KR102268594B1 - 연료 분사 시스템 및 그 제어 방법 - Google Patents

연료 분사 시스템 및 그 제어 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR102268594B1
KR102268594B1 KR1020150037703A KR20150037703A KR102268594B1 KR 102268594 B1 KR102268594 B1 KR 102268594B1 KR 1020150037703 A KR1020150037703 A KR 1020150037703A KR 20150037703 A KR20150037703 A KR 20150037703A KR 102268594 B1 KR102268594 B1 KR 102268594B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
valve
fuel
altitude
nozzle
pressure
Prior art date
Application number
KR1020150037703A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20160112308A (ko
Inventor
김명효
Original Assignee
한화에어로스페이스 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한화에어로스페이스 주식회사 filed Critical 한화에어로스페이스 주식회사
Priority to KR1020150037703A priority Critical patent/KR102268594B1/ko
Priority to US14/805,815 priority patent/US10584644B2/en
Publication of KR20160112308A publication Critical patent/KR20160112308A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102268594B1 publication Critical patent/KR102268594B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/222—Fuel flow conduits, e.g. manifolds
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/232—Fuel valves; Draining valves or systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02D—CONTROLLING COMBUSTION ENGINES
    • F02D41/00—Electrical control of supply of combustible mixture or its constituents
    • F02D41/02—Circuit arrangements for generating control signals
    • F02D41/04—Introducing corrections for particular operating conditions
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F05D2270/092—Purpose of the control system to cope with emergencies in particular blow-out and relight
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/31—Fuel schedule for stage combustors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

가스터빈의 연료 분사 시스템은, 제1 범위의 유량으로 연료를 분사하는 제1 파일럿 노즐과, 제1 범위보다 큰 제2 범위의 유량으로 연료를 분사하는 제2 파일럿 노즐과, 제2 범위보다 큰 제3 범위의 유량으로 연료를 분사하는 메인 노즐과, 제2 파일럿 노즐에 연료를 공급하는 제1 공급관을 개방하거나 차단하는 제1 밸브와, 메인 노즐에 연료를 공급하는 제2 공급관을 개방하거나 차단하는 제2 밸브와, 고도의 변화를 반영하여 제1 밸브 및 제2 밸브에 제어신호를 인가하여 제1 공급관과 제2 공급관의 어느 하나를 선택적으로 개방하거나 모두 개방하거나 폐쇄하는 제어기를 구비한다.

