제트 엔진의 구성 요소

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이 문서에서는 제트 엔진에서 발견되는 구성 요소와 시스템에 대해 간략히 설명합니다.

주요 컴포넌트

터보팬, 터보프롭 및 터보샤프트를 포함한 터보제트의 주요 구성 요소:

• 콜드 섹션:
  • 공기 흡입구(흡입구) — 아음속 항공기의 경우, 흡입구는 직진 이외의 방향에서 흡입구로 접근하는 공기와 상관없이 엔진으로 유입되는 원활한 공기 흐름을 보장하는 데 필요한 덕트입니다.이는 횡풍에 의한 지상과 항공기 피치 및 요 모션과 함께 비행 중에 발생한다.덕트 길이는 드래그와 무게를 ^[1]줄이기 위해 최소화됩니다.공기는 음속의 약 절반으로 압축기에 유입되므로 이보다 낮은 비행 속도에서는 유입구를 따라 흐름이 가속되고 높은 비행 속도에서는 속도가 느려집니다.따라서 유입구의 내부 프로파일은 과도한 손실 없이 가속 흐름과 확산 흐름을 모두 수용해야 합니다.초음속 항공기의 경우, 포구는 원추형이나 경사로와 같은 특징을 가지고 있어 초음속 흐름이 느려질 때 발생하는 가장 효율적인 일련의 충격파를 생성한다.공기는 비행 속도에서 충격파를 통해 아음속으로 감속한 다음 흡입구의 아음속 부분을 통해 압축기 음속의 약 절반으로 감속합니다.비용 및 작동 요구와 같은 많은 제약 조건과 관련하여 특정 충격파 시스템을 선택하여 손실을 최소화하여 ^[2]압축기에서의 압력 회수를 극대화합니다.
  • 컴프레서 또는 팬 - 컴프레서는 여러 단계로 구성됩니다.각 스테이지에는 회전하는 블레이드와 정지 상태 또는 베인으로 구성됩니다.공기가 컴프레서를 통과하면 압력과 온도가 증가합니다.컴프레서를 구동하는 동력은 터빈(아래 참조)에서 샤프트 토크 및 속도로 공급됩니다.
  • 바이패스 덕트는 팬에서 바이패스 추진 노즐로 흐르는 흐름을 최소화합니다.또는 단일 추진 노즐에 들어가기 전에 팬 플로우를 터빈 배기와 혼합할 수 있다.다른 배치에서는 믹서와 노즐 사이에 애프터 버너를 설치할 수 있다.
  • 샤프트 — 이 샤프트는 터빈과 컴프레서를 연결하고 엔진 길이의 대부분을 작동합니다.독립적인 속도로 회전하는 동심축은 3개까지 있을 수 있으며 터빈과 압축기 세트도 있습니다.터빈의 냉각 공기는 컴프레서에서 샤프트를 통해 흐를 수 있습니다.
  • 디퓨저 섹션: - 디퓨저는 컴프레서 공급 공기를 느리게 하여 연소기의 흐름 손실을 줄입니다.또한 연소 불꽃을 안정시키기 위해서는 느린 공기가 필요하며, 높은 정압은 연소 ^[3]효율을 향상시킵니다.
• 핫 섹션:
  • 연소기 또는 연소실 — 연료는 엔진 시동 중에 처음 점화한 후 지속적으로 연소됩니다.
  • 터빈 - 터빈은 연소기에서 나오는 뜨거운 가스에서 에너지를 추출하는 풍차와 같은 일련의 블레이드 디스크입니다.이 에너지 중 일부는 컴프레서를 구동하는 데 사용됩니다.터보프롭, 터보샤프트 및 터보팬 엔진에는 프로펠러, 바이패스 팬 또는 헬리콥터 로터를 구동하기 위한 추가적인 터빈 단계가 있습니다.자유 터빈에서는 컴프레서를 구동하는 터빈이 프로펠러 또는 헬리콥터 로터에 동력을 공급하는 것과 독립적으로 회전합니다.압축기에서 블리딩된 냉각 공기는 터빈 블레이드, 베인 및 디스크를 냉각하는 데 사용되어 동일한 터빈 재료 온도에서 더 높은 터빈 입구 가스 온도를 허용할 수 있습니다.**
    

    고압 터빈에 적용된 내부 냉각이 있는 블레이드
  • 애프터버너 또는 재가열(영국) — (주로 군사용) 제트 파이프에서 연료를 연소하여 추가 추력을 생성합니다.이러한 터빈 배기 가스의 재가열은 추진 노즐 진입 온도 및 배기 속도를 높입니다.노즐 면적이 증가하여 배기 가스의 더 높은 비량을 수용할 수 있습니다.이렇게 하면 엔진을 통과하는 기류가 동일하게 유지되어 작동 특성에 변화가 없습니다.
  • 배기 또는 노즐 — 터빈 배기 가스가 추진 노즐을 통과하여 고속 제트를 생성합니다.노즐은 보통 고정된 흐름 영역과 수렴됩니다.
  • 초음속 노즐 — 높은 노즐 압력 비율(노즐 진입 압력/주변 압력)의 경우 수렴 분산(디라발) 노즐이 사용됩니다.대기압과 초음속 가스 속도로의 팽창은 목의 하류에서 계속되며 더 많은 추력을 발생시킨다.

