출량(outgassing)을 예측할 수 있도록 지상 시험장치를 이용하여 온도변화에 따른 용존산소 배출율(kg/sec)을 산출하고, 연료탱크 불연화(fuel Tank Inerting)에 관한 데이터를 획득할 수 있는 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.
상기 과제의 해결 수단으로서, 테스트 연료 탱크에 일정량의 연료를 주입하여, 테스트 연료 탱크의 상부 공간에 공기가 수용되는 얼리지(ullage)를 형성하는 제1 단계, 테스트 연료 탱크 내부에 공기를 공급하여, 얼리지 내 공기에 대한 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도로 구성하는 제2 단계, 테스트 연료 탱크 내부에 질소 가스를 공급하여, 얼리지 내 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도 보다 상대적으로 낮은 불연화 농도 이하로 저감하는 제3 단계, 항공기의 고도 변화에 따른 연료 탱크 내부의 온도 데이터를 근거로 테스트 연료 탱크의 온도를 조절하는 제4 단계 및 제4 단계에서 변화되는 온도에 따른 테스트 연료 탱크의 얼리지 내의 산소 분압과 연료 내의 용존산소 분압을 측정하는 제5 단계를 포함하는 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법이 제공될 수 있다.
한편, 항공기 내부의 연료 탱크에서 열전달양상을 모사할 수 있도록 테스트 연료 탱크의 외벽과 열교환되어 수행될 수 있다.
또한, 제4 단계는 테스트 연료 탱크 내의 연료온도를 균일하게 설정하기 위해 연료 순환펌프를 구동시키는 연료 평준화 단계, 테스트 연료 탱크 내의 연료의 온도와 얼리지 내의 온도를 측정하는 온도 측정 단계 및 테스트 연료 탱크의 외벽 중 적어도 하나의 외벽을 통하여 열교환 시키는 열교환 단계를 포함할 수 있다.
또한, 항공기의 고도 변화에 따른 연료 탱크 내부의 압력 데이터를 근거로 테스트 연료 탱크의 압력을 조절하는 단계를 더 포함할 수 있다.
한편, 제5 단계는 테스트 연료 탱크의 압력 및 온도변화에 따른 얼리지 내의 산소 분압과 연료 내의 용존산소 분압을 측정할 수 있다.
한편, 항공기의 고도 변화는 지상으로부터 12km 이내의 고도변화를 포함할 수 있다.
나아가, 항공기의 고도 변화는 고도가 상승되는 고도 상승 구간, 고도를 유지하는 순항 구간 및 고도가 하강되는 고도 하강구간을 포함할 수 있다.
테스트 연료 탱크에 일정량의 연료를 주입하여, 테스트 연료 탱크의 상부 공간에 공기가 수용되는 얼리지(ullage)를 형성하는 제1 단계, 테스트 연료 탱크 내부에 공기를 공급하여, 얼리지 내 공기에 대한 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도로 구성하는 제2 단계, 테스트 연료 탱크 내부에 질소 가스를 공급하여, 얼리지 내 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도 보다 상대적으로 낮은 불연화 농도 이하로 저감하는 제3 단계, 항공기의 고도 변화에 따른 연료 탱크 내부의 온도 데이터를 근거로 테스트 연료 탱크의 온도를 조절하는 제4 단계 및 제4 단계에서 변화되는 온도에 따른 테스트 연료 탱크의 얼리지 내의 산소 분압과 연료 내의 용존산소 분압을 측정하는 제5 단계를 포함하는 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법이 제공될 수 있다.
본 발명에 따른 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법은 항공기의 운항조건에 따른 연료 탱크 내의 용존산소량을 예측하여 화재를 억재하기 위한 방안의 근거자료를 제공할 수 있으므로, 시험에 소요되는 비용 및 시간을 절감할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 일 실시예인 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법의 순서도이다.
도 2는 본 발명에 따른 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법이 수행되는 열교환 시스템의 일 실시예이다.
도 3은 제1 탱크 열교환기와 제2 탱크 열교환기 및 연료탱크의 연결관계의 개념을 나타낸 개념도이다.
도 4는 제1 탱크 열교환기의 일 실시예를 나타낸 부분단면도이다.
도 5는 항공기의 시간-고도에 대한 운항 그래프의 일 예이다.
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 구성도이다.
도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 1작동 구성도이다.
도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 2작동 구성도이다.
도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 3작동 구성도이다.
도 10은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 4작동 구성도이다.
도 2는 본 발명에 따른 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법이 수행되는 열교환 시스템의 일 실시예이다.