Description

연료 분사 시스템 및 그 제어 방법{Fuel injection system and control method thereof}
실시예들은 연료 분사 시스템 및 연료 분사 시스템의 제어 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 항공기의 고도가 변화하는 동안 항공기용 보조동력장치에 안정적으로 연료를 공급할 수 있는 연료 분사 시스템과 그 제어 방법에 관한 것이다.
항공기용 보조동력장치(APU; auxiliary power unit)는 항공기의 주 엔진에 고장이 발생하거나 항공기가 지상에서 이륙하기 전에 주 엔진의 시동 전에 항공기에 장착된 발전기나 유압펌프나 냉난방 설비 등에 동력을 공급하는 장치이다.
일반적으로 항공기용 보조동력장치는 소형 가스터빈엔진 등에 의해 구현되며 주 엔진의 시동과 안전한 비행에 필요한 비상동력을 공급하는 역할을 수행하지만, 비행기의 운항 고도에 변화에 따라 작동 상의 제한을 갖는다.
예를 들어, 민간 항공기는 지상으로부터 대략 11 km(36,000 ft)의 상공에서 운항할 수 있는데, 이러한 높이에서는 공기 압력이 지상과 비교하였을 때 약 23 %의 수준으로 낮아지므로 APU의 작동을 위해 필요한 최대 연료유량도 20 %의 수준까지 낮아진다. APU를 시동하고 최저 출력으로 운영할 때에 APU의 작동에 필요한 최소 연료유량은 5 %의 수준으로 설계된다. 그러나 민간 항공기가 가장 높게 운항할 때의 최대 운항 고도 13 km(41,000 ft)에서도 APU가 안정적으로 작동하려면 최소 연료유량 보다 더 적은 유량(지상에서의 최대 연료유량 대비 3~4 %의 수준)으로도 APU가 작동할 수 있어야 한다.
군사용 항공기의 최고 운항고도는 18 km(55,000 ft)에 이르며, 이러한 높이에서는 공기가 희박하여 대부분의 APU는 시동 및 작동이 불가능하다.
상술한 바와 같은 APU의 시동 및 작동의 한계가 존재하는 이유는 지상에서부터 최고 운항고도까지 항공기의 고도가 변화함에 따라 APU의 작동에 필요한 연료유량 범위도 크게 변화하기 때문이다. 일반적으로 APU의 연소기에 연료를 공급하는 연료노즐은 2가지의 상이한 유량을 갖는 메인 노즐과 파일럿 노즐로 구성되는데, 이와 같은 두 개의 노즐을 갖는 연료노즐에 의해 항공기의 운항고도의 변화에 대응하는 모든 연료유량 범위에서 양호한 분무 특성을 유지하며 APU의 연소기에 연료를 공급하기가 어렵다.
미국 등록특허 제4,543,785호에는 높은 고도에서 항공기 엔진을 작동시키기 위하여 연소 챔버를 주 버너와 2차 버너로 나누고 하부 노즐을 이용하여 저온 부분에 분사하는 기술이 소개됩니다. 이러한 기술은 엔진의 전체적인 효율을 향상시키도록 의도된 것이지만, 이러한 기술에 의하더라도 항공기의 고도의 변화에 따른 APU의 연료유량 변화 문제에 대응할 수 없다.
한국 공개특허공보 제2012-0028113호에는 파일럿 분사 개수 제어 장치 및 방법이 개시된다. 이 기술은 엔진의 운전 상태에 따라 파일럿 분사 개수를 변화시켜 엔진에 연료를 분사하므로 엔진의 가속 조건에 대응할 수 있다. 그러나 이러한 기술에 의하더라도 항공기의 고도의 변화에 따른 APU의 연료유량 변화 문제에 대응할 수 없다.
미국 등록특허 제3,931,808호에는 항공기의 고도의 변화를 보상하기 위한 시스템으로서 엔진에 공급된 연료량을 조절하는 기술을 나타납니다. 이러한 기술은 고도 변화에 따른 주변 대기 압력의 변화를 감지하고 엔진의 온도가 상승할 때까지 인젝터에 공급되는 제어신호의 펄스폭을 변경하여 인젝터의 분사주기를 조정하는 방식을 사용한다. 그러나 하나의 인젝터가 분사할 수 있는 유량의 범위는 한정적이어서, 인젝터의 분사주기를 조정하는 방식에 의해 높은 고도에서 발생하는 APU의 연료유량 부족 문제를 해결하기는 어렵다.
일본 공개특허공보 제2008-274874호에는 흡입 공기의 밀도의 저하에 기초하여 고도에 따른 변화에 대해 보정하는 기술을 나타내지만, 이러한 기술은 연료 분사량을 감량하는 것이어서 높은 고도에서 발생하는 APU의 연료유량 부족 문제를 해결하기는 어렵다.
미국 등록특허 제4,543,785호(1985.10.01.) 한국 공개특허공보 제2012-0028113호 (2012.03.22.) 미국 등록특허 제3,931,808호(1976.01.13.) 일본 공개특허공보 제2008-274874호(2008.11.13)
실시예들의 목적은 항공기의 고도 변화에 대응하여 항공기의 보조동력장치에 안정적으로 연료를 공급할 수 있는 연료 분사 시스템 및 그 제어 방법을 제공하는 데 있다.
실시예들의 다른 목적은 항공기의 고도 변화에 따른 대기 압력의 변화에 대응하여 항공기의 보조동력장치에 공급되는 연료의 분사량을 조절할 수 있는 연료 분사 시스템 및 그 제어 방법을 제공하는 데 있다.
일 실시예에 관한 연료 분사 시스템은, 가스터빈의 연료 분사 시스템으로서, 제1 범위의 유량으로 가스터빈에 연료를 분사하는 제1 파일럿 노즐과, 제1 범위보다 큰 제2 범위의 유량으로 가스터빈에 연료를 분사하는 제2 파일럿 노즐과, 제2 범위보다 큰 제3 범위의 유량으로 가스터빈에 연료를 분사하는 메인 노즐과, 제2 파일럿 노즐에 연료를 공급하는 제1 공급관에 배치되어 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 제1 공급관을 개방하거나 차단하는 제1 밸브와, 메인 노즐에 연료를 공급하는 제2 공급관에 배치되어 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 제2 공급관을 개방하거나 차단하는 제2 밸브와, 고도의 변화를 반영하여 제1 밸브 및 제2 밸브에 제어신호를 인가하여 제1 공급관과 제2 공급관의 어느 하나를 선택적으로 개방하거나 제1 공급관과 제2 공급관을 모두 개방하거나 폐쇄함으로써 가스터빈에 분사되는 연료의 유량을 제어하는 제어기를 구비한다.
가스터빈은 제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐과 메인 노즐에 의해 연료가 공급되는 연소 챔버와 연소 챔버에 압축된 공기를 공급하는 압축기를 구비할 수 있고, 연료 분사 시스템은 압축기의 출구 압력을 감지하는 압력 센서를 더 구비할 수 있으며, 제어기는 압력 센서와 연결되어 압축기의 출구 압력의 변화로부터 고도의 변화를 반영할 수 있다.
제어기는 압축기의 출구 압력이 미리 정해진 제1 압력의 미만인 경우 제1 밸브와 제2 밸브를 모두 폐쇄할 수 있고, 압축기의 출구 압력이 제1 압력의 이상이고 미리 정해진 제2 압력의 미만인 경우 제1 밸브를 개방하고 제2 밸브를 폐쇄할 수 있으며, 압축기의 출구 압력이 제2 압력의 이상인 경우 제1 밸브와 제2 밸브를 모두 개방할 수 있다.
연료 분사 시스템은, 기압을 감지하거나 초음파를 이용하거나 레이더를 이용하거나 지피에스(GPS; global position system)를 이용하여 고도를 감지하는 고도 센서를 더 구비할 수 있고, 제어기는 고도 센서와 연결되어 고도의 변화를 감지할 수 있다.
