KR19990063324A - 엔진 실속 경고 알람의 작동시기 결정 방법 - Google Patents

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데이몬 케이 브라운
브루스 에스 힌톤
제임스 비 켈리
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레비스 스테픈 이
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Abstract

본 발명은 오그멘터안에서 감지되는 자외선광의 세기에 기초하여 엔진 실속을 검출하는 방법을 제공한다. 이 방법은 버너 압력 센서가 고장나거나 또는 제어 시스템에 대한 버너 압력선이 파손되거나 고장났을 때 여벌의 검출방법에 의해 가스 제너레이터 버너 압력 센서가 적당히 작동할 때 확실히 실속시키는데 사용된다,

Description

엔진 실속 경고 알람의 작동시기 결정 방법
본 발명은 항공기 엔진의 터빈과 같은 동력 장치에 관한 것으로 특히 항공기의 이러한 동력 장치안에서 엔진이 실속(stall)하는 경우를 검출하는 방법에 관한 것이다.
본 발명은 특히 상업적인 민간 항공기와 대조적인 군용 항공기에 관한 것이며 전투용 항공기의 종류에 관한 것이다. 이것의 비행 임무의 특성 때문에 이런 종류의 항공기는 매우 극심한 조건에서 가속되거나 감속되도록 엔진의 추력을 변경하기 위해서 동력 레버의 많은 수동조작을 필요로하는 오히려 격심한 수동조작 상태를 경험한다. 이런 유형의 동작 조건은 엔진의 압축 시스템이 엔진 공기흐름과 추력을 감소시키는 실속 조건을 경험하게 할 수 있으며, 깨끗한 엔진의 재시동을 요구할 수 있다.
항공기 터보팬 압축 시스템 실속을 검출하는 종래의 방법은 신속한 가스 제너레이터 버너 압력 감소에 기초된다. 이 방법은 버너 압력 센서가 실패했을 때 또는 제어 시스템에 대한 버너 압력 라인이 파손되었을 때 오검출을 야기한다. 따라서, 실속 검출을 위해서 부가의 수단이 요구된다.
따라서 버너 압력 센서가 실패했을 때 또는 제어 시스템에 대한 버너 압력 라인이 파손 및 실패했을 때 가스 터빈 엔진의 실속을 검출하는 방법이 필요하다.
따라서, 본 발명의 목적은 버너 압력 센서가 실패하거거나 제어 시스템에 대한 버너 압력 라인이 파손 및 실패하였을 때 가스 터빈 엔진의 실속을 검출하는 방법을 제공하는 것이다.
따라서, 본 발명은 오그멘터(augmentor)에서 검출되는 자외선광의 세기에 기초하여 엔진의 실속을 검출하는 방법을 제공한다. 이 방법은 가스 제너레이터 버너 압력 센서가 적당히 작동하여, 버너 압력 센서가 실패하거나 또는 제어 시스템에 대한 버너 압력 라인이 파손 및 실패하였을 때 백-업 검출법(back-up detection method)으로서 실속을 확인하는데 사용된다.
본 발명의 이하 다른 특징 및 장점이 이하의 설명 및 첨부 도면으로부터 더 자명할 것이다.
도 1은 전형적인 가스 터빈 동력 장치를 도시하며 가스 제너레이터 버너 압력 센서와 오그멘터 라이트-오프 검출기에 대한 엔진 제어의 기능을 개략적으로 나타내는 평면도,
도 2는 엔진 오그멘터가 오프일 때 가스 제너레이터 버너상의 엔진 실속 효과를 도시하는 그래프,
도 3은 오그멘터가 오프일 때 오그멘터에서 검출되는 자외선광상의 엔진 실속 효과를 도시하는 그래프,
도 4는 엔진 실속 경보 알람의 작동을 도시하는 그래프,
도 5는 엔진이 실속되지 않고 엔진 오그멘터가 오프일 때의 가스 제너레이터 압력 센서의 고정의 효과를 도시하는 그래프,
도 6은 가스 제너레이터 압력 센서가 고정나고 엔진 오그멘터가 오프일 때 오그멘터안에 검출되는 자외선상의 효과를 도시하는 그래프,
도 7은 엔진 실속 경고 알람의 작동 및 중지를 나타내는 그래프,
도 8은 엔진 오그멘터가 온일 때 가스 제너레이터 버너 압력에 대한 엔진 실속의 효과를 도시하는 그래프,
도 9는 오그멘터가 온일 때 오그멘터에서 검출되는 자외선에 대한 엔진 실속의 효과를 도시하는 그래프,
도 10은 엔진 실속 경고 알람의 작동을 도시하는 그래프.
도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
10 : 동력장치 13 : 엔진 입구
14 : 고압 터빈 16 : 고속 샤프트
18 : 버너 20 : 저압 압축기
24 : 저압 터빈 30 : 오그멘터
31 : 배기 노즐 70 : 엔진 제어기