위의 다양한 컴포넌트는 최고의 효율성 또는 성능을 얻기 위해 컴포넌트를 조합하는 방법에 제약이 있습니다.예를 들어 초음속 제트 엔진의 연료/거리 효율은 약 마하 2로 최대화하는 반면, 엔진 성능 및 효율은 정사각형 법칙으로 증가하며 천음파 영역에서 훨씬 더 큰 항력을 가집니다.따라서 전체 차량의 최고 연료 효율은 일반적으로 마하 0.85입니다.

의도된 사용을 위한 엔진 최적화를 위해 여기서 중요한 것은 흡기 설계, 전체 크기, 압축기 단계 수(블레이드 세트), 연료 유형, 배기 단계 수, 구성 요소의 야금, 바이패스 공기 사용량, 바이패스 공기 도입 위치 및 기타 많은 요인입니다.예를 들어, 공기 흡입구 설계를 고려해 보십시오.

공기 흡입구

공기 흡입구는 항공기 동체(Corsair A-7, Dassault Mirage III, General Dynamics F-16 Fighting Falcon, North American F-86 Sabre 및 Mikoyan-Gurevich MiG-21) 또는 나셀(Grumman F-14)의 일부가 되도록 설계할 수 있다.g 737, 747, 에어버스 A380).미국에서는 일반적으로 흡입구를 흡입구라고 부릅니다.

아음속 입구

피토 흡입구는 아음속 항공기에 사용된다.피토 흡입구는 주위에 공기역학 페어링이 있는 튜브에 불과합니다.

항공기가 움직이지 않고 바람이 없을 때 공기는 전방, 측면, 후방 등 모든 방향에서 흡입구로 접근한다.

저공기 속도에서는 립에 접근하는 스트림 튜브의 단면이 립 플로우 영역보다 크지만 흡기 설계 비행 마하 수에서는 2개의 플로우 영역이 동일하다.높은 비행 속도에서는 스트림 튜브가 작아져 과도한 공기가 입술 주위로 쏟아집니다.

립의 반지름은 옆바람 작동 및 이륙 회전 시 저속에서 흐름 분리 및 컴프레서 입구 변형을 방지합니다.

초음속 입구

초음속 흡입구는 충격파를 이용하여 압축기 입구에서의 기류를 아음속 상태로 감속시킵니다.

충격파에는 기본적으로 두 가지 형태가 있습니다.

1. 일반 충격파는 흐름 방향에 대해 수직으로 놓여 있습니다.정상적인 충격파는 정체압을 크게 떨어뜨리는 경향이 있다.정상적인 충격파에 대한 초음속 진입 마하 수치가 높을수록 아음속 출구 마하 수치가 낮아지고 충격이 강해진다(즉, 충격파에 걸친 정체 압력 손실이 커진다).
2. 원뿔형(3차원)과 사선형 충격파(2D)는 배나 보트의 활파처럼 뒤쪽으로 기울어져 원뿔형이나 경사면 등의 흐름 장애에서 방사된다.주어진 흡입 마하 수치에 대해, 그것들은 동등한 정상 충격파보다 약하며, 흐름은 느려지지만 내내 초음속을 유지한다.원뿔형 및 경사형 충격파는 흐름을 바꿔 새로운 방향으로 계속 흐르게 하고, 하류에 또 다른 흐름 장애가 발생할 때까지 흐르게 합니다.주의: 3차원 원추형 충격파에 대한 코멘트는 일반적으로 2D 경사 충격파에도 적용됩니다.

위에서 아음속 애플리케이션용으로 설명한 날카로운 입술 형태의 피토 흡입구는 적당한 초음속 비행 속도에서 매우 잘 작동합니다.분리된 정상 충격파가 흡기 립 바로 앞에서 형성되어 아음속까지 흐름을 '흔들'합니다.그러나 비행 속도가 증가함에 따라 충격파가 강해져 정체 압력의 감소율이 더 커진다(즉, 압력 회복이 더 낮다).미국의 초기 초음속 전투기인 F-100 슈퍼 세이버는 그러한 흡입구를 사용했다.

피토를 제외한 보다 고도의 초음속 흡입:

a) 원추형 충격파와 일반 충격파의 조합을 이용하여 고속 초음속 비행 속도에서 압력 회복을 개선한다.원추형 충격파를 이용하여 정상 충격파에 진입할 때의 초음속 마하수를 감소시킴으로써 전체적인 충격 손실을 감소시킨다.

b) 원추형/사각형 충격파가 카울 립을 가로채는 설계 충격-온-립 비행 마하 수치를 가지며, 따라서 유량관 포획 영역이 흡기 립 면적과 같아진다.그러나 쇼크 온 립 비행 마하 수 이하에서는 충격파 각도/s가 덜 기울어져 립에 접근하는 유선이 원뿔/램프의 존재에 의해 편향된다.따라서 흡기포착면적이 흡기입술면적보다 작아져 흡기기류를 저감할 수 있다.엔진의 공기 흐름 특성에 따라 램프 각도를 낮추거나 원뿔을 후방으로 이동하여 충격파를 카울 립에 다시 집중시켜 흡기 공기 흐름을 극대화하는 것이 바람직할 수 있습니다.

