KR19990063323A - 가스 터빈 엔진의 작동 방법 - Google Patents

가스 터빈 엔진의 작동 방법 Download PDF

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윌리암 씨 이세 로버츠
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레비스 스테픈 이
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Abstract

본 발명은 배기 노즐이 완전 개방 위치에 도달할 때까지 엔진의 연료 유동이 감소됨에 따라 배기 노즐 영역을 증가시키는 것에 의해 100% 밀리터리 동력으로부터 30% 밀리터리 동력으로 드로틀 과도현상에 대해 팬 기류를 100%로 유지하는 방법을 제공한다. 연료 유동의 연속적인 감소는 팬 기류의 상응하는 감소를 제공한다.

Description

가스 터빈 엔진의 작동 방법
본 발명은 터빈형 동력장치(power plant)의 항공기 엔진에 관한 것으로, 특히 전투기형 항공기의 동력장치 제어 방법에 관한 것이다.
본 발명은 특히 민간 또는 상업용 항공기와 반대되는 군용기에 관한 것으로, 특히 전투기급에 속하는 유형의 항공기에 관한 것이다. 공지된 바와 같이, 현재 인지된 전투기는 공중전을 위해 설계된다. 비행 임무의 특성으로 인해, 통상적으로 전투기급의 항공기는 극심한 상태에서 가속, 감속, 상승 및 급강하시키기 위해 엔진의 출력을 변화시키도록 엔진 동력 레버의 큰 조종성(manipulation)을 요구하는 다소 격렬한 상태의 조종을 겪게 된다.
많은 전투기 엔진은 오그멘터(augmentors)를 갖추고 있으며, 공중전중에 엔진은 최대의 증가된 동력으로부터 100%의 밀리터리 동력(military power)(오그멘터 꺼짐)내지 아이들 동력(idle power)으로 작동된다. 본 발명은 100% 밀리터리[밀(mil)] 동력과 아이들 동력 사이의 엔진 작동에 관해서 개시하며, 후속 연소 상태에서 증가된 동력 또는 엔진 작동에 영향을 주지 않는다.
항공기가 전투 작전을 수행할 때, 조종사는 통상적으로 동력 레버 이동을 실시하여 엔진 속도, 온도 및 기류 변화(airflow excursions)가 초래될 것이다. 이러한 조종 변화상태에서, 팬과 고압 압축기 로터의 로터 속도는 밀리터리 동력(100% 추력)에서 최대의 회전 속도로부터 크루즈(cruise)(60% 추력)가 칭하는 실질적으로 저 회전 속도 또는 아이들(0% 추력)이라 칭하는 저속으로 변화될 것이다. 이러한 로터 속도 및 추력이 조종 변화중에 변화될 경우, 엔진의 가변적인 기하학적 부분도 변화된다. 배기 노즐 영역은 일정하게 유지되지만, 팬과 고압 압축기의 가변 베인 각도는 로터 속도에 따라 변화된다.
도 1은 가스 터빈 엔진의 다양한 배기 노즐 영역에서 연료 유동과 팬 회전 간의 관계를 도시한 것이다. 그래프의 Y축인 N1C-RPM은 팬 속도(온도가 보정됨)(N1C)이고, 주엔진 연료 유동은 X축이다. 참조부호(E)로 표시한 실선은 엔진의 통상의 작동선이다. 도 1에 도시된 파라미터의 각각의 배기 노즐(제트) 영역선에 대해, 팬 로터 속도와 제트 영역은 화살표로 표시된 방향으로 증가된다. 당업자라면 당연히 알 수 있는 바와 같이, 연료 유동이 작동선을 따라 증가함에 따라, N1C-RPM은 일정한 배기 노즐 영역 작동선을 따라서 도면부호(X)에서 도면부호(0)로 증가한다.