제어기는 고도 센서의 감지값에 대응하는 현재의 고도에 관한 정보를 보유할 수 있으며, 현재의 고도가 미리 정해진 제1 범위에 해당하는 경우 제1 밸브와 제2 밸브를 모두 폐쇄할 수 있고, 현재의 고도가 제1 범위보다 크고 미리 정해진 제2 범위의 미만에 해당하는 경우 제1 밸브를 개방하고 제2 밸브를 폐쇄할 수 있으며, 현재의 고도가 제2 범위의 이상인 경우 제1 밸브와 제2 밸브를 모두 개방할 수 있다.
제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐과 메인 노즐이 분사하는 연료의 유량은 제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐과 메인 노즐의 면적에 의해서 설정될 수 있다.
다른 실시예에 관한 연료 분사 시스템은, 가스터빈의 연료 분사 시스템으로서, 서로 상이한 범위의 유량으로 가스터빈에 연료를 분사하는 복수 개의 파일럿 노즐들과 파일럿 노즐들보다 큰 유량의 범위에서 가스터빈에 연료를 분사하는 메인 노즐을 구비하는 노즐 조립체와, 파일럿 노즐들 중 최소의 범위의 유량으로 가스터빈에 연료를 분사하는 제1 파일럿 노즐을 제외한 나머지 파일럿 노즐들의 각각과 메인 노즐에 연결된 공급관들의 각각에 배치되어 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 공급관들의 각각을 개방하거나 폐쇄하는 복수 개의 밸브들과, 고도의 변화를 반영하여 밸브들에 제어신호를 인가하여 공급관들의 적어도 하나를 선택적으로 개방하거나 모두 폐쇄함으로써 가스터빈에 분사되는 연료의 유량을 제어하는 제어기를 구비한다.
제어기는 가스터빈의 연소 챔버에 압축된 공기를 공급하는 압축기의 출구 압력이 미리 정해진 제1 압력의 미만인 경우 밸브들을 모두 폐쇄할 수 있고, 압축기의 출구 압력이 제1 압력의 이상인 경우 압축기의 출구 압력의 크기에 따라 밸브들 적어도 일부를 선택하여 개방할 수 있다.
또 다른 실시예에 관한 연료 분사 시스템의 제어 방법은, 가스터빈의 연료 분사 시스템을 제어하는 방법으로서, 고도의 변화를 감지하는 단계와, 감지된 고도의 변화를 반영하여 제1 범위의 유량으로 가스터빈에 연료를 분사하는 제1 파일럿 노즐과 제1 범위보다 큰 제2 범위의 유량으로 가스터빈에 연료를 분사하는 제2 파일럿 노즐과 제2 범위보다 큰 제3 범위의 유량으로 가스터빈에 연료를 분사하는 메인 노즐의 적어도 하나를 선택하여 가스터빈에 연료를 분사하는 단계를 포함한다.
제2 파일럿 노즐에 연료를 공급하는 제1 공급관에는 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 제1 공급관을 개방하거나 차단하는 제1 밸브가 배치될 수 있고, 메인 노즐에 연료를 공급하는 제2 공급관에는 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 제2 공급관을 개방하거나 차단하는 제2 밸브가 배치될 수 있으며,
고도의 변화를 감지하는 단계에서는 가스터빈에 압축된 공기를 공급하는 압축기의 출구 압력을 감지하여 고도의 변화를 감지할 수 있고,
연료를 분사하는 단계에서는 압축기의 출구 압력이 미리 정해진 제1 압력의 미만인 경우 제1 밸브와 제2 밸브를 모두 폐쇄하고, 압축기의 출구 압력이 제1 압력의 이상이고 미리 정해진 제2 압력의 미만인 경우, 제1 밸브를 개방하고 제2 밸브를 폐쇄하며, 압축기의 출구 압력이 제2 압력의 이상인 경우 제1 밸브와 제2 밸브를 모두 개방할 수 있다.
상술한 바와 같은 실시예들에 관한 연료 분사 시스템 및 제어 방법에 의하면, 고도가 변화함에 따라 제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐과 메인 노즐의 동작을 선택적으로 제어하여 최적의 연료 분사량으로 연료 분사 동작을 제어할 수 있으므로, 항공기의 고도 변화에 대응하여 항공기의 보조동력장치에 안정적으로 연료를 공급할 수 있다.
도 1은 일 실시예에 관한 연료 분사 시스템의 구성 요소들의 연결 관계를 개략적으로 도시한 설명도이다.
도 2는 도 1의 연료 분사 시스템의 제어기와 구성 요소들의 연결 관계를 개략적으로 도시한 블록도이다.
도 3은 도 1의 연료 분사 시스템의 제어기와 구성 요소들의 연결 관계를 개략적으로 도시한 설명도이다.
도 4는 항공기의 고도 변화에 따른 대기 압력의 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 5는 도 4의 고도 변화에 따라 항공기의 보조동력장치의 연료 유량 비율이 변화하는 것을 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 6은 도 1의 연료 분사 시스템을 채용한 항공기 보조동력장치의 고도 변화에 따른 연료 유량 비율 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 7은 도 1의 연료 분사 시스템에서 제1 파일럿 노즐만이 작동할 때의 연료유량의 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 8은 도 1의 연료 분사 시스템에서 제2 파일럿 노즐이 작동할 때의 연료유량의 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 9는 도 1의 연료 분사 시스템에서 메인 노즐이 작동할 때의 연료유량의 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 10은 다른 실시예에 관한 연료 분사 시스템의 구성 요소들의 연결 관계를 개략적으로 도시한 블록도이다.
도 11은 도 1 내지 도 10의 연료 분사 시스템의 제어 방법의 단계들을 설명한 순서도이다.
이하, 첨부 도면의 실시예들을 통하여, 실시예들에 관한 연료 분사 시스템의 구성과 작용을 상세히 설명한다. 설명 중에 사용되는 '및/또는'의 표현은 관련 요소들의 하나 또는 요소들의 조합을 의미한다.
도 1은 일 실시예에 관한 연료 분사 시스템의 구성 요소들의 연결 관계를 개략적으로 도시한 설명도이다.
도 1에 나타난 실시예에 관한 연료 분사 시스템은 항공기의 보조동력장치로 사용되는 가스터빈에 연료를 분사하는 기능을 수행하는 시스템이다. 연료 분사 시스템은 연료의 분사가 이루어지는 연소 챔버(40)와, 연소 챔버(40)에 연료를 분사하는 노즐 조립체(10)와, 연소 챔버(40)에 압축된 공기를 공급하는 압축기(61)와, 항공기의 고도 변화에 기초하여 노즐 조립체(10)를 제어하여 연소 챔버(40)에 공급되는 연료의 유량을 제어하는 제어기(70)를 구비한다.
압축기(61)는 공기를 흡입하여 압축한 후 연소 챔버(40)에 압축된 공기를 공급한다. 연료 펌프(50)는 연료 탱크(55)에 저장된 연료(56)를 흡입하여 노즐 조립체(10)로 공급한다.
노즐 조립체(10)는 제어기(70)로부터 인가되는 분사 제어 신호에 의해 작동함으로써 가스터빈의 연소 챔버(40)에 연료를 분사하는 기능을 수행한다. 노즐 조립체(10)는 서로 상이한 범위의 유량으로 연소 챔버(40)에 연료를 분사하는 복수 개의 파일럿 노즐들(11, 12)과, 파일럿 노즐들(11, 12)보다 큰 유량의 범위에서 연소 챔버(40)에 연료를 분사하는 메인 노즐(13)을 구비한다.