c)는 흡기 립의 덕트 다운스트림에 정상적인 충격을 주도록 설계되어 있어 컴프레서/팬 입구에서의 흐름이 항상 아음속입니다.이 흡입구를 혼합 압축 입구라고 합니다.그러나 이러한 흡입구에는 두 가지 어려움이 발생합니다. 하나는 엔진 스로틀 중에 발생하는 반면 다른 하나는 항공기 속도(또는 마하)가 변경될 때 발생합니다.엔진을 스로틀백하면 LP 컴프레서/팬의 보정(또는 비치수) 기류가 감소하지만(초음속 상태에서는) 흡기 립의 보정 기류는 비행 마하수 및 흡기 입사율/요에 의해 결정되므로 일정하게 유지됩니다.이러한 불연속성은 덕트의 낮은 단면적으로 이동하는 정상적인 충격에 의해 극복되어 충격파 입구에서의 마하 수를 감소시킵니다.그러면 충격파가 약해져 전체적인 흡기 압력 회복이 개선됩니다.따라서 절대 공기 흐름은 일정하게 유지되지만 컴프레서 입구에서의 보정 공기 흐름은 낮아집니다(더 높은 입구 압력 때문에).과도한 흡기 공기 흐름은 엔진 스로틀에 의해 너무 멀리 전방으로 강제되는 정상적인 충격으로 인해 원뿔형/사각형 충격파가 교란되는 것을 방지하기 위해 외부 또는 배기 시스템으로 방출될 수도 있습니다.

두 번째 어려움은 항공기 마하 수치가 변경될 때 발생한다.공기 흐름은 흡기 립, 목구멍 및 엔진에서 동일해야 합니다.이 진술은 질량 보존의 결과이다.그러나 항공기의 초음속 변화 시 기류는 일반적으로 동일하지 않다.이 난이도는 에어플로우 매칭 문제로 알려져 있으며 아음속 흡기보다 복잡한 흡기 설계에 의해 해결됩니다.예를 들어 공기 흐름을 일치시키기 위해 초음속 입구 목구멍을 가변으로 하여 엔진 주위를 우회한 후 이젝터 ^[4]노즐에 의해 2차 공기로 펌핑할 수 있습니다.흡입구의 흐름이 일치하지 않으면 목구멍의 정상적인 ^[5]충격파가 갑자기 입술을 넘어 앞으로 이동하면서 불안정해질 수 있습니다.이것을 흡입구 언타트라고 합니다.일반적인 경사 충격파 세트 대신 평면 충격파만으로 유출 항력이 높고 압력 회복이 낮습니다.SR-71 설치에서는 애프터버너 블로아웃이 가끔 ^[6]발생하더라도 엔진이 계속 작동합니다.

인렛 콘

많은 2세대 초음속 전투기는 원추형 충격파를 형성하기 위해 사용된 입구 원뿔을 가지고 있었다.예를 들어, 이러한 유형의 입구 원뿔은 영국 전기 라이트닝 및 MiG-21 항공기의 맨 앞부분에서 명확히 볼 수 있다.

F-104 스타파이터 및 BAC TSR-2에서 볼 수 있듯이 동체 측면에 장착된 공기 흡입구에도 동일한 접근 방식을 사용할 수 있습니다.

일부 흡입구는 쌍원추형입니다. 즉, 두 개의 원추형 표면을 특징으로 합니다. 첫 번째 원추형 표면은 두 개의 원추형 접합부에서 방사되는 추가 원추형 충격파를 생성하는 두 번째 원추형 표면으로 보완됩니다.통상적인 충격에 대한 진입 마하수가 제2의 원추형 충격파의 존재에 의해 감소하기 때문에, 쌍원추형 흡입구는 통상 등가 원추형 흡입구보다 효율적이다.

SR-71의 흡입구에는 충격파 위치를 제어하여 최대의 압력 ^[7]회수를 제공하는 원추형 스파이크가 있습니다.

인렛 램프

원추형 흡입구의 대안으로는 흡입구의 가장자리 중 하나가 경사로가 되도록 흡입구를 각도 조정하는 것이 있습니다.경사 충격파가 램프 시작 부분에서 형성됩니다.센츄리 시리즈의 미국 제트기는 이 접근법의 여러 가지 변형을 특징으로 했는데, 보통 취수구의 바깥쪽 수직 가장자리에 램프가 있고, 램프는 동체 쪽으로 안쪽으로 기울어져 있었다.대표적인 예로는 Republic F-105 Thunderchief와 F-4 Phantom이 있습니다.이 설계는 원추형 흡입구에 대한 압력 회복에서는 약간 열악하지만, 낮은 초음속에서는 압력 회복의 차이가 크지 않으며, 램프 설계의 크기가 작고 단순하여 많은 초음속 항공기에 선호되는 경향이 있다.

나중에 이것은 램프가 바깥쪽 수직 가장자리가 아닌 위쪽 수평 가장자리가 되도록 진화했고, 아래쪽과 뒤쪽의 각도가 뚜렷했다.이 설계를 통해 흡입구 구조가 단순해지고 가변 램프를 사용하여 엔진으로 유입되는 공기 흐름을 제어할 수 있습니다.1960년대 초반 이후 대부분의 설계에서는 현재 그루만 F-14 Tomcat, McDonnell Douglas F-15 Eagle, Panavia Tornoide 및 Concorde와 같은 이러한 흡기 스타일이 특징입니다.