도 3은 제1 탱크 열교환기와 제2 탱크 열교환기 및 연료탱크의 연결관계의 개념을 나타낸 개념도이다.
도 4는 제1 탱크 열교환기의 일 실시예를 나타낸 부분단면도이다.
도 5는 항공기의 시간-고도에 대한 운항 그래프의 일 예이다.
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 구성도이다.
도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 1작동 구성도이다.
도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 2작동 구성도이다.
도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 3작동 구성도이다.
도 10은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 4작동 구성도이다.
이하, 본 발명의 실시 예에 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법에 대하여, 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다. 그리고 이하의 실시예의 설명에서 각각의 구성요소의 명칭은 당업계에서 다른 명칭으로 호칭될 수 있다. 그러나 이들의 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 변형된 실시예를 채용하더라도 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 각각의 구성요소에 부가된 부호는 설명의 편의를 위하여 기재된다. 그러나 이들 부호가 기재된 도면상의 도시 내용이 각각의 구성요소를 도면내의 범위로 한정하지 않는다. 마찬가지로 도면상의 구성을 일부 변형한 실시예가 채용되더라도 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 당해 기술 분야의 일반적인 기술자 수준에 비추어 보아, 당연히 포함되어야 할 구성요소로 인정되는 경우, 이에 대하여는 설명을 생략한다.
한편, 이하에서의 ‘배출량’이란 항공기의 연료의 저장과 운반 과정에서 저장소 또는 유조차 탱크로리 내에서 연료와 얼리지 공기와의 포화상태(saturation)에 도달 되면, 탱크내 얼리지 공기 중의 수증기(water vapor, H2O)가 연료에 녹아 들어 가고(질소와 산소 분자 사이에 인력(drag), 측 친화력이 강하다고 함.)이 녹아 들어 간 산소가 배출 되는 총량을 뜻한다. 또한 ‘배출율’(Outgassing rate, Kg/sec)이란 매초 배출되는 양을 뜻하며, 시간에 따른 압력/온도의 함수이며, 고도 상승에 따른 압력의 차이에 따라 연료 내 산소 분압과 얼리지 내에서의 산소 분압의 차이가 달라지게 되므로 배출율 또한 달라지게 됨을 전제로 이하에서 설명하도록 한다.
도 1은 본 발명에 따른 일 실시예인 항공기 고도 상승에 따른 연료 탱크(10) 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법의 순서도이다.
도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 연료 탱크(10) 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법은 테스트 연료 탱크(10)의 상부 공간에 공기가 수용되는 얼리지(30)(ullage)를 형성하는 제1 단계(S100), 얼리지(30) 내 공기에 대한 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도로 구성하는 제2 단계(S300), 산소 농도 보다 상대적으로 낮은 불연화 농도 이하로 저감하는 제3 단계(S500), 테스트 연료 탱크의 온도를 조절하는 제4 단계(S600), 테스트 연료 탱크(10)의 압력을 조절하는 단계(S700), 얼리지(30) 내 산소분압 및 연료 내 용존산소 분압을 측정하는 제5 단계(S900), 얼리지(30) 내 산소 농도 및 연료 내 용존 산소 농도 변환 단계(S1100) 및 용존산소 배출량 측정 단계(S1300)를 포함하여 구성될 수 있다.
테스트 연료 탱크(10)의 상부 공간에 공기가 수용되는 얼리지(30)(ullage)를 형성하는 제1 단계(S100)는 테스트 연료 탱크(10)에 일정량의 연료를 주입하고 테스트 연료 탱크(10) 상부에 얼리지(30)를 생성하는 단계이다. 여기서 얼리지(30)란 연료 탱크(10)내의 공간 중에 연료가 채워지지 않는 공간을 뜻한다. 테스트 연료 탱크(10)는 실제 항공기의 연료 탱크(10)를 모사하며, 본 시험 방법이 수행되는 테스트 장치는 실제 항공기의 운용시 고도 상승에 따른 온도와 압력의 변화를 발생시켜 실제 항공기의 운용시 연료 탱크(10) 내의 환경을 모사할 수 있도록 구성된다. 한편 이와 같은 테스트 장치에 대하여는 차후 도 2 내지 도 10을 참조하여 상세히 설명하도록 한다.