구체적으로, 도 1에 도시된 실시예에서 파일럿 노즐들(11, 12)은 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)을 구비한다. 제1 파일럿 노즐(11)은 제1 범위의 유량으로 가스터빈의 연소 챔버(40)에 연료를 분사한다. 제2 파일럿 노즐(12)은 제1 범위보다 큰 제2 범위의 유량으로 가스터빈의 연소 챔버(40)에 연료를 분사한다. 따라서 파일럿 노즐들(11, 12) 중에서 제1 파일럿 노즐(11)이 가장 작은 범위의 제1 범위의 유량으로 연료를 분사한다.
메인 노즐(13)은 제2 파일럿 노즐(12)이 작동하는 제2 범위의 유량보다 큰 범위의 제3 범위의 유량으로 가스터빈의 연소 챔버(40)에 연료를 분사한다.
노즐 조립체(10)의 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)의 각각은 공급관에 의해 연료 펌프(50)에 연결된다.
제2 파일럿 노즐(12)과 연료 펌프(50)를 연결하여 제2 파일럿 노즐(12)에 연료를 공급하는 제1 공급관(21)에는 제1 밸브(31)가 배치된다. 제1 밸브(31)는 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로서 제1 공급관(21)을 개방하거나 차단하는 기능을 수행한다.
메인 노즐(13)과 연료 펌프(50)를 연결하여 메인 노즐(13)에 연료를 공급하는 제2 공급관(22)에는 제2 밸브(32)가 배치된다. 제2 밸브(32)는 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 제2 공급관(22)을 개방하거나 차단하는 기능을 수행한다.
제1 밸브(31)와 제2 밸브(32)는 유압이나 공압 신호에 의해 작동하는 유압 작동식 밸브 또는 공압 작동식 밸브로 구현될 수 있고, 전자기적 신호에 의해 작동하는 솔레노이드 밸브로 구현될 수 있다. 따라서 제어기(70)로부터 제1 밸브(31)나 제2 밸브(32)에 신호가 인가되면 제1 밸브(31)나 제2 밸브(32)가 '개방' 작동하여 제1 공급관(21)이나 제2 공급관(22)을 개방하거나, '폐쇄' 작동하여 제1 공급관(21)이나 제2 공급관(22)을 폐쇄함으로써 제1 공급관(21)이나 제2 공급관(22)을 통과하는 연료의 흐름을 허용하거나 차단할 수 있다.
이하에서 제1 밸브(31)와 제2 밸브(32)의 '개방'은 제1 공급관(21)이나 제2 공급관(22)을 개방하기 위한 밸브의 개방 작동을 의미하고, 제1 밸브(31)와 제2 밸브(32)의 '폐쇄'는 제1 공급관(21)이나 제2 공급관(22)을 폐쇄하기 위한 밸브의 폐쇄 작동을 의미한다.
제어기(70)는 고도의 변화를 반영하여 제1 밸브(31) 및 제2 밸브(32)에 제어 신호를 인가함으로써 제1 공급관(21)과 제2 공급관(22)의 어느 하나를 선택적으로 개방하거나, 제1 공급관(21)과 제2 공급관(22)을 모두 개방하거나 폐쇄함으로써 가스터빈의 연소 챔버(40)에 분사되는 연료의 유량을 제어할 수 있다.
또한 제어기(70)는 노즐 조립체(10)와 전기적으로 연결되어 분사 제어 신호를 노즐 조립체(10)에 인가함으로써 노즐 조립체(10)의 연료 분사 주기를 제어할 수 있다.
압축기(61)에 연결되어 회전하는 샤프트(63)에는 팽창기(62)가 연결되며, 가스터빈의 연소 챔버(40)에서 배출된 배기 가스가 팽창기(62)에 공급됨으로써 압축기(61)와 팽창기(62)가 함께 회전할 수 있다. 또한 팽창기(62)에는 부하(64)가 연결되어 배기 가스의 에너지를 이용하여 부하(64)를 구동할 수 있다.
압축기(61)의 출구에는 압축된 공기의 출구 압력을 감지하는 압력 센서(51)가 설치될 수 있다. 제어기(70)는 압력 센서(51)와 전기적으로 연결되어, 압력 센서(51)가 감지한 감지 신호를 수신한다. 제어기(70)는 압축기(61)의 출구 압력의 변화에 기초하여 고도의 변화를 감지할 수 있다.
도 2는 도 1의 연료 분사 시스템의 제어기와 구성 요소들의 연결 관계를 개략적으로 도시한 블록도이고, 도 3은 도 1의 연료 분사 시스템의 제어기와 구성 요소들의 연결 관계를 개략적으로 도시한 설명도이다.
제어기(70)는 압력 센서(51)와, 제1 밸브(31) 및 제2 밸브(32)와, 노즐 조립체(10)와 전기적으로 연결되므로, 제1 밸브(31) 및 제2 밸브(32)와 노즐 조립체(10) 등의 각 구성 요소들을 제어할 수 있으며 압력 센서(51)의 감지 신호를 수신할 수 있다.
제어기(70)는 예를 들어 반도체칩이나, 반도체칩과 회로들을 포함하여 인쇄회로기판의 형태로 제작된 제어보드나, 반도체칩이나 제어보드에 포함되는 소프트웨어나, 반도체칩 장착 장비에 설치되는 컴퓨터에 포함된 제어용 알고리즘 등의 다양한 형태로 구현될 수 있다.
제어기(70)는 압축기(61)의 출구 압력을 감지하는 압력 센서(51)의 감지 신호를 수신하는 센서 수신부(71)와, 제1 밸브(31) 및 제2 밸브(32)에 구동용 신호를 인가함으로써 제1 밸브(31) 및 제2 밸브(32)를 개방하거나 폐쇄하는 밸브 제어부(72)와, 노즐 조립체(10)에 연료 분사 주기에 관한 분사 제어 신호를 인가함으로써 연료 분사 주기를 제어하는 분사 제어부(73)와, 고도의 변화에 따른 가스터빈의 연료 유량 변화에 관한 정보와 연료 유량 변화에 따라 제1 밸브(31) 및 제2 밸브(32)를 개방하거나 폐쇄하기 위한 제어와 관련된 정보 등을 저장하는 정보 저장부(74)를 구비한다.
도 3을 참조하면, 노즐 조립체(10)는 서로 상이한 면적을 갖는 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)이 번갈아 가며 원주 방향을 따라 서로 이격되어 원형의 패턴으로 배치되는 배치 구조를 갖는다. 도 3에 도시된 실시예에서 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)은 총 3쌍이 배치되며, 제1 파일럿 노즐(11)의 가장 작은 면적을 갖고, 메인 노즐(13)이 가장 큰 면적을 갖는다. 이와 같이 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)의 각각이 분사하는 연료의 유량은 각각의 면적에 의해서 설정된다.
실시예는 도 3에 도시된 노즐 조립체(10)의 배치 구조에 의해 한정되는 것은 아니며, 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)은 개수와 배치 구조는 다르게 변형될 수 있다.
도 4는 항공기의 고도 변화에 따른 대기 압력의 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이고, 도 5는 도 4의 고도 변화에 따라 항공기의 보조동력장치의 연료 유량 비율이 변화하는 것을 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 4를 참조하면 항공기의 고도가 변화함에 따라 대기 압력이 크게 감소하는 것을 알 수 있다. 즉 지상에서의 대기 압력이 1.0 bar이지만, 항공기의 고도가 6 km 에 도달하면 대기 압력은 0.48 bar로 감소하고, 11 km 에서는 대기 압력이 0.23 bar로 감소한다.