도 1에 개략적으로 도시된 바와 같이, 가스터빈 동력장치(10)는 엔진 입구(13), 고압 터빈(14)과 이격 관계인 고압 압축기(11)를 갖는 가스 제너레이터부를 포함하며, 고압 압축기(11)와 고압 터빈(14)은 고속 샤프트(16)로 상호연결된다. 가스 제너레이터 버너(18)가 이들 사이에 배치되어 연료를 연소시켜서 엔진 작동 매체를 에너지화하는 역할을 한다. 팬 또는 저압 압축기(20)는 저압 터빈(24)과 이격 관계에 있으며, 팬 또는 저압 압축기(20)는 저속 샤프트(22)로 저압 터빈(24)에 결합되어 있다. 본 명세서에 사용된 바와 같이, 터빈부란 고압 터빈(14)과 저압 터빈(24)을 집합하여 부르는 것이다. 고압 압축기(11)와 고압 터빈(14)은 저압 압축기(20)과 저압 터빈(24) 사이에 배치되어 있다. 고압 스풀과 저압 스풀은 입구(13)와 오그멘터(30) 사이에 배치되어 있다. 저압 스풀과 고압 스풀은 서로 기계적으로 연결되어 있지 않고 독립적으로 회전한다.
엔진은 저터빈부로부터 방출되는 엔진 작동 매체를 수납하는 우회도관(15)과 오그멘터(30)도 구비한다. 오그멘터(30)는 저압 터빈(24)과 배기 노즐(31) 사이의 저압 터빈의 하류(24)에 배치된다. 궁극적으로, 엔진의 작동 매체는 면적이 가변적인 배기 노즐(31)로부터 방출된다. 저압 압축기(20)는 입구(13)로부터 공기를 흡입하여 공기의 제 1 부를 우회도관(15)에 그리고 공기의 제 2 부를 고압 압축기(11)에 공급한다. 도 1에 도시된 바와 같이, 우회도관(15)는 고압 압축기(11), 버너(18), 고압 터빈(14) 및 저압 터빈(24)으로부터 반경방향 외향으로 배치되어 있으며 고압 압축기(11), 버너(18), 고압 터빈(14) 및 저압 터빈(24) 둘레의 공기를 우회시켜 직접 오그멘터(30)로 배향되게 하는 역할을 한다.
연료의 버너(18)로의 흐름은 바람직하게는 디지탈 전자 유형인 엔진 제어기(70)에 의해서 제어된다. 엔진 제어기(70)는 최적의 엔진 작동을 달성하도록 복수개의 엔진 작동 파라미터를 모니터링하며 연료 흐름과 엔진의 가변적인 기하형상을 조정하는 값을 계산한다. 본 발명에 있어서 중요한 이들 파라미터 중 두 개는 가스 제너레이터 버너 압력, Pb 및 라이트-오프 검출기, LOD(74)를 구비한다. 버너 압력 센서(72)는 엔진이 작동하는 동안 제 1 스트림 데이터를 엔진의 제어기에 전달하는데 제어기는 사전결정된 작동범위안에서 버너 압력을 유지하고, 버너 압력이 이 범위 밖으로 떨어지면 엔진 실속 경고 알람을 작동시키는데 사용된다. 자외선 검출기, LOD(74)는 오그멘터(30)의 자외선의 세기를 감지하며 제 2 스트림 데이터를 엔진 제어기에 보낸다. 연소가 오그멘터(30)에서 발생하지 않는 오프인 조건으로부터 온 상태로 이동할 때, 자외선광의 세기가 실질적으로 증가하기 때문에 일부 종래 기술의 가스 터빈 엔진은 오그멘터(30)가 점화되었을 때 또는 온일 때를 결정하는 정보를 제 2 스트림 데이터로 사용한다.
엔진 실속 경고 알람의 작동 시기를 결정하기 위한 본 발명에 따른 방법은 종래 기술에서 했던 것과 마찬가지로 엔진 실속이 발생하였는지를 결정하는 제 1 스트림 데이터를 모니터링하는 단계를 포함하며, 제 2 스트림으로 데이터가 역시 엔진 실속이 발생했음을 지시하지 않으면 엔진 실속 경보 알람을 작동시키지 않는다. 도 2에 도시된 바와 같이, 통상의 실속은 다소 유동적인 방식으로 엔진 제어기가 소정의 작동 조건에서 관찰될 것이라고 기대할 수 있는 버너 압력(76)의 감쇠 시기를 나타낸다.(도 2 내지 도 10에 도시된 버너 압력, 시간 및 다른 파라미터가 단지 참고 목적으로 규격을 갖지않고 도시되어 있으나 실제 엔진 데이터로서 추론되기를 의도하는 것은 아니다. 그러나, 동일한 제 1 기간의 시간이 도 2 내지 도 4에 나타나 있으며, 동일한 제 2 기간의 시간이 도 5 내지 도 7에 나타나 있으며, 동일한 제 3 기간의 시간이 도 8 내지 도 10에 나타나 있다.) 엔진 제어기(70)가 도 2에 도시된 종류의 제 1 스트림 데이터가 엔진 실속이 발생하였음을 나타내는 것을 정의하며, 엔진 제어기는 또한 제 2 스트림의 데이터에 의해 LOD로부터 엔진 실속이 발생하였는지를 확인한다. 제 2 스트림의 데이터로부터 엔진 실속이 발생하였는지를 결정하는 특정 방법은 오그멘터(30)가 온 또는 오프인지에 따른다.