가스 터빈 엔진을 제어하는 통상의 방법은 팬 맵(fan map)에 대해 도 2에 도시된 바와 같은 엔진 작동선을 초래하며, 팬 맵은 팬 설계 압력비 %(세로좌표)와 보정된 팬 속도(N1C)의 소정선에 대한 팬 설계 기류 %(가로좌표)에 대해 작도된 통상의 엔진 작동선(E)을 도시한 것이다. 밀리터리 동력, 즉 60% 밀리터리 동력과 아이들 동력 사이의 통상의 엔진 과도현상(transients)에 대해, 작동선(E)을 따라서 점(G)내지 점(H)(60% 밀리터리)으로부터 점(M)(아이들)까지 엔진을 작동시키게 될 스케줄(schedule)이 수행될 것이다. 작동선(E)은 실속선(stall line)(J)으로부터 이격되고, 소정의 보정된 팬 속도에 대해 실속선(J)과 작동선(E)간의 차이는 실속 한계(stall margine)(K)를 규정한다. %를 기초로, 실속 한계(K)는 [실속에서의 팬 압력비(%)-작동 상태에서의 팬 압력비(%)]/[작동 상태에서의 팬 압력비(%)]와 동일하다. 실속 한계가 클수록, 특히 과도현상중에 엔진의 안정성(stability)이 향상된다. 도 2에 도시된 바와 같이, 점(G)으로부터 점(H)으로의 드로틀 변이는 10%를 초과한 팬 기류의 변화를 초래한다. 유감스럽게도, 엔진 입구는 통상적으로 밀리터리 동력에서 엔진을 통해 보정된 기류를 제공하기에 충분한 공기를 포획하도록 설계되기 때문에, 팬 기류가 100% 이하로 감소되면 입구의 공기가 엔진 주위로 유출 되며, 이러한 유출 공기의 양은 팬 기류가 감소됨에 따라 증가된다. 이러한 유출 공기의 변화는 항공기 날개의 상측 및 하측 기류대에 영향을 미쳐 항공기의 버피팅(buffeting)을 야기시킨다. 항공기의 버피팅은 전투 조종중에 조종사를 혼란케하며, 항공기상의 무기를 지지하는 브래킷과 레일의 균열 및 파손을 야기시킨다.
밀리터리 동력 이하의 추력 변화에 대해 입구 유출 공기을 유형을 제공하지 않는 100% 밀 동력 이하의 부분적인 동력으로 가스 터빈 엔진을 작동시키는 방법이 필요하다.
본 발명의 목적은 밀리터리 동력으로부터 종래 기술의 가스 터빈에서 고유한 부분 동력(즉, 밀 동력의 30%)까지 추력 변화에 대해 입구 유출 공기의 유형을 제공하지 않는 가스 터빈 엔진의 작동 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 종래 기술의 가스 터빈 엔진에 비해서 회전 부분의 낮은 사이클의 피로 수명을 증가시키는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 종래 기술의 가스 터빈 엔진에 비해서 엔진의 안전성, 작동성(operability) 및 성능을 증가시키는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 종래 기술의 가스 터빈 엔진에 비해서 엔진 추력 과도 시간을 감소시키는 것이다.
따라서, 본 발명은 배기 노즐이 완전 개방 위치에 도달할 때까지 엔진내의 연료 유동이 감소됨에 따라 배기 노즐 영역을 증가시키는 것에 의해서 100%의 밀리터리 동력으로부터 30% 밀리터리까지 동력 드로틀 과도현상에 대해 팬 기류를 100%에서 유지하는 방법을 제공한다. 연료 유동의 연속적인 감소는 팬 기류 및 팬 속도(N1C)의 상응하는 감소를 제공한다.
본 발명의 상기 및 기타 특징 및 이점은 다음의 설명 및 첨부 도면으로부터 보다 명백하게 될 것이다.
도 1은 가스 터빈 엔진의 연료 유동, 팬 속도 및 배기 노즐의 관계를 도시한 그래프,
도 2는 통상의 가스 터빈 엔진의 팬 맵을 도시하는 그래프,
도 3은 통상의 가스 터빈 동력장치를 도시한 평면도와 함께 본 발명에 따른 전투기형 제트 엔진의 제어 및 스케줄링을 도시한 개략적인 블록선도,
도 4는 통상의 가스 터빈 엔진의 팬 맵의 엔진 작동점에 대한 본 발명에 따른 방법의 효과를 나타낸 그래프,
도 5는 엔진 성능 보유에 대한 주요한 명확한 효과를 갖는 본 발명의 새로운 제어를 나타낸 그래프.
