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항력(Drag), 항공기를 방해하는 힘

앞에서 항공기에 작용하는 힘은 4가지가 있다고 배웠습니다.

양력, 항력, 중력, 추력중에 오늘은 항력에 대해서 써보겠습니다.

 

 

 

 

항력은 크게 유해항력과 유도항력으로 나뉘어집니다.

유해항력은 다시 형상항력, 간섭항력조파항력으로 나뉘어 집니다.

대충 표를 한번 그려보았습니다.^^ 

 

 

 

 

먼저 형상항력에 대해서 설명을 해보겠습니다.

형상항력이란 항공기가 형태를 갖춤으로 인해서 생기는 항력입니다.

설계할때 더욱 매끄럽게, 더욱 날렵하게 만들면 형상항력이 줄어들게 되겟지요?

형상항력은 압력항력과 마찰항력으로 구됩니다.

아니, 압력항력과 마찰항력을 합쳐서 형상항력이라고 부르는게 맞을까요? ^^:;

압력항력은 쉽게 생각하면 공기의 압력에 의한 저항력입니다.

자동차 밖으로 손을 내밀면 손에 압력이 느껴지듯이 비행기 날개에도 압력이 가해집니다.

 

 

이 그림에서 볼 수 있듯이 공기와 닿는 앞부분의 면적이 작으면 작을수록

 저항이 적은 것을 볼 수 있습니다.

 

 

마찰항력은 항공기가 공기와 마찰을 일으키면서 생기는 항력입니다.

공기에도 마찰이 있을까라고 생각하시는 분도 있으실 겁니다.

하지만 아무런 느낌도 없는 공기에도 엄연히 점성이 존재하고 그에따라 마찰력이 존재합니다.

그리고 매끄러운 항공기 표면도 확대를 해보면 사실 울퉁불퉁한 것을 볼 수 있습니다.

 

마찰항력을 줄이기 위해서는 항공기 표면을 매끄럽게 하는게 중요합니다.
따라서 항공기 외부의 구조물이나 페인트의 상태 등이 영향을 미칩니다. 

간섭항력은 항공기 구조물간 상호영향으로 인하여 생기는 항력입니다.

자세히 말하면 항공기 각 부분에 흐르는 공기가 서로 간섭을 일으키기 때문입니다.

이 간섭항력 때문에 항공기 설계시 각 부분의 형상항력을 합해도 총 항력에 못미치는 수치가 나온다고 합니다.

특히 간섭항력이 많이 생기는 곳이 날개와 동체 사이, 엔진나셀, 파일론, 착륙장치입니다.

때문에 간섭항력을 줄이기 위해서 날개와 동체 사이에는 필렛(Fillet)을 장착합니다.

 

항공기 날개와 동체 사이에 필렛을 장착하면 위 그림과 같이 보다 매끄러운 형태가 나옵니다.

대형항공기에서 많이 사용하는 방법이라고 합니다.^^

 

조파항력은 초음속비행에 의해서 생기는 항력입니다.

음속을 돌파하게 되면 충격파가 생기는데 충격파는 압축파와 팽창파로 나뉘어 집니다.

 

 

 

총알을 예로 들어보면 가장 앞부분에는 압축파가 생깁니다.

그리고 두께가 가장 두꺼운 부분을 지나가게되면 팽창파가 생기게 됩니다.

압축파를 지나게되면 공기의 압력이 높아지고, 팽창파를 지나면 압력이 낮아지게 되서 항력이 생긴다고 합니다.

복잡해지니까 그냥 초음속비행을 하면 조파항력이라는 항력이 생기는구나 정도만 기억하셔도 됩니다.^^

 

유도항력은 양력이 발생함에 따라서 수반되어 생기는 항력입니다.

항공기의 날개 끝에서는 아래 그림과 같은 날개끝 와류가 생깁니다.

 

 

그리고 날개 윗면을 흐르는 공기는 속도의 차이 때문에 또 하나의 와류(속박와류)를 생성합니다.

 

 

 

 

이 와류들이 합쳐지면 공기를 아래로 누르는 내리흐름(Down wash)를 생성합니다.

 

 

 

실제 항공기의 Down Wash 모습입니다.

마치 공기를 내리 누르고 위로 날아가는 모습이 연상됩니다.

 

유도항력을 줄이는 방법은 와류의 생성을 줄이는것 입니다.

때문에 대형 항공기에서는 유도항력을 줄이기 위해 윙렛(Wing let)을 사용하곤 합니다.

 

항공기의 날개 끝에 접혀올라간듯한 녀석이 윙렛입니다.

여러가지 기능이 있는 장치입니다.

 

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인터넷에서 발견, 과학으로 만드는 비행기 라는 책에서....

 

 

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http://www.rclab.co.kr/TheoryLab/Aerodynamics/chapter3.htm



항공기가 비행을 하게되는 원리, 즉 양력발생의 원리는 1738년 스위스 과학자 다니엘 베르누이가 발견한 베르누이의 원리에 기초한다.  베르누이가 발견한 베르누이의 원리는 단면적이 다른 관(管)내의 유체의 흐름은 항상 전압(total pressure) 즉, 정압(static pressure)과 동압(dynamic pressure)의 합이 일정하다는 것이다.


그림 3-1  관 내의 유체의 흐름 

      (PT: 전압, P: 정압, q: 동압)

다시 쓰면,
 (일정)

관내에서 압력(정압 P1)을 측정해 보면 P> P3 > P와 같다.  즉, 단면적이 작을수록 압력은 작다.

위 식에서 밀도의 영향을 고려하지 않을 경우, 단면적 2에서 압력이 감소하면 속도가 증가해야 한다.  3의 위치에서는 압력이 다시 올라가고 속도는 감소하기 시작한다.

즉, 베르누이는 단면적이 다른 관 (벤츄리관 등)을 흐르는 공기는"속도가 증가하면 압력이 감소하고, 속도가 감소하면 압력이 증가한다."라는 원리를 발견하였다.  이것이 베르누이의 원리이다.

아음속 공기 흐름의 정의는 공기가 음속 이하로 움직일 때를 말하며 압력이 변할 때 속도도 어떤 변화를 일으키며 밀도는 너무 적어서 무시할 만큼 변하므로 공기가 비압축성(incompressible)이라고 가정했을 때 밀도의 변화를 무시하므로 단순해진다.  그러나 공기 흐름이 음속(speed of sound)이 되면 공기의 흐름은 압축성(compressible)으로 압축성 효과를 고려하여야 한다.

따라서, 상기의 베르누이의 원리 식에서 아음속 영역에서 밀도는 고려치 않게되고 베르누이의 식은 정압과 유체(공기) 속도만의 함수가 된다.

베르누이의 원리를 이용하여 항공기 날개의 양력발생 원리를 살펴보면,



그림 3-2  베르누의 원리에 의한 양력 발생

그림 3-2의 A와 같이 두 곡면 주위를 지나는 공기의 흐름은 베르누이의 원리에 따라 목(곡면) 부분에서 속도가 커지고 압력이 감소된다.  그림 B와 같이 두 곡면이 그림 A 보다 좀 더 멀어졌을 때도 A의 경우와 마찬가지로 영향을 받으며 그림 C와 같이 위 곡면이 무한한 거리로 멀어졌을 때 즉, 위 곡면이 없을 때도 아래 곡면 윗부분의 압력은 에어포일 밑 부분의 압력보다 낮아지게 된다.

즉, 양력은 에어포일 상면과 하면의 압력차(상면압력 < 하면압력)에 의해 압력이 큰 쪽에서 작은쪽으로 압력차에 의한 힘이 발생하고 바로 이 힘이 양력(lift)이다.

    베르누이의 원리는 일상에서 관찰할 수 있습니다.  우리가 흔히 수도꼭지에 달린 호스로 정원에 물을 주거나 물장난을 할 때 물을 더 멀리 더 세차게 뿌리기 위해서 호스 끝 부분을 눌러주게 되는데, 이것은 바로 베르누이의 원리에 따라 단면적이 감소하게 되면 단면적이 작은 곳을 지나게 되는 유체(물)는 압력이 감소하고 속도가 증가하여 물이 더욱더 빠르고 멀리 뿌려지게 되는 것입니다.