오그멘터(30)가 오프이면, LOD(74)는 연소가 오그멘터(30)안에서 거의 일어나지 않기 때문에 단지 무시해도 좋은 자외선광 세기가 나타나는 것이 보통이다. 그러나, 엔진 실속 중의 공기흐름의 감소가 제너레이터 버너(18)내의 가스의 농도를 진하게 하기 때문에, 가스 제너레이터 버너(18) 내의 불완전 연소에 의해서 불연소된 연료가 터빈부(14, 24)를 통해서 오그멘터(30), 그리고 LOD(74)의 시계로 이동할 수 있다. 오그멘터(30)에서 검출되는 자외선광의 세기가 도 3에 도시된 바와 같이, 가스 제너레이터 버너(18)로부터 연료를 실은 공기가 오그멘터(30)의 팬 공기의 공급부와 접촉할 때 순간적으로 증가한다. 자외선광 세기의 이들 순간적인 증가와 감소는 가스 제너레이터 버너(18)를 통과하는 공기흐름이 실속동안 요동할 때 반복되며, 오그멘터(30)가 오프일 때 오그멘터(30)의 자외선이 통상은 초과되지 않는 최대 사전결정 값(78)을 초과하게 한다. 도 4에 도시된 바와 같이, 제 1 및 제 2 스트림 양자가 엔진 실속이 발생하였음을 나타내면, 엔진 제어기는 실속 경보 알람을 작동시킨다. 그러나, 도 5에 도시된 바와 같이, 버너 압력 센서(72)가 실패했을 경우(또는 버너 압력 센서 라인에 누출이 발생한 경우)에 발생할 수 있는 엔진이 정상적으로 작동하는데 제 1 스트림의 데이터가 엔진 실속이 발생하였음을 나타내면, 가스 제너레이터 버너의 연소가 기본적으로 완전하여 오그멘터(30)안에서 연소되는 연료가 없기 때문에, 도 6에 도시된 바와 같이, LOD(74)는 자외선 세기의 증가를 검출할 수 없을 것이다. 따라서, 도 7에 도시된 바와 같이, 초기 제어 실속 신호는 LOD 데이터에 의해서 중지될 것이며 이런 원인에 의한 오실속 검출은 피할 수 있다. 또한, 버너 압력 센서(72)가 고장났고 엔진 실속이 발생하면, 실속이 LOD(74)로부터의 제 2 스트림 데이터에만 기초하여 검출될 수 있다.
실속이 발생할 때, 오그멘터(30)가 온[즉, 오그멘터(30)가 점화된다)이면, LOD(74)로 실속을 검출하는 방법에 의해 도 2에 유사한, 도 8에 상술한 것과 다소 다른 것으로, 제 1 스트림 데이터에 의해 실속의 발생 시기에 버너 압력이 얼마나 감소하는지를 나타낸다. 엔진 제어기(70)는 제 1 스트림의 데이터가 엔진 실속이 발생하였음을 지시하는 것을 나타낼 때, 엔진 제어기(70)는 LOD(74)로부터의 제 2 스트림 데이터에 의해 엔진 실속이 발생하였음을 나타낸다. 그러나, 도 9에 도시된 바와 같이, 실질적인 연소가 연소기(30)안에서 발생하기 때문에, LOD(74)에 의해서 검출되는 자외선광의 세기를 더 이상 무시할 수 없다.(이 제 2 스트림의 데이터는 오그멘터(30)가 온되어 점화되는 것을 엔진 제어기에 의한 메카니즘으로, LOD가 어떤 가스 터빈 엔진의 오그멘터속으로 본질적으로 결합되기 위해서이다.) 그러나, 엔진 실속 중 나타나는 공기흐름 감소가 오그멘터(30)를 통과하는 총 공기흐름을 감소시키기 때문에, 오그멘트에 의한 엔진 작동중의 엔진 실속이 국부적인 연료/공기 고비율을 형성하는데 이것은 오그멘터(30)안에 불완전 연소를 일으킨다. 차례로, 이것은 도 9에 도시된 바와 같이, LOD(74)에 의해서 오그멘터(30)안에 세기가 약한 자외선광을 검출되게 한다. 오그멘터(30)안에서 검출되는 자외선광의 세기는 오그멘터(30)내의 연료가 너무 풍부해지면 순간적으로 감소하며 제 2 스트림 데이터에 의해서 지시되는 세기가 오그멘터(30)가 온일 때 최소 사전결정된 값(80) 이하로 떨어진다.
데이터의 제 1 및 제 2 스트림 양자는 엔진 실속이 오그멘터(30)가 온일 때 발생하는 것을 나타내면, 엔진 제어기는 실속 경고 알람을 도 10에 도시된 바와 같이 작동시킨다. 그러나, 오그멘터(30)의 연소가 거의 완전히 이루어지지 못하고 LOD(74)의 오그멘터(30)에 과연료화가 없기 때문에, 연소가 감소할 것이므로 버너 압력 센서(72)가 고장나거나 또는 버너 압력 라인에 누출이 있을 때 발생할 수 있는, 엔진이 정상적으로 작동하면서 제 1 스트림의 데이터에 의해 엔진 실속이 발생함을 나타낸다. 따라서, 이러한 원인에 의한 오실속 검출이 피해질 수 있다. 상술한 바와 같이, 버너 압력 센서(72)가 고장났다고 알려지고 엔진 실속이 발생하면, 최소 사전결정된 값(80) 이하로 자외선광의 세기가 떨어졌는지를 결정함으로써 LOD(74)로부터의 제 2 스트림 데이터에만 기초하여 검출될 수 있다.
본 발명을 도시된 그 상세한 실시예에 관하여 설명하였지만, 당해기술분야의 숙련자들은 그 형태 및 세부 사항의 다양한 변화가 본 발명의 정신과 보호범위를 벗어남없이 이루어질 수 있다는 것을 이해할 것이다.
본 발명은 오그멘터에서 검출되는 자외선광의 세기에 기초하여 엔진의 실속을 검출하는 방법을 제공하여 가스 제너레이터 버너 압력 센서가 적당히 작동하여, 버너 압력 센서가 실패하거나 또는 제어 시스템에 대한 버너 압력 라인이 파손 및 실패하였을 때 백-업 검출법으로서 실속을 확인할 수 있게 한다.