도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
11 : 고압 압축기 섹션 14 : 고압 터빈 섹션
15 : 바이패스 덕트 18 : 버너
30 : 오그멘터 31 : 배기 노즐
44, 46, 48 : 엔진 스케줄 콘트롤러 70 : 연료 제어 밸브
본 발명은 엔진 버너에 대한 연료의 유동이 조절될 뿐만 아니라, 배기 노즐의 영역이 추력 과도현상중에 변화되어 상기의 이점을 달성하는 엔진에 이용되도록 의도된 것이다. 본 발명의 방법은 소정의 아이들 추력과 소정의 밀리터리 동력 추력 사이에서 작동가능한 트윈 스풀 축류형(twin-spool axial flow type) 엔진에 이용되도록 의도된다. [상기 엔진은 증가된 상태(연소후)에서 작동 가능하지만, 이러한 작동은 본 발명에 의해 영향을 받지 않는다.] 대표적인 이러한 구성으로는, 제 1 스풀은 팬과 때때로 저압 터빈 섹션에 의해 구동되는 저압 압축기 섹션을 포함하며, 제 2 스풀은 고압 터빈 섹션에 의해 구동되는 고압 압축기 섹션을 포함한다. 통상적으로, 환상형의 버너는 고압 압축기 섹션과 고압 터빈 섹션 사이에 배치되며, 엔진 작동 매체를 가열 및 가속하여 터빈에 동력을 제공하고 추력을 발생시키도록 효과적으로 가스에 에너지를 주입하는 역할을 한다. [도면부호(P3)는 버너 압력을 나타냄].
도 3에 개략적으로 도시된 바와 같이, 도면부호(10)에 의해 표시된 가스 터빈 동력장치는 엔진 입구(13), 고압 터빈 섹션(14)과 이격 관계에 있는 고압 압축기 섹션(11)을 구비하는 가스 발생기 섹션 및 고압 압축기 섹션(11)을 포함하며, 상기 고압 터빈 섹션(14)은 고속 샤프트(16)에 의해 상호연결된다. 가스 발생기 버너(18)는 그들 사이에 배치되고, 엔진 작동 매체에 에너지를 주입하도록 연료를 연소하는 역할을 한다. 팬과 저압 압축기 섹션(20)은 저압 터빈 섹션(24)에 이격 관계로 되어 있으며, 팬과 저압 압축기 섹션(20)은 저속 샤프트(22)에 의해서 저압 터빈 섹션(24)에 연결된다. 속도 센서(74)는 저속 샤프트(22) 부근에 위치되어 저속 샤프트(22)의 회전 속도를 결정한다. 고압 압축기 섹션(11)과 고압 터빈 섹션(14)은 저압 압축기 섹션(21)과 저압 터빈 섹션(24) 사이에 배치된다. 고압 스풀과 저압 스풀은 입구(13)와 가변 영역 배기 노즐(31) 사이에 위치된다. 저압 스풀과 고압 스풀은 서로 기계적으로 연결되나 독립적으로 회전한다.
엔진은 바이패스 덕트(15)와 저압 터빈 섹션으로부터 방출되는 엔진 작동 매체를 수용하는 오그멘터(30)를 포함한다. 결국에는, 엔진의 작동 매체는 변화가능한 영역 배기 노즐(Aj)을 통해서 엔진으로부터 방출된다. 적합한 액츄에이터(32)는 엔진 작동 스케줄의 기능으로 조절되는 방출 개구의 영역을 제어하도록 배기 노즐의 가변 표면을 위치시키는 역할을 한다. 팬(20)은 입구(13)를 통해서 공기를 흡입하며, 바이패스 덕트(15)에 공기의 제 1 부분과 고압 압축기 섹션(11)에 공기의 제 2 부분을 공급한다. 도 3에 도시된 바와 같이, 바이패스 덕트(13)는 고압 압축기 섹션(11), 버너(18) 및 고압 터빈 섹션(14)으로부터 반경방향 외부에 위치하며, 고압 압축기 섹션(11), 버너(18) 및 고압 터빈 섹션(14)의 주위로 공기의 일부를 우회시키며, 오그멘터 섹션(30)으로 직접적으로 우회시키는 역할을 한다.
