제17장 터보샤프트 엔진 (Turboshaft Engines)

제7장 터보샤프트 엔진 (Turboshaft Engine) 7-1. 소개(Introduction) 가스터빈엔진에서 출력을 축을 통하여 프로펠러 또는 그 외의 다른 곳에 이송시키는 엔진 을 터보샤프트 엔진이라 한다. 터보샤프트 엔진은 터보프롭 엔진과 유사하며 여러 가지 터보팬 과 터보프롭엔진에 대하여는 앞의 장에서 이미 자세히 설명되었으며, 이것들은 터보샤프트의 변형이라 할 수 있다. 터보샤프트엔진은 축 터빈에서 약간의 추력은 만들어지나 주 설계는 축마력(shp : Shaft Horsepower)을 만들어 내는 것이다. 터보샤프트 엔진은 터보제트엔진에서 가지고 있는 기본구성품은 동일하나 추가로 터빈 휠 또는 휠이 연소실로부터의 분출가스의 출력의 거의 흡수한다 는 것이다. 즉, 터빈에서 추력이 발생하지 않고 열에너지를 그대로 축을 구동시키는 회전운동 에너지로 변환시킨다는 것이다. 출력은 엔진터빈에 직접 연결되어 얻어지거나 또는 배기 흐름에 위치한 터빈 중에 하나인 자유-터빈(Free-Turbine)에 의해서 구동되는 축에 의해서 얻어진다. 이 모두 헬리콥터에 적 용하여 사용되어지고, 자유터빈은 오늘날 대중적으로 사용되어지고 있다. 터보샤프트 엔진의 다른 사용 처는 보조동력장치(APU : Auxiliary Power Unit)이다. 이 소형의 가스터빈엔진은 대형 운송용 항공기에서 지상 또는 비행중 보조출력 즉, 전기출력(Electric Power)과 공압 출력(Pneumatic Power)을 얻기 위한 장치로 사용되고 있다.

󰊱 보조동력장치(APU) 항공기에 장착되어 운용되는 APU는 [그림17-1]에서 보는 것과 같이 운송용 항공기에 전력과 공압을 공급하는 계통이다. 지상에서 특정한 장비를 항공기에 연결하지 않고도 전기와 공압을 공급하여 항공기 조명계통, 공조계통과 엔진 시동계통에 사용되며, 일부 항공기에서 는 비행 중 일정한 고도 이하에서 비상으로 전력과 공압을 공급하도록 설계되어 있다. 보잉 B-757항공기에 사용하는 APU는 Garrett GTCP(Gas Turbine Compressor Power) 331-200ER엔진으로 전자방식에 의해 제어된다. 이 APU는 Electronic APU Control Unit (ECU)에 의하여 제어되며, APU의 모든 작동상태를 감시하는 전자제어장치를 이용한다. 이 ECU는 항공기 전기/전자 장치실의 해당 선반에 위치되어 있고, 이 전기/전자 장치실은 항공 기 후방 화물실 도어 뒤쪽에 위치하고 있다. 이 선반에는 APU 축전지(Battery)와 축전지 충 전장치가 함께 있으며 APU시동에 사용되어 진다. 이 APU 제어장치는 시동절차, 작동중의 감시, APU 작동 중에 공압의 축출과 안전한 정지 등을 상호 연결 되여 조절해주고, ECU는 자체시험회로장치(BITE : Built-In Test Equipment)가 내장되어 APU의 결함 및 현재의 상 태 등을 감지하여 APU가 결함이나 파손에 의하여 정지되는 것을 미연에 방지시키고 보호해 준다. 결함 발생 시에 해당 부품의 교환 상태 등은 부품번호 등을 함께 기억된다. 󰊲 APU의 작동(APU Operation) APU 계통은 조종실에 있는 APU 제어패널(Control Panel)로부터 제어되어지고, 이 패널 에는 3개의 위치가 있는 회전식 스위치와 “FAULT”와 “RUN”지시등이 있다(그림7-1 좌측 상부). APU를 시동하려면 이 스위치를 잠시 동안 “START”위치로 선택하였다 놓으면 스위 치는 스프링 힘에 의하여 “ON”위치로 돌아간다. 이때 APU는 작동을 시작하여 회전속도가 95% rpm에 도달할 때까지 흰색의 “RUN” 등(Light)이 들어오고 정상 스케줄에 의하여 시동 되고 가속된다. APU의 정상작동속도는 100% rpm이다. 호박색(Amber)의 “FAULT”경고등 은 APU 연료차단밸브가 선택위치와 다르거나 또는 정지보호회로(Protective Shutdown Circuit)가 작동되었을 때 들어온다. APU를 정상적으로 정지시키려면 스위치를 “OFF”위치로 작동시키면 엔진은 정지된다. APU를 비정상적으로 정지시키려면 [그림7-1]의 좌측 하단 에서 보는 APU Fire Switch나 또는 Nose Gear Strut에 있는 원격제어패널에 있는 APU Shutdown 스위치를 이용하여 정지시킬 수 있다. APU의 작동상태는 조종실 계기판 전면에 있는 EICAS(Engine Indicating and Crew Alert System)의 지시창(Display Unit)에 EGT, 오일계통의 상태가 나타나며 APU 엔진에 장착된 Hour-meter를 이용하여 APU의 작동시간 을 알 수 있다.

[그림17-1] 보잉 B-757 항공기의 APU 계통

󰊳 APU의 특징과 위치 APU는 별개의 3개의 모듈을 합성된 엔진으로 [그림17-2]에서와 같이 출력부분(Power Section), 부하 압축기(Load Compressor)와 기어박스(Gearbox)로 되어 있다. APU에서의 공기 흐름은 출력부분 또는 부하 압축기 안으로 흐른다. 출력부분은 한 개의 축으로 된 가스터빈 엔진으로 공기와 연료를 연소시켜 축마력으로 변환시켜 준다. 축마력은 출력부분에 의해서 발생되고, 부하압축기, 기어박스와 보기부품 등을 구동시키는데 사용된다. 부하압축기는 출력부분에 의해 구동되고, 항공기 공압계통에 필요한 압축공기를 공급한다. 공기흡입구 가이드 베인은 압축기를 통과하는 공기 흐름의 량을 조절해주며, 기어박스는 출력부분에 의해 구동되며, 이 기어박스에는 엔진에 필요한 여러 가지 부분품을 위한 구동패드 와 기어들이 내장되어 있으며, APU 발전기가 포함되어 있다.

APU는 항공기 동체후방 테일 콘(Tail Cone)에 장착되어 있으며, APU 공기흡입구 덕트로부터 격실 안에 매달려 장착되어진다. APU 격실에 접근은 [그림 17-3]에서 보는 것과 같이 APU 접근용 도어를 통하여 가능하다.