얼리지(30) 내 공기에 대한 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도로 구성하는 제2 단계(S300)는 일반적인 상황을 전제로, 얼리지(30)내에 대기 상태의 산소 농도로 채워지는 상황을 발생시키게 된다. 여기서 얼리지(30) 내에 압축공기를 연료 탱크(10)로 공급한 뒤 유체 내에 침지된 버블 생성기를 통하여 공급하며, 얼리지(30) 내 산소 분압을 측정하여 산소 농도로 변환하고 연료 내의 용존 산소 분압을 측정하여 용존산소 농도로 변환시켜 모니터링 한다. 얼리지(30) 내의 산소 농도가 대기압 상태의 공기 내의 산소 농도에 도달하게 되면 압축 공기의 공급을 중단한다.
산소 농도 보다 상대적으로 낮은 불연화 농도 이하로 저감하는 제3 단계(S500)는 실제 항공기에서 운용하고 있는 산소 농도를 낮추기 위해 질소를 충진하는 과정을 모사하는 단계이다. 실제 항공기에서는 고밀도의 질소를 포함하는 공기, 즉 질소다함공기(nitrogen-enriched air; NEA)를 충진하여 얼리지(30) 내의 산소 농도를 낮추게 되는데, 군용기는 9% 이하, 민항기는 12% 이하의 산소 농도가 되도록 질소를 공급한다. 따라서 이러한 조건을 모사할 수 있도록 테스트 연료 탱크(10)에 NEA를 충진하며, 충진 중 용존산소 배출량을 측정하기 위하여 테스트 연료 탱크(10)와 연결되어 있는 배기 라인의 벤틸레이션 밸브(50)를 이용하여 테스트 연료 탱크(10)와 연결된 유로를 폐쇄한다. 이후 버블 생성기(130)로 소량의 질소 가스를 공급하여 질소 가스를 보상한다.
전술한 제1 단계(S100) 내지 제3 단계(S500)는 항공기의 이륙 전 상태를 모사하기 위해 수행되며, 시험의 준비단계에 해당한다.
테스트 연료 탱크(10)의 온도를 조절하는 제4 단계(S600)는 실제 항공기의 고도 상승에 따른 온도변화를 모사할 수 있도록 구성된다. 실제 항공기의 고도에 따라 지상에서보다 온도가 높거나 낮을 수 있다. 이때 온도 변화량은 고도 상승에 따른 온도 차이, 항공기의 비행시간에 따른 고도와 같은 비행 데이터로부터 추출된 데이터를 이용할 수 있다. 테스트 연료 탱크(10)의 온도를 조절하는 제4 단계(S600)는 먼저 일반적인 지표면에서의 온도로 설정하기 위하여 연료를 섭씨 15도로 먼저 설정한다. 이후, 테스트 연료 탱크(10) 내의 연료 온도를 균일하게 설정하기 위해 연료 순환펌프를 소정시간 동안 순환시키는 단계와, 얼리지(30) 내의 온도를 측정하여 피드백 온도제어를 수행하는 단계를 포함할 수 있다.
테스트 연료 탱크(10)의 온도를 조절하는 제4 단계(S600)는 실제 항공기에서 관심영역인 연료 탱크(10) 내부의 환경을 모사할 수 있도록 테스트 연료 탱크(10) 내부의 온도를 조절하며, 테스트 연료 탱크(10)의 외벽 중 적어도 하나의 외벽을 통하여 열교환을 수행할 수 있다. 또한 실제 항공기의 탱크 내에 유입되는 NEA(1000)의 온도변화를 모사할 수 있도록 NEA 유입유로에서 열교환을 일으켜 유입되는 NEA(1000)의 온도를 제어할 수 있다.
본 단계(S600)에서 온도 조절은 비행 데이터로부터 추출된 고도, 온도에 대한 데이터의 경향에 따라 온도를 변화시킬 수 있는 온도조절 시스템(300)에 의해 수행될 수 있다. 온도 조절시에 연료온도 및 얼리지(30) 내의 온도를 측정하여 피드백 제어가 수행될 수 있다.
테스트 연료 탱크(10)의 압력을 조절하는 단계(S700)는 항공기의 고도가 상승합에 따라 대기압이 낮아지는 외부 조건을 모사하여 테스트 연료 탱크(10) 내의 환경을 조성하는 단계이다. 본 단계(S700)에서는 항공기의 고도 상승에 따른 여압(pressureization schedule, +5.5psig)을 유지하면서 테스트 연료 탱크(10) 내부를 감압할 수 있다. 일 예로 대기압인 1 atm에서 제1 고도(A1)에 해당되는 0.1기압까지의 테스트 연료 탱크(10)(10)의 압력 변화를 발생시킬 수 있게 된다.