버너(18)로의 연료 유동은 버너(18)로 유동하는 연료의 양을 선택적으로 변화시키는 연료 제어 밸브(70)에 의해 제어된다. 배기 노즐(31)의 영역은 소정의 최소의 영역과 소정의 최대의 영역 사이의 배기 노즐(31)의 배기 영역을 선택적으로 변화시키는 배기 노즐 콘트롤(72)에 의해 제어된다. 최근의 항공기에 있어서, 전자 콘트롤러는 일반적으로 다수의 엔진 작동 파라미터를 모니터링하고 연료 유동 및 엔진의 변화가능한 기하학적 형상을 조절하는 값을 계산하여 최적의 엔진 동작을 달성하는데 이용된다. 본 발명은 이들이 전자, 수력 또는 수력-기계적 제어를 통해서 될 수 있는지를 이러한 스케줄의 존재로 예측한다.
통상의 스케줄 설계는 블록 다이어그램으로 도 3에 개략적으로 도시한다. 그러나, 당업자는 일단 개념을 이해하고 나면, 본 발명의 실행을 기존의 스케줄 기구를 변화시키는 것에 의해 용이하게 수용할 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 디지탈형(digital type) 콘트롤에 있어서, 예를 들면 적합한 칩을 설계하여 기존의 컴퓨터 패키지에 통합시킬 수 있다.
도 3에 도시된 바와 같이, 낮은 스풀(N1)의 회전 속도와 같이 다수의 엔진 작동 파라미터를 모니터링하는 상기 언급된 엔진 스케줄 제어는 고압 압축기 섹션의 압력(P3) 및 엔진 입력 압력(P2) 등을 방출하고, 값을 계산하여 최적의 엔진 작동을 자동으로 달성하도록 엔진을 작동하며, 추력 요구와 만남을 구비하는 한편, 서지(surge), 과열 등과 같은 엔진 이상을 방지한다. 주지되는 바와 같이, 엔진 스케줄 콘트롤러(44, 46, 48)는 적어도 2개의 출력 신호를 제공하는 역할을 한다. 하나의 출력은 참조부호(46)로 표시된 기능 발생기에서 적합하게 계산된 가스 발생기 연료 유동(Wf)이다. 다른 하나는 참조부호(48)로 표시된 기능 발생기에서 계산된 배기 노즐의 영역(Aj)이다.
본 발명의 방법에 따르면, 엔진의 물리적인 기하학적 형상의 제한내에서 가능한 것과 같이 100% 밀리터리 동력으로부터 낮은 동력 또는 추력까지 N1C 또는 스케줄된 낮은 로터 속도를 유지하는 것이 이상적인 목적이다. 이러한 예시의 경우에 있어서, 그 점에서 최대의 제트 영역 제한에 부딪치는 밀리터리 동력 추력의 30% 이하의 스케줄 값[f(TT2)]에서 일정한 N1C를 유지시키는 것이 가능하였다. 추력에 대해 하측으로 이러한 점으로부터 아이들, 즉 0% 밀리터리 추력까지 팬 작동 점은 밀리터리 동력 추력의 0%인 비행 아이들에서 만나게 될 때까지(도 4) 팬 로터 속도가 감소하는 선(F)를 따라서 이동한다. 이것은 엔진 비행 기낭내의 어디에나 전투중에 추력 변화를 위한 본 발명에 의해 설명되는 바와 같이 엔진의 정상 작동 경로이다.