󰊴 APU 계통(APU System) APU로 들어가는 외부공기는 공기흡입구 도어(Air Intake Door)를 통하여 들어간다. 이 도어는 후방동체 후방 오른쪽 수직안정판 밑에 있다. 이 도어는 [그림7-3]에서 보는 것과 같 이 APU 공기흡입구 덕트에 있으며, 전동기에 의해서 작동된다. 공기 흡입구 계통으로부터 들어온 공기는 APU 격실 내부를 냉각시키고, 연소에 필요한 공기와 항공기 공압계통에 사용된다. APU에 사용되는 오일계통은 베어링, 기어와 APU 발전기를 윤활 시키는데 사용한 다. APU 엔진 연료계통은 항공기 연료계통으로부터 가압 된 연료를 받아 연료압력이 증가되 고, 엔진 연소와 공압조절을 위해서 분배된다. 연료조절장치(FCU)에서의 가압과 조절된 연 료는 2가지 기능을 갖는다. 하나는 APU 속도와 제한된 EGT 범위를 유지하면서 연소되는 것이고, 다른 하나는 APU의 흡입구에 들어가는 공기를 조절하는 흡입구에 들어가는 공기를 조절하는 흡입구 가이드 베인의 조절을 위한 기능이다. 이 FCU는 ECU에 의하여 전기적으로 제어되어 진다. APU는 28 볼트 직류로 작동하는 시동-전동기(Start Motor)를 이용하여 시동된다. 이 시 동-전동기는 APU 축전지(Battery)에 의하여 전압을 받고, 이 전압은 APU 회전속도가 50% rpm에 도달했을 때 시동전동기로부터 제거된다. 한 개의 점화장치는 점화 플러그에 높은 전압을 보내 시동 중 연소진행절차에 따라 연료-공기 혼합기에 스파크를 부여하여 점화되어 연소된다. 이 점화는 APU 제어장치에 의해서 제어되어지고, 점화는 엔진속도 7% rpm에서 시작되고, 95% rpm에 도달하면 자동으로 끊어진다. APU의 모든 작동은 APU 제어장치에 의해서 제어되고 감지된다. ECU는 APU 제어 패널에 있는 스위치를 “ON” 또는 “START”위치로 선택하여 엔진 속 도가 7% rpm이상이 되었을 때 전력이 공급되어 진다. APU의 작동조건은 EICAS 컴퓨터 지시창(Display Unit)에 보내진다. APU EGT 서모커플(Thermocouple)에 의해서 EGT가 측 정되어지고, APU의 ECU에 보내진다. 기어박스 섬프에 있는 오일용량 전송기(Transmitter) 의 신호는 EICAS 컴퓨터에 직접 전달된다.

󰊵 Allied Signal GTCP85계열 APU GTCP85계열 APU는 운송용 항공기인 BAC1-11, DC-9계열의 항공기, 보잉 B-727과 B-737계열 항공기에 장착되어 운용되어지고 있으며, [그림17-4]는 GTCP85 가스터빈 APU 엔진의 단면도를 보여주고 있다. 이 APU의 회전 모두두개는 [그림7-4]에서 보는 것과 같이 한 개의 첫 단계 임펠러, 두 번째 단계 임펠러가 연결된 터빈 휠에 의하여 구동된다. 여러 가지 형태와 크기의 APU들의 기본기능은 항공기 전기계통에 전기와 공압을 공급하는 것은 동일한 방법에 의하여 이루어진다.

7-2. Lycoming T53 터보샤프트 엔진 라이코밍 T53 터보샤프트 엔진은 1958년에 최초로 만들어졌으며, T53뒤의 문자와 숫자는 성능과 신뢰성의 개선을 나타내고 있다. T53엔진은 헬리콥터를 위한 터보샤프트 엔진으로 제작되었으나 고정익 항공기를 위한 터보프롭으로도 또한 잠수함용 또는 산업용으로도 제작되어 사용되고 있다. T53-L-13B터보샤프트 엔진은 [그림 17-5]에서 도해되어 있으며, 이 엔진을 이용하여 모든 계통을 설명하기로 하겠다.

T53-L-13B 터보샤프트 엔진의 성능과 특성은 다음과 같다. 축 출력 비(해면고도 표준대기상태) : 1400 hp (1,044 ㎾) 최대 축 출력(연속) : 1250 hp (932 ㎾) 연료 소모율 : 0.58 lb/shp/h 최대 허용 오일소모량 : 0.14 gal/h 압축기 최대회전속도 : 25,600 rpm 최대 출력속도 : 6,640 rpm 감속기어 비 : 3.2105 : 1 압축비 : 7.2 : 1 직경 : 23.00 in (58.42 ㎝) 길이 : 47.60 in (120.92 ㎝) 전면 면적 : 2.88 ft2 (0.27 ㎠) 무게 : 540 lb (245 ㎏) 출력 당 무게 비 : 2.59 shp/lb (4 ㎾/㎏) 사용 오일 : MIL-L-23699 , -7808 사용 연료 : MIL-F-5264 , -46005A

󰊱 서론(Description) T53-L-13B 엔진은 [그림 17-6]에서 보는 것과 같이 자유-터빈 엔진은 1차로 헬리콥터에 적용을 위한 설계로 다른 곳에 사용하기 위해서는 내구성과 신뢰도를 개선해야 했다. 자유- 터빈은 출력-터빈과 같은 의미이며, 압축기 구동 터빈과 같이 속도의 제한을 위한 기계적 연결은 되어있지 않았다. 이 엔진의 구성은 공기흡입구 하우싱, 운반차(Carrier)와 기어 모두 개, 5-단계 축류형 압축기, 1-단계의 원심력형 압축기, 공기 디퓨져, 역류형 연소챔버, 2단계 가스 발생기(압축기)터빈, 배기 디퓨져와 출력축으로 되어 있다. 압축기 모두개 또는 N1,의 구성은 5단계의 축류형 압축기 단계와 한 개의 원심력형 임펠러, 2개의 압축기 터빈로터로 되어 있다. 이 압축기 터빈로터는 압축기 로터를 구동시키고, 동축으로 된 출력터빈 로터는 출력축을 구동시키며 중심기어(Sun Gear), 출력 (Output)감속 운반차 (Carrier)와 기어 모두개 들은 N2 계통에 포함된다.

󰊲 작동 (Operation) T53-L-13B 엔진은 전기적 시동기에 의하여 시동되고, 기어로 연결된 압축기 크러치 축 을 기계적으로 압축기 로터를 구동시켜 시작된다. 동시에 시동-연료 솔레노이드 밸브와 점화계통이 자화(Energized)된다. 또한 연료펌프가 구동되어 연료를 연소실 챔버 2시, 4시, 8시 및 10시 방향에 장착된 4개의 노즐을 통하여 연소실 챔버 안으로 분사되어 점화 플러그에 의해서 점화되어 시동계통이 비자화(De-energized)될 때까지 연료제트의 연소는 지속된다. N1 압축기 로터의 속도가 8%에서 13% rpm일 때 연료 분배기 밸브가 열리고 연료는 연 료 조절기로부터 분배기 밸브를 통하여 이미 연료제트에 의해 연소되고 있는 연소실에 22개 의 연료 분무기(Atomizer)를 통하여 분사되면 연소가 가속되어 압축기와 출력 로터는 가속 된다. N1 속도가 약 40% rpm에 도달하면 엔진 자체로 공기의 흐름과 연소는 지속되는 속도 이므로 시동기, 시동-연료 밸브와 점화장치는 비자화(작동정지)된다. 출력의 조절과 속도는 연료조절기에 의해서 이루어지고, 출력 터빈 조속기를 통해서 작동범위를 얻게된다. 󰊳 공기흐름과 가스흐름 (Airflow and Gas Flow) 외부공기(대기)는 흡입구 하우싱의 원통형 통로 안쪽으로 흐르고 가변 흡입구 가이드 베 인을 가로질러 뒤쪽으로 흘러 압축기 부분으로 들어간다. 압축기 로터 브레이드와 스테이터 가 하나로 결합되어 압축의 1단계를 이룬다. 5-단계의 스테이터 베인을 포함하여 두 번째 세트(Set)로서 축류형 압축기를 위한 출구 가이드베인이 있으며, 공기의 흐름은 원심력형 압 축기 베인의 전련에 정확한 각도로 유입시킨다. 원심형 압축기는 공기를 압축시켜 방사형의 디퓨져 하우싱 통로로 보낸다. 이 공기는 디 퓨져 안에 있는 3개의 베인에 의하여 라이너에 있는 간극, 비늘 창(Louvers)과 구멍을 통하 여 연소실 라이너 안으로 들어가 공기의 흐름은 방향이 반대로 변하여 흐른다. 이러한 흐름 은 연소실 냉각효과와 연소를 도와주는 2가지 기능을 갖는다. 연료는 연소실 주위에 있는 22 개의 연료노즐(Atomizer)에 의하여 분사된 연료는 공기와 혼합되어 연소된다. 연소영역에서의 연소된 뜨거운 가스는 엔진의 앞쪽으로 흘러가 방향전환기(Deflector)에 의하여 역류하여 엔진의 뒤쪽으로 흘러 2단계의 터빈계통을 거치게 된다. 이 가스는 첫 번째 로 가스진행 노즐을 거쳐 높은 에너지의 가스를 첫 번째 단계의 터빈에 분사되어 터빈을 구동시키고, 빠져나간 가스는 두 번째 노즐을 통하여 두 번째 터빈을 구동시킨다. 출력계통은 위의 두 개의 터빈을 사용하며 출력을 얻는다. 두 번째 가스진행 터빈노즐을 떠난 가스는 높은 일량(약 40%의 일량)을 갖는다. 첫 번째 출력터빈에 있는 출력터빈노즐을 가로지르는 가스의 흐름은 두 번째 출력터빈노즐을 통하여 두 번째 터빈이 작동한다. 두 번째 터빈을 통과 한 가스는 배기가스 디퓨져 통로를 지나 대기 중으로 배기 된다.

󰊴 냉각과 여압(Cooling and Pressurization) [그림 17-7]에서의 화살표 방향은 엔진 내부의 냉각공기의 흐름을 나타내고 있다. 압축기 공기는 원심형 압축기 임펠러의 원주에 있는 구멍을 통하여 브리드되어 디퓨져 하우싱 전 면을 냉각하고, No.2 베어링 앞쪽과 뒤쪽 오일 씰을 가압 시킨다. 그리고 로터 모두개와 출 력축 사이의 후방압축기 축을 통하여 들어간다. 이 공기의 흐름은 전방과 후방으로 흐른다. 공기흐름의 일부는 No.1 베어링 씰의 탄소 씰과 내부 축 씰의 앞쪽에서 뒷면으로 흐른다. 나머지 공기의 일부는 후방 압축기 축의 위쪽 끝에 있는 2차 가스 발생기 로터의 뒷면과 첫 번째 출력터빈의 앞면을 냉각시킨다. 그리고 첫 단계 출력터빈 노즐과 공기흐름 속으로 흘러 들어간다. 나머지 흐름은 출력축과 2차 출력터빈 로터 모두개의 내부에 있는 구멍을 통하여 흐른다. 이 흐름은 첫 번째 출력터빈 로터의 후면을 냉각시키고 터빈 허브를 통하여 두 번째 출력터빈 로터의 전면과 2차 출력터빈 양쪽을 냉각시키고 배기흐름으로 빠져나간다. 압축된 냉각공기는 직접 여러 곳의 구멍을 통하여 모든 움직이는 부분품과 고정된 노즐 즉, 엔진의 터빈 부분이 포함된 온도가 높은 부품을 냉각시키는 종합적이고 이해하고 있는 평범한 계통이다. 배기 디퓨져와 2차 단계 출력-터빈 로터의 후면은 디퓨져 지지대의 구멍 을 통하여 외부공기가 들어가 외부를 냉각시키고, 벤츄리 작용에 의하여 배기부분과 연결되어 있다.

󰊶 방빙 (Anti-Icing) 압축기에서 가압 된 뜨거운 공기는 원심력형 애뉼러 메니폴드로부터 [그림7-7]에서와 같 이 흡입구하우싱 상부 상부에 있는 원형의 구멍 안으로 들어가 수동조절 공기흐름 차단 조 절기를 통하여 앞쪽으로 흐른다. 이 뜨거운 공기는 6개의 흡입구 하우싱 지지대 중 5개의 구 멍을 통하여 공기흡입구 방빙영역으로 직접 들어간다. 나머지 맨 밑에 있는 지지대는 뜨거운 배유오일(Scavenge Oil)이 들어가 보기구동 기어박스로 흐르므로 공기흡입구 하부와 함께 방빙이 된다. 또한 뜨거운 공기는 방빙을 위해서 흡입구 가이드 베인을 통하여 흘러 압축기 영역으로 들어간다. 이러한 방빙계통은 전기계통에 결함이 있어도 계속 방빙 할 수 있는 이 점이 있다. 󰊷 공기-디퓨져 하우싱 (Air-Diffuser Housing) 공기 디퓨져 하우싱은 3줄의 베인에 의해서 분리된 내부와 외부 쉘(Shell)의 조합이다. 외 부 쉘은 3개의 엔진장착 패드가 있고, 뒤쪽에는 엔진을 들어올리는 고리가 있다. 임펠러에서 나온 공기의 흐름은 3개의 베인 단계를 거쳐 천천히 부드럽게 선회하여 연소실 하우싱으로 들어간다. 3번째 줄의 베인에서의 공기배출은 외부 쉘에 있는 메니폴드 안으로 브리드 되고, 방빙계통, 사용자 브리드와 사이단 공기브리드 작동기로 분배된다. 내부 쉘은 압축기 로터 후방의 No.2 베어링과 씰, 방향전환기(Deflector)모두개, 첫 단계 가스 생산기 노즐과 두 번째 단계 가스 생산기 실린더를 지지한다. 2개의 오일 튜브 즉, 압 력오일 튜브와 배유오일 튜브를 위한 통로를 부여하고, No.2 베어링 하우싱 외부로부터 외 부 쉘에 있는 압력-배유 구멍(port)으로 연결시키는 통로를 부여한다. 󰊸 압축기 로터 모두개 (Compressor Rotor Assembly) 압축기 로터 모두개는 강철로 된 척 단계 로터-디스크에 티타늄 슬리브를 용접에 의해 접합된 구조로 된 2단계에서 5단계의 로터디스크, 한 개로 된 원심력의 티타늄 임펠러와 2개 의 구동터빈을 장착하기 위한 강철의 후방 축으로 구성되어 있다. 압축기의 4개의 부분은 볼 트에 의하여 연결되어 하나의 모두개를 구성하고, 압축기 모두개는 2개의 베어링에 의하여 지지되어 있다. 󰊹 흡입구 하우싱 (Inlet Housing) 마그네슘 재질의 하우싱 모두개는 2개의 기본 영역을 합성시킨 것으로 안쪽에 구멍이 있 는 6개의 지지주에 의해서 지지되어 있으며, 공기흡입구 부분에 외부 벽의 형태와 애뉼러형 방빙 하우싱으로 되어있다. 또한 외부 하우싱에는 엔진을 기체에 장착시킬 수 있는 엔진 마 운트가 위치되어 있고, 보기품을 장착할 수 있는 공간을 부여한다. 흡입구 하우싱 모두개의 내부에는 압축기 로터의 전면을 지지하는 No.1 베어링과 씰, 가변의 흡입구 가이드베인 모 두개, 전방 출력축지지 베어링, 보기품 구동기어 이송차(Carrier)와지지 모두개, 중심기어 (Sun Gear)와 출력(Output)쪽 감속 이송차와 기어 모두개와 토크미터(Torquemeter)계통이 위치하고 있다. 󰊹 연소기 터빈 모두개(Combustor Turbine Assembly) 연소기 터빈모두개의 구성은 배기 디퓨져 지지 콘(cone)모두개, 연료메니폴드 모두개, 방 화벽 모두개, 배기 디퓨져 모두개, 2차 출력터빈 로터와 베어링하우싱 모두개, V-밴드 커플 링, 분무 연소챔버 모두개, 두 번째 단 출력터빈 노즐, 첫 번째 단계 출력터빈 로터와 첫 번 째 단계 출력터빈 노즐로 되어 있다. 두 번째의 출력터빈 로터와 베어링 하우싱 모두개는 터 빈 디스크와 브레이드, No.3과 No.4 베어링, No.3 베어링 씰과 베어링 하우싱으로 구성되어 있다. 배기디퓨져 지지대의 안쪽 구멍을 통과한 냉각공기는 No.3과 No.4 베어링 하우싱과 두 번째 단계 출력터빈 디스크의 뒷면에 공급된다. 연소챔버 모두개는 연소챔버 하우싱과 연 소챔버 라이너로 구성되어 있다.

󰊹 사이단 브리드 계통(Interstage Bleed System) 사이단 브리드계통은 엔진 압축기특성의 개선을 부여한다. 이 계통은 압축기로부터 작은 량의 공기를 자동으로 빼주어 저속 범 위와 가속 또는 감속 중에 일어날 수 있는 압축기 실속을 방지시킨다. 이 계통의 작동 도해는 [그림 17-8]에서 볼 수 있다. 공기브리드 작동기(Actuator)는 공기-디퓨 져의 오른쪽에 있는 구멍으로부터 나온 압축 기 배출공기를 받아 작동한다. 압축기 배출공 기는 릴레이-밸브(Relay-Valve) 격막(Diap- hragm)을 아래쪽으로 필터를 통하여 들어간 다. 격막의 아래에 걸리는 공기의 일부는 릴 레이-밸브 모두개의 기반에 있는 오리피스를 통하여 외부 관을 통하여 연료조절기 하우싱 에 위치해 있는 슬라이드 밸브에 직접 연결 되어 있다. 슬라이드 밸브가 열림(OPEN)위 치에 있을 때 격막의 위에 작용하고있는 공 기 압력은 통기되어 압력이 감소하게 되고, 밑 면에 걸리는 압력과의 차압에 의하여 작동기 밸브는 들려 올려져 열림 위치가 되고, 작동기 피스톤 밑에 작용하는 압력은 통기되어 외부로 빠져나가며, 작동기 피스톤 위쪽의 스프링 힘 에 의하여 피스톤은 밑으로 작동하면서 압축기 브리드 구멍을 막고 있던 강철 밴드가 열려 압축기의 공기를 배출시킨다. 이러한 작동은 연료조절기에 있는 슬라이드 밸브가 열려있는 동안은 계속된다. 슬라이드 밸브가 닫히면 브리드 밸브는 닫힌다. 이러한 작동은 릴레이 밸브 격막의 위쪽 에 압력이 상승하게되어 릴레이 밸브를 밑으로 작동시켜 작동기 피스톤 밑에 걸리는 통기되 는 공기압력을 막아주므로 작동기 피스톤은 피스톤 위에 작용하고 있는 스프링 힘을 이기고 피스톤이 위로 움직여 강철 밴드가 압축기 브리드 구멍을 닫아주게 된다. 위에서 설명한 작동순서는 엔진 연료조절기, 압축기속도, 연료흐름, 조종사의 작동명령 및 사이단 공기브리드의 열림과 닫힘 위치를 감지하여 수행하게 된다.

󰊹 출력터빈 조속기와 속도계구동 모두개 (Power-Turbine Governor and Tachometer Drive Assembly) 출력터빈 조속기와 속도계구동 모두개는 흡입구 하우싱의 외부 10시 방향에 장착되어 있 고, 출력축으로부터 축과 기어에 의해서 구동된다. 이 구동 모두개는 출력터빈 회전계 발전 기(Tachometer Generator), 출력구동 회전 토크미터 승압 배유펌프가 장착되어 있다. 또한 출력터빈 조속기 구동과 거르개(Strainer)와 구동 기어-열(Gear Train)을 윤활시키는 계량 카트리지가 연결되어 있다. 토크미터 릴리프밸브가 하우싱의 위쪽 부분에 위치되어 있고, 토 크미터 승압 오일압력을 조절할 수 있도록 되어있다. 󰊹 보기구동 기어박스 모두개 (Accessory Drive Gearbox Assembly) 보기구동 기어박스 모두개는 흡입구 하우싱 외부 6시 방향에 장착되어 있으며, 이 기어박 스의 구동은 압축기 전방 축으로부터 연장 축과 기어들을 통하여 구동된다. 기어박스에는 오일펌프, 오일필터, 연료조절기, 압축기 로터 회전계 발전기와 시동-발전기가 장착되어 구동 되고, 기어박스 밑바닥에는 자석으로 된 미세 금속감지 배유플러그가 장착되어 있다. 󰊹 가변 흡입구 가이드베인 계통 (Variable Inlet Guide-Vane System) 가변 흡입구 가이드베인은 압축기 파동(Surge)한계를 부여하고, 첫 번째 압축기 로터 입 구의 공기흐름의 받음각을 정확히 부여하여 아음속 날개골(압축기의 첫 번째 2-단계 브레이드)의 실속 작동범위로부터 자유롭게 만들어준다. 실속-자유 작동범위는 압축기 속도의 변화 에 따라 변화하며, 압축기 속도의 기능과 같이 받음각이 변한다. 이러한 작동은 흡입구 가이 드 베인의 각도 변화에 의해서 만들어진다. 가변 흡입구 가이드베인 모두개는 첫 단계 압축기 로터의 앞쪽에 위치하고 있고, 그 구성 은 나란히 뚫린 동기 링(Synchronizing Ring)에 가이드 베인이 연결된 형태이다. 가이드 베 인의 작동은 압축기 하우싱의 봉합선 외부에 장착되어 있는 작동기 모두개에 의해서 작동된 다. 이 작동기는 동기-링에 연결되어 있다. 즉, 작동기 피스톤에 연결된 조절막대(Control Rod)로서 연결되어 있다. 작동기는 흡입구 온도와 압축기 속도에 의해 계량된 연료가 연료 조절기 모두개로부터 고압연료의 량의 변화를 외부 호스를 통하여 피스톤의 한쪽으로 들어 가 피스톤이 작동하면 조절로드가 움직여 동기-링을 작동시켜 가이드 베인의 각도를 조절한 다. 이 입구 가이드 베인의 위치는 동기-링에 연결된 피드백(Feedback)로드에 의하여 연료 조절기로 전달시켜 고압연료 신호에 맞는 중립(Nulling)위치가 된다. 󰊹 윤활계통(Lubrication System) 라이코밍 T53 엔진의 윤활계통은 해면으로부터 25,000피트(7,620 m)이상에서도 작동할 수 있도록 설계되었으며, 사용오일의 사양은 MIL-L-23699 또는 -7808을 사용하고 작동온도 는 -65℉에서 200℉(-59.89℃에서 93.33℃)이다.

윤활계통의 구성은 베인형 펌프가 압력부분과 배유부분이 포함되어 있고, 40 ㎛의 주 필 터와 필터 바이패스기능, 오일 메니폴드와 외부 호스로 되어 있다. 오일계통의 계통도는 [그림17-9]에서 볼 수 있다.

󰊹 주 연료 조절기 모두개(Main Fuel Regulator Assembly) 엔진으로 들어가는 연료흐름의 조절은 다른 가스터빈엔진과 같이 대단히 중요한 기능으로 정확하고 만족스러운 공급이 이루어져야 하며 작동범위를 벗어나지 않는 터빈의 작동 효율을 얻어져야 한다. 연료 조절의 중요한 목적은 연소실 챔버 안에서의 공기 흡입량에 대한 단위 연료의 량에 맞도록 균형을 유지하는데 있다. 그러나 여러 가지 매개요인 중에 하나는 작동자의 스로틀 조작능력이 아주 중요한 요인 중에 하나이다. 엔진 시동 중에 공기 흡입량 에 비하여 연료가 너무 많이 들어가면 엔진은 Hot Start가 될 것이고, 너무 적게 들어가면 시동되지 않거나 또는 우연정지(Flameout)가 일어날 수 있다. 연료흐름과 연료조절계통은 [그림 17-10]에 도해되어 있다.

연료조절기는 연소실에 연료 대 공기의 정확한 량을 추가시키려면 필히 연속적인 감지에 의하여 연소실에 공기를 추가하는 방법은 압축기 회전속도(N1), 공기온도(T1)와 공기압력(P1) 또한 고도의 변화에 따라서 수행된다. 만약 엔진의 속도가 스로틀 움직임에 따라 빠르게 대 응하지 못하는 것은 연료조절기가 가스생산기 조속기(N1)와 출력터빈 조속기(N2)에 의하여 스로틀 움직임에 의한 연료흐름 명령의 진폭이 감쇠 된 상태로 조절하기 때문에 일어나는 현상이다. 이러한 연료흐름의 변화가 지연되는 것은 엔진 속도변화에 대한 적응을 위한 연료 의 변화가 감쇠 되기 때문이고, 또 한가지는 부정확한 엔진의 조작에 원인으로 연료-공기 혼합기의 불균형에 의해서 일어난다. 유체역학으로 작동되는 연료조절기 모두개는 모델 TA-2S 연료조절기와 모델 PTG-3 출 력 터빈 조속기로 제작되어 졌으며, 주요한 구성품은 아래와 같다. 1. 2중의 요소로 된 연료펌프(Dual-Element Fuel Pump) 2. 속도입력 서보와 가스생산기 조속기(Speed Input Servo and Producer Governor) 3. 출력터빈 속도 조속기(N2)(Power Turbine Speed Governor) 4. 가속, 감속 연료흐름조절기(Acceleration and Deceleration Fuel Flow Control) 5. 수동(비상)조절계통(Manual/Emergency Control System) 6. P1 배율기 모두개(Multiplier Assembly : 고도보상) 7. T1 전동기 모두개(Motor Assembly : 온도보상) 8. 공기브리드 조절(Transient Air Bleed Control) 9. 가변 흡입구 가이드베인 작동계통(Variable Inlet Guide Vane Actuating System) 연료조절기는 모든 기능이 자동으로 작동하도록 설계되고 제작되었으나 최종적으로는 조 종사의 수동조절을 우선으로 할 수 있도록 병행하고 있다.

󰊹 토크미터(Torquemeter) 토크미터는 [그림17-11]에서보는 것과 같으며, 유체역학적 토크-측정장치로 엔진 흡입구 하우싱의 감속기어부분에 위치되어 있다. 엔진토크의 측정과 결정을 위해서 엔진오일을 사용 하며, 측정된 값은 조종실에서 오일압력과 같이 읽을 수 있다. 그러나 이 계통이 엔진오일을 사용하고 있으나 엔진의 윤활계통의 일부는 아니다.

토크미터의 기계장치부분은 2개의 원판으로 구성되어 있으며 하나는 흡입구 하우싱에 장 착되어있는 고정판이고, 다른 하나는 움직이는 부분으로 감속기어 모두개에 부착되어 있다. 이 움직이는 원판은 토크미터 앞쪽과 뒤쪽 기밀 링(Seal Ring)이 포함되어 있고, 토크미터의 실린더 챔버 모두개에 곧게 장착되어 피스톤과 같은 기능을 한다. 실린더 모두개 하우싱의 가변-열림(Variable-Open) 토크미터 밸브(포펫 밸브)와 움직이는 판에는 고정된 오리피스로 서 계량브리드를 유지시킨다. 즉, 포펫밸브의 기능을 갖는다. 이 움직이는 판과 고정판 사이 에 있는 원뿔형 구멍에 강철 볼(Steel Ball)이 들어가 고정판과 움직이는 판이 분리되어 일 정한 간격을 유지하고 있다. 엔진이 작동하지 않을 때에는[그림 17-11] Section A-A (1)에서와 같이 토크미터 모두개 의 움직이는 판은 토크미터 밸브 플런져의 전방과 일정한 간격위치를 가지고 있으면서 스프 링 장력에 따라 밸브는 닫힘 위치를 유지하고 있다. 엔진이 작동되고, 출력축에 하중이 작용 하면 엔진 구동축에도 비틀림 하중이 작용하게되고, 이 비틀림은 감속기어 모두개를 통하여 중심기어(Sun Gear)로부터 전달된 것이다. 이 비틀림에 의하여 모두개에 장착된 움직일 수 있는 판을 함께 회전시키려는 경향이 발생하게된다 그러나 두 판 사이에 원뿔형 홈에 있는 강철 볼에 의하여 맞물려 있으므로 회전하려는 힘은 제한을 받게된다. 이 결과로 움직일 수 있는 판은 [그림7-11] Section A-A (2)에서보는 것과 같이 원뿔형 구멍을 벗어나 축방향의 뒤쪽으로 물러나게 되고 이 판이 뒤로 움직여 토크미터 밸브 플런져를 작동시켜 밸브를 열 어준다. 이 밸브의 열린 부분을 통하여 오일은 실린더 안으로 들어간다. 이러한 작동은 엔진 이 작동하고 있는 동안은 지속적으로 이루어지며, 밸브의 열리는 크기는 판이 전후로 움직이는 거리에 따라 변하게 되며, 판의 움직임은 엔진 속도에 의하여 만들어진다. 토크가 증가하면 판의 움직이는 거리가 증가하고 밸브의 열림도 커져 오일의 량도 많아지게 된다. 엔진 작동 이 일정한 조건에 도달하여 판의 움직임과 오일의 량이 일치하면 밸브는 그 위치를 계속 유지시킨다. 이 오일의 압력이 조종실에 있는 토크 계기에 지시되어 토크의 량을 조종사에게 알려준다.

󰊹 엔진의 주전선 모두개(Main Electric Cable Assembly) 주전선 모두개는 [그림 17-12]에 도해되어 있으며 설비에 필요한 연결기구는 주 분리형 플 러그와 8개의 부전선 연결기 사이를 연결시킨다. 8개의 부품에서의 전기신호는 케이블에 의 해서 이루어지며, 부품들은 가스 발생기 속도계 발전기, 오일온도 감지벌브, 수동 연료조절기 솔레노이드 밸브, 점화장치 방빙 솔레노이드 밸브, 시동-연료 솔레노이드 밸브 금속물질 감 지기와 출력터빈 속도계 발전기가 있다. 이 주 분리형 플러그는 항공기 기체 전기연결기와 만나게 되고, 여러 가지 항공기부품의 연속적으로 전기신호를 공급한다.

󰊹 점화장치(Ignition Exciter) 4개의 점화 플러그의 점화는 28볼트 직류를 약 2500 볼트로 승압 시키는 1차 코일에 의 하여 공급받아 이루어지며, 이것은 자동차 점화장치와 근본적으로 동일하다. 라디오-주파수 에너지는 정상작동 중의 점화장치에서 만들어지며, 점화장치 안에 있는 유도용량 필터는 항 공기 전기계통의 28볼트 입력선에 주파수 에너지가 전달되는 것을 방지하도록 되어 있다. 라 디오-주파수의 간섭현상은 이 전선에 다른 부품의 작동에도 적용된다. 이러한 간섭을 방지 하기 위해서 이 필터는 라디오 주파수와 28볼트 직류의 흐름에 대칭 되는 어떠한 주파수의 제공도 허용하지 않는다. 7-3. Allison 계열 250 가스터빈엔진 Allison 계열 250 가스터빈엔진은 Allison Gas-Turbine Operation과 General Motors Corration에서 개발되고 제작되었으며, 데쉬(-)뒤의 문자와 숫자는 다른 사양의 엔진으로 터보샤프트와 터보프롭 모델이 포함되어 있다. 터보샤프트 엔진의 4가지 유형은 [그림7-13]에서 볼 수 있다.

Allison 250-C20 엔진의 부분을 서술하면 4개의 주요 부분 또는 모듈로 되어 있다 연소실부분과 보기기어박스 부분으로 되어 있다. 압축기 부 분은 엔진 후방에 있고, 터빈부분은 엔진의 가운데 부분에 있다. [그림 17-14]는 Allison 250-C20엔진의 단면도이다.

󰊱 성능자료와 특성 (Performance Data and Specification) 250-C20 250-C20B 이륙출력: 400 hp(298 ㎾) 420 hp(313 ㎾) 제트추력: 40 lb(178 N) 42 lb(187 N) 가스발생기 회전수: 52,000 rpm 53,000 rpm 축출력 회전수: 6,016 rpm 동일 무게: 155 lb(70.3 ㎏) 동일 연료소모율: 0.630 lb/shp/h 0.650 lb/shp/h 길이: 40.7 in(103.4 ㎝) 동일 높이: 23.2 in(58.9 ㎝) 동일 폭: 19.0 in(48.3 ㎝) 동일 󰊲 압축기 부분(Compressor Section) 엔진의 압축기부분은 압축기 전방지지대, 케이스 모두개, 축류 압축기부분의 로터 휠과 브레이드, 원심형 임펠러, 전방 디퓨져 모두개, 디퓨져 베인 모두개와 디퓨져 스콜(Scroll)로 구성되어있다. Allison 250엔진의 일부 모델은 6-단계의 축류 압축기부분이 포함되지 않는다. 즉, 이 모델의 엔진은 모든 압축기 원심형 압축기에 의해서 수행되어진다. 엔진으로 들어가는 공기는 압축기 흡입구를 통하여 축류형과 원심형 압축기부분에 의하 여 압축되어 진다. 압축된 공기는 소용돌이-형 디퓨져를 통하여 2개의 외부 덕트를 통하여 이송되어 엔진 후방에 있는 연소실 부분으로 들어간다. 압축기는 가스 발생기에 의해서 직접 구동되어 약 50,000 rpm 이상의 속도로 회전된다. Allison 250-C20B엔진의 공기와 가스의 흐름은 [그림17-15]에 도해되어 있다.

󰊳 연소부분(Combustion Section) 연소부분은 [그림 17-16]에 도해되어 있으며 엔진의 후방에 위치되어 있다. 연소부분의 구 성은 외부 연소 케이스(Outer Combustion Case)와 연소 라이너(Combustion liner)로 되어 있으며, 연료 노즐과 스파크 플러그는 연소 케이스 외부 후방 끝에 장착되어 있다. 2개의 외부 덕트로부터 연소실로 들어온 압축공기는 라이너 돔과 표면에 있는 구멍을 통하여 라이너 안으로 들어간다. 이 공기는 연소실에 연료 노즐로부터 분사되는 연료와 혼합되어 연소된다. 연소된 뜨거운 가스는 연소실 라이너의 전방 밖으로 움직여 첫 단계 가스발생기 터빈노즐로 들어간다.

󰊴 터빈부분(Turbine Section) 터빈부분의 구성은 2-단계 가스생산기 로터, 2-단계 출력터빈 로터, 가스생산기 터빈 지 지, 출력터빈 지지와 터빈, 배기 수집기 지지로 구성되어 있다. 터빈은 연소부분과 출력 및 보기구동 기어박스 사이에 장착되어 있다. 이 2-단계 가스생산기 터빈은 압축기와 보기기어 열을 구동시킨다. 출력터빈은 감속기어 열을 통하여 출력축을 구동시킨다. 팽창된 가스는 터 빈단계를 통과하여 터빈의 2중 덕트와 배기 수집기를 통하여 위쪽 방향으로 분출된다. 󰊵 출력과 보기기어박스(Power and Accessory Gearbox) 주 출력기어 열과 보기구동기어 열은 한 개의 기어케이스 둘러 쌓여 있다. 이 기어케이스 는 엔진을 위한 구조적 지지를 부여하고, 모든 엔진 구성품들은 엔진에 장착된 보기들이 포함되어 있다. 2-단계 나선형 기어와 슈퍼기어세트는 회전속도를 33,290 rpm으로부터 출력구동 치차에 물려있는 출력터빈을 6,016 rpm으로 감속시킨다. 출력터빈 기어 열에 의해 구동 되는 보기품들은 출력터빈 조속기와 항공기-공급 출력터빈 속도계발전기이다. 가스 생산기 기어 열에 의하여 구동되는 것은 압축기, 연료펌프, 가스생산기 연료조절과 항공기-공급용 가스발생기 속도계발전기가 ddlT다. 시동기구동과 스페어 구동은 또한 가스 생산기 구동 열에 의해서 구동된다. 󰊶 연료계통(Fuel System) Allison 250-C20 엔진의 연료계통은 벤딕스사 연료제어계통으로 [그림 17-17]에 도해되어 있다. 이 계통의 구성은 연료펌프, 가스생산기 연료조절, 출력터빈 조속기와 연료노즐로 되 어 있다. 연료조절과 조속기는 계통 도해에서 연료펌프와 연료 노즐 사이에 위치되어 있다. 벤딕스 연료계통에서 연료의 실제 흐름에는 단지 연료펌프, 가스생산기 연료조절과 연료노즐만 포함되어 있다. Allison 250 엔진을 위한 교체 연료계통은 Chandler Evans Company(CECo.)제품이 설치 되어 있으며, 이 계통은 유체역학적 조절기가 가스 생산기 연료조절과 출력터빈 연료조속기에 연료를 보낸다. 󰊷 윤활계통(Lubrication System) Allison 250-C20 터빈엔진의 윤활계통은 [그림 17-18]에서 볼 수 있으며, 이 윤활계통은 건식 -섬프계통으로 압력펌프와 배유펌프를 사용한다. 2개의 금속물질 감지기는 계통에 포함되어 있고, 엔진의 마모상태를 발견하는 장치로 사용된다. 오일탱크와 냉각기는 항공기 기체부품 에 해당된다.

[그림 17-17] Allison 250-C20엔진의 연료조절계통(벤딕스)

[그림 17-18] Allison-C20 엔진의 윤활계통 도해

7-4. 헬리콥터 출력 열(Helicopter Power Trains) 헬리콥터에서의 출력 열(Power Train)이라고 하는 것은 엔진의 연장된 부분으로 또는 Power Plants, 헬리콥터의 출력계통에 대한 특성은 이 단원에서 서술되어 있다. 헬리콥터는 주 로터(Main Rotor)의 회전속도가 300 rpm에서 400rpm 일 때 헬리콥터의 엔 진의 출력축의 회전 속도는 6,500 rpm으로 작동한다. 이렇게 회전수의 차이는 엔진속도를 주 로터에 요구 속도로 감속하여 주는 것은 트랜스미션에 의하여 이루어진다. 󰊱 벨-모델 204B 출력 열(Bell Model 204B Power train) 출력 열 계통은 트랜스미션 프리-휠 구동장치, 엔진 트랜스미션 구동축, 오일 냉각 헨 (Fan)과 구동축, 2개의 짧은 테이로터 구동축, 5개의 테일 로터 구동축 쎄그먼트와 베어링 걸이 모두개와 테일 로터 기어박스가 결합되어 있다. 벨 모델 204B 헬리콥터의 출력 열은 [그림17-19]에 도해되어 있으며, 이 도해에서 보는 주 트랜스미션은 터보샤프트 엔진의 전방에 장착되어 있다. 엔진과 트랜스미션 사이에 있는 구 동 연결장치(Coupling)는 프리 휠(Free Wheeling)크러치이고, 만약 엔진이 정지되었을 때 로 터계통을 계속 작동시키도록 되어 있다. 이것은 엔진고장 일 때 Auto-rotational Descent를 허용한다. 트랜스미션에 있는 기어들은 2개의 위성기어 계통이 포함되어 있으며, 전체 기어 비(Gear ratio)는 20.37 : 1을 가지고 있다. 즉 엔진구동축이 주 로터보다 20배 빠르게 회전한 다. 테일 로터(Tail Rotor) 기어의 감속은 테일 로터 트랜스미션 기어가 포함되어 있으며, 기 어의 감속비율은 4 : 1을 부여한다. 테일 로터의 구동축은 보기구동 기어박스로부터 후방으로 연장된 회전축에 의하여 연결되어 있으며, 윤활을 위한 섬프 케이스는 주 트랜스미션 아 래 부분에 있다.

[그림 17-19] Bell Model 204B 헬리콥터의 주 트랜스미션 및 구동기어 축

7-5. Allison 250계열 터보샤프트 엔진의 헬리콥터에서의 작동 헬리콥터에서 로터의 속도는 어떠한 제한조건에서 필히 지켜져야 한다. 만약 로터의 속도가 너무 높다면 로터의 원심력이 작용하여 회전부분에 과도한 응력이 작용하게되고, 로터의 회전이 너무 낮으면 로터 브레이드에 과도한 코닝(coning : 브레이드가 위로 휘어지는 현상) 이 발생한다. 이러한 이유로 헬리콥터에서는 엔진 조절계통에 정해진 제한을 두어 회전 로터 의 회전속도(NR)을 유지시키는 엔진출력 산출을 만들 수 있도록 하는 장치를 장착해야 한다. 이 장치는 엔진 구동으로부터 로터를 보호하기 위한 것으로 “Free Wheel” 또는 “Over- running Clutch”라고 한다. 엔진이 로터계통에 출력을 이송할 때 로터의 회전속도(NR)의 백분율과 출력터빈 회전속도 (N2)의 백분율은 동일하다. N2와 NR의 회전속도(rpm)는 같은 계기에 지시된다. N2와 NR의 백 분율이 같을 때 속도회전계의 N2와 NR의 바늘은 “LOCKED”되었다고 말하고, NR의 백분율이 N2의 백분율보다 클 때를 “SPLIT NEEDLE”이라 한다. 바늘이 분리되었을 때 엔진은 헬리콥터 로터에 출력을 이송하지 않고, 그리고 헬리콥터 로터는 엔진에 출력을 보내지 않는다. 󰊱 시동 (Starting) 엔진이 시동될 때에 시동기에 걸리는 최소의 하중은 항상 바람직한 요구사항이다. 이와 같 이 엔진이 시동될 때 필히 헬리콥터의 로터가 시동기에 하중을 부여해서는 아니 되도록 되 어야 한다. 왕복엔진이 장착된 헬리콥터에는 크러치계통이 마련되어 시동 중 엔진이 회전하 더라도 로터는 회전되지 않도록 되어 있다. 이러한 크러치계통은 또한 계통이 연결되는 동안 로터에 순간적으로 하중이 걸리는 것을 방지하고 서서히 받아드리도록 되어 있다. Allison계 열 250엔진에 의한 헬리콥터 출력은 크러치계통에 의존하지 않고 가스 생산기계통에 설계된 자유-터빈에 의하여 로터가 회전되므로 시동기에는 어떠한 하중도 걸리지 않는다. 250계열 엔진은 시동 중에는 N2, NR 속도는 시동기에 의해서 구동되지 않는다. N2, NR 속도는 서서 히 증가하여 N1속도가 완속속도까지 증가한다. 이와 같이 엔진 시동 중에는 시동기에는 로 터의 어떠한 하중도 작용하지 않는다. 󰊲 교정-피치 증가 (Collective-Pitch Increase) 엔진이 지상완속으로 안정되어 작동중일 때 조종사가 이륙출력이 요구되면 조종사는 Twist Grip을 “GROUND IDLE”로부터 “FULL OPEN”으로 움직여야 한다. 이렇게 Twist Grip을 움직였을 때 가스 생산기 연료조절 조속기 스프링은 N1 지상완속으로부터 N1 고속조 속기 세트(set)로 된다. 이때 N1 rpm은 증가하고 N2 rpm은 100%로 증가된다. 이때 출력은 약 70 shp(52.2 ㎾)가 된다. 교정피치 스틱은 최소 세트위치이다. 자유터빈이 장착된 엔진에서는 작동자를 위한 Twist Grip에 교정피치 스틱의 혼합작동이 필요하지 않다. 즉 교정피치 스틱을 당기면 로터의 피치가 변화되면서 로터출력이 피치변화 에 해당하는 출력이 증가한다. 이에 따라 로터의 회전수가 떨어지는 경향이 발생한다. 이러 한 N2의 떨어짐 경향은 출력터빈 조속기에 신호가 보내져 가스발생기 연료조절기에서 연료 흐름은 증가하게 된다. 연료흐름의 증가는 N1 rpm을 증가시키고, 출력터빈의 증가를 통하여 확산된다. 이와 같이 출력터빈에 의해 증가된 출력이 로터계통에 이송되어 N2 rpm의 과도한 떨어짐을 방지된다. 출력터빈 조속기의 특성은 헬리콥터 로터계통 증가의 필요한 출력과 같은 것이고, N2,NR 속도의 감소경향과 만약 로터계통 출력의 감소가 요구되면 N2, NR이 증가하는 경향이 있다. 헬리콥터에서 다양한 로터계통에서 바람직한 것은 요구출력에 대하여 N2, NR rpm의 변화되 지 말아야 한다는 것은 앞에서 설명한 것과 같다. 이러한 이유로 출력변화를 하였을 때 N2, NR rpm의 변동을 방지해야 하므로 헬리콥터 제작자는 출력터빈 조속기에 하향보정기(Drop Compensator)를 장착하여 로터계통에 들어가 는 출력을 일정하게 유지하여 N2, NR rpm을 조절하게 된다. 하향보정기는 출력 변화 중에 출력터빈 조속기 스프링을 재조정하여 출력변화에 따라 N2, NR rpm을 안정시키는 결과를 가지며, 출력변화 이전과 같게 만들어준다. 작동자가 교정피치 레버를 증가시켰을 때 로터 계통에 증가된 출력을 이송하고 N2, NR rpm이 동일하게 작동(증가)하여 안정되어진다. 만약 작동자가 엔진작동이 N2, NR rpm이 차이 나게 작동하고 싶다면 출력터빈 조속기는 필히 같은 방법에 의하여 하향보정기가 다시 놓여져야 한다. 이 목적은 헬리콥터 제작자는 전기적 경적계통을 설치해야 한다. 수동으로 전기경적 스위치의 위치를 작동하면 이 경적계 통은 출력터빈 조속기가 다시 놓여져 N2, NR rpm은 조절되어 차이나는 속도로 작동하게 된 다.

󰊳 자동회전(Auto-rotation) 비행중에 엔진의 결함이 발생했을 경우 헬리콥터는 승객이나 승무원의 안전과 헬리콥터 의 파손을 없도록 하기 위하여 자동회전을 사용하여 착륙시킬 수 있다. 자동회전 (Auto-rotation)은 비행조건의 한가지로 헬리콥터가 로터계통을 통하여 공기흐름으로부터 양 력을 얻을 수 있도록 구동되는 상태를 말한다. 즉, 엔진이 작동하지 않거나 또는 비행중에 출력을 더 이상 얻을 수 없는 경우가 발생했을 때 조종사가 교정피치 레버를 밑으로 작동하여 로터의 피치를 최소로 만들어주어 헬리콥터가 자유낙하 할 때 공기흐름에 의하여 로터가 회전되면서 최소의 양력을 얻을 수 있는 회전속도를 유지된다. 이때 로터계통의 오버런닝 크 러치가 분리되어 로터로부터 엔진으로 출력이 전달되지 않도록 한다. 그리고 N2, NR 속도계 계기의 바늘이 분리되어 지시한다. 󰊴 엔진결함 경고계통(Engine Failure Warning System) 고도의 떨어짐에 대한 조종사의 대응은 피치의 교정을 증가시키는 것이다. 만약 고도의 떨어짐은 엔진의 고장에 의한 결과이고, 조종사는 피치교정을 증가시켜 N2, NR rpm을 급격 히 감소시켜 자동회전에 의한 부드러운 착륙은 불가능하게 된다. 헬리콥터에 왕복엔진이 장착되었을 때 엔진이 고장나면 소리의 변화로서 조종사는 엔진 의 결함을 알 수 있으나, 가스터빈엔진이 장착된 헬리콥터에서는 엔진의 결함이 발생하더라 도 소리의 변화가 거의 없기 때문에 엔진의 고장을 알 수 없다. 이러한 이유로 터빈엔진이 장착된 헬리콥터에는 로터계통 및 엔진계통에 경고계통이 마련되어 있다.