얼리지(30) 내 산소분압 및 연료 내 용존산소 분압을 측정하는 제5 단계(S900)는 항공기의 운항중인 조건을 모사하였을 때 온도와 압력을 반영하여 챔버의 상태가 결정되었을 때 챔버 내의 상태를 확인하는 단계이다. 온도 및 압력이 복합적으로 작용하여 얼리지(30) 내 산소 붙압과 연료 내 용존산소의 분압은 다양하게 달라질 수 있다.
얼리지(30) 내 산소 농도 및 연료 내 용존산소 농도를 측정하는 단계(S1100)는 전술한 제5 단계(S900)에서 측정된 얼리지(30) 내 산소 분압 및 연료 내 용존산소 분압을 이용하여 얼리지(30) 내 산소 농도 및 연료 내 용존산소 농도를 측정하는 단계에 해당한다.
용존산소 배출량 측정 단계(S1300)는 측정된 얼리지(30) 내 산소 분압과 연료 내 용존산소 분압을 산소 농도와 용존산소 농도로 변환하는 단계이다. 본 단계(S1300)에서 결국 실시간으로 연료로부터 얼리지(30) 내로 방출되는 용존산소의 배출량(outgassing)을 산출할 수 있게 된다. 한편, 전술한 용존산소의 배출량의 계산은 차후 상세히 설명하도록 한다.
이하에서는 본 발명에 따른 항공기 고도 상승에 따른 연료 탱크(10) 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법이 수행되는 시험장치의 일 예에 대하여 상세히 설명하도록 한다.
도 2는 본 발명에 따른 항공기 고도 상승에 따른 연료 탱크(10) 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법이 수행되는 온도조절 시스템(300)의 일 실시예이다.
온도조절 시스템(300)은 일 예로 테스트 연료 탱크(10)로 유입되는 온도를 조절하거나, 테스트 연료 탱크(10)의 외벽을 통하여 직접 온도를 조절할 수 있도록 구성될 수 있다. 이를 위하여 온도조절 시스템(300)은 적어도 하나의 열교환기가 테스트 연료 탱크(10) 또는 연료 공급 라인에 구비될 수 있다. 온도조절 시스템(300)은 테스트 연료 탱크(10) 및 외부와 열교환을 수행할 수 있도록 구성되며, 열교환재(2000)(heat exchanger medium)를 이용한 액체식으로 구성될 수 있다. 열교환재(2000)는 일 예로 EGW(Ethylene Glycol and Water solution)이 될 수 있다. 온도조절 시스템(300)은 히터(321), 냉각기(322), 및 열교환기(311, 312, 313, 314)를 포함할 수 있다. 히터와 냉각기(322)는 냉각과 가열이 각각 독립적으로 구성될 수 있도록 각각 독립된 순환유로를 가질 수 있으며, 각각의 순환유로는 공통유로를 통해 연결되고, 복수의 밸브가 구비되어 유로가 전환되도록 구성될 수 있다. 한편, 액체 형태의 열교환재(2000)를 사용하는 경우 온도계(일 예로 열전쌍 센서), accumulator(350) 및 펌프의 구성이 추가될 수 있으며, 유량 조절밸브가 추가로 구비될 수 있다. 열교환기는 순환되는 연료의 온도를 조절하기 위한 연료 열교환기(314), 테스트 연료 탱크(10) 자체의 온도를 조절할 수 있도록 구성되는 제1 탱크 열교환기(311) 및 제2 탱크 열교환기(312), 그리고 테스트 연료 탱크(10)에 유입되는 NEA(1000)의 온도를 조절 할 수 있는 NEA 열교환기(313)를 포함할 수 있다. 한편, 온도조절 시스템(300)에서 유체시스템에서 필수적으로 포함되는 다양한 종류의 밸브와 온도계를 포함한 센서등을 포함하여 구성될 수 있다.
도 3은 제1 탱크 열교환기(311) 및 연료 탱크(10)의 연결관계의 개념을 나타낸 개념도이다.
도시된 바와 같이, 열교환기는 테스트 연료 탱크(10)와 NEA유입유로에서 열교환이 이루어지도록 구성될 수 있다. 테스트 연료 탱크(10)에는 제1 탱크 열교환기(311)와 제2 탱크 열교환기(312)가 구비되어 열교환이 이루어지도록 구성될 수 있다. 열교환재(2000)는 제1 탱크 열교환기(311), 제2 탱크 열교환기(312) 및 NEA 열교환기(313)로 유입될 수 있도록 분기된 유로를 따라 유동하면서 열교환을 수행한다. 각각의 유로에는 복수의 온도계가 복수의 지점에 구비되어 각 부분별 온도를 확인할 수 있도록 구성될 수 있다. 또한 열교환재 유동라인에는 유동의 흐름을 원활하게 유지하기 위한 역류방지밸브와 열교환재의 유량을 조절할 수 있는 하나 이상의 유량제어밸브와 포지셔닝 밸브(SOV, Shut Off Valve)가 구비될 수 있다.