전투 명령의 크루즈 아웃(cruise out) 및 크루즈 백(cruise back) 레그중에 정상 상태 엔진 성능을 다루는 본 발명의 다른 부분이 있다. 여기서 PLA는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 작은 각도로 고정되거나 이동되어 크루즈 명령 레그중에 일정한 항공기 속도를 유지시킨다. 도 4의 팬 맵에 따른 변화 엔진 작동 및 엔진 작동선에 대한 전술한 사항으로부터, 크루즈의 초기의 제트 영역은 정상 상태 크루즈 또는 로이터(loiter)의 최적보다 크게 개방된 개방위치에 있다. 콘트롤(48)에는 논리가 있으며, 엔진 동력 레버(PLA)는 정지하거나 일분간 플러스(+) 또는 마이너스(-) 작은 각도로만 이동하고, 예를 들면, 항공기가 전투중이 아니나 정상 상태 크루즈의 경우이다. 이것이 그러한 경우일 때, 제트 영역은 큰 개방 제트 영역 위치(예컨대, 6.0ft2)로부터 최상의 크루즈 추력 특정 필드 소모가 발생되는 많이 폐쇄된 위치(예컨대, 3.0ft2)까지 폐쇄되어야 한다. PLA가 크루즈를 위해서만 허용되는 플로팅 PLA 데드 밴드를 외측에 이동될 때까지, 예컨대 임의의 영도(null) PLA 위치 주위에 플러스(+) 또는 마이너스(-) 5˚만큼, 제트 영역은 이처럼 크게 폐쇄된 위치로 남게 된다. PLA 플로팅 데드 밴드(floating dead band)가 위반되면, 엔진은 도 4의 정상 엔진 작동선(H' 또는 F)으로 복귀한다. 이러한 점에서, 당업자는 크루즈하고 있는 도 4에 도시된 바와 같이 엔진이 변화 작동(transient operation)중에 어떻게 작동하는지와, 도 4에 도시된 정상 작동선에 대한 예외와, 예외가 있는 콘트롤이 어떻게 정상 작동으로부터 크루즈로 이동하는지와, 콘트롤이 어떻게 크루즈 백으로부터 정상 작동으로 이동하는지를 당연히 알 수 있을 것이다.
종래 기술과 비교하여 도 4에 도시된 방법으로 엔진을 제어하는 것은 4개의 명백한 이점이 있다. 첫째로, 팬 로터 속도 변화가 요구되지 않기 때문에 100% 밀리터리 동력으로부터 30% 밀리터리 동력 또는 30% 내지 100% 영역으로의 추력 응답 시간이 즉시 일어난다. 이러한 추력 변화를 달성하도록 요구되는 팬 로터 속도와 팬 기류 변화는 종래 기술의 엔진 콘트롤과 비교하여 적어도 50%까지 줄어들기 때문에, 100% 밀리터리로부터 30% 밀리터리 추력 내지 아이들 추력까지의 추력 응답 시간이 적어도 50%까지 줄어든다. 반대 방향으로 추력 변화도 마찬가지이다.
둘째로, 팬 로터 속도의 변화가 없고 기류 변화도 없기 때문에, 항공기 입구 유출 공기 저항(drag)은 100% 밀리터리 동력과 30% 밀리터리 동력 사이의 추력 변화에 의해서 제거된다. 팬 로터 속도 변화와 팬 기류 변화가 종래 기술의 엔진 콘트롤과 비교하여 적어도 50%까지 줄어들기 때문에, 유출 저항은 100% 밀리터리 추력과 30% 밀리터리 추력 및 아이들 추력 사이의 추력 변화에 대해 적어도 50%까지 줄어든다. 부분 밀리터리 동력으로부터 100% 밀리터리 동력까지의 추력 변화는 마찬가지가 된다. 먼저 이러한 2개의 이점은 엔진을 보다 안성맞춤으로 이용하게 하며 양질(quality) 엔진 개선점의 카테고리에 빠지게 한다.
셋째로, 종래 기술의 엔진 제어에 의해 제어되는 전투기의 밀리터리 엔진을 위해서, 도 2에 도시된 바와 같이, 팬 로터 속도 변화는 100% N1C 이하로부터 55%까지가 된다. 본 발명에 관해서는, 최대의 팬 로터 속도 변화는 100% N1C 이하로부터 80% N1C까지가 된다. 도 2에 도시된 바와 같이, 낮은 로터 RPM의 최대의 비행 자동 범위는 45%에서 20%로 감소되었다. 이것은 팬과 저압 터빈을 포함한다. 따라서, 오프 디자인(off-design) 작동 속도 범위는 절반으로 줄어들기 때문에, 본 발명을 통합하여 설계된 새로운 엔진은 최대 효율의 보다 높은 레벨로 설계된 엔진 구성요소를 이용할 수 있다. 또한, 팬과 저압 터빈의 주요 금속 구성요소(예컨대, 디스크 및 케이스)는 종래 기술과 비교되는 바와 같이 본 발명에서 작동될 경우 보다 낮은 변형 범위(strain range)를 받게 된다. 상당히 감소된 변형 범위는 팬과 저압 터빈 디스크 및 케이스가 10% 내지 20% 경량으로 설계되고 엔진 수명 요구도 달성하게 됨을 의미한다.