도 4와 비교하여 도 5를 참조하면, 항공기의 고도 변화에 따라 보조동력장치의 연료 유량 비율이 크게 변화하는 것을 알 수 있다. 예를 들어 보조동력장치가 무부하(idle) 상태에서 구동되면 도 5에서 최소값 그래프를 따라 연료 유량 비율이 변화함으로써 11 km의 고도에서 연료 유량 비율이 6%까지 감소한다. 또한 보조동력장치가 최대 부하 상태에서 구동될 때에는 도 5에서 최대값 그래프를 따라 연료 유량 비율이 변화함으로써 11 km의 고도에서 연료 유량 비율이 20%까지 감소한다.
도 6은 도 1의 연료 분사 시스템을 채용한 항공기 보조동력장치의 고도 변화에 따른 연료 유량 비율 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이고, 도 7은 도 1의 연료 분사 시스템에서 제1 파일럿 노즐만이 작동할 때의 연료유량의 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 1 내지 도 3에 나타난 실시예에 관한 연료 분사 시스템은 항공기의 고도 변화를 반영하여 제1 밸브(31) 및 제2 밸브(32)를 제어함으로써 가스터빈에 분사되는 연료의 유량을 제어할 수 있다.
도 6을 참조하면, 압축기의 출구 압력이 변화함에 따라 연료 분사 시스템의 연료 유량 제어 동작으로 인해 항공기 보조동력장치의 연료 유량 비율이 개선되므로 항공기 보조동력장치가 안정적으로 작동할 수 있는 연료 유량 비율을 확보할 수 있다.
압축기의 출구 압력(P)이 제1 압력(P1)의 미만인 경우, 도 1의 연료 분사 시스템은 제1 밸브(31)와 제2 밸브(32)를 모두 폐쇄한다. 따라서 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)은 연료를 분사할 수 없고, 파일럿 노즐들과 메인 노즐 중에서 가장 작은 범위의 제1 범위의 유량을 분사하는 제1 파일럿 노즐(11)만이 연소 챔버(40)에 연료를 분사한다.
도 7을 참조하면, 압축기의 출구 압력(P)이 제1 압력(P1)의 미만인 경우(도 7에서 P1으로 표시된 점선의 하부 영역)에는 제1 파일럿 노즐(11)만이 작동함으로써 최소의 유량 범위에 해당하는 제1 범위의 연료 유량의 연료가 가스터빈에 공급된다. 제1 압력(P1)의 미만인 경우는 항공기 보조동력장치를 시동하거나 최저의 출력으로 작동할 때에 해당하므로 제1 파일럿 노즐(11)만으로 연료를 공급하는 것으로 충분하다.
도 8은 도 1의 연료 분사 시스템에서 제2 파일럿 노즐이 작동할 때의 연료유량의 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 6에서 압축기의 출구 압력(P)이 제1 압력(P1)의 이상이고 미리 정해진 제2 압력(P2)의 미만인 경우, 도 1의 연료 분사 시스템은 제1 밸브(31)를 개방하고 제2 밸브(32)를 폐쇄한다. 따라서 메인 노즐(13)은 연료를 분사할 수 없고, 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)이 연소 챔버(40)에 연료를 분사한다.
도 8을 참조하면, 압축기의 출구 압력(P)이 제1 압력(P1)의 이상이고 제2 압력(P2)의 미만인 경우(도 8에서 P1으로 표시된 점선과 P2로 표시된 점선의 사이 영역)에는 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)이 함께 작동함으로써 제1 범위의 연료 유량과 제2 범위의 연료 유량이 합쳐진 연료가 가스터빈에 공급된다. 압축기의 출구 압력이 제1 압력(P1)의 이상이고 제2 압력(P2)의 미만인 경우는 항공기 보조동력장치의 출력이 점진적으로 증가하는 단계에 해당하므로 제1 파일럿 노즐(11)과 함께 제2 파일럿 노즐(12)에 의해 가스터빈에 연료를 공급할 수 있다.
도 9는 도 1의 연료 분사 시스템에서 메인 노즐이 작동할 때의 연료유량의 변화를 예시적으로 나타낸 그래프이다.
도 6에서 압축기의 출구 압력(P)이 제2 압력(P2)의 이상인 경우, 도 1의 연료 분사 시스템은 제1 밸브(31)와 제2 밸브(32)를 모두 개방한다. 따라서 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)이 모두 함께 연소 챔버(40)에 연료를 분사한다.
도 9를 참조하면, 압축기의 출구 압력(P)이 제2 압력(P2)의 이상인 경우(도 9에서 P2로 표시된 점선의 상부 영역)에는 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)이 함께 작동함으로써 제1 범위의 연료 유량과 제2 범위의 연료 유량과 제3 범위의 연료 유량이 합쳐진 연료가 가스터빈에 공급된다. 압축기의 출구 압력이 제2 압력(P2)의 이상인 경우는 항공기 보조동력장치의 출력이 급격하게 증가하는 단계에 해당하므로 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)이 함께 가스터빈에 연료를 공급할 수 있다.
상술한 바와 같은 실시예에 관한 연료 분사 시스템에 의하면, 압축기의 출구 압력을 감지하여 감지된 압축기 출구 압력(CDP; compressor discharge pressure)의 변화에 기초하여 항공기의 고도의 변화를 반영하여 노즐 조립체의 동작을 제어할 수 있다. 즉 항공기의 고도의 변화를 반영하여 제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐과 메인 노즐의 동작을 선택적으로 제어함으로써 최적의 연료 분사량으로 연료 분사 동작을 제어할 수 있으므로, 항공기의 고도 변화에 대응하여 항공기의 보조동력장치에 안정적으로 연료를 공급할 수 있다.
도 10은 다른 실시예에 관한 연료 분사 시스템의 구성 요소들의 연결 관계를 개략적으로 도시한 블록도이다.
도 10에 나타난 실시예에 관한 연료 분사 시스템의 구성은 도 1 내지 도 3에 나타난 실시예에 관한 연료 분사 시스템의 구성과 전체적으로 유사하며, 제어기(70)의 세부 구성과 고도 센서(52)를 채택한 점이 변형되었다.
도 10에 나타난 실시예에 관한 연료 분사 시스템에서, 노즐 조립체(10)는 서로 상이한 범위의 유량으로 연료를 분사하는 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)을 구비한다. 제2 파일럿 노즐(12)에 연료를 공급하는 제1 공급관(21)을 개방하거나 폐쇄하는 제1 밸브(31)와 메인 노즐(13)에 연료를 공급하는 제2 공급관(22)을 개방하거나 폐쇄하는 제2 밸브(32)는 제어기(70)에 의해 제어된다.