도 4는 제2 탱크 열교환기(312)의 일 실시예를 나타낸 부분단면도이다. 도시된 바와 같이, 제2 탱크 열교환기(312)는 테스트 연료 탱크(10)의 옆면을 따라 구비되며, 열전달 효율을 증가시킬 수 있도록 접촉면적을 증가시키며, 테스트 연료 탱크(10)를 따라 분지된 다수의 유로를 통하여 열교환재(2000)의 유동경로가 형성될 수 있다. 열교환기의 외측에는 단열재(400)가 구비되어 외부와 열적으로 격리시켜 열교환 효율을 높일 수 있도록 구성될 수 있다.
다만 이와 같은 구성은 일 예일 뿐 열교환재(2000)를 이용하여 테스트 연료 탱크(10)의 온도를 조절할 수 있는 다양한 구성으로 변형되어 적용될 수 있다.
도 5는 항공기의 시간-고도에 대한 운항 그래프의 일 예이다.
도 5의 (a)에 도시된 바와 같이 항공기가 지상에서 스스로 이동하는 지상 택시와 지상 활주 택시를 포함하는 택시 구간(T), 이륙해서 제 1고도까지 상승하는 상승 구간(C), 제 1고도(A1)에서 운항하는 크루징 구간(Cr), 근접 항공 지원을 위하여 제 2고도(A2)까지 하강하는 하강 구간(D), 제 2고도에서 지상에 폭탄 투하 등의 임무를 수행하는 공격 구간(또는 대시 구간)(Da), 다시 제 1고도(A1)까지 상승하는 상승 구간(C), 제 1고도(A1)에서 운항하는 크루징 구간(Cr) 및 착륙을 위한 하강 구간(D) 및 활주로에 착륙하는 착륙 구간(Lo)로 비행한다.
한편, 도 5의 (b)에 도시된 민간 항공기는 도 5의 (a)에 도시된 군용 항공기와 달리 택시 구간(T), 제 1고도(A1)까지 상승 구간(R), 제 1고도(A1)에서 운항하는 크루징 구간(Cr), 착륙을 위한 하강 구간(D) 및 착륙 구간(Lo)로 구분된다.
도 5의 (a) 및 (b)의 제 1고도(A1)는 36,000 피트(ft), 대략 10,000 미터~11,000 미터(m)가 되고, 도 5의 (a)에 도시된 제 2고도(A2)는 600 미터(m) 정도가 된다. 항공기는 활주로에서 대기압, 즉 1.0기압 상태이나 제 1고도(A1)에서는 0.1기압 상태가 된다. 여기서 0.1 기압은 고도50,000ft(= 15km) 에서의 대기압력(static pressure)에 해당 된다. 본 발명에 따른 실험장치는 0.1기압까지 감압 가능하며 항공기가 고도 50,000ft까지 상승과정 동안을 모사하여 연료탱크 내 용존산소 배출율을 측정할 수 있다는 것을 뜻한다. 그러나, 고도36,000ft(=10,000m ~ 11,000m) 에서 대부분의 항공기가 순항 하므로 편의상 제1 고도(A1)를 36,000ft 라고 표현하였다.항공기 외기 압력이 O.1기압 상태까지 감압 과정 동안 실제 운항 중인 항공기의 연료 탱크 내부는 +5.5psig로 여압(pressurization) 된다. 다만, 이와 같은 고도는 일 예일 뿐, 항공기의 운용범위 내의 고도로 설정 될 수 있으며, 일 예로 지상으로부터 12km 이내의 고도변화를 포함할 수 있다.
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 구성도, 도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 1작동 구성도, 도 8는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 2작동 구성도, 도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 3작동 구성도, 그리고 도 10은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기 상승 중 연료 내 용존산소 지상 측정 시스템의 제 4작동 구성도이다.
도 6 내지 도 10에 도시된 바와 같이, 본 발명이 수행되는일 실시예인 용존산소 지상 측정 장치(이하, 측정 장치라고 함)(1)는 테스트 연료 탱크(10), 얼리지(ullage)(30), 벤틸레이션 밸브(ventilation valve)(50), 압축기(70), 가스탱크(90), 열교환기(110), 버블 생성기(130), 질소 공급기(150), 진공 생성기(170), 제 1산소 측정부(190), 제 2산소 측정부(210) 및 저압 탱크(230)를 포함한다. 또한, 본 발명의 실시 예에 따른 측정 장치(1)는 복수 개의 밸브(250) 및 복수 개의 압력 조절기(270)를 더 포함한다.