넷째로, 작동 로터 속도 변화가 적어도 50%까지 또 줄어들기 때문에, 동일한 논리 방법(logic process)은 높은 스풀, 높은 압축기 및 높은 터빈을 위해 참(true)을 유지한다. 이러한 높은 스풀 구성요소의 디스크와 케이스에 대한 낮은 사이클 피로 충격은 제거되어야 할 그 무게의 10% 내지 20%를 허용해야 되고, 이러한 부분은 엔진 수명 요구도 달성해야 될 것이다. 또한, 높은 스풀에 따르면, 2개의 새로운 매우 중요한 엔진 설계 파라미터는 도면과 같은 상태로 된다. 이것은 방출 온도(T3) 및 터빈 입구 온도(T4)이다. 밀리터리 동력으로부터 아이들까지의 추력 디셀(thrust decel)에 있어서 및 추력 디셀중에, 방출 온도(T3)는 상당히 냉각된다[이것은 퀸치(quench)라고 불려짐]. 이러한 압축기 출구 케이스와 출구 로터의 퀸치로 압축기 케이스 및 후방 압축기 디스크의 직경에 대해 냉각과 수축을 야기한다.
압축기 케이스는 후방 압축기 디스크보다 큰 표면적 대 질량비를 갖는다. 이것은 압축기 케이스를 압축기 디스크보다 신속히 냉각시키고, 직경이 압축기 디스크보다 신속히 감소한다. 기계적인 간섭(mechanical interference)은 후방 압축기 블레이드와 후방 압축기 케이스 사이에서 발생하며 이것은 후방 압축기 블레이드 팁 유격 럽-아웃(rub-out)을 초래할 것이다. 럽-아웃의 발생은 압축기 효율 및 압축기 스톨 마진에 대한 손실이다. 후방 압축기 케이스 유격 밀폐 하측(clearance close down)에 대한 제 1 드라이버는 T3이고, 특히 밀리터리 동력으로부터 아이들 동력까지의 T3에 대한 변화이다. 본 발명에 따른 밀리터리 동력으로부터 아이들까지의 T3에 대한 변화는 종래 기술의 엔진 콘트롤보다 작은 35%이다. 따라서, 유격 밀폐 하측은 압축기의 후방에서 35%가 작다. 블레이드 팁 유격 밀폐 하측에 대한 후방 압축기 케이스는 후방 압축기 설치 유격을 설정한다. 후방 압축기 유격 밀폐 하측에 대한 35% 감소로 인해, 압축기는 보다 밀착된 설치 유격(즉, 30% 내지 35% 밀착됨)으로 설치될 수 있다. 이것은 개선된 압축기 스톨 마진에 대한 고압 압축기 및 압축기 효율의 높은 레벨을 초래한다. 본 발명에 관해서는, 과도현상중에 대부분의 심한 T3 변화가 없기 때문에, 압축기는 엔진의 전체적인 수명 이상의 레벨로 작동하는 높은 효율을 유지한다.
이러한 상태는 고압 터빈에서와 유사한다. 신속한 추력 과도현상중의 아이들 T4는, 동일한 아이들 추력에서 종래 기술의 콘트롤을 갖는 동일한 엔진과 비교되는 바와 같이, 본 발명에 대해서 상당히 높아지게(+300℉) 된다. 이러한 +300℉ 높아진 과도현상 아이들(T4)은 보디(bodie)[밀리터리 대 아이들 대 밀리터리 동력 과도현상(a mil-to-idle-to-mil power transient)]중에 밀리터리 동력으로부터 아이들 동력까지 T4의 변화에 대해 30% 감소된다. 또 종래 기술에 의해 제어되는 엔진의 이러한 낮은 T4 아이들 퀸치는 터빈 케이스를 터빈 디스크 또는 디스크보다 신속히 직경방향으로 수축하게 되며, 고압 터빈 팁 유격 럽 아웃(rub-out)을 발생할 수 있다. 이것은 양쪽 고압 터빈 효율에 대한 손실을 초래하며, 터빈 블레이드 팁과 슈라우드내의 임의의 터빈 냉각 통로의 플러깅(plugging)이 불충분한 냉각으로 인해 이러한 부분을 급속히 악화시킨다. 본 발명은 30%까지의 보디중에 T4(즉, 터빈 퀸치)에 대한 변화를 감소시키며, 이것은 30%까지 하측으로 밀폐된 블레이드 대 케이스(blade-to-case) 유격을 감소시킨다. 이것은 신속한 추력 변화중에 T4에 대해 상당히 감소되므로, 높은 터빈은 보다 밀접한 블레이드 팁 대 슈라우드 유격을 설치할 수 있으며, 엔진의 전체적인 수명 이상의 레벨에서 작동하는 고압 터빈 효율을 개선한다.