Claims (7)

  1. 엔진 실속 경고 알람의 작동 시기를 결정하는 방법에 있어서,
    상기 엔진 작동용 엔진 제어기, 가스 제너레이터 버너, 상기 가스 제너레이터 버너와 이격 관계인 배기 노즐, 상기 가스 제너레이터 버너와 상기 배기 노즐 사이에 배치된 터빈부, 제 1 엔진 작동 파라미터를 감지하고 상기 제어기에 제 1 스트림 데이터를 전송하는 수단 및, 제 2 엔진 작동 파라미터를 감지하고 제 2 스트림 데이터를 상기 제어기에 전송하는 수단을 갖는 가스 터빈 엔진을 제공하는 단계와,
    엔진 작동중 상기 제 1 스트림 데이터와 제 2 스트림 데이터를 모니터링하는 단계와,
    상기 제 1 스트림 데이터에 의해 엔진 실속이 발생했음을 표시 확인하는 단계와,
    상기 제 2 스트림 데이터에 의해서 엔진 실속이 발생했음을 표시 확인하는 단계와,
    상기 제 1 스트림 데이터와 제 2 스트림 데이터에 의해서 엔진 실속이 발생하였음이 지시되면 상기 실속 경보 알람을 작동시키는 단계를 포함하는 결정 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 엔진 파라미터를 감지하는 수단은 상기 가스 제너레이터 버너의 압력을 감지하는 압력 센서를 가지며 상기 제 2 엔진 파라미터를 감지하는 수단은 상기 터빈부와 상기 배기 노즐 사이의 위치의 자외선광의 세기를 감지하는 자외선광 검출기를 포함하는 결정방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 제 2 스트림에 의해서 상기 엔진 실속이 발생하였음을 나타냄을 규정하는 단계는 상기 자외선광의 세기가 최대 사전결정된 값을 초과하는 지를 결정하는 단계를 포함하는 결정방법.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 제 2 스트림 데이터에 의해서 엔진 실속이 발생하였음을 나타내는지를 규정하는 단계는 일련의 상기 자외선광의 증가와 감소를 검출하는 단계를 갖는 결정방법.
  5. 제 2 항에 있어서,
    상기 엔진은 상기 터빈부와 상기 배기 노즐 사이에 배치된 오그멘터를 더 포함하며, 상기 제 2 스트림 데이터에 의해 엔진 실속이 발생하였음을 나타내는지를 확인하는 단계 뒤에 상기 제 2 스트림 데이터에 의해서 상기 제 2 엔진 오그멘터가 온임을 나타내는 지를 확인하는 단계가 진행되는 결정방법.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 자외선광 검출기는 오그멘터에 생산된 자외선광을 감지하며, 상기 제 2 스트림 데이터에 의해서 엔진 실속이 발생하였음을 나타내는지를 확인하는 단계는 상기 오그펜터가 오프일 때 상기 자외선과의 세기가 최대 사전결정된 값을 초과하는지를 검출하는 단계와 상기 오그멘터가 온일 때 상기 자외선광의 세기가 사전결정된 최소값 아래로 떨어지는 지를 검출하는 단계를 구비하는 결정방법.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 제 2 스트림 데이터가 엔진 실속이 발생하였음을 나타내는지를 확인하는 단계는 상기 오그멘터가 오프일 때 상기 자외선광의 세기가 일련의 증가 및 감소하는 것을 검출하는 단계를 구비하는 결정방법.
KR1019980057329A 1997-12-23 1998-12-22 엔진 실속 경고 알람의 작동시기 결정 방법 KR19990063324A (ko)