테스트 연료 탱크(10)에는 용존산소 배출량을 측정하기 위해 연료(f)가 주입된다. 여기서, 연료(f)는 실질적으로 항공기에 사용되는 항공유가 사용될 수 있다. 얼리지(30)는 테스트 연료 탱크(10)에 연료(f)가 주입된 후 테스트 연료 탱크(10) 내의 상부에 형성되는 공간이다. 얼리지(30) 내부에는 공기가 충진 되어 있다.
벤틸레이션 밸브(50)는 테스트 연료 탱크(10)가 선택적으로 벤틸레이션 되도록 유로를 개폐한다. 상세하게 도 7 및 도 8에 도시된 바와 같이 벤틸레이션 밸브(50)는 연료(f) 내부에 압축 공기를 공급할 때 및 얼리지(30) 내 질소 가스를 공급할 때 테스트 연료 탱크(10) 내부가 대기압 상태를 유지하도록 유로를 개방한다. 반면, 도 9 및 도 10에 도시된 바와 같이 벤틸레이션 밸브(50)는 연료(f) 내부에 질소 가스를 공급 및 테스트 연료 탱크(10) 내부를 감압할 때 유로를 폐쇄한다.
압축기(70)는 압축 공기를 테스트 연료 탱크(10)에 공급하도록 공기를 압축하고, 가스탱크(90)는 압축기(70)에 의해 압축된 압축 공기를 저장한다. 그리고, 열교환기(110)는 가스탱크(90) 내부에서 테스트 연료 탱크(10)로 공급되는 압축 공기의 수분을 제거한다. 버블 생성기(130)는 연료(f)에 침지된 상태로 테스트 연료 탱크(10) 내부에 배치된다. 버블 생성기(130)는 압축 공기의 공급에 의해 버블을 형성 또는 질소 가스의 공급에 의해 버블을 형성한다.
도 7 내지 도 8는 항공기가 이륙 전, 즉 지상에서의 상태를 구성한 것일 뿐만 아니라 항공기 이륙 전의 연료 탱크 상태를 테스트 연료 탱크(10)에 적용한 것이다.
도 7에 도시된 바와 같이, 벤틸레이션 밸브(50)는 유로를 개방하여 테스트 연료 탱크(10) 내부를 대기압 상태로 유지한다. 제 1라인(L1)의 밸브(250)를 개방하여 가스탱크(90)의 압축 공기를 버블 생성기(130)로 공급한다. 버블 생성기(130)는 압축 공기를 버블화 한다. 후술할 제 1산소 측정부(190)와 제 2산소 측정부(210)는 각각 얼리지(30) 내의 산소 분압과 유체 내의 용존산소 분압을 측정한다. 또한, 제 1산소 측정부(190)와 제 2산소 측정부(210)는 산소 분압과 용존산소 분압을 각각의 산소 농도와 용존산소 농도로 변환한다.
얼리지(30) 내의 산소 농도와 용존산소 농도는 각각 다음의 <수학식 1> 및 <수학식 2>를 이용하여 산소 분압 및 용존산소 분압으로부터 변환될 수 있다.
<수학식 1> 
(PO2-ullage는 얼리지 내 산소 분압, CO2-Ullage는 얼리지 내 산소 농도, P-ullage는 얼리지 내 절대압)
<수학식 2> 
(P02-DO는 유체 내 용존산소 분압, CO2-DO는 유체 내 용존산소 농도, P는 유체 절대압)
버블 생성기(130)에서 압축 공기의 버블화는 얼리지(30) 내 산소 농도가 일반적인 대기압 공기의 산소 농도와 같은 21%(일반적인 공기는 질소 79% 및 산소 21% 구성되며, 기타 극미량을 가스는 제외)가 될 때까지 이루어진다.
얼리지(30) 내의 산소 농도가 21%에 도달하면 도 8에 도시된 바와 같이 제 2라인(L2)의 밸브(250)를 개방하여 얼리지(30) 내로 질소 가스를 공급한다. 이때, 얼리지(30) 내의 산소 분압과 연료(f) 내 용존산소 분압을 측정한다. 얼리지(30) 내의 산소 농도가 불연화 농도 이하가 되면 질소 가스 공급을 중단한다. 여기서, 불연화 농도는 군용 항공기는 9% 이하 및 민간 항공기는 12% 이하로 지정되어 있다. 본 발명의 일 실시 예에서 군용 항공기에 해당된 것으로 얼리지(30) 내의 산소 농도가 9% 이하가 될 때까지 질소 가스를 공급한다.