본 발명의 새로운 콘트롤은 또한 엔진 성능 보유에 대한 주요한 명백한 효과(major positive effect)를 갖는다. 조절된 작동 시간으로 엔진 성능 악화에 대한 제 1 드라이버는 주요 추력 과도현상을 일으키는 블레이드 팁 유격 럽-아웃으로 인해 구성요소 효과에 대한 손실이 있다. 본 발명에 대한 새로운 제어는 작동 시간 및 정상 작동을 갖는 엔진 구성요소 효과 레벨을 유지하도록 하는 전술한 바와 같이 블레이드 팁 러브를 제거하며, 이것은 도 5에 도시된 바와 같이 조절된 작동 시간으로 전체적인 엔진 성능에 대한 손실을 최대한 감소시킨다.
도 5에 도시된 엔진 성능(추력)의 손실을 오프셋(ofset)하는 것의 효과에 있어서는, 엔진의 터빈 입구 온도(T4)가 상승하게 된다. 상승된 T4 피로에서의 엔진 및 가속된 비율에서 터빈 부분을 작동하는 것은 이러한 부분의 유효 수명을 감소시킨다. 게다가, 상승된 T4에서의 엔진의 작동은 보다 많은 연료를 연소시킨다. 본 발명을 이용하는 엔진과 보다 높은 구성요소 효율 레벨을 갖는 작동은 T4의 감소된 레벨에서 또한 최후의 기다란 고온 섹션 부분에서 작동될 수 있으며, 완전한 설계 수명을 달성한다.
또한 본 발명을 통합하는 엔진은 보다 작은 연료를 연소시키며, 항공기가 보다 큰 범위를 갖는다.
이점의 요약에 있어서는, 클레임은 (1) 보다 신속한 추력 과도현상과, (2)입구 유출 및 항공기 버피팅의 제거/감소와, (3) 럽-아웃이 없는 밀접한 엔진 유격은 스톨-자유 엔진, 구성요소의 높은 효율 레벨, 보다 많이 개선된 엔진 성능 보유, 낮은 작동 터빈 온도, 큰 항공기 범위(감소된 TSFC) 및 보다 긴 고온 섹션 부분의 수명이 있다.
본 발명은 상세한 실시예에 따라 도시하고 설명되었지만, 당업자는 청구된 발명의 사상 및 범주로부터 벗어나지 않고 본 발명의 형상 및 세부사항이 다양하게 변형될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다.
본 발명의 가스 터빈 엔진의 작동 방법은 추력을 변경하기 위해 입구 유출 공기의 유형이 제공되지 않아도 되며, 회전 부분의 낮은 사이클로 피로 수명이 증가되고 엔진의 안전성, 작동성 및 성능이 증가되며, 엔진 추력 과도현상 시간이 감소된다.