    여름날 집안에서 시원한 바람을 즐기는 것도 베르누이의 법칙을 이용하여 한 쪽 창문은 활짝 열고, 반대쪽 창문은 조금만 열어서 조금 열어논 창문 곁에 가 있게 되면 좀 더 세고 시원한 바람을 즐길 수 있습니다.

    또한, 제트 전투기의 경우 엔진 배출구(tail pipe) 부분이 가변 노즐로써 오므라 들었다 펼쳤다 하면서 단면적이 바뀌는 것을 볼 수 있는데 이 것 역시 베르누이의 원리를 이용하기 위한 것입니다.  즉, 추력을 증가(공기 속도를 증가) 시키기 위해서는 노즐을 오므려 단면적을 줄이고, 추력을 감소(공기 속도를 감소) 시키기 위해서는 노즐을 펼쳐 단면적을 증가시키게 됩니다 (그림 3-3 참조).  그러나 초음속의 영역에서는 추력을 증가시키기 위해서 반대로 노즐을 펼치고 후기연소기(after burner) 등을 작동하게 됩니다.  (이 것은 초음속의 영역에서는 공기의 성질이 압축성으로 바뀌어 베르누이 원리가 반대로 되기 때문입니다.  "6.1 고속비행 영역"에서 언급하도록 하겠습니다.)

    a. 고속비행

    b. 저속비행

    그림 3-3  비행속도에 따른 엔진 배출구(tail pipe) 가변노즐


에어포일(airfoil)이란, 날개의 단면 형상을 뜻하며 항공기의 날개(wing), 보조익(aileron), 승강타(elevator), 방향타(rudder)와 같은 어떤 단면(section)을 학술적으로 정의하는데 사용한다.

에어포일은 공기보다 무거운 항공기를 비행시키기 위해서 공기 역학적인 효과, 즉 양력은 크고 항력은 작은 에어포일이 요구된다.  양력을 크게 하기 위해서 에어포일은 상면을 둥글게 해주고 뒤를 뾰족하게 하여 유선형으로 한다.  에어포일에 관한 용어의 정의는 그림 3-4와 같다.




그림 3-4  에어포일의 명칭     

  • 평균 캠버선: (Mean Camber Line):  위 캠버와 아래 캠버의 평균선으로 두께의 중심선이다.  평균 캠버선의 앞끝을 앞전(leading edge), 뒤 끝을 뒷전(trailing edge)이라 부른다.
  • 캠버 또는 최대 캠버 (Camber or Maximum Camber):  시위선에서 평균 캠버선까지의 최대 거리
  • 시위 (Chord):  앞전과 뒷전을 잇는 직선.  평균 캠버선의 양끝.
  • 두께 (Thickness):  시위선에 수직방향으로 잰 윗면과 아랫면까지의 높이.  즉, 에어포일의 최대 두께.
  • 앞전 반지름 (Leading Edge Radius):  앞전에서 평균캠버선에 접하도록 그은 직선위에 중심을 가지고 아래 윗면에 접하는 원의 반지름
  • 아래 캠버 (Lower Camber):  시위선으로부터 아랫면(lower surface)까지의 거리
  • 위 캠버 (Upper Camber):  시위선으로부터 윗면(upper surface)까지의 거리

에어포일은 NACA XXXX와 같이 호칭법에 따라 표시되는데, NACA는 미 항공자문 위원회(NACA: National Advisory Committee for Aeronautics) 계열 에어포일을 의미하고, 첫 번째 숫자는 최대 평균캠버(max mean camber)의 크기를 시위의 백분율로 표시한 값이고, 두 번째 숫자는 최대 평균 캠버의 위치를 앞전으로부터 시위의 십분율로 표시한 값이며, 세 번째와 네 번째 숫자는 최대 두께(max thickness)의 크기를 시위의 백분율로 표시한 것이다.

예를 들면, NACA 2315 는 NACA 계열의 에어포일로써 최대 평균캠버의 크기가 시위의 2%이고, 그 위치는 앞전으로부터 시위의 30% (3/10) 지점에 위치하며, 최대 두께의 크기가 시위의 15%임을 의미한다.

에어포일의 윗 캠버와 아랫 캠버가 동일할 때 에어포일을 대칭익(symmetrical airfoil)이라 한다.  대칭익의 경우 윗 캠버와 아랫 캠버가 동일하므로 평균 캠버선이 시위선과 동일하게 된다.  즉, 캠버 및 최대 평균캠버가 없어지고 최대 두께의 개념만이 존재하게 된다.  따라서 대칭익의 호칭은 NACA 00XX로 표시되며, 이를 NACA 00계열이라 부르며 NACA 00계열 에어포일은 대칭익을 의미한다.

예를 들면, NACA 0009, NACA 0012 등은 대칭익으로서 최대 두께의 크기가 각각 시위의 9%, 12%인 에어포일을 나타낸다.

    모형 비행기의 수평/수직 미익의 에어포일은 대부분 NACA 00계열 에어 포일을 사용합니다.  주 날개 에어포일의 경우 대부분의 연습기는 00계열이 아닌 비대칭 에어포일(윗 캠버가 아랫 캠버보다 큰)이나 Clark-Y 에어포일 (윗 캠버는 있으나 아래 캠버는 없는 즉, 아랫면이 평평한 에어포일)을 사용하고, 스턴트기일 경우 NACA 00계열을 많이 사용합니다.

    이는 연습기의 경우 큰 추력이 필요치 않고, 필요 추력 일부를 양력으로써 보상할 수 있다는 측면과 안정성 측면에서 항공기의 자세가 흐트러질 경우 양력발생으로 복원력을 확보하기 위해서 비대칭 에어포일 또는 Clark-Y 에어포일을 사용하게 됩니다.

    스턴트기의 경우 추력이 충분히 크고 양력이 그다지 필요치 않으며, 비대칭 에어포일에 의한 양력발생 즉, 복원력 발생으로 오히려 안정성이 조종성을 해치게 되므로 조종성을 우선시 하여 대칭 에어포일 즉, NACA 00계열 에어포일을 주 날개의 에어포일로 사용합니다.  (안정성과 조종성은 상반관계를 가집니다.  안정성이 크지면 조종성은 떨어지고, 반대로 조종성이 커지면 안정성이 떨어집니다.  자세한 내용은 뒷부분 "4.5 안정성과 조종의 관계"에서  언급하도록 하겠습니다.)


그림 3-4  비대칭, Clark-Y, 대칭 에어포일
 

받음각(a: angle of attack)이란, 상대풍(w: relative wind)과 시위선(chord line)이 이루는 각이다.  받음각은 수평비행시 시위선과 수평선이 이루는 각이 아니라 시위선과 불어오는 바람의 방향이 이루는 각이다.  그림 3-6과 같이 동일한 비행자세에서라도 돌풍(w`: gust)과 같이 바람의 방향이 날개 하면에서 불어올 경우 받음각은 변화한다 (a → a`).

 
그림 3-6  받음각의 정의

양력은 받음각에 따라 변한다.  양력은 받음각이 증가할수록 에어포일 하면에 정압(static pressure)의 증가로 상면과 압력차이가 커져서 양력이 증가하게 된다.  그러나 받음각이 증가할수록 에어포일 상면의 압력중심은 앞쪽으로 이동하고 공기의 흐름은 뒷전에 와류(eddy)를 형성하는 경향이 생긴다.  받음각이 충분히 증가하여 에어포일 상면 1/3 이상의 난류(turbulent flow)가 발생하여 이 지점의 압력은 정적이거나 대기압으로부터 양력을 발생하지 못하게 되는데 이 때를 "burble point"라 부르고 이 때의 받음각을 임계 받음각(critical angle of attack)이라 한다.  이 때는 증가된 받음각이 양력을 발생하지 못하고 오히려 양력을 해치는 와류를 형성하게 된다.