도 9에 도시된 바와 같이, 벤틸레이션 밸브(50)는 유로를 폐쇄한다. 그리고, 제 3라인(L3)의 밸브(250)를 개방하여 버블 생성기(130)로 질소 가스를 공급한다. 이때, 질소 가스는 아주 짧은 시간에 버블 생성기(130)로 공급되어 버블화 된다. 이렇게 벤틸레이션 밸브(50)로 유로를 폐쇄한 후 버블 생성기(130)에 아주 짧은 시간 동안 질소 가스를 공급하는 이유는 각각의 라인으로 배출될 수 있는 미량의 질소 가스를 보상하는 것이다.
진공 생성기(170)는 테스트 연료 탱크(10)를 감압하기 위해 배치된다. 진공 생성기(170)는 테스트 연료 탱크(10) 내부를 제 1고도(A1)의 압력과 유사한 0.1기압까지 감압한다.
제 1산소 측정부(190)는 얼리지(30)에 연결되어 얼리지(30) 내의 산소 분압을 측정하고 이를 산소 농도로 변환한다. 제 2산소 측정부(210)는 테스트 연료 탱크(10)의 연료(f) 수용 공간에 연결되어 연료(f) 내의 용존산소 분압을 측정하고 이를 용존산소 농도로 변환한다.
도 10에 도시된 바와 같이 제 4라인(L4)을 개방하여 테스트 연료 탱크(10) 내부를 0.1기압까지 감압한다. 이때, 제 1산소 측정부(190)와 제 2산소 측정부(210)는 각각 얼리지(30) 내의 산소 분압과 연료(f) 내의 용존산소 분압을 실시간으로 측정하고, 이를 각각 얼리지(30) 내의 산소 농도와 연료(f) 내의 용존산소 농도로 변환한다. 이러한 테스트 연료 탱크(10)의 감압 과정에서 실시간으로 측정된 얼리지(30) 내의 산소 분압 및 이에 따른 산소 농도와 연료(f) 내의 용존산소 분압 및 이에 따른 용존산소 농도를 측정할 수 있으므로 연료(f) 내의 용존산소 변화량을 측정할 수 있고, 이에 따라 얼리지(30) 내의 산소 농도 변화도 측정할 수 있다.
한편, 도 7 내지 도 10의 측정 과정에서 저압 탱크(230)는 테스트 연료 탱크(10)보다 낮은 압력을 유지한다. 이렇게 저압 탱크(230)가 테스트 연료 탱크(10)보다 낮은 압력을 유지해야 얼리지(30)의 기체가 제 1산소 측정부(190)로 이동될 수 있다.
밸브(250)와 압력 조절기(270)는 각각 라인에 형성된다. 밸브(250)는 측정 과정에서 선택적으로 라인을 개방하고, 압력 조절기(270)는 측정 과정에서 각 라인에서 일정한 압력을 유지시킨다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법은 항공기의 운항에 따른 조건을 지상의 실험장치에서 모사하여 시험할 수 있으므로, 항공기의 운항조건에 따른 연료 탱크 내의 용존산소량을 예측하여 화재를 억제하기 위한 방안의 근거자료를 제공할 수 있고, 시험에 소요되는 비용 및 시간을 절감할 수 있는 효과가 있다.