다이버터리스 초음속 흡입구

다이버터리스 초음속 흡입구(DSI)는 "범프"와 전방 스윕 흡입구 뚜껑으로 구성되어 있으며, 이 뚜껑은 초음속으로부터 공기를 압축하여 항공기의 엔진으로부터 경계층의 기류를 다른 곳으로 돌리기 위해 함께 작동한다.DSI는 초음속 및 경계층 기류를 제어하는 기존 방법을 대체하기 위해 사용할 수 있습니다.DSI는 더 복잡하고 무겁고 ^[8]비싼 흡기 램프와 흡기 콘을 교체하는 데 사용할 수 있습니다.

압축기

축방향 압축기는 항공기 날개와 유사한 에어로포일 섹션이 있는 회전식 블레이드에 의존합니다.일부 조건의 항공기 날개와 마찬가지로 블레이드는 정지할 수 있습니다.이 경우 정지된 컴프레서 주변의 기류가 심하게 역방향으로 흐를 수 있습니다.압축기의 각 설계에는 공기 흐름 대 회전 속도의 관련 작동 맵이 있습니다(압축기 맵 참조).

주어진 스로틀 조건에서 컴프레서는 정상 상태 주행 라인을 따라 작동합니다.불행히도 이 작동 라인은 과도기 동안 변위됩니다.많은 압축기에는 서지 발생 가능성을 줄이기 위해 블리딩 밴드 또는 가변 형상 스태터의 형태로 안티 스톨 시스템이 장착되어 있습니다.또 다른 방법은 컴프레서를 두 개 이상의 유닛으로 분할하여 별도의 동심축에서 작동하는 것입니다.

또 다른 설계상 고려사항은 평균 단계 하중이다.압축 단계 수 증가(중량/비용 증가) 또는 평균 블레이드 속도 증가(블레이드/디스크 스트레스 증가)를 통해 합리적인 수준으로 유지할 수 있습니다.

대형 플로우 컴프레서는 보통 전축 방식이지만 소형 유닛의 후면 스테이지가 너무 작아서 견고할 수 없습니다.따라서 이들 스테이지가 단일 원심 유닛으로 대체되는 경우가 많다.초소형 유량 압축기는 직렬로 연결된 두 개의 원심 압축기를 사용하는 경우가 많습니다.분리형 원심 압축기는 상당히 높은 압력비(예: 10:1)로 작동할 수 있지만, 임펠러 응력 고려 사항은 높은 전체 압력비 엔진 사이클에서 사용될 수 있는 압력비를 제한합니다.

전체 압력 비율이 증가하면 고압 컴프레서 출구 온도가 상승합니다.이는 리어 컴프레서 스테이지에서 데이텀 블레이드 팁 마하 수치를 유지하기 위해 더 높은 고압 샤프트 속도를 의미합니다.그러나 응력을 고려할 경우 샤프트 속도 증가가 제한될 수 있으며, 이로 인해 원래 압축기가 기준보다 낮은 압력비로 공기역학적으로 스로틀백될 수 있습니다.

연소기

화염 전선은 일반적으로 마하 0.05의 속도로 이동하지만 제트 엔진을 통한 공기 흐름은 이보다 훨씬 빠릅니다.연소기는 일반적으로 화염 홀더라고 불리는 보호 연소 구역을 제공하기 위해 구조를 사용합니다.연소기 구성에는 캔, 고리형 및 고리형 캔이 포함됩니다.

모든 스로틀 조건에서 적당히 빠르게 이동하는 공기 흐름에서 불꽃이 최대한 효율적으로 연소되도록 매우 주의해야 합니다.터빈은 화학 온도(혼합비 약 15:1)를 견딜 수 없기 때문에 압축기 중 일부는 연소기의 출구 온도를 허용 가능한 수준으로 억제하는 데 사용됩니다(전체 혼합비 45:1 ~ 130:1 사용^[9]).연소에 사용되는 공기는 1차 기류, 냉각에 사용되는 과잉 공기는 2차 기류라고 합니다.2차 기류는 버너 캔의 많은 작은 구멍을 통해 운반되어 연소 캔의 금속 표면을 화염으로부터 절연하기 위해 차가운 공기 담요를 형성합니다.만약 금속이 직접 화염에 노출된다면, 그것은 결국 타버릴 것이다.

'덕트 엔진'이 아닌 로켓 엔진은 상당히 다른 연소기 시스템을 가지고 있으며, 혼합비는 일반적으로 메인 챔버에서 화학량계에 훨씬 가깝습니다.이러한 엔진은 일반적으로 화염 홀더가 없으며 훨씬 높은 온도에서 연소가 발생하며 터빈 다운스트림은 없습니다.그러나 액체로켓 엔진은 터보펌프를 작동시키기 위해 종종 별도의 버너를 사용하며, 이러한 버너는 보통 펌프의 터빈 온도를 낮추기 위해 이론적으로 멀리 떨어져 있습니다.

터빈

터빈은 고압에서 저압으로 팽창하기 때문에 터빈 서지나 정지 같은 것은 없습니다.터빈은 컴프레서보다 필요한 단계가 적습니다. 주로 흡기 온도가 높으면 팽창 프로세스의 델타T/T(및 압력비)가 감소하기 때문입니다.블레이드는 곡률이 더 높고 가스 흐름 속도가 더 빠릅니다.