그림 3-7  받음각과 양력
 

수평비행중 항공기에 작용하는 힘은 그림 3-8과 같이 추력(T: thrust), 양력(L: lift), 항력(D: drag), 중력(W: weight)이 있다.  수평 등속비행 중 항공기는 양력과 중력의 크기가 같고, 추력과 항력의 크기가 같다.  수평 등속비행 상태에서 엔진 출력이 증가하면 추력이 항력 보다 커져서 항공기는 가속비행을 하게된다.


그림  3-8  항공기에 작용하는 힘

양력(lift)은 베르누이 원리에 따라 에어포일 상하면의 압력차에 의해 발생하는 항공기를 뜨게하는 힘으로써, 그 크기는:

       즉,  
         [L: 양력 (lb), CL : 양력계수,  ρ: 밀도 (slug/ft3),  V: 속도 (ft/sec),  S: 날개면적 (ft2)]  이다.

항력(drag)이란, 항공기가 전방으로 움직이는데 대한 저항력으로써, 항공기의 날개(wing), 동체(fuselage), 강착장치(landing gear), 스트럿(strut), 미익(stabilizer), 그외 다른 구조부에서 발생하며 항공기의 전진운동을 방해한다.  양력에 도움을 주지 않는 항력을 유해항력(parasite drag)이라 한다.

항력(drag)의 크기는:

       즉,  
        [D: 항력 (lb), CD : 항력계수,  ρ: 밀도 (slug/ft3),  V: 속도 (ft/sec),  S: 날개면적 (ft2)]  이다.

    (위 식은 날개에서의 항력을 산출하는 식이며, 항공기 전체의 항력을 산출할 경우 C와 S는 항공기 전체에 대해 고려되어야 한다.)

특정 받음각에서 양력과 항력의 비를 그 받음각에서의 양항비(lift to drag ratio)라 하며 다음과 같이 나타낸다.

    양항비      [L: 양력,  D: 항력,  : 동압,  S: 날개 면적]
     

유체의 흐름은 속도에 따라 저속에서는 층류(laminar flow)로, 고속일 때는 난류(turbulent flow)의 흐름 특성을 가진다.  층류란 유체가 나란히 흐트러지지 않고 흐르는 것을 말하고, 난류란 유체가 불규칙하게 뒤섞이어 흐르는 것을 말한다.

유체의 흐름이 층류에서 난류로 바뀌는 것을 천이(transition)라 하고, 천이가 일어나는 레이놀즈수를 임계 레이놀즈수(critical reynolds number)라 한다.  즉, 레이놀즈수가 어느 정도를 넘으면 층류는 난류로 변한다.  레이놀즈 수는 이러한 유체 흐름의 특성을 규정할 때 사용한다.

항공기의 날개를 지나는 공기 흐름은 처음은 층류이다가 앞전으로부터 어느 정도 떨어진 곳에서는 난류로 바뀌게 되어 마찰 저항이 커지게 된다.  항공기는 이러한 마찰 저항을 줄이기 위하여 층류 에어포일을 사용하며 층류가 난류로 바뛰는 것을 될 수 있는 한 늦춰주고(보다 앞전쪽에서 멀리 떨어진 뒷전쪽에서 천이되도록) 있다.

레이놀즈수(Rn: Reynolds Number)는 다음과 같다.

        [Rn: 레이놀즈수,   ρ: 밀도,  V: 공기속도,  L:  특성길이(보통 시위로 표시),  μ: 점성계수]

위 공식에서 레이놀즈수는 공기밀도, 공기속도, 시위가 클수록 커지고, 점성계수가 클수록 작아짐을 알 수 있다.
 

붙임각(Incidence Angle)이란, 동체의 기준선 즉, 동체 세로축선(longitudinal axis)과 시위선(chord line)이 이루는 각을 말한다 (그림 3-9).  정확한 붙임각은 항력특성과 세로 안정성(longitudinal stability, "4.3 세로안정성" 참조) 특성을 좋게 한다.


그림 3-8.  붙임각 (Incidence Angle)

  • 워시 아웃(Wash Out):  대부분의 항공기는 날개 끝(tip of wing) 보다 날개 뿌리(root of wing)의 붙임각이 크다.  즉,  항공기를 측면에서 바라보았을 때 날개 끝이 뿌리보다 앞으로 숙인 것 처럼 비틀어진 형상을 갖는다.  이러한 형상의 날개를 워시아웃(wash out) 날개라 한다.  워시아웃의 목적은 날개 끝이 뿌리보다 늦게 실속에 들어가게(뿌리보다 붙임각이 작으면 동일한 항공기 자세에서 뿌리보다 상대적으로 받음각이 작아지므로) 해 줌으로써 익단실속(Tip Stall)을 방지하여, 항공기 실속 특성을 좋게하여 주는 것을 목적으로 한다.

    (참고:  항공기가 실속시 날개 뿌리에서부터 먼저 실속이 일어나고 점차적으로 날개 끝으로 전파되는 것이 바람직 하다.  날개 끝에서부터 먼저 실속이 일어날 경우 실속이 완만하지 못하고, 실속 후 스핀에 들어가는 특성을 가진다.)
  • 워시 인(Wash In):  워시아웃과 반대로 날개 끝(tip of wing)의 붙임각이 날개 뿌리(root of wing)의 붙임각 보다 큰 날개를 워시인(wash in) 날개라 한다.  워시인은 엔진토크(engine torque)를 상쇄시키기 위해서 사용된다.  예를들면, 프로펠러가 우회전(시계방향) 하는 엔진의 토크는 비행기를 종축을 중심으로 왼쪽(프로펠러 회전과 반대방향.  반시계방향.)으로 회전시키려 한다.  이로 인해 좌측날개는 내려와 우측날개보다 낮게 비행하는데, 이를 보완하기 위해서 좌측날개를 워시인(wash in) 하면 양쪽 날개는 평형을 이루게 된다.

    모형항공기의 붙임각(Incidence Angle), 워시인(Wash In)/워시아웃(Wash Out):

    붙임각은 언급한 바와 같이 비행기를 측면에서 바라보았을 때 날개의 시위선(chord line)과 동체축이 이루는 각입니다.  워시인과 워시아웃 날개는 쉽게 말해서 비틀어진(꼬인) 날개를 의미합니다.  워시인과 워시아웃은 상기에서 언급한 목적으로 실제 항공기에서 적용되나, 모형비행기에서는 잘 적용이 되지 않습니다.

    모형항공기의 경우, 기동특성을 좋게하기 위하여 헬리콥터 로터블레이드(rotor blade)에 적용되는 예는 있습니다.  헬리콥터는 블레이드가 회전시 회전속도가 빠를수록 후퇴하는 블레이드(위에서 바라보았을 때 원의 좌측은 전진 운동, 우측은 후퇴를 하죠.)에서 익단실속(tip stall)이 발생하기 쉽습니다.  이 경우 블레이드에 워시아웃을 해 주면 익단실속이 지연되고 빠른 속도에서도 실속특성이 좋아져서 안전성이 보완되어, 기동특성이 좋아지게 됩니다.  ("7.0  헬리콥터 이론"에서 자세히 언급하겠습니다.)

    헬리콥터 블레이드의 익단실속은 호버링과 같은 저속회전에서는 잘 발생하지 않고 고속 회전에서 잘 발생하기 때문에, 호버링을 연습하는 초보자의 경우는 필요없으나, 플라잉(flying)과 메뉴버(manuever)를 연습하는 고급자의 경우 워시아웃된 블레이드를 장착, 비행하는 것이 좋다고 할 수 있습니다.

    모형비행기의 날개는 대부분 워시인/아웃 없이 곧게 뻗은 날개 형상을 가집니다.  우리가 흔히 모형비행기를 제작할 때, 뒤틀림 없이 제대로 제작하기 위해서 "Robart"사에서 나온 "Incidence Meter (Incidence Guage라고도 합니다.)"라는 측정 기구를 사용하는데 이는 기구이름이 말해 주듯 날개 제작시 날개의 각 부분의 붙임각(incidence angle)을 측정하여 일정한 붙임각을 갖는지 여부 즉, 날개가 뒤틀렸는지(꼬였는지) 여부를 알 수 있게 해 주는 기구입니다.

    모형항공기의 엔진토크(Engine Torque) 상쇄, Side Thrust:

    상기에 언급된 워시인(wash in) 날개가 실제 항공기에서 엔진 토크 상쇄를 목적으로 사용된다고 언급하였습니다만, 모형 비행기에서는 엔진토크 상쇄를 위한 방법으로 "Side Thrust Angle"을 사용합니다.

    물리 현상중 하나로 "자유단(free end, 고정되지 않은 끝)을 갖는 동일축상의 물체는 한쪽을 회전시켜 주면 다른 한쪽은 반대쪽으로 회전하려는 경향"이 있습니다.  비행기의 경우, 자유단(공중을 비행) 동일축상(동체 세로축) 두 물체(프로펠러와 동체)중 한쪽을 회전시켜주면(프로펠러) 다른 한쪽(동체)은 반대쪽으로 회전하려는 경향이 생기고 이것이 바로 "토크 효과(Torque Effect)"입니다.   헬리콥터의 테일로터도 바로 토오크를 상쇄하기 위해서입니다.  모형비행기의 경우 앞에서 바라보았을 때, 엔진이 반시계 방향으로 회전하고 항공기는 시계방향으로 회전하게 됩니다.

    모형비행기의 엔진을 설치할 때 위에서 바라보면 동체 세로축에 대해서 약간 오른쪽으로 비껴 장착을 하는데 이 것을 "Side Thrust"라고 하며, 이 때 동체 세로축과 엔진축이 이루는 각을 "Side Thrust Angle"이라 합니다.  Side Thrust는 엔진을 비껴 장착함으로써 "동일축상"이라는 조건을 없애게 되어 엔진 토크를 상쇄하게 됩니다.  오른쪽으로 비껴 장착을 하는 것은 토오크 효과를 없애기 위해서 비행기 동체가 회전하려는 반대쪽으로 장착하기 위함입니다.  Side Thrust Angle은 토크가 큰 엔진일수록 즉, 2행정 엔진보다는 4행정 엔진의 경우 더욱더 커지게 됩니다.

    Down Thrust:

    위에서 side thrust에 대해서 언급하였기 때문에 "그러면, Down Thrust는?" 이라고 반문하시는 분이 계실 것 같아 언급합니다.  모형비행기의 경우 엔진 장착시 비행기 측면에서 바라보았을 때, 동체 세로축보다 조금 아래로 경사지게 장착하는 경우가 있는 데, 이를 "Down Thrust"라고 합니다.  Down Thrust는 모형비행기 성능을 위해 고려된 익형(에어포일)에 따른 양력발생(비대칭, Clark-Y 등), 붙임각(incidence angle) 등의 효과를 상쇄시켜 원할한 수평비행을 위하여 부여하게 되는 것입니다.  대부분의 연습기, 스포츠(펀플라이)기 등의 경우에는 비대칭 에어포일 및 붙임각이 있으므로 엔진 장착시 down thrust를 주게 됩니다.  반대로, 대칭에어포일을 사용하고 붙임각이 없는 전문 스턴트기(F3A 기종)의 경우는 down thrust가 없습니다.
     

가로세로비(Aspect Ratio)란 날개의 길이(b: wing span)와 시위(c: chord)의 비를 말한다.  날개의 길이(wing span)는 날개 끝(wing tip)에서 날개 끝까지의 길이를 말한다.  시위(chord)는 직사각형 날개의 경우 일정하나, 테이퍼 날개(taper wing)나 타원형 날개의 경우 평균시위를 적용한다.  (그림 3-10)


그림 3-10  가로세로비 (Aspect Ratio)

가로세로비(AR: Aspect Ratio)는 다음과 같다.

        [AR: 가로세로비,  b: 날개길이(wing span),  c: 시위길이(chord length),  S: 날개면적(wing area)]

상기 식에서 알 수 있듯이 가로세로비가 큰 날개는 길이(b)가 길고 폭(c)이 좁은 날개를 의미하고, 가로세로비가 작은 날개는 길이(b)가 짧고 폭(c)이 넓은 날개를 뜻한다.

항공기가 비행할 때 날개끝에는 소용돌이(vortex)가 발생하고 날개를 내리 누르는 하향공기흐름(downward air flow)이 발생한다.  이 하향공기흐름에 의해 유도되는 항력을 유도항력이라 한다.  일반적으로 하향공기흐름은 가로세로비가 작을수록 많이 일어난다.  날개에 작용하는 전체항력은 크게 이 유도항력과 형상항력으로 구성되는데, 형상항력은 표면 마찰력(skin friction)과 에어포일 형상에 따라 발생하는 항력이다.  따라서, 가로세로비가 작을수록 날개 전체에 작용하는 항력은 더욱더 커진다고 볼 수 있다.


그림 3-11  가로세로비가 양력/항력에 미치는 영향

실험결과 그림 3-11에서 보는 바와 같이 가로세로비가 클수록, 상대적으로 양력이 크고 항력이 작음을 알 수 있다.  이는 가로세로비가 클 수록 양항비 즉, L/D (CL/CD)이 커짐을 알 수 있다.

따라서 이론상으로 고찰해 볼 때 가로세로비가 큰 날개일수록 이상적인 날개라고 할 수 있으나 가로세로비가 커 질수록 구조강도가 문제가 되므로 항공기 설계시 가로세로비를 제한하고 있다.  보통의 항공기의 경우 가로세로비가 8.5 미만이며, 글라이더나 시험 항공기의 경우 20 이상으로 사용하기는 하나 구조강도의 세심한 분석이 요구된다.  고속으로 비행할수록 항공기는 강도가 더 중요시 되므로 가로세로비가 작은 날개를 취하게 되고 고속항공기(high speed aircraft)의 경우 가로세로비가 3.0~3.5 정도로 작은 것도 있다.
 

항공기가 착륙하기 위한 최소 착륙속도 즉, 실속속도(Vs)는 다음과 같다.

        [VS: 실속속도(ft/sec),  W: 중량(lbs),  ρ: 공기밀도(slug),  CLmax: 최대 양력계수,  S: 날개면적(ft2)]

위 식에서 알 수 있듯이, 착륙속도를 줄이기 위해서는 공기밀도는 불변이므로 중량 W를 줄이거나 날개면적 S 또는 최대양력계수 CLmax 를 증가시켜야 한다.  고양력 장치(High Lift Devices)란, 이와 같이 착륙시 최대양력계수를 증가시키고 실속속도를 줄이기 위한 장치이다.

고양력장치에는 일반적으로 에어포일의 모양(캠버, 면적)을 변화시키는 방식의 플랩(Flap)과 경계층을 제어하는 방식의 슬롯(Slot) 등이 있다.

  • 플랩 (Flap):  플랩은 날개의 뒤쪽에 붙어있는 보조면(auxiliary surface)으로써 플랩을 내려 에어포일의 캠버를 증가시키고, 날개의 면적을 크게 함으로써 CL과 CD 값을 증가시킨다. (그림 3-12)

  • 그림 3-12 플랩사용시 CL 및 CD의 변화

    플랩을 사용함으로써 항공기는,

    • 저속착륙이 가능하고
    • 산, 언덕과 같은 장애물 위에서 급강하 착륙이 가능하며,
    • CD가 증가하여 공기 브레이크(air brake) 역할을 해서 착륙거리를 단축시킬 수 있다.

    플랩의 종류에는 다음 그림 3-13과 같은 플래인(plain), 슬롯(slot), 스플릿(split), 파울러(fowler)플랩 등이 있다.



    그림 3-13 플랩의 종류

    • 플래인 플랩 (Plain Flap):  날개의 뒷전에 힌지(hinge)로 간단하게 장착되어 있으며 날개의 캠버(camber)를 바꾸어서 받음각을 크게 해주는 결과를 가져온다.
    • 슬롯 플랩 (Slot Flap):  플래인 플랩과 유사하며, 날개와 특별한 외형을 가진 플랩의 앞전과의 사이에 간격(gap)이 있다.  이 간격으로 날개 하면의 높은 에너지의 공기가 상면의 경계층을 가속시켜 고양력 계수 상태에서 공기 흐름의 분리를 지연시켜준다.  슬롯 플랩은 플레인 플랩이나 스플릿 플랩에 비해서 CLmax가 크고 항력이 적다.
    • 스플릿 플랩 (Split Flap):  날개의 뒤 밑부분에 힌지로 장착된 평판 (flat surface)으로 구성되어 있다.  이 플랩은 플래인 플랩에 비하여 CLmax 값이 크나 난류 웨이크(turbulent wake)가 발생되어 항력도 커진다.
    • 파울러 플랩 (Fowler Flap):  슬롯 플랩과 유사하나 트랙(track)을 따라 플랩이 뒤로 움직이는 것이 다르다.  플랩이 뒤로 움직였을 때는 날개의 시위가 증가하여 전체 날개 면적이 증가된다.  파울러 플랩은 CLmax  가 크게 증가되나 항력은 최소의 변화를 하는 것이 특징이다.
  • 슬롯 (Slots):  플랩이 날개의 캠버와 면적을 변화시킴으로써  CL 과 C값을 변화시키는데 비해, 슬롯(slot)은 날개 하면의 높은 에너지의 공기를 날개 상면의 경계층으로 유입시켜 공기 흐름의 박리(separation) 현상을 지연시킴으로써 CL 과 C값을 변화시키는 역할을 하는 장치이다.  (그림 3-14)

  • 그림 3-14  슬롯에 의한 공기흐름의 영향
     

기초물리학 "1.6 에너지"에서 언급한 "역학적 에너지 보존의 법칙"에 따라 상승 비행중 비행기는 고도에 의해 위치 에너지를 얻게 되고 확보한 위치 에너지만큼 운동에너지 즉, 추진 에너지를 소비하게 된다.  다시말해서 비행기의 상승이란 마력(horsepower)이 고도로 바뀌는 것이다.

비행기의 상승성능은 고도에 의해 현저한 영향을 받는데, 이는 고도 증가에 따라 공기 밀도가 감소하여 항공기 엔진의 출력이 저하되기 때문이다.  엔진에 흡입되는 공기의 체적은 일정하지만 고공에서는 공기 밀도가 작기 때문에 질량이 감소하여 적절한 혼합 개스를 공급하지 못하여 엔진의 출력이 저하된다.

따라서, 최대 상승속도(maximum climb speed)는 고도가 높아지면 감소하는데, 특정 고도에 이르면 더 이상 상승하지 못하고 상승속도가 0이 된다.  이 고도를 절대상승한계(absolute ceiling)라 한다.  절대상승한계까지는 상승에 장시간이 소요되고 실측하기가 곤란하므로 보통 실용상승한계(service ceiling)를 많이 사용하는데, 이는 상승속도가 100 ft/min 일 때의 고도를 말한다.

항공기의 상승성능(climb performance)을 나타내는 상승률(RC: rate of climb)은 다음과 같다.

        [R.C: 상승률(ft/min),  HPa: 이용마력,  HPr: 필요마력,  W: 중량(lbs)]

상기 식에서 잉여마력 (Excess Power = HPa - HPr)이 클수록 즉, 추력이 클수록, 중량이 가벼울수록 상승률이 높아지고 상승 성능이 좋은 것을 알 수 있다.
 

활공비행(gliding flight)이란 엔진 추력이 없는 무동력 상태에서 행하는 비행으로 비행경로는 전방 하방을 향하며, 상대풍은 후방 상방으로 작용하여 날개의 공기 흐름은 합력을 만든다. (그림 3-15)


그림 3-15  활공비행 (Gliding Flight)

이 때 비행경로(flight path)와 수평선이 이루는 각을 활공각(gliding angle)이라 하고 활공각은 다음과 같이 구해진다.

        [γ: 활공각(degree),  D: 항력(lbs),  L: 양력(lbs)]

위 식에서 최소의 활공각을 얻기 위해서는 양력이 크고 항력이 작아야 하며, 바꾸어 말해서 양항비(L/D)가 커야 함을 알 수 있다.  "3.7 가로세로비"에서 우리는 '가로세로비가 크면 양항비가 크다'라는 것을 알았는데, 즉, "가로세로비가 클수록 양항비가 크고 활공각이 작아진다"라는 것을 알 수 있다.
 

    일반적으로 글라이더의 경우 길이(wing span)가 길고 폭(chord)이 좁은 날개, 즉 가로세로비(aspect ration)가 큰 날개를 가집니다.  따라서, 글라이더는 일반 비행기보다 큰 가로세로비로 인해 양항비(L/D)가 커지게 되고, 궁극적으로 작은 활공각(gliding angle)을 가지게 됩니다.  이것이 바로 글라이더가 활공비행을 잘 하는 이유입니다.

    모형비행기에서도 보통의 비행기 보다 가로세로비가 좀 더 길게 설계된 비행기들(예: 일본 테트라사 "플라밍고" 등)은 다른 비행기에 비해서 유난히 활공성능이 좋은 것을 알 수 있습니다.  멀리서 엔진이 정지하더라도 무난히 활공을 하여 활주로에 안전하게 착륙할 수 있습니다.

    일반적으로 연습기의 경우 가로세로비가 큰 비행기가 많은데, 이는 활공성능 외에 가로 안정성이 좋아서 초보자가 연습하기에 좋기 때문입니다.  반대로 좋은 가로 안정성은 가로 조종성을 해쳐서 롤링등의 기동을 수행하기가 어렵습니다.
     

원운동을 하고 있는 물체는 원의 중심으로 작용하는 힘이 있는 한 그 방향으로 운동을 계속하며, 이 힘을 구심력(centripetal force) 이라 한다.  또한, 물체가 원운동할 때 관성에 의하여 원운동으로부터 이탈하려는 힘이 발생하는데 이 힘이 원심력(centrifugal force)이다.  물체는 이 구심력과 원심력이 평행을 이룰 때 원운동을 행한다.

원심력의 크기는,

        [C: 원심력,  m: 질량,  v: 속도,  r: 원의 반경]

비행기가 선회비행시 날개와 수평면이 이루는 각을 경사각(bank angle)이라 한다.  비행기가 일정 반경의 수평선회 비행을 하기 위해서는 양력의 크기가 중량과 원심력이 만드는 합력의 크기와 같고 적절한 경사각을 가져야 한다.  그림 3-16은 비행기가 선회비행시 힘의 관계를 보여준다.


그림 3-16  선회비행시 항공기에 작용하는 힘

위의 그림에서 그림 A는 항공기에 작용하는 힘이 균형을 이루어 항공기가 일정 회전반경과 일정 고도를 갖는 수평 선회비행시 힘의 관계를 보여주고 있다.  양력은 중량과 원심력이 만들어내는 합력과 크기가 같고 방향이 반대로 항공기는 평형을 이룬다.

그림 B의 경우는 항공기가 선회비행시 경사각(bank angle)이 적은 경우인데, 이때 양력은 정확하게 합력과 반대 방향으로 작용하지 않고 새로운 합력이 비행기를 밖으로 미끌어지게 하는 스키드(skid) 현상을 발생시킨다.

그림 C의 경우는 항공기가  선회비행시 경사각(bank angle)이 과도한 경우로써, 이때 양력은 정확하게 합력과 반대 방향으로 작용하지 않고 새로운 합력이 비행기를 안쪽으로 미끌어지게 하는 슬립(slip) 현상을 발생시킨다.

그림 D의 경우는 항공기가 선회비행시 정확한 경사각을 가지고 있으나, 양력이 합력보다 작아서 항공기는 하강 선회를 하게 된다.

그림 E의 경우는 항공기가 선회비행시 정확한 경사각을 가지고 있으나, 양력이 합력보다 커서 항공기는 상승 선회를 하게 된다.

    모형비행기를 배울 때 가장 먼저 배우게 되는 것이 수평 선회비행입니다.  위 그림에서 알 수 있듯이 수평 선회비행의 핵심은 항공기가 적절한 경사각과 양력을 가지도록 하는 것입니다.  선회비행을 하기 위해서는 에일러론(aileron)과 엘리베이터(elevator)를 적절하게 잘 조작하여야 깨끗하고 멋진 선회비행을 할 수 있습니다.  선회비행의 일반적인 조작은 에일러론으로 경사를 준 후 엘리베이터를 일정량 계속 당기면서 고도를 유지하는 것입니다.

    위의 그림 B와 같이 경사각이 모자라서 스키드가 일어날 경우 에일러론을 더 조작해서 경사각을 더 크게하면 비행기는 동일 반경의 수평선회를 하게됩니다.  반대로 그림 C와 같이 경사각이 과도해서 슬립이 일어날 경우는 에일러론을 경사진 반대쪽으로 조작하여 경사각을 줄여줌으로써 동일 반경의 수평선회를 할 수 있습니다.

    상승/하강 선회일 경우, 그림 D와 같이 양력이 모자라서 하강선회가 일어나면 당기고 있는 엘리베이터의 조작량을 좀 더 늘려서 양력을 보충해 줌으로써 수평선회를 하게 됩니다.  그림 E와 같이 양력이 과도하여 상승선회가 일어날 경우 당기고 있던 엘리베이터의 조작량을 조금 줄여서 양력을 줄여 줌으로써 수평선회를 하게 됩니다.
     

실속이란, 높은 받음각에 의해 상대풍 속도와 관계없이 양력을 발생시키지 못하게 되는 현상을 말하며 갑작스런 고도 강하 또는 스핀과 같은 비정상 비행의 원인이 된다.  실속이 일어나면, 날개의 뒤쪽에서 박리(separation)된 공기흐름의 후류가 기체가 진동시키는 버펫팅(buffetting)을 발생시키고 승강키의 효율이 감소하여 쉽게 제어할 수 없는 기수내림(nose-down) 현상이 일어난다.


그림 3-17  양항곡선과 실속

실속은 특정받음각(양력곡선이 직선에서 곡선으로 바뀌는)에서 공기의 흐름이 날개 뒷전부분으로부터 떨어지는 박리(separation)가 일어나고 최대 양력계수(CLmax) 직후 갑자기 양력이 감소하고 항력이 커지면서 일어난다.  (그림 3-17)

박리가 일어나면 박리의 후류가 날개나 꼬리날개를 진동시키는 버펫팅 현상이 일어나게되고 버펫팅은 최대양력계수 지점에서 가장 강하게 나타난다.

그림 3-17에서보는 양력곡선의 직선이 곡선으로 바뀌는 커브 구간이 완만하지 않고 급격하게 감소하는 곡선을 그리는 항공기일수록 실속이 일어나기 쉽다.

실속이 일어나는 최대양력계수 때의 받음각을 실속각이라 한다.

스핀(spin) 이란, 자전(autorotation) 현상과 수직강하가 결합된 복합적 비정상 비행운동을 말한다.

그림 3-18  스핀(Spin) 운동

받음각이 실속각 이하인 경우 롤링(rolling) 운동으로 날개를 경사지게 하여 회전운동을 하게하면 날개는 회전을 시작하나 차차로 회전속도를 감소하여 다시 정지한다.  그러나 받음각이 실속각보다 클 경우에는 약간의 롤링 운동으로 교란을 주면 날개는 회전을 시작하고, 회전은 점차적으로 빨라져서 결국에는 일정회전수로 회전을 계속한다.  이 현상을 자전(autorotation) 이라 부르며, 자전은 스핀 형상의 기초가 된다.

스핀에는 크게 수직스핀(vertical spin)과 수평스핀(flat spin) 두 가지가 있다.

  • 수직스핀 (Vertical Spin) (그림 3-18 A):
  • 정상스핀이라고도 부르며, 그림 A에서 보는 바와 같이 비행기의 중심은 연직방향의 축을 향해 나선을 그리며 원 운동을 한다.  이때 비행기의 받음각 a는 20~40° 정도이고, 낙하속도는 비교적 적은 40~80 m/s 정도이다.  이와 같은 스핀을 수직스핀이라 부르며, 용이하게 회복이 가능한 특수 비행법의 한 가지로 사용된다.

  • 수평스핀 (Flat Spin) (그림 3-18 B):
  • 스핀성능이 나쁜 비행기나 혹은 보통의 비행기에도 조종의 실수나 돌풍등의 원인으로 수직스핀의 상태보다 점점 받음각이 증가하여 60° 가까이 되고 기체 세로축은 거의 수평에 가깝고 각속도는 점점 빨라지고 회전반경이 작은 나선을 그리면서 낙하하게 된다.  이와 같은 스핀을 수평스핀이라 부르며, 회복이 극히 곤란하다.


    모형 비행기로 비행을 할 경우 초보자들이 엔진이나 송수신기에 아무 이상이 없는데 너무쉽게 어처구니 없이 비행기를 추락시키는 경우가 종종 있습니다.  스틱 키미스(key mistake)가 아닌 잘못된 조작으로 비행기를 추락시키게 되는 경우는 크게 실속(stall)과 커플링(coupling)이 있습니다.

    실속은 위에서 언급한 바와 같이 양력을 잃는 것이고, 커플링이란 비행기의 운동모멘트 즉, 피칭(pitching), 롤링(rolling), 요잉(yawing) 모멘트가 잘못된 조종으로 서로 복합되어 일어나는 현상으로 쉽게 말하면 비행자세가 흐트러져 피칭, 롤링, 요잉이 서로 중첩되어 빠른속도의 비정상 회전을 유발하여 미처 손을 써보지 못하고 추락하게 됩니다.  이때 비행기의 비행은 스냅롤(snap roll)의 변형된 형상을 가집니다.

    실속 (Stall):

    실속의 경우 가장 흔한 예가 착륙시 엘리베이터 조작량의 과다로 비행기 기수가 많이 처든 상태(큰 받음각으로) 로 진입할 경우 날개 후부의 공기가 박리(separation) 현상을 일으키고 엘리베이터는 효율이 감소하여 쉽게 제어할 수 없는 기수내림(nose down) 현상이 일어나고 비행기는 갑자기 고도를 잃고 추락하게 되는데, 이는 위에서 살펴 본 바와 같이 큰 받음각, 낮은 속도(상대풍 속도보다 비행속도가 작아지기 쉬움)에서는 실속에 들어가기 위한 아주 좋은 조건이 형성되기 때문입니다.

    또 다른 흔한 예는 이륙시 과다한 엘리베이터 조작으로 수반되는 경우가 많은데, 비행기가 운동에너지를 잃어 버리고 실속이 생겨 엘리베이터 조작이 힘들어지고 기수내림 현상이 일어나며 실속에 들어가게 됩니다.  이륙시 실속이 일어날 때 만약 약간의 롤링이 있을 경우, 즉, 날개가 기울어져 있을 경우 비행기는 스톨턴(stall turn)을 하듯이 옆으로 빙그르르 돌아가면서 추락하는 그라운드 루프(ground loop) 현상이 수반되기도 합니다.  이는 자전(autorotation) 현상의 초기 모습입니다.

    모형비행기 비행시 실속을 방지하기 하기 위해 중요한 것은 무엇보다도 처음 대하는 비행기의 실속특성을 초반에 충분히 파악을 하는 것입니다.  높은 고도에서 저속비행으로 실속을 유발해 본다든가 하는 것도 좋은 방법 중 하나입니다.

    실속으로 부터의 회복방법은 받음각의 감소와 엔진 추력의 증가를 빠른시간 내에 수행하는 것입니다.  실속으로부터의 탈출은 비행기가 가벼울수록 쉽습니다.  무거운 비행기는 실속에 특히 주의가 요구됩니다.  실속속도가 큰 즉, 무게(W)가 무겁고, 최대양력계수(CLmax)가 작고(대칭 에어포일 등), 날개면적(S)이 작은 ("3.8 고양력장치" 실속속도 식" 참조) 비행기는 착륙시 속도를 조금 빠르게(실속속도 이상) 접근하는 것이 좋습니다.

    스핀 (Spin):

    모형비행기에서의 스핀은 손쉬우면서도 화려한 비행중 하나입니다.  하얀 스모크를 뿌리며 플랫스핀을 하는 모형비행기를 바라 보는 것은 환상 그 자체입니다.  위에서 언급할 때 실제 비행기에서는 스핀이 비정상 비행이며 특히, 수평스핀(flat sipn)의 경우 탈출하기가 극히 힘들다고 하였는데 모형비행기에서는 의외로 쉽게 회복이 가능합니다.  이는 모형비행기가 실제 항공기 보다 추력대 중량비(T/W): Thrust to Weight Ratio가 크고 관성모멘트(inertia moment)가 작기 때문입니다.  즉, 실제 항공기에 비해 추력이 충분히 크고 무게가 가볍게 제작이 되고 따라서 관성력도 작기 때문에 수평스핀과 같은 운동에서 탈출도 용이하다는 것입니다.

    또한 모형항공기는 무인 항공기이기 때문에 실제에서는 금기시 되는 인체가 견딜 수 있는 하중계수 영역(일반적으로 잘 훈련된 전투조종사의 경우 -4g ~ +9g 정도입니다.) 밖의 영역에서도 기체 구조강도만 충분하다면 얼마든지 비행이 가능 하다는 잇점도 있습니다.

    "실제 항공기에서는 힘든 비행이 모형에서는 가능하다는 것 이것이 모형항공기 비행의 매력이 아닌가 싶습니다."

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http://blog.daum.net/rccafe/6045111

 

Lateral Stability

비행기의 기수 부분에서 꼬리부분까지 이어지는 Longitudinal 축을 기준으로 하는 stability를 Lateral stability라고 한다.

만일 한쪽 날개가 다른쪽 날개보다 낮게 되어지는 환경이 발생되면 Lateral stability가 두 날개를 다시 평형으로 맞출 수 있도록 조절해 주는 것이다. Lateral stability를 결정짓는 4가지 요소는 Dihedral, Keel effect, Sweepback 및 Weight distribution이 있으며 이 중에 Keel effect 및 Sweepback은 비행기의 세로축에 대한 Directional stability에도 중요한 요소가 된다.

 

Dihedral (항공 용어로는 상반각)

가장 일반적인 lateral stability 에 대한 디자인 요소가 Dihedral 이다.

Dihedral 이라함은 수평선 위치에서 비행기의 날개가 아래 그림과 같이 위쪽으로 들려 있는 디자인 형태이다. 공항에서 비행기를 보면 작은 각도로 V 자를 이루고 있는 형태를 많이 봤을 것이다.

Dihedral 디자인을 가지고 있는 비행기가 바람이 심하게 부는 상태에서 비행을 하고 있다고 가정하고 순간적인 돌풍으로 한쪽 날개가 위로 올라가고 반대쪽 날개가 아래로 치우쳐지는 상황이 되었다고 생각해보자. 이런 환경에서 비행기는 쳐진 날개쪽으로 순간적인 Side slip 이 발생하게 된다. Side slip 상황에서 아래로 쳐진 날개는 위로 치우쳐진 날개보다 더 큰 Angle of attack을 만들게 되고 받음각이 커진 날개는 Lift의 생성이 많아짐으로써 다시 평형상태로 복귀하게 되는 Stability를 가지게 된다.

 

 

 

그림을 보면 오른쪽의 High wing 비행기 타입이 작은 Dihedral 각을 가지는데 그 이유는 High wing 타입 비행기의 CG가 충분히 아래쪽으로 치우쳐져 있어 안정성에 많은 영향을 미치기 때문이다.

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http://chantea.kr/15

 

 

 

항공기의 속도 단위

 


항공기에서 사용하고 있는 속도의 단위는 Knot(표기 K, Kn, Kt, Kts)로 배의 속도 단위로 사용하던 것을

 항공기에서 사용하게 되었기 때문에 단위 표기는 같다. 종류에는 육상마일(Statute Mile), 해상마일(Nautial Mile), 국제해상마일(International nautical Mile)이 있다.


육상마일은 소형 육상 비행기에 적용하는 항법 거리단위로 1 SM는 1,609. 35 m (1,760 Yds = 5,280Feet)에 해당되며 해상마일은 지구가 편구체이기 때문에 해당 지역의 위도(Latitude) 1分의 길이 1,853. 2 m(6,080ft)를 1NM로 사용하므로 통일된 규격이 요구되었고 1954년 국제협정에 의하여 대형항공기 속도계로 측정되는 항법상의 거리단위로 사용하는 국제해상마일(International Nautical Mile)이 결정되었다.
국제해상마일은 지구 적도 1度의 1/60에 해당하는 1NM로 1,852m(6,076. 11549 Feet)이며 육상마일과 해상마일의 환산은 76SM/h ≒66NM/h의 관계식을 갖는다. 같은 1마일이라도 해상마일이 육상마일보다 더 긴 이유는 육지에서의 짧은 거리는 출발지점과 도착지점이 거의 수평선으로 생각되지만 태평양과 같이 장거리 긴 해면의 길이는 수평면으로 생각할 수 없다. 따라서 수평면보다 더 길다. 원의 중심에서 원둘레의 두 점간에 직선을 그었을 때 그 두 점간의 직선거리는 원 둘레를 따라 그어지는 호의 길이와는 차이가 있다는 것을 생각하면 된다.

1Kt = 1Knot = 1NM/h = 1,852m/1NM ☓ h/3,600sec = 0.51m/sec


예) 160Kt = 160Knot = 160NM/h = 160 ☓ 1,852m/1NM ☓ h/3,600sec = 82.3m/sec

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출처 : 인터넷 어딘가에서 받은 자료파일에서...

 

세류(downwash)  세류는 항공기날개 또는 헬리콥터의 로터의 밑쪽과 뒤쪽으로 작용 하는 공기역학적인 힘. 비행 중 날개가 밑으로 밀어젖히는 공기. 공기역학적인 양력은 공기를 밑쪽으로 밀어낼 때 만들 어진다. 항공기를 위로 들어 올리는 힘은 밑쪽으로 작용하는 공기의 힘과 같을 때 이루어진다.

 

 세류에 있는 공기의 질량이 항공기 무게와 같을 때 항공기는 공중으로 들어 올려진다.

 

 

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하기 위해 오랫동안 산소가 반드시 필요한 엔진으로 공기중에서만 사용 가능하다

또한 고도가 높높을 수록 공기의 밀도와 산소량이 줄어들고 그만큼 추력도 작아진다 , 어느 고도에서

부터는 엔진 항력을 잃어 버리고 더이상 올라가지 못하는 현상이 나타난다

 

 

 


이하 첨부파일 내용

 

출처 : http://blog.naver.com/dapapr/110119098935


항공기의 혁신 '제트엔진'
 

 

 

 

사람이 하늘을 날 수 있게 한 획기적인 발명, 비행기로 사람들은 하늘과 가까워졌습니다. 그 후로도 비행기는 더 빠르게 그리고 오래 날 수 있도록 하기 위해 오랫동안 노력을 해왔는데요. 지금의 모든 항공기들이 이토록 빠른 속도를 낼 수 있었던 것은 비행기의 개발만큼이나 혁신적인 '제트엔진' 덕분입니다.

 

현재는 항공기뿐만 아니라 자동차, 날개 없는 선풍기에까지 그 영향을 미치고 있죠. 오늘은 제트엔진이 태어나게 된 배경과 그 원리에 대해서 알아봤습니다.