10: 연료 탱크 30: 얼리지
300: 온도조절 시스템
311:제1 탱크 열교환기 312:제2 탱크 열교환기
313: NEA 열교환기 314: 연료 열교환기
321: 히터 322: 냉각기
330: 역류방지밸브 340: 유량제어밸브
350: accumulator 400: 단열재
1000: NEA
2000: 열교환재
S100: 테스트 연료 탱크의 상부 공간에 공기가 수용되는 얼리지(ullage)를 형성하는 제1 단계
S300: 얼리지 내 공기에 대한 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도로 구성하는 제2 단계
S500: 산소 농도 보다 상대적으로 낮은 불연화 농도 이하로 저감하는 제3 단계
S600: 테스트 연료 탱크의 온도를 조절하는 제4 단계
S700: 테스트 연료 탱크의 압력을 조절하는 단계
S900: 얼리지 내 산소분압 및 연료 내 용존산소 분압을 측정하는 제5 단계
S1100: 얼리지 내 산소 농도 및 연료 내 용존산소 농도 변환 단계
S1300: 용존산소 배출량 측정
300: 온도조절 시스템
311:제1 탱크 열교환기 312:제2 탱크 열교환기
313: NEA 열교환기 314: 연료 열교환기
321: 히터 322: 냉각기
330: 역류방지밸브 340: 유량제어밸브
350: accumulator 400: 단열재
1000: NEA
2000: 열교환재
S100: 테스트 연료 탱크의 상부 공간에 공기가 수용되는 얼리지(ullage)를 형성하는 제1 단계
S300: 얼리지 내 공기에 대한 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도로 구성하는 제2 단계
S500: 산소 농도 보다 상대적으로 낮은 불연화 농도 이하로 저감하는 제3 단계
S600: 테스트 연료 탱크의 온도를 조절하는 제4 단계
S700: 테스트 연료 탱크의 압력을 조절하는 단계
S900: 얼리지 내 산소분압 및 연료 내 용존산소 분압을 측정하는 제5 단계
S1100: 얼리지 내 산소 농도 및 연료 내 용존산소 농도 변환 단계
S1300: 용존산소 배출량 측정
Claims (5)
- 테스트 연료 탱크에 일정량의 연료를 주입하여, 상기 테스트 연료 탱크의 상부 공간에 공기가 수용되는 얼리지(ullage)를 형성하는 제1 단계;
상기 테스트 연료 탱크 내부에 공기를 공급하여, 상기 얼리지 내 공기에 대한 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도로 구성하는 제2 단계;
상기 테스트 연료 탱크 내부에 질소 가스를 공급하여, 상기 얼리지 내 산소 농도를 대기압 상태의 산소 농도 보다 상대적으로 낮은 불연화 농도 이하로 저감하는 제3 단계;
항공기의 고도의 상승에 따른 연료 탱크 내부의 온도 데이터를 근거로 상기 테스트 연료 탱크의 온도를 조절하는 제4 단계; 및
상기 제4 단계에서 변화되는 온도에 따른 상기 테스트 연료 탱크의 상기 얼리지 내의 산소 분압과 연료 내의 용존산소 분압을 측정하는 제5 단계를 포함하며,
상기 제4 단계는,
상기 항공기 내부의 연료 탱크에서 열전달양상을 모사할 수 있도록 상기 테스트 연료 탱크의 외벽과 열교환되어 수행되는 것을 특징으로 하는 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법. - 삭제
- 제1 항에 있어서,
상기 제4 단계는,
상기 테스트 연료 탱크 내의 연료온도를 균일하게 설정하기 위해 연료 순환펌프를 구동시키는 연료 평준화 단계;
상기 테스트 연료 탱크 내의 상기 연료의 온도와 상기 얼리지 내의 온도를 측정하는 온도 측정 단계; 및
상기 테스트 연료 탱크의 외벽 중 적어도 하나의 외벽을 통하여 열교환 시키는 열교환 단계를 포함하는 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법. - 제1 항에 있어서,
상기 항공기의 고도 변화에 따른 연료 탱크 내부의 압력 데이터를 근거로 상기 테스트 연료 탱크의 압력을 조절하는 단계를 더 포함하며,
상기 제5 단계는 상기 테스트 연료 탱크의 압력 및 온도변화에 따른 상기 얼리지 내의 산소 분압과 연료 내의 용존산소 분압을 측정하는 것을 특징으로 하는 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법. - 제4 항에 있어서,
상기 항공기의 고도 변화는 지상으로부터 12km 이내의 고도변화를 포함하는 것을 특징으로 하는 고도 상승에 따른 항공기의 연료탱크 내의 온도변화를 모사한 용존산소 지상 측정 방법.
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114022975A (zh) * | 2021-10-25 | 2022-02-08 | 四川腾盾科技有限公司 | 一种防止无人机出现高空蒸发损失的方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101041994B1 (ko) | 2009-03-25 | 2011-06-16 | 주식회사 과학기술분석센타 | 용존산소 측정센서 프로브, 이의 제조방법 및 이를 이용한 용존산소 센서 |
| KR20140138698A (ko) * | 2012-03-12 | 2014-12-04 | 레르 리키드 쏘시에떼 아노님 뿌르 레？드 에렉스뿔라따시옹 데 프로세데 조르즈 클로드 | 불활성화 장치, 이러한 장치가 제공되는 탱크 및 항공기, 및 대응하는 방법 |
-
2019
- 2019-06-05 KR KR1020190066592A patent/KR102189967B1/ko active IP Right Grant
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| CN114022975B (zh) * | 2021-10-25 | 2024-04-09 | 四川腾盾科技有限公司 | 一种防止无人机出现高空蒸发损失的方法 |
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