제어기(70)는 제1 밸브(31)와 제2 밸브(32)에 제어 신호를 인가하여 제1 공급관(21) 및 제2 공급관(22)의 개방과 폐쇄를 제어함으로써 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)을 선택하여 분사할 수 있게 하는 밸브 제어부(72)와, 노즐 조립체(10)의 연료 분사 주기를 제어하는 분사 제어부(73)와, 고도 센서(52)로부터 감지값을 수신하는 센서 수신부(71)와, 고도 센서(52)로부터 수신된 감지값에 대응하여 항공기의 현재 고도를 나타내는 정보를 보유하는 정보 저장부(74)와, 고도 센서(52)로부터 수신된 감지값에 기초하여 항공기의 현재 고도를 결정하는 고도 결정부(76)와, 항공기의 현재 고도에 해당하는 기압을 계산하는 기압 계산부(75)를 구비한다.
고도 센서(52)는 기압을 감지하거나 초음파를 이용하거나, 레이더를 이용하거나, 지피에스(GPS; global position system)를 이용하여 고도를 감지하는 등의 다양한 방식에 의해 구현될 수 있다.
정보 저장부(74)는 고도 센서(52)의 구현 방식에 기초하여 고도 센서(52)의 감지값에 대응하여 항공기의 현재의 고도를 나타내는 테이블(table)이나 계산식과 같은 형태의 정보를 저장할 수 있다. 또한 항공기의 고도의 변화와 관련하여 제1 밸브(31) 및 제2 밸브(32)를 구동하기 위한 기준값들을 미리 저장할 수 있다.
제어기(70)의 밸브 제어부(72)는 고도 센서(52)에 의해 감지된 현재의 고도가 미리 정해진 제1 범위에 해당하는 경우 제1 밸브(31)와 제2 밸브(32)를 모두 폐쇄하여 제1 파일럿 노즐(11)만으로 가스 터빈에 연료를 공급할 수 있다.
제어기(70)의 밸브 제어부(72)는 고도 센서(52)에 의해 감지된 현재의 고도가 제1 범위보다 크고 미리 정해진 제2 범위의 미만에 해당하는 경우 제1 밸브(31)를 개방하고 제2 밸브(32)를 폐쇄하여 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)을 이용하여 가스 터빈에 연료를 공급할 수 있다.
제어기(70)의 밸브 제어부(72)는 고도 센서(52)에 의해 감지된 현재의 고도가 제2 범위보다 큰 경우 제1 밸브(31)와 제2 밸브(32)를 모두 개방하여 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)과 메인 노즐(13)을 모두 이용하여 가스 터빈에 연료를 공급할 수 있다.
상술한 구성의 실시예에 관한 연료 분사 시스템에 의하면, 고도 센서(52)에 의해 항공기가 운항하는 현재의 고도를 감지하고 항공기의 고도의 변화를 반영하여 노즐 조립체의 동작을 제어할 수 있다. 즉 고도의 범위에 따라 제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐과 메인 노즐의 동작을 선택적으로 제어함으로써 최적의 연료 분사량으로 연료 분사 동작을 제어할 수 있으므로, 항공기의 고도 변화에 대응하여 항공기의 보조동력장치에 안정적으로 연료를 공급할 수 있다.
도 11은 도 1 내지 도 10의 연료 분사 시스템의 제어 방법의 단계들을 설명한 순서도이다.
도 11에 나타난 실시예에 관한 연료 분사 시스템의 제어 방법은 고도의 변화를 감지하는 단계(S110)와, 감지된 고도의 변화를 반영하여 서로 상이한 범위의 유량으로 연료를 분사하는 제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐과 메인 노즐의 적어도 하나를 선택하여 가스터빈에 연료를 분사하는 단계(S120, S130, S140, S150)를 포함한다.
고도의 변화를 감지하는 단계(S110)에서는 고도를 직접적으로 감지하는 고도 센서를 이용하거나 가스 터빈에 압축 공기를 압축하는 압축기의 출구 압력을 압력 센서로 감지하여 출구 압력의 변화에 기초하여 고도의 변화를 감지할 수 있다.
연료를 분사하는 단계에서는, 감지된 압축기의 출구 압력(CDP; compressor discharge pressure)이 미리 정해진 제1 압력(P1)의 미만인 경우(CDP<P1)에 제2 파일럿 노즐에 연료를 공급하는 제1 공급관을 개방하거나 차단하는 제1 밸브와 메인 노즐에 연료를 공급하는 제2 공급관을 개방하거나 차단하는 제2 밸브를 모두 폐쇄하는 단계(S120)를 실행한 후, 분사 주기를 제어하는 단계(S150)를 실행함으로써 가장 작은 범위의 유량으로 연료를 분사하는 제1 파일럿 노즐만을 이용하여 가스 터빈에 연료를 공급할 수 있다.
감지된 압축기의 출구 압력(CDP)이 제1 압력(P1)의 이상이고 미리 정해진 제2 압력(P2)의 미만인 경우(P1≤CDP<P2)에는 제1 밸브를 개방하고 제2 밸브를 폐쇄하는 단계(S130)를 실행한 후, 분사 주기를 제어하는 단계(S150)를 실행함으로써 제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐을 함께 이용하여 가스 터빈에 연료를 공급할 수 있다.
감지된 압축기의 출구 압력(CDP)이 제2 압력(P2)의 이상인 경우(CDP≥P2)에 제1 밸브와 제2 밸브를 모두 개방하는 단계(S140)를 실행한 후, 분사 주기를 제어하는 단계(S150)를 실행함으로써 제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐과 메인 노즐을 모두 이용하여 가스 터빈에 최대 유량의 연료를 공급할 수 있다.
상술한 바와 같은 실시예에 관한 연료 분사 시스템의 제어 방법에 의하면, 항공기의 고도의 변화를 반영하여 제1 파일럿 노즐과 제2 파일럿 노즐과 메인 노즐의 동작을 선택적으로 제어함으로써 최적의 연료 분사량으로 연료 분사 동작을 제어할 수 있으므로, 항공기의 고도 변화에 대응하여 항공기의 보조동력장치에 안정적으로 연료를 공급할 수 있다.
상술한 실시예에 관한 연료 분사 시스템 및 연료 분사 시스템의 제어 방법에서는 제1 파일럿 노즐(11)과 제2 파일럿 노즐(12)의 두 개의 파일럿 노즐을 사용하는 예에 대해서만 설명이 이루어졌으나, 실시예는 이러한 파일럿 노즐의 개수에 의해 한정되는 것은 아니다. 따라서 메인 유량보다 작은 범위의 유량으로 연료를 분사할 수 있으며 서로 상이한 범위의 유량으로 연료를 분사하는 파일럿 노즐들을 복수 개 설치하고, 각각의 파일럿 노즐들에 연료를 공급하는 공급관들에 밸브들을 설치하여 각각의 밸브들을 제어하여 복수 개의 파일럿 노즐들을 선택하여 연료 분사를 제어함으로써 항공기의 보조동력장치에서 적합한 연료 분사량을 더욱 세분화화여 조정할 수도 있다.
상술한 실시예들에 대한 구성과 효과에 대한 설명은 예시적인 것에 불과하며, 당해 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 다른 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위에 의해 정해져야 할 것이다.
10: 노즐 조립체 56: 연료
11: 제1 파일럿 노즐 61: 압축기
12: 제2 파일럿 노즐 62: 팽창기
13: 노즐 63: 샤프트
21: 제1 공급관 64: 부하
22: 제2 공급관 70: 제어기
31: 제1 밸브 71: 센서 수신부
32: 제2 밸브 72: 밸브 제어부
40: 연소 챔버 73: 분사 제어부
50: 연료 펌프 74: 정보 저장부
51: 압력 센서 75: 기압 계산부
52: 고도 센서 76: 고도 결정부
55: 연료 탱크