그러나 설계자는 매우 높은 온도와 응력 환경에서 터빈 블레이드 및 베인이 녹는 것을 방지해야 합니다.따라서 압축 시스템에서 추출된 블리딩 공기는 터빈 블레이드/베인을 내부적으로 냉각하는 데 자주 사용됩니다.다른 솔루션은 개선된 재료 및/또는 특수 절연 코팅입니다.디스크는 회전하는 블레이드에 의해 가해지는 엄청난 응력을 견딜 수 있도록 특수하게 형성되어야 합니다.그것들은 임펄스, 반응 또는 조합 임펄스-반응의 형태를 취한다.개선된 소재는 디스크 무게를 줄이는 데 도움이 됩니다.

애프터버너(리히트)

애프터 버너는 엔진 뒤에 있는 제트 파이프에서 여분의 연료를 연소시킴으로써 단기간 동안 추진력을 높입니다.

노즐

추진 노즐은 가스터빈 또는 가스 발생기를 제트 엔진으로 변환합니다.가스터빈 배기가스에서 이용 가능한 전력은 노즐에 의해 고속 추진 제트로 변환된다.출력은 20psi(140kPa) 및 1,000°F(538°^[10]C) 터보젯의 일반적인 게이지 압력 및 온도 값으로 정의됩니다.

스러스트 리버서

이 패널은 배기 노즐의 끝을 가로질러 흔들리며 제트 추력을 앞으로 꺾는 컵으로 구성되거나(DC-9와 같이), 팬 추력만 뒤로 밀리고 후진하는 카울링 뒤에 있는 두 개의 패널로 구성됩니다(팬이 추력의 대부분을 생성합니다).팬 에어 리다이렉션은 '블로커 도어' 및 '캐스케이드 베인'이라고 불리는 디바이스에 의해 실행됩니다.이것은 747, C-17, KC-10과 같은 많은 대형 항공기들의 경우이다.항공기를 타고 있는데 착륙 후 엔진 출력이 증가하는 소리를 듣는다면, 이는 보통 추력 역전이 전개되기 때문입니다.이 용어에서 알 수 있듯이 엔진이 실제로 역회전하는 것은 아닙니다.후진기는 항공기의 속도를 더 빠르게 늦추고 휠 브레이크의 마모를 줄이기 위해 사용됩니다.

냉각 시스템

모든 제트 엔진은 높은 효율성을 위해 고온 가스를 필요로 하며, 일반적으로 탄화수소 또는 수소 연료를 연소하여 작동합니다.연소 온도는 로켓의 경우 최대 3500K(5841F)로 대부분의 물질의 녹는점보다 훨씬 높을 수 있지만, 일반 공기 호흡 제트 엔진은 다소 낮은 온도를 사용합니다.

냉각 시스템은 고체 부품의 온도를 고장 온도 이하로 유지하기 위해 사용됩니다.

항공 시스템

대부분의 터빈 기반 제트 엔진에 복잡한 공기 시스템이 내장되어 있으며, 주로 터빈 블레이드, 베인 및 디스크를 냉각합니다.

컴프레서 출구에서 블리딩된 공기는 연소기 주위를 지나 회전하는 터빈 디스크의 림으로 분사됩니다.그런 다음 냉각 공기는 터빈 날개 내부의 복잡한 통로를 통과합니다.블레이드 재료에서 열을 제거한 후, 공기는 냉각 구멍을 통해 메인 가스 스트림으로 배출됩니다.터빈 베인의 냉각 공기도 비슷한 과정을 거칩니다.

냉각 구멍 바로 안쪽의 냉각 공기의 압력이 마주 오는 가스 흐름의 압력과 크게 다르지 않을 수 있기 때문에 블레이드의 선단을 냉각하는 것은 어려울 수 있습니다.한 가지 해결책은 디스크에 커버 플레이트를 통합하는 것입니다.이는 냉각 공기가 블레이드로 유입되기 전에 압력을 가하는 원심 압축기 역할을 합니다.또 다른 해결책은 초효율 터빈 림 씰을 사용하여 냉각 공기가 회전 디스크로 통과하는 영역을 가압하는 것입니다.

씰은 오일 누출을 방지하고 냉각을 위한 공기를 제어하며 터빈 공동으로 유입되는 부유 공기를 방지하는 데 사용됩니다.

일련의 (예: 미로) 씰을 통해 약간의 블리딩 공기가 터빈 디스크를 세척하여 열을 배출하는 동시에 터빈 림 씰을 가압하여 엔진 내부로 뜨거운 가스가 유입되는 것을 방지합니다.다른 유형의 씰에는 유압, 브러시, 카본 등이 있습니다.

소량의 컴프레서 블리딩 공기도 샤프트, 터빈 쉬라우드 등을 냉각하는 데 사용됩니다.연소실 벽의 온도를 임계 이하로 유지하기 위해 일부 공기가 사용됩니다.이 작업은 1차 및 2차 공기 구멍을 사용하여 수행되며, 공기층이 챔버 내벽을 덮고 과도한 난방을 방지합니다.

출구 온도는 재료에 따라 터빈 온도 상한에 따라 달라집니다.온도를 낮추면 열피로 및 고장도 방지할 수 있습니다.부속품에는 압축기 또는 외부 공기를 사용하는 자체 냉각 시스템도 필요할 수 있습니다.

컴프레서 단계의 공기는 팬 가열, 기체 결빙 방지 및 실내 난방에도 사용됩니다.어느 단계에서 출혈이 일어나느냐는 그 고도에서 대기 상태에 따라 달라집니다.

연료 시스템

엔진에 연료를 공급하는 것 외에도 연료 시스템은 프로펠러 속도, 컴프레서 공기 흐름 및 냉각 윤활유를 제어하는 데도 사용됩니다.연료는 일반적으로 분무 스프레이에 의해 도입되며, 분무의 양은 공기 흐름에 따라 자동으로 제어됩니다.

따라서 추력을 증가시키는 일련의 사건들은 스로틀이 열리고 연료 분무 압력이 증가하여 연료 연소량이 증가합니다.즉, 배기 가스는 더 뜨겁기 때문에 더 높은 가속도로 배출됩니다. 즉, 배기 가스는 더 높은 힘을 발휘하여 엔진 추력을 직접 증가시킵니다.또한 터빈에 의해 추출되는 에너지를 증가시켜 컴프레서를 더욱 빠르게 구동하므로 엔진으로 유입되는 공기도 증가합니다.

분명히 중요한 것은 공기 흐름의 질량 비율입니다. 왜냐하면 힘을 생성하는 것은 운동량의 변화(질량 x 속도)이기 때문입니다.그러나 밀도는 고도에 따라 다르므로 질량 유입도 고도, 온도 등에 따라 달라진다.즉, 스로틀 값은 수동으로 변경하지 않고도 이러한 모든 파라미터에 따라 달라집니다.

이것이 연료 흐름이 자동으로 제어되는 이유입니다.일반적으로 압력을 제어하는 시스템과 흐름을 제어하는 시스템이 있습니다.일반적으로 입력은 흡기구의 압력 및 온도 프로브와 엔진을 통과하는 다양한 지점에서 이루어집니다.또한 스로틀 입력, 엔진 속도 등이 필요합니다.이는 고압 연료 펌프에 영향을 미칩니다.

연료 컨트롤 유닛(FCU)

이 요소는 일종의 기계 컴퓨터입니다.펌프 스트로크를 일으키는 데 사용되는 압력을 변화시켜 유량을 변화시킬 수 있는 밸브 시스템에 의해 연료 펌프의 출력을 결정합니다.

흡기 압력이 감소하는 고도가 높아질 가능성을 고려하십시오.이 경우 FCU 내부의 챔버가 확장되어 스필 밸브가 더 많은 연료를 블리딩합니다.그러면 반대쪽 챔버 압력이 공기 압력과 동일하고 스필 밸브가 제자리로 돌아갈 때까지 펌프의 연료 공급량이 줄어듭니다.

스로틀이 열리면 압력이 감소하여 스로틀 밸브가 떨어집니다.압력은 (연료 흐름의 공기 간격이 없는) 역압 밸브로 인해 전달되며, 이 밸브는 일반적으로 FCU 스필 밸브라고 불리며, 그 후 압력을 증가시키고 더 높은 유량을 유발합니다.

엔진 속도 조절기는 엔진의 과속을 방지하는 데 사용됩니다.FCU 제어를 무시하는 기능이 있습니다.이 기능은 다이어프램을 사용하여 펌프의 회전 로터에 의해 발생하는 원심 압력 측면에서 엔진 속도를 감지합니다.임계값이 되면 이 다이어프램에 의해 또 다른 누출 밸브가 열리고 연료 흐름이 블리딩됩니다.

예를 들어 대시 포트 스로틀 레버를 사용하여 연료 흐름을 제어하는 다른 방법이 있습니다.스로틀에는 컨트롤 밸브와 맞물리는 기어(랙 및 피니언 등)가 있어 다양한 위치에 포트가 있는 실린더를 따라 미끄러집니다.스로틀을 움직여 밸브를 실린더를 따라 슬라이드시키면 이러한 포트가 설계대로 열리고 닫힙니다.실제로는 밸브 2개가 있습니다.스로틀 및 컨트롤 밸브.제어 밸브는 스로틀 밸브의 한쪽에서 압력을 제어하여 스로틀 제어 압력에 대한 올바른 반작용을 제공하는 데 사용됩니다.실린더 내부의 연료 출구를 제어하여 이를 실현합니다.

따라서 예를 들어, 더 많은 연료가 유입되도록 스로틀 밸브를 위로 이동시켰다는 것은 스로틀 밸브가 더 많은 연료가 흐를 수 있는 위치로 이동했다는 의미이고, 다른 쪽에서는 필요한 압력 포트가 열려 스로틀 레버가 제자리에 유지되도록 압력 균형을 유지합니다.

최초 가속 시에는 더 많은 연료가 필요하며, 유닛은 특정 스로틀 위치에서 다른 포트를 열어 더 많은 연료가 흐를 수 있도록 조정됩니다.외기의 압력 변화, 즉 고도, 항공기 속도 등은 에어캡슐에 의해 감지된다.

추진제 펌프

추진제 펌프는 보통 연소실 압력 이상으로 추진제 압력을 높여 연료가 분사될 수 있도록 합니다.연료 펌프는 일반적으로 기어를 통해 메인 샤프트에 의해 구동됩니다.

터보펌프

터보펌프는 가스터빈에 의해 회전되는 원심펌프로 연소실 내 압력 이상으로 추진제 압력을 높여 분사 및 연소할 수 있도록 하는 데 사용됩니다.터보펌프는 로켓과 함께 매우 일반적으로 사용되지만 램젯과 터보젯도 그것을 사용하는 것으로 알려져 있다.터보펌프의 구동 가스는 보통 오프스토이코메트릭 연소를 통해 별도의 챔버에서 생성되며, 상대적으로 작은 질량 흐름은 특수 노즐을 통해 또는 메인 노즐의 한 지점에서 방출됩니다. 두 가지 모두 약간의 성능 저하를 일으킵니다.일부 경우(특히 우주왕복선 주 엔진) 단계 연소가 사용되며, 펌프 가스 배기가스는 연소가 완료된 메인 챔버로 반환되며 펌핑 손실로 인한 성능 손실이 발생하지 않습니다.

램젯 터보펌프는 터빈을 통해 팽창하는 램 공기를 사용합니다.

엔진 시동 시스템

위에서 설명한 연료 시스템은 엔진 시동에 필요한 두 시스템 중 하나입니다.다른 하나는 챔버 내 공기/연료 혼합물의 실제 점화입니다.보통 엔진을 시동하는 데 보조 동력 장치가 사용됩니다.컴프레서 유닛으로 전달되는 높은 토크를 가진 스타터 모터가 있습니다.최적의 속도에 도달하면, 즉 터빈을 통과하는 가스의 흐름이 충분하면 터빈이 이를 대신합니다.

전기, 유압, 공압 등 다양한 시동 방법이 있습니다.

전동 스타터는 모터와 엔진을 연결하는 기어 및 클러치 플레이트와 함께 작동합니다.클러치는 최적의 속도가 달성되면 해제하는 데 사용됩니다.이것은, 통상은 자동적으로 행해집니다.전기 공급 장치는 점화뿐만 아니라 모터 시동에도 사용됩니다.일반적으로 스타터가 속도를 올리면 전압이 천천히 높아집니다.

일부 군용 항공기는 전기 방식이 허용하는 것보다 빨리 출발해야 하므로 카트리지 터빈 시동 장치 또는 "카트 시동 장치"와 같은 다른 방법을 사용합니다.이것은 카트리지에서 가스를 태우는 충격 터빈으로, 보통 화약과 유사한 고체 추진제를 점화하여 만들어집니다.이 시스템은 엔진을 회전하도록 설계되었으며 자동 분리 시스템 또는 오버런 클러치와도 연결됩니다.카트리지는 전기적으로 점화되며 스타터의 터빈을 돌리는 데 사용됩니다.

또 다른 터빈 시동 시스템은 거의 작은 엔진과 비슷합니다.다시 터빈은 기어를 통해 엔진과 연결됩니다.그러나 터빈은 연소 가스에 의해 회전합니다. 일반적으로 연료는 탱크에 저장된 질산 이소프로필(또는 때로는 히드라진)이 연소실로 분사됩니다.다시, 스파크 플러그로 점화됩니다.속도 등 모든 것이 전기적으로 제어됩니다.

대부분의 상업용 항공기와 대형 군 수송기는 보통 보조 동력 장치라고 불리는 것을 사용한다.그것은 보통 작은 가스 터빈이다.따라서 APU를 사용하는 것은 작은 가스 터빈을 사용하여 큰 가스 터빈을 시동하는 것이라고 할 수 있습니다.APU의 컴프레서 섹션에서 나오는 저압(40~70psi 또는 280~480kPa)의 대용량 공기는 파이프로 구성된 시스템을 통해 엔진으로 블리딩되어 시동 시스템으로 유도됩니다.이 블리딩 공기는 엔진 회전을 시작하고 공기를 흡입하는 메커니즘으로 유도됩니다.스타터는 일반적으로 카트리지 스타터와 유사한 공기 터빈 유형이지만 추진제 카트리지의 연소 가스 대신 APU의 블리딩 공기를 사용합니다.대부분의 카트 스타터들은 APU 공기를 사용하여 그들을 돌릴 수도 있습니다.엔진의 회전 속도가 연소를 지원하기에 충분한 공기를 흡입할 수 있을 정도로 충분하면 연료가 도입되어 점화됩니다.엔진이 점화되어 공회전 속도에 도달하면 블리딩 공기 및 점화 시스템이 차단됩니다.

보잉 737과 에어버스 A320과 같은 항공기의 APU는 항공기의 맨 뒷부분에서 볼 수 있다.이곳은 대부분의 상업용 여객기에서 APU의 전형적인 위치이지만, 일부는 날개 뿌리(Boeing 727) 또는 선미 동체(DC-9/MD80) 안에 있을 수 있으며, 일부 군 수송기는 APU를 주 착륙 장치 중 하나(C-141)로 운반한다.

일부 APU는 바퀴가 달린 카트에 장착되므로 견인하여 다른 항공기에서 사용할 수 있습니다.이들은 호스로 항공기 덕트에 연결되며, 이 덕트에는 APU 공기가 항공기로 유입되도록 하는 체크 밸브가 포함되어 있으며, 주 엔진의 블리딩 공기가 덕트를 통해 빠져나가지 못하게 합니다.

APU는 또한 엔진이 꺼진 동안 실내 조명, 압력 및 기타 시스템을 계속 켜둘 수 있는 충분한 전력을 제공합니다.공기 흐름을 제어하는 데 사용되는 밸브는 일반적으로 전기적으로 제어됩니다.미리 정해진 속도로 자동으로 닫힙니다.일부 엔진에서는 시동 시퀀스의 일부로, 연료는 공기만 사용하는 것이 아니라 공급 공기와 결합되어 연소됩니다.이것은 보통 단위 중량당 더 많은 전력을 생산합니다.