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US8/996,793 1997-12-23

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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6708104B2 (en) 2001-07-27 2004-03-16 Detroit Diesel Corporation Engine control based on exhaust back pressure
KR100559382B1 (ko) * 2003-05-15 2006-03-10 현대자동차주식회사 디젤 엔진 연료분사계통의 미세 누유 점검 시스템 및 그 제어 방법
US6804600B1 (en) * 2003-09-05 2004-10-12 Honeywell International, Inc. Sensor error detection and compensation system and method
US7191084B2 (en) * 2005-04-20 2007-03-13 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engine ignition systems

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3426322A (en) * 1965-10-28 1969-02-04 Gen Electric Turbojet compressor stall warning indicator
US3867717A (en) * 1973-04-25 1975-02-18 Gen Electric Stall warning system for a gas turbine engine
GB1503042A (en) * 1974-05-21 1978-03-08 Smiths Industries Ltd Radiation-detecting devices
US4528844A (en) * 1982-12-28 1985-07-16 United Technologies Corporation Stall/debris discriminating ionic engine diagnostics
US4581888A (en) * 1983-12-27 1986-04-15 United Technologies Corporation Compressor rotating stall detection and warning system
US4546353A (en) * 1984-02-06 1985-10-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Asymmetric thrust warning system for dual engine aircraft
US5012637A (en) * 1989-04-13 1991-05-07 General Electric Company Method and apparatus for detecting stalls
US5726891A (en) * 1994-01-26 1998-03-10 Sisson; Patterson B. Surge detection system using engine signature
US5828797A (en) * 1996-06-19 1998-10-27 Meggitt Avionics, Inc. Fiber optic linked flame sensor

Also Published As

Publication number Publication date
JPH11257101A (ja) 1999-09-21
EP0926347A3 (en) 2000-04-19
DE69822993T2 (de) 2004-09-02
US6067032A (en) 2000-05-23
EP0926347A2 (en) 1999-06-30
DE69822993D1 (de) 2004-05-13
EP0926347B1 (en) 2004-04-07

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