Claims (13)

  1. 가스터빈의 연료 분사 시스템에 있어서:
    제1 범위의 유량으로 상기 가스터빈에 연료를 분사하는 제1 파일럿 노즐;
    상기 제1 범위보다 큰 제2 범위의 유량으로 상기 가스터빈에 연료를 분사하는 제2 파일럿 노즐;
    상기 제2 범위보다 큰 제3 범위의 유량으로 상기 가스터빈에 연료를 분사하는 메인 노즐;
    상기 제2 파일럿 노즐에 연료를 공급하는 제1 공급관에 배치되어 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 상기 제1 공급관을 개방하거나 차단하는 제1 밸브;
    상기 메인 노즐에 연료를 공급하는 제2 공급관에 배치되어 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 상기 제2 공급관을 개방하거나 차단하는 제2 밸브; 및
    고도의 변화를 반영하여 상기 제1 밸브 및 상기 제2 밸브에 제어신호를 인가하여 상기 제1 공급관과 상기 제2 공급관의 어느 하나를 선택적으로 개방하거나 상기 제1 공급관과 상기 제2 공급관을 모두 개방하거나 폐쇄함으로써, 상기 가스터빈에 분사되는 연료의 유량을 제어하는 제어기;를 구비하고,
    상기 제1 파일럿 노즐과 상기 제2 파일럿 노즐과 상기 메인 노즐은 원주 방향을 따라 서로 이격되어 원형의 패턴으로 배치되는, 연료 분사 시스템.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 가스터빈은 상기 제1 파일럿 노즐과 상기 제2 파일럿 노즐과 상기 메인 노즐에 의해 연료가 공급되는 연소 챔버와 상기 연소 챔버에 압축된 공기를 공급하는 압축기를 구비하고,
    상기 압축기의 출구 압력을 감지하는 압력 센서를 더 구비하고,
    상기 제어기는 상기 압력 센서와 연결되어 상기 압축기의 상기 출구 압력의 변화에 기초하여 상기 고도의 변화를 반영하는, 연료 분사 시스템.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 제어기는 상기 압축기의 상기 출구 압력이 미리 정해진 제1 압력의 미만인 경우 상기 제1 밸브와 상기 제2 밸브를 모두 폐쇄하고, 상기 압축기의 상기 출구 압력이 상기 제1 압력의 이상이고 미리 정해진 제2 압력의 미만인 경우 상기 제1 밸브를 개방하고 상기 제2 밸브를 폐쇄하며, 상기 압축기의 상기 출구 압력이 상기 제2 압력의 이상인 경우 상기 제1 밸브와 상기 제2 밸브를 모두 개방하는, 연료 분사 시스템.
  4. 제1항에 있어서,
    기압을 감지하거나 초음파를 이용하거나 레이더를 이용하거나 지피에스(GPS; global position system)를 이용하여 고도를 감지하는 고도 센서를 더 구비하고,
    상기 제어기는 상기 고도 센서와 연결되어 상기 고도의 변화를 감지하는, 연료 분사 시스템.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제어기는 상기 고도 센서의 감지값에 대응하는 현재의 고도에 관한 정보를 보유하고, 상기 현재의 고도가 미리 정해진 제1 범위에 해당하는 경우 상기 제1 밸브와 상기 제2 밸브를 모두 폐쇄하고, 상기 현재의 고도가 상기 제1 범위보다 크고 미리 정해진 제2 범위의 미만에 해당하는 경우 상기 제1 밸브를 개방하고 상기 제2 밸브를 폐쇄하며, 상기 현재의 고도가 상기 제2 범위의 이상인 경우 상기 제1 밸브와 상기 제2 밸브를 모두 개방하는, 연료 분사 시스템.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 제1 파일럿 노즐과 상기 제2 파일럿 노즐과 상기 메인 노즐이 분사하는 연료의 유량은 상기 제1 파일럿 노즐과 상기 제2 파일럿 노즐과 상기 메인 노즐의 면적에 의해서 설정되는, 연료 분사 시스템.
  7. 삭제
  8. 삭제
  9. 삭제
  10. 삭제
  11. 삭제
  12. 가스터빈의 연료 분사 시스템을 제어하는 방법에 있어서:
    고도의 변화를 감지하는 단계; 및
    감지된 고도의 변화를 반영하여 제1 범위의 유량으로 상기 가스터빈에 연료를 분사하는 제1 파일럿 노즐과, 상기 제1 범위보다 큰 제2 범위의 유량으로 상기 가스터빈에 연료를 분사하는 제2 파일럿 노즐과, 상기 제2 범위보다 큰 제3 범위의 유량으로 상기 가스터빈에 연료를 분사하는 메인 노즐의 적어도 하나를 선택하여 상기 가스터빈에 연료를 분사하는 단계;를 포함하고,
    상기 제1 파일럿 노즐과 상기 제2 파일럿 노즐과 상기 메인 노즐은 원주 방향을 따라 서로 이격되어 원형의 패턴으로 배치되는, 연료 분사 시스템의 제어 방법.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 제2 파일럿 노즐에 연료를 공급하는 제1 공급관에는 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 상기 제1 공급관을 개방하거나 차단하는 제1 밸브가 배치되고, 상기 메인 노즐에 연료를 공급하는 제2 공급관에는 외부에서 인가된 신호에 의해 작동함으로써 상기 제2 공급관을 개방하거나 차단하는 제2 밸브가 배치되며,
    상기 고도의 변화를 감지하는 단계에서는 상기 가스터빈에 압축된 공기를 공급하는 압축기의 출구 압력을 감지하여 고도의 변화를 감지하고,
    상기 연료를 분사하는 단계에서는 상기 압축기의 상기 출구 압력이 미리 정해진 제1 압력의 미만인 경우 상기 제1 밸브와 상기 제2 밸브를 모두 폐쇄하고, 상기 압축기의 출구 압력이 상기 제1 압력의 이상이고 미리 정해진 제2 압력의 미만인 경우 상기 제1 밸브를 개방하고 상기 제2 밸브를 폐쇄하며, 상기 압축기의 출구 압력이 상기 제2 압력의 이상인 경우 상기 제1 밸브와 상기 제2 밸브를 모두 개방하는, 연료 분사 시스템의 제어 방법.
KR1020150037703A 2015-03-18 2015-03-18 연료 분사 시스템 및 그 제어 방법 KR102268594B1 (ko)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020150037703A KR102268594B1 (ko) 2015-03-18 2015-03-18 연료 분사 시스템 및 그 제어 방법
US14/805,815 US10584644B2 (en) 2015-03-18 2015-07-22 Fuel injection system and method of controlling the same