보통 APU는 적절한 속도로 자동으로 꺼지는 자체 전기 스타터 모터에 의해 시동됩니다.주 엔진이 시동되어 올바른 상태에 도달하면 이 보조 장치가 꺼지고 천천히 해제됩니다.

유압 펌프를 사용하여 기어를 통해 일부 엔진을 시동할 수도 있습니다.펌프는 지상에서 전기적으로 제어된다.

Boeing F/A-18 Hornet에 장착된 APU를 예로 들 수 있습니다. APU는 유압 모터에 의해 시동되며 유압 모터 자체가 축전지에 저장된 에너지를 공급받습니다.이 어큐뮬레이터는 우측 엔진이 시동되고 유압이 발생하거나 우측 메인 랜딩 기어 웰에 있는 수동 펌프에 의해 충전됩니다.

점화

일반적으로 연소 시스템의 서로 다른 위치에 두 개의 점화 플러그가 있습니다.고압 스파크를 사용하여 가스를 점화합니다.전압은 항공기 배터리에서 제공하는 저전압(일반적으로 28V DC) 전원에서 최대 저장된다.점화 여자기에서 올바른 값까지 축적된 후(자동차 점화 코일과 유사) 고에너지 스파크로 방출됩니다.폭우 속을 비행하는 등 다양한 조건에 따라 점화기는 내부의 불꽃이 꺼질 경우 연소가 되지 않도록 불꽃을 계속 공급한다.물론 불이 꺼질 경우 재점등할 준비가 되어 있어야 합니다.엔진이 만족스러운 재점등을 얻을 수 있는 고도 및 공기 속도에는 제한이 있습니다.

예를 들어 General Electric F404-400은 연소기용 점화기와 애프터 버너용 점화기를 사용합니다. A/B용 점화 시스템에는 점화기를 작동시키기 위한 자외선 불꽃 센서가 포함되어 있습니다.

대부분의 최신 점화 시스템은 시스템이 작동될 때 사람이 전기 리드에 접촉할 경우 치명적인 위험이 될 수 있는 충분한 에너지(20~40kV)를 공급하므로 이러한 시스템에서 작업할 때 팀 간의 의사소통이 매우 중요합니다.

윤활 시스템

윤활 시스템은 베어링과 기어의 윤활을 보장하고 주로 마찰을 제거하여 충분히 차가운 온도를 유지하는 역할을 합니다.윤활유는 또한 목표 오일 흐름을 통해 벽 및 기타 구조 부재와 같은 다른 부분을 직접 냉각하는 데 사용할 수 있습니다.또한 윤활 시스템은 엔진 내부에서 마모된 입자를 운반하여 필터를 통해 플러싱하여 오일 및 오일 젖은 구성 요소를 청결하게 유지합니다.

윤활유는 다양한 씰링 메커니즘을 통해 엔진 외부 부품으로부터 격리됩니다. 또한 오물과 기타 이물질이 오일을 오염시키고 베어링, 기어 및 기타 움직이는 부품에 도달하는 것을 방지하며, 일반적으로 루프 형태로 흐릅니다(엔진 사용을 통해 의도적으로 소비되지 않음).윤활유는 비교적 낮은 온도에서 쉽게 흐를 수 있어야 하며 매우 높은 온도에서 분해되거나 분해되지 않아야 합니다.

일반적으로 윤활 시스템에는 엔진의 윤활 공급 시스템, 소기(오일 리턴 시스템) 및 브리더(내부 컴파트먼트의 과도한 공기를 배출)를 개별적으로 처리하는 하위 시스템이 있습니다.

압력 시스템 구성 요소에는 일반적으로 오일 탱크 및 공기 제거기, 메인 오일 펌프, 메인 오일 필터/필터 바이패스 밸브, 압력 조절 밸브(PRV), 오일 쿨러/바이패스 밸브 및 튜브/제트가 포함됩니다.
일반적으로 탱크에서 펌프 입구 및 PRV로 흐르는 흐름은 메인 오일 필터 또는 바이패스 밸브와 오일 쿨러로 펌핑된 다음 일부 필터를 통해 베어링의 제트로 흐릅니다.

PRV 제어 방법을 사용하면 공급 오일의 압력이 임계치 미만이어야 합니다(일반적으로 임계치를 초과할 경우 잉여 오일을 탱크로 다시 누출할 수 있는 다른 밸브에 의해 제어됨).밸브가 일정한 압력으로 열리고 오일은 일정한 속도로 베어링 챔버 안으로 계속 이동합니다.

엔진 출력 설정이 증가하면 일반적으로 베어링 챔버 내부의 압력도 증가합니다. 즉, 윤활유 공급과 챔버 간의 압력 차이가 줄어들어 오일 유량이 더 필요할 때 오일 유량을 줄일 수 있습니다.그 결과 일부 PRV는 베어링 챔버 내의 이 압력변화를 비례적으로 이용하여 스프링력값을 조정하여 윤활유량을 일정하게 유지할 수 있다.

제어 시스템

대부분의 제트 엔진은 Full Authority Digital Electronics Control 시스템을 사용하여 디지털 방식으로 제어되지만, 일부 시스템은 기계 장치를 사용합니다.

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