Claims (8)

  1. 항공기 추진용 가스 터빈 엔진의 작동 방법에 있어서,
    소정의 아이들 추력과 소정의 최대 추력 사이에서 작동가능한 가스 터빈 엔진을 제공하는 단계로서, 상기 가스 터빈 엔진은 엔진 입구, 가변 영역 배기 노즐, 바이패스 덕트, 버너, 상기 입구와 상기 노즐 사이에 배치된 제 1 및 제 2 샤프트를 구비하며, 상기 제 2 샤프트는 고압 터빈 섹션과 이격 관계에 있는 고압 압축기 섹션을 구비하고, 상기 제 1 샤프는 팬 및 저압 터빈 섹션을 구비하며, 상기 팬과 저압 터빈 섹션은 공기를 상기 입구를 통해 흡입하고 상기 공기의 제 1 부분을 상기 바이패스 덕트에 공급하며 상기 공기의 제 2 부분을 상기 고압 압축기 섹션에 공급하며, 상기 팬과 저압 터빈 섹션은 상기 저압 터빈 섹션과 이격 관계에 있으며, 상기 고압 압축기 섹션과 상기 고압 터빈 섹션은 상기 팬과 저압 터빈 섹션과 상기 저압 터빈 사이에 위치하며, 상기 제 1 샤프트는 버너를 더 포함하며, 상기 버너는 상기 고압 압축기 섹션과 상기 고압 터빈 섹션 사이에 배치되고, 상기 바이패스 덕트는 상기 고압 압축기 섹션으로부터 반경방향 외부에 배치되며, 상기 버너와 상기 고압 터빈 섹션은 공기의 상기 제 1 부분을 상기 고압 압축기 섹션과 상기 버너 및 상기 고압 터빈 섹션 주위로 우회시키고, 또한 직접 상기 배기 노즐에 우회시키며, 상기 제 1 샤프트는 상기 버너로 흐르는 연료의 양을 선택적으로 변화시키기 위한 연료 조절기와, 소정의 최소 영역과 소정의 최대 영역 사이에서 상기 배기 노즐의 배기 영역을 선택적으로 변화시키기 위한 배기 노즐 조절기와, 상기 제 1 샤프트의 회전 속도를 결정하는 수단을 포함하는 가스 터빈 엔진의 제공 단계와,
    소정의 엔진 작동 상태에서 팬 회전 속도의 함수로서 팬 기류를 결정하는 단계와,
    상기 소정의 엔진 작동 상태에서 상기 제 1 샤프트의 최대의 소망 회전 속도를 결정하는 단계와,
    상기 배기 노즐 영역이 상기 소정의 최대 영역과 동일할 때, 상기 제 1 샤프트의 최대의 소망 회전 속도를 얻는데 필요한 버너에 대한 최소의 연료 유동을 결정하는 단계와,
    버너에 대한 상기 최소의 연료 유동 이하의 버너에 대한 전체 연료 유동에 대해 상기 배기 노즐 영역을 상기 소정의 최대 영역에 유지시키는 단계와,
    버너에 대한 상기 최소의 연료 유동 이상의 버너에 대한 전체 연료 유동에 대해 상기 제 1 샤프트의 회전 속도를 상기 최대의 소망 회전 속도로 유지시키는 단계를 포함하는
    가스 터빈 엔진의 작동 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 샤프트의 회전 속도를 상기 최대의 소망 회전 속도로 유지시키는 단계는 상기 버너에 대한 상기 연료의 유동이 상기 최소의 연료 유동으로부터 증가될 때 상기 배기 노즐 영역을 감소시키는 단계를 포함하는
    가스 터빈 엔진의 작동 방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 소정의 엔진 작동 상태는 상기 소정의 최대 추력과 동일한 추력인
    가스 터빈 엔진의 작동 방법.
  4. 제 2 항에 있어서,
    상기 소정의 엔진 작동 상태는 상기 소정의 최대 추력보다 작은 추력인
    가스 터빈 엔진의 작동 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 배기 노즐 영역을 상기 소정의 최대 영역에 유지시키는 단계는
    상기 버너에 대한 유료 유동의 소정의 증가에 대해 상기 제 1 샤프트의 회전 속도의 대한 증가를 결정하며, 상기 버너에 대한 상기 연료 유동의 상기 소정의 증가로부터 발생되는 상기 제 1 샤프트의 회전 속도의 증가를 오프셋하는데 필요한 배기 노즐의 소정의 감소를 결정하는 단계후에 수행되는
    가스 터빈 엔진의 작동 방법.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 제 1 샤프트의 상기 회전 속도를 상기 최대의 소망 회전 속도로 유지시키는 단계는 상기 소정의 증가와 동일한 양만큼 상기 버너의 연료 유동을 증가시킴과 동시에 상기 소정의 감소와 동일한 양만큼 상기 배기 노즐 영역을 감소시키는 단계를 포함하는
    가스 터빈 엔진의 작동 방법.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 소정의 엔진 작동 상태는 상기 소정의 최대 추력과 동일한 추력인
    가스 터빈 엔진의 작동 방법.
  8. 제 6 항에 있어서,
    상기 소정의 엔진 작동 상태는 상기 소정의 최대 추력보다 작은 추력인
    가스 터빈 엔진의 작동 방법.
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