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020150037703A KR102268594B1 (ko) 2015-03-18 2015-03-18 연료 분사 시스템 및 그 제어 방법

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20160112308A KR20160112308A (ko) 2016-09-28
KR102268594B1 true KR102268594B1 (ko) 2021-06-23

Family

ID=56923676

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020150037703A KR102268594B1 (ko) 2015-03-18 2015-03-18 연료 분사 시스템 및 그 제어 방법

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10584644B2 (ko)
KR (1) KR102268594B1 (ko)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10364751B2 (en) * 2015-08-03 2019-07-30 Delavan Inc Fuel staging
US10988266B2 (en) 2019-01-29 2021-04-27 The Boeing Company Aircraft auxiliary power unit (APU) control system having speed compensation
CA3100782A1 (en) * 2019-11-27 2021-05-27 Bombardier Inc. Methods and systems for operating an auxiliary power unit
JP7307701B2 (ja) * 2020-05-01 2023-07-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
EP4056475B1 (fr) * 2021-03-10 2023-04-26 Airbus Operations (S.A.S.) Aéronef comportant un moteur et un système de refroidissement
CN114542266B (zh) * 2022-04-25 2022-08-05 四川中能西控低碳动力装备有限公司 一种发动机双喷嘴的预燃室结构及控制方法
CN115680932B (zh) * 2022-10-13 2024-05-24 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001295669A (ja) * 2000-04-17 2001-10-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ジェットエンジンの制御方法及び制御装置
JP2004060480A (ja) * 2002-07-26 2004-02-26 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency エンジン燃料制御装置

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2528252A (en) * 1948-05-06 1950-10-31 Gen Electric Rate of change and maximum limit device for regulating systems
US3931808A (en) 1974-12-23 1976-01-13 The Bendix Corporation Altitude compensation system for a fuel management system
US4106730A (en) * 1976-10-01 1978-08-15 The Boeing Company Engine out control system for STOL aircraft
US4391290A (en) * 1980-10-23 1983-07-05 General Electric Company Altitude sensing control apparatus for a gas turbine engine
US4543785A (en) 1982-07-07 1985-10-01 Hugh Patrick Turbo-ram-jet engine
JP2758301B2 (ja) * 1991-11-29 1998-05-28 株式会社東芝 ガスタービン燃焼器
JP3931808B2 (ja) 2002-12-20 2007-06-20 ブラザー工業株式会社 通信システムの質問器、及び応答器
KR100666928B1 (ko) 2004-02-19 2007-01-10 주식회사 하이닉스반도체 온도변화에 따라 최적의 리프레쉬 주기를 가지는 반도체메모리 장치
JP5104018B2 (ja) 2007-05-01 2012-12-19 日産自動車株式会社 内燃機関の燃料噴射制御装置
JP5185757B2 (ja) * 2008-10-01 2013-04-17 三菱重工業株式会社 ガスタービンの燃料制御方法および燃料制御装置ならびにガスタービン
US8915088B2 (en) * 2010-06-11 2014-12-23 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel control method for starting a gas turbine engine
KR101198793B1 (ko) 2010-09-14 2012-11-07 현대자동차주식회사 파일럿 분사 개수 제어 장치 및 방법
KR101198794B1 (ko) 2010-09-14 2012-11-07 현대자동차주식회사 연료 분사 제어 장치 및 방법

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001295669A (ja) * 2000-04-17 2001-10-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ジェットエンジンの制御方法及び制御装置
JP2004060480A (ja) * 2002-07-26 2004-02-26 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency エンジン燃料制御装置

Also Published As

Publication number Publication date
US20160273458A1 (en) 2016-09-22
KR20160112308A (ko) 2016-09-28
US10584644B2 (en) 2020-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102268594B1 (ko) 연료 분사 시스템 및 그 제어 방법
US6467466B1 (en) Gas leakage detection and fail-safe control method for gas-fueled internal combustion engine and apparatus for implementing the same
CN102612593B (zh) 用于燃气发动机的气体燃料进入系统
US10202906B2 (en) Two-shaft gas turbine
JP6848784B2 (ja) タンク搭載装置
CN104136750B (zh) 用于双燃料发动机的控制系统和方法
US20020038540A1 (en) Control system
CN107850905B (zh) 控制终端使用设备中的压力偏差的高压流体控制系统和方法
US20130074519A1 (en) Auxiliary power unit inlet door position control system and method
US20100263634A1 (en) Dual level pressurization control based on fuel flow to one or more gas turbine engine secondary fuel loads
JP2007051589A (ja) 内燃機関の燃料噴射装置
CN104329187A (zh) 一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统
JP2009138686A (ja) 内燃機関の高圧燃料供給装置および制御装置
CN104349977A (zh) 航空器燃料供应系统
US9068509B2 (en) Gas turbine engine fuel control thrust control override system
EP2623714A2 (en) Turbine cooling system
US10865715B2 (en) Passive stability bleed valve with adjustable reference pressure regulator and remote override capability
KR102114527B1 (ko) 엔진 장치
WO2017075205A1 (en) System and method for supplying fuel to engine
KR101856617B1 (ko) 진공펌프를 이용한 항공기 엔진 고도 시험장치
CN101443542B (zh) 用于控制内燃机的装置和方法
US9995258B2 (en) Fuel supply device and control method
US20170276367A1 (en) Fuel supply system for an engine
US8720201B2 (en) Method of monitoring an electronic engine control (EEC) to detect a loss of fuel screen open area
JP2010216383A (ja) 燃料噴射制御装置の異常判定装置

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant