KR20160057401A - 항공기 터보머신의 비상 시동 시스템 및 방법 - Google Patents

항공기 터보머신의 비상 시동 시스템 및 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 항공기의 터보머신을 비상 시동시키기 위한 시스템(20)에 관한 것으로서, 상기 비상 시동 시스템(20)은 하나 이상의 고체-추진연료 가스 제너레이터(22), 전기-제어식 점화 장치(24), 상기 점화 장치(24)에 연결된 컴퓨터(28), 및 2개 이상의 독립식 스타터 모터(18)를 포함하되, 각각의 스타터 모터(18)는 터보머신을 시동시키도록 구성되며, 각각의 스타터 모터는 상응하는 터보머신의 샤프트(54)에 결합되도록 구성된 샤프트(34)를 구동시키기 위한 터빈(38)을 포함하고, 제너레이터의 가스 출구는 컴퓨터(28)에 연결된 분배 밸브(26)에 의해 각각의 스타터 모터의 터빈의 입구(44)에 연결된다.

Description

항공기 터보머신의 비상 시동 시스템 및 방법{SYSTEM AND METHOD FOR THE EMERGENCY STARTING OF AN AIRCRAFT TURBOMACHINE}
본 발명은 항공기, 특히, 헬기의 터빈 엔진을 위한 비상 시동 방법 및 비상 시동 시스템에 관한 것이다.
쌍발엔진 헬기(twin helicopter)의 경우(프랑스 특허 FR 2 967 132 및 FR 2 967 133 참조), 엔진들 중 하나가 임의로 작동을 중지할 때 비상 상황이 발생할 수 있다. 사실, 이 모드는 탐색(search) 단계 및 엔루트(en-route) 단계 동안에 연료 소비(consumption)를 최소화시키기 위해 권장된다. 이 경우, 두 가지 예외적인 상황이 발생할 수 있으며, 따라서 작동이 중지된 엔진을 비상적으로 재시동(emergency restart)할 필요가 있다:
- 하나의 작동중인 엔진이 중지되거나 혹은 속도가 현저하게 줄어들어 오작동 또는 사고로 이어질 수 있으며;
- 비행 조건이 예기치 못하게 나빠져서(예를 들어, 비행 고도가 불충분할 때), 쌍발-엔진 모드(twin-engine mode)로 복귀할 필요가 있다.
오늘날, 터빈 엔진은 통상 헬리콥터의 온-보드 파워 서플라이(on-board power supply)에 의해 전력이 공급되는 전기 스타터 모터로 시동된다(started). 하지만, 이러한 시스템의 성능(performance)은 비상 재시동을 위해 필요한 요구조건(demand)에 적합하지 못하다. 전기 시스템을 적용하는(adapt) 것도 가능하지만, 이것은 값비싸고 바람직하지 못한 기술(영구 자석, 파워 전자기기 및 전용 배터리 팩 등을 가진 동기식 머신(synchronous machine)과 같이)을 대량으로 사용해야 한다.
보통, 공전 엔진(idle engine)의 통상적인 시동 절차는 약 30초가 소요되는데, 이 시간은 비행 조건, 가령, 예를 들어, 단발 엔진의 적어도 일부분이 고장 나는 경우의 낮은 고도에 따라 더 길어질 수도 있다. 공전 엔진이 제시간에 시동되지 않으면, 문제가 있는 엔진으로 착륙하는 것은 매우 어려운 일이 될 것이다.
보다 일반적으로는, 위에서 고려된 상황에서 발생할 수 있는 비상 상황은, 충분한 안전 여유시간(safety margin) 내에서 비상 시동 또는 재시동하기 위하여, 약 수 초의 반응 시간을 필요로 한다.
특히, 본 발명은 이러한 상황에 대해 단순하고 효율적이며 경제적인 해결책을 제공한다. 하지만, 본 발명은 위에서 기술한 분야에만 제한되는 것이 아니며 2개보다 많은 엔진이 장착된 임의의 타입의 항공기 또는 헬리콥터, 가령, 예를 들어, 3발 엔진 헬리콥터(triple engine helicopter)의 터빈 엔진의 비상 시동에 사용될 수 있다.
이를 위하여, 본 발명은 항공기의 터빈 엔진을 위한 비상 시동 시스템(emergency start system)을 제공하는데, 상기 비상 시동 시스템은 하나 이상의 고체-추진연료 가스 제너레이터, 전기-제어식 점화 장치, 상기 점화 장치에 연결된 컴퓨터, 및 터빈 엔진의 사프트에 결합되도록 구성된 샤프트를 구동시키기 위한 터빈을 포함하는 하나 이상의 스타터 모터를 포함하며, 제너레이터의 가스 출구(gas outlet)는 스타터 모터의 터빈에 연결된다.
따라서, 본 발명은 항공기 터빈 엔진의 비상 시동을 위한 새로운 기술을 제안한다. 이 기술은 상대적으로 소형이며 간단하게 항공기의 터빈 엔진에 일체형으로 구성될 수 있는(integrated) 고체-추진연료 가스 제너레이터를 사용한다. 고체 추진연료란 연소에 의해 산화제(연소제) 및 환원제(연료)를 함유하여 고-에너지의 가스 연소 제품이 생성될 수 있게 하는(산화환원반응) 활성 재료(energetic material)이다. 본 발명에 따르면, 활성 재료는 고체 추진연료(solid propellant)이다. 이 추진연료는, 예를 들어, 균질(homogenous) 또는 복합(composite) 추진연료이다.
고체-추진연료에 따른 비상 시동 시스템은 전기 어큐뮬레이터(electric accumulator)에 비해 고-에너지 밀도 및 고-전력 밀도를 가지며, 이에 따라 작동이 훨씬 신속하게 반응할 수 있게 한다. 또한, 상기 시스템은 헬리콥터의 전기 네트워크(electric network)에 대해, 특히, 점화 장치가 터빈 엔진의 컴퓨터에 의해 제어되는 경우 완전한 자율성(autonomy)을 제공한다.
비상 상황이 감지되면, 컴퓨터는 가스 제너레이터의 점화 장치를 작동시키도록 설계되어 있다. 제너레이터에 의해 생성된 가스는 터빈 엔진의 샤프트를 구동시키기 위하여 터빈의 로터(rotor)를 회전시키며 따라서 샤프트를 회전시킨다.
바람직하게, 제너레이터의 가스 출구는 컴퓨터에 연결된 분배 밸브(distribution valve)에 의해 터빈의 입구(inlet)에 연결된다.
본 발명의 또 다른 실시예에 따르면, 본 시스템은 서로에 무관하게 2개의 터빈 엔진을 시동시키기 위해 2개의 독립식 스타터 모터를 포함한다. 제너레이터의 가스 출구는 각각의 스타터 모터의 터빈의 입구에 연결된다.
컴퓨터는 상기 밸브를 제어하여, 추진연료의 연소로부터 나온 가스가 비상 시동을 필요로 하는 터빈 엔진과 연결된 스타터 모터의 터빈에 공급된다.
각각의 스타터 모터의 터빈 출구는 배출부(exhaust)에 연결되는 것이 바람직하다. 이는, 터빈의 로터가 회전되는 것으로부터 잠겨지면(locked), 터빈이 폭발할 위험 없이, 가스 제너레이터에 의해 생성된 가스가 로터를 통과하여 배출부로 이동되는 것이 바람직하기 때문이다.
각각의 스타터 모터의 터빈은 하나의 단일 로터 휠(rotor wheel)을 포함할 수 있다. 스타터 모터의 터빈은, 예를 들어, 약 3초의 시간 주기에 걸쳐 40-50 kW의 평균 전력(average power)을 생성하도록 구성된다. 이보다 더 높은 성능이 필요하면, 터빈은 최적화되어(optimized) 예를 들어 하나보다 많은 단(stage)을 포함할 수도 있다.
터빈에 의해 구동된 샤프트는 오직 구동 토크(driving torque)가 스타터 모터로부터 나올 때에만 구동 토크를 전달하도록 구성된 프리휠(freewheel)에 연결되는 것이 바람직하다. 따라서, 스타터 모터의 터빈의 로터는 작동 동안 터빈 엔진의 샤프트에 의해 구동되는 것이 아니며, 이에 따라 스타터 모터의 최적의 작동 수명이 보장된다. 한 변형예에서, 터빈에 의해 구동되는 샤프트는 터빈 엔진의 샤프트에 직접 연결될 수 있거나, 혹은, 구동 토크가 하나의 샤프트 또는 터빈 엔진 및 스타터 모터 중 다른 하나로부터 나올 때 구동 토크를 전달하도록 구성된 전달 수단(transmission means)에 의해 연결될 수도 있다. 토크에 의해 구동된 샤프트는 보조기어박스(accessory gearbox)에 의해 터빈 엔진의 샤프트에 결합될 수 있다.
또한, 본 발명은 위에서 기술된 것과 같은 하나 이상의 터빈 엔진 및 하나 이상의 스타터 시스템을 포함하는 헬리콥터와 같은 항공기에 관한 것이다.
상기 항공기는 2개 이상의 터빈 엔진을 포함할 수 있는데, 각각의 터빈 엔진은 독립식 스타터 시스템에 연결되거나 혹은 공통의 가스 제너레이터와 하나의 터빈 엔진 당 하나의 스타터 모터로 구성된 스타터 시스템을 가질 수 있다.
또한, 본 발명은 위에서 기술된 것과 같은 시스템에 의해 항공기의 터빈 엔진을 비상 시동시키기 위한 방법에 관한 것으로서, 점화 장치는 비상 시동 상황이 감지되는 즉시 컴퓨터에 의해 작동되는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 세부사항, 특징들 및 이점들과 그 외의 다른 세부사항, 특징들과 이점들은 첨부도면들을 참조하여 비-제한적인 예로 제공된 하기 설명내용을 읽음으로써 보다 자명하게 이해될 것이다:
도 1은 본 발명에 따라 비상 시동 시스템이 구비된 쌍발엔진 헬기의 개략적인 도면;
도 2는, 상기 시스템의 스타터 모터의 축방향 단면도와 함께, 본 발명에 따른 비상 시동 시스템의 개략적인 도면;
도 3 및 4는 본 발명의 대안의 실시예들을 보여주는 도 1과 유사한 도면들이다.
도 1 및 2는 쌍발엔진 헬기(10)에 관한 본 발명의 한 실시예를 도시하는데, 이 경우, 상기 헬기는 메인 기어박스(16)로 프로펠러(14)의 로터를 구동시키기 위해 2개의 터빈 엔진(12)을 포함한다.
각각의 터빈 엔진에는 본 발명에 따른 비상 시동 시스템(20)의 일부분인 스타터 모터(18)가 구비되며(도 2 참조), 따라서 상기 시스템(20)은 2개의 스타터 모터(18)를 포함한다.
상기 시스템(20)은 고체-추진연료 가스 제너레이터(22), 고체 추진연료를 점화시키기 위한 전기-제어식 장치(24), 제너레이터의 가스 출구(gas outlet)를 스타터 모터(18)에 연결시키는 분배 밸브(26), 및 상기 스타터 모터를 제어할 수 있도록 점화 장치(24)와 상기 밸브에 연결된 컴퓨터(28)를 추가로 포함한다.
여기서, 가스 제너레이터(22)는 하나 또는 그 이상의 고체 추진연료 로드(load)를 포함하는 기다란 원통형 바디(cylindrical body)를 포함하는데, 이 원통형 바디는 제너레이터의 원하는 가스 유량(gas flow rate)에 따라 형태가 형성되며, 상기 바디는 연소 챔버(combustion chamber)로서 작동한다. 원하는 가스 유량은 로드의 형태를 적절하게 선택함으로써, 및/또는 상기 로드의 일부 부분들과 완전히 또는 부분적인 연결시킴(lining)으로써 구현될 수 있다.
일단 추진연료 로드의 표면이 점화되고 나면, 로드의 표면이 연소하고 진행되어(advance), 로드의 연결(lining)과 형태로 인한 유량에 따라, 고압 하에서 연소 가스(combustion gas)를 생성시킨다. 이러한 가스들은 제너레이터의 출구에서 배출된다. 제너레이터(22) 내부의 연소 온도는 통상 1400 K 내지 2700 K 사이의 범위에 있다.
점화 장치(24)는 컴퓨터(28)에 의해 전기적으로 제어되며 컴퓨터(28)에 의해 상응하는 신호가 출력되는 즉시, 추진연료의 연소가 작동되도록 구성된다.
분배 밸브(26)는, 예를 들어, 3-방향 비례 밸브로서, 제너레이터(22)의 출구에 연결된 입구 채널(화살표(30)) 및 스타터 모터(18)에 연결된 2개의 출구 채널(화살표(32))을 각각 포함한다. 밸브(26)는 입구 채널이 출구 채널들 중 하나에 연결될 수 있으며, 본 발명에 따른 시스템(20)이 비상 시에 한번에 오직 하나의 터빈 엔진만을 재시동하도록 구성된다. 입구 채널은, 컴퓨터(28)에 의한 신호 출력에 따라, 한 출구 채널 또는 다른 출구 채널과 유체 소통(fluid communication)하게 된다.
컴퓨터(28)는 전자식 컨트롤 유닛, 가령, 현재 항공업계에서 사용되는 컨트롤 유닛이다. 컴퓨터가 비상 상황을 감지하면, 컴퓨터는 분배 밸브(26)와 점화 장치(24)를 작동시켜, 고체 추진연료의 연속에 의해 생성된 연소 가스가 공급되어, 터빈 엔진의 스타터 모터(18)가 시동된다.
도 2는 스타터 모터(18)의 한 실시예의 개략적인 축방향 단면도이다. 상기 스타터 모터는 실질적으로 터빈(38), 예를 들어, 초음속 터빈(supersonic turbine)의 로터 휠(36)을 지지하는 샤프트(34)를 포함하는데, 상기 샤프트(34)는 스타터 모터의 케이싱(42) 내에 장착된 베어링(40)들에 의해 회전되도록 안내된다(guided in rotation). 상기 케이싱(42)은 터빈(38)의 입구를 형성하며 터빈에 공급하기 위해 환형 공동(46) 안으로 개방되는 반경방향 개구(44)를 포함한다. 상기 공동(46)은 상류(upstream)로부터 하류(downstream)까지 일정한 횡단면(cross section)을 가질 수 있거나 혹은 다른 한편으로 상류로부터 하류까지 변경되는 횡단면을 가질 수도 있다.
공동(46)에 유입되는 연소 가스는 감압되고(depressurized) 휠(36)의 블레이드(48)를 통해 흘러(화살표(50)), 휠(36)과, 따라서, 샤프트(34)를 축 주위로 회전시킨다(화살표(52)). 그 뒤, 가스는 터빈(38)으로부터 배출 노즐을 통해 배출되어, 외부로 빠져나간다(화살표(50)).
연소 가스의 온도를, 가령, 예를 들어, 600 K로 내리기 위해 터빈의 상류에 냉각 수단(cooling means)이 제공될 수 있다. 게다가, 고체 입자가 터빈의 덕트(duct) 내로 유입되는 것을 제한하기 위하여, 필터(53)가 터빈의 상류에 끼워맞춤될 수 있다(fitted).
샤프트(34)는 스타터 모터(18)가 연결된 터빈 엔진의 샤프트(54), 가령, 예를 들어, 고압 샤프트에 시동 토크(starting torque)를 전달시키도록 구성된다. 상기 토크는, 점선(56)으로 개략적으로 도시된 것과 같이, 직접 전달될 수 있거나, 혹은 전달 수단, 가령, 보조기어박스(58)에 의해 전달될 수도 있다.
하지만, 프리휠(freewheel)(60)에 의해 보조기어박스(58) 또는 샤프트(54)와 샤프트(34) 사이에 토크를 전달하는 것이 바람직하다. 상기 프리휠은 다이오드(diode)로 개략적으로 도시되는데, 그 이유는, 프리휠의 기능이, 토크가 샤프트(54)로부터 오는 경우가 아니라 샤프트(34)로부터 전달되는 경우에, 토크를 전달하는 것이기 때문이다. 일단 터빈 엔진이 시동되고 나면, 샤프트(34)는 더 이상 샤프트(54)를 구동시키지 않는다.
도 3에 도시된 대안의 실시예에서, 스타터 시스템은 오직 하나의 스타터 모터(118)만을 포함하여, 따라서 비상 시동 시스템(120)은 오직 하나의 터빈 엔진(112)에만 연결되며, 제너레이터(122)의 가스 출구(outlet)가 스타터 모터의 터빈의 입구(inlet)에 직접 연결되어, 분배 밸브는 포함하지 않는다.
도 4에 도시된 대안의 실시예에서, 각각의 쌍발엔진 헬기용 터빈 엔진(122)은 자체적인 스타터 시스템(120)에 연결되어, 따라서 서로 다른 시스템(120)과는 독립적으로 작동된다. 각각의 시스템(120)은 제너레이터(122)와 스타터 모터(118)를 포함한다.
본 발명의 또 다른 변형예(도시되지 않음)에서, 스타터 시스템은 고체 추진연료의 연소에 의해 가스를 생성시키기 위해 하나보다 많은 제너레이터, 가령, 예를 들어, "클러스터(cluster)" 형태의 제너레이터를 포함할 수도 있는데, 이러한 제너레이터들은 병렬 방식으로(parallel) 설치될 수도 있으며, 스타터 모터에 공급되는 고온의 가스의 전체 흐름을 조절하기 위하여 시간에 걸쳐 오프셋(offset) 방식으로 작동될 수도 있다.

Claims (6)

  1. 항공기(10)의 터빈 엔진(12)을 위한 비상 시동 시스템(20)에 있어서,
    상기 비상 시동 시스템(20)은 하나 이상의 고체-추진연료 가스 제너레이터(22), 전기-제어식 점화 장치(24), 상기 점화 장치(24)에 연결된 컴퓨터(28), 및 2개 이상의 독립식 스타터 모터(18)를 포함하며, 각각의 스타터 모터(18)는 터빈 엔진을 시동시키도록 구성되며, 각각의 스타터 모터는 상응하는 터빈 엔진의 샤프트(54)에 결합되도록 구성된 샤프트(34)를 구동시키기 위한 터빈(38)을 포함하고, 제너레이터의 가스 출구는 컴퓨터(28)에 연결된 분배 밸브(26)에 의해 각각의 스타터 모터의 터빈의 입구(44)에 연결되는 것을 특징으로 하는 비상 시동 시스템(20).
  2. 제1항에 있어서, 각각의 스타터 모터(18)의 터빈(38)의 출력(output)은 출구에 연결되는 것을 특징으로 하는 비상 시동 시스템(20).
  3. 제1항에 있어서, 각각의 스타터 모터(18)의 터빈(38)은 단일의 로터 휠(36)을 포함하는 것을 특징으로 하는 비상 시동 시스템(20).
  4. 제1항에 있어서, 상기 시스템(20)은 터빈(38)에 의해 구동되는 샤프트(34)를 터빈 엔진(12)의 샤프트(54)에 결합시키기 위한 수단을 포함하며, 상기 결합 수단은 오직 구동 토크가 스타터 모터(18)로부터 나올 때에만 구동 토크를 전달하도록 구성된 프리휠(60)을 포함하는 것을 특징으로 하는 비상 시동 시스템(20).
  5. 2개 이상의 터빈 엔진(12, 112)을 포함하는 항공기에 있어서,
    상기 항공기는 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 따른 비상 시동 시스템(20)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  6. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 따른 비상 시동 시스템(20)에 의해 항공기의 터빈 엔진(12)을 비상 시동시키기 위한 방법에 있어서,
    점화 장치(24)는 비상 시동 상황이 감지되는 즉시 컴퓨터(28)에 의해 작동되는 것을 특징으로 하는 항공기의 터빈 엔진(12)을 비상 시동시키기 위한 방법.
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