 

 

 속도의 한계를 넘어라 '제트 엔진'의 등장

 


 

▲ 터보팬 형식의 제트엔진(티탄, 니켈, 텅스텐 등의 성분으로 고온에서

강도가 매우 큰 특수합금으로 이루어져 있습니다)

 

 

▲ 터보제트 기관

 

비행기의 겉모양은 계속 바뀌고 다양하게 발전해 왔지만 비행기의 추진 장치는 1920년대 말까지도 프로펠러 하나로 유지하고 있었습니다. 프로펠러보다 훨씬 속도를 낼 수 있는 제트엔진 방식에 대한 생각은 오래전부터 있었지만 실제로 개발이 시도된 것은 영국의 '프랭크 휘틀'과 독일의 '폰 오하인'이라는 기술자입니다.

 

▲ 터보제트엔진

 

1930년대 휘틀은 터보제트엔진을 개발에 공군 상부에 건의했지만 무시당했고 본인 명의로 특허를 내 본격적으로 개발되기 시작했으며 폰 오하인은 제트엔진에 대한 고안을 발표한 뒤 항공기회사의 지원을 받아 첫 엔진 시험운전까지 할 수 있게 되죠. 이렇게 둘 다 비슷한 시기에 제트엔진이 탄생시키게 됩니다.

 

이 제트 엔진의 일반적으로 공기 중의 산소를 이용하여 연료 시키는 것을 뜻합니다. 그래서 제트엔진은 공기가 있는 대기권에서만 제대로 작용할 수 있습니다. 넓은 의미로는 연소에 필요한 산소원을 내장하고 있는 로켓엔진도 포함되죠.

 

 

 제트엔진의 원리

가장 대표적인 항공기 제트엔진으로 '터보제트엔진은' 대기에서 흡인한 공기를 압축기로 압축하고 이 압축공기를 연소실로 끌어들여 연료를 분사하여 연소시키고 고온, 고압의 연소가스를 압축기 구동용 터빈에 분출시켜 터빈을 구동합니다. 음속의 0.7~2.5배의 군용기와 고속여객기에도 사용되고 있다고 하네요.

 

▲ 세계 최초로 실용화된 제트 전투기 Messerschmitt Me 262A

 

사실은 1930년대 초반에는 제트엔진은 비행기에 사용할 가치가 없다고 평가받았습니다. 하지만 진취적인 기술자들이 제트엔진 방식의 도입을 추진해 항공기 역사에 혁신적인 변화로 기록되었죠. 군사목적으로 개발된 제트엔진은 현재 민간 항공기에서도 필수품이 되었습니다.

  

게다가 음속의 6배 이상으로 비행할 수 있는 극초음속 제트엔진으로까지 발전하고 있다고 하는데요. 소리보다 빨라진 비행기의 속도에 점점 더 경제적인 운항이 가능하게 되었습니다. 

 

항공기 개발에 있어 속도는 더 이상 막을 수 있는 요소가 아닌 것 같습니다. 소리만큼 빠른 제트기의 등장을 보니 언젠가는 빛의 속도로 하늘을 나는 비행기들이 등장할 것을 믿어 의심치 않습니다.  


 

http://blog.daum.net/hunid64/46

 

제트 엔진의 원리

 

아래의 그림은 대부분의 항공기에 사용되는 터보팬 제트 엔진으로 매우 강력한 추진력을 낸다. 엔진의 앞부분에 있는 커다란 팬이 회전하면서 엔진 속으로 공기를 빨아들인다. 이 공기의 일부는 압축기로 들어가 압축되며, 압력이 높아진 공기는 연소실로 들어가 연료와 혼합되어 혼합기가 만들어지고 점화된다. 혼합기가 연소하면서 만들어진 고온 고압의 가스는 여러 개의 터빈을 통과하면서 터빈을 회전시키며, 터빈은 팬과 압축기를 회전시킨다. 터빈을 통과한 기체는 엔진의 배기구로 강력하게 분출된다. 배기구로부터 가스가 분출되면서 발생한 추진력은 터보팬에 의해 엔진 속으로 빨려 들어와 압축기로 들어가지 않고 우회한 공기에 의해 더욱 증가된다. 배기가스 와 혼합된 이 공기는 터보팬에 의해 가속되어 굉장한 힘으로 비행기를 전진시킨다.


제트엔진은 뉴턴의 세 번째 운동법칙인 작용-반작용의 원리에 의해 추력을 얻은 기관이다.

 

 < 터보팬 >

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http://blog.naver.com/p47d/130089587413

 

 

비행기가 띄우는 힘은 염동력이나 피아노줄이라고 여전히 소리죽여 주장하고 있는 엑슁입니다그러나 이 비주류 학설은 아직도 받아들여지지 않고 있으니 좀 더 많은 이들이 공감하는 내용을 주절거려 볼까 합니다.

 

염동력이라면 역시 이 친구지요. 절대가련 칠드런의 카오루. 그러고 보니 작중에서도 몇 번 염동력으로 비행기를 들었다놨다 했군요....그나저나 요즈음 아저씨 컨셉에서 자꾸 사춘기 소녀가 되어가서 이 아저씨는 슬프답니다아저씨인편이 캐릭터적인 면에서 더 좋은데 말이죠. --

(출처 : http://sgcafe.com/cosplay-grouping/73166-interest-check-zettai-karen-children-photoshoot-only.html)

 

비행기를 띄우는 힘은 다들 아시다시피 양력입니다한자로 띄우는 힘이란 뜻이지요영어로는 Lift.

 

뻘소리 하나 학교 다닐 때 교수님 한 분이 미국 유학중에 토목과에서 항공과로 전향하신 뒤로 계속 NASA에 근무하시다가 다시 한국으로 돌아오신 분이 계셨는데이분이 수업중에 ‘Lift가 근데 한국 말로 뭐죠?’라고 물으시더군요우리말을 못하시는 것은 아닌데(우리나라에서 대학까지 나오신 분항공우주를 미국에서 배우기 시작하신 분이라 항공관련 용어는 우리말로는 잘 모르시더만요...

 

이 힘의 정체가 무엇인지에 대해서는 뭐 압력이 어쩌고 운동량이 어쩌고 다양한 방식으로 설명이 가능합니다만여하간에 확실한 것은 날개에서 생긴다는 점입니다더 정확히는 주변에 공기가 흐르고 있는 날개에서 생기지요여기서 중요한 것은 날개 주변에 공기가 흘러야 한다는 점입니다가만히 있는 날개는 그냥 돼지날개지요.

 

게다가 이 공기 흐름의 속도가 빨라지면 빨라질수록 양력도 많이 발생합니다반대로 말하자면 속도가 느리면 느릴수록 양력 발생량이 적으므로 항공기가 뜰 수 없지요그래서 비행기는 활주로에서 가속을 해서 일정속도 이상이 되어야만 자기 몸 하나 건사할 정도의 양력을 만들어낼 수 있게 됩니다(거기다가 각종 보조장치의 도움을 받기도 하지만..이 이야기는 다음 기회에). 바람이 불어와주지 않으니 스스로 바람을 가르며 달려나가서 양력을 만들어낼 수 밖에요하지만 바람이 불어와주면 매우 땡쓰인 상황이 됩니다.

 

이를테면 시속 300km/h를 달려야 비행기를 띄울 만한 양력이 생기는 상황에서, 10km/h 속도의 맞바람이 불어와준다면 비행기는290km/h의 속도로 달려도 날개 입장에서는 300km/h의 맞바람이 불어오는 격이 되니까요이 때문에 대부분의 경우항공기는 맞바람을 받으며 이륙합니다(착륙 때도 마찬가지).

 

그럼 이 날개는 어떻게 양력을 만들어 내는가 하니 공기의 방향을 아래쪽으로 바꾸어서입니다그러기 위해서 날개는 대부분 특정한 단면형상을 가지고 있지요.

 

이를 날개단면 형상혹은 에어포일(airfoil, 영국친구들은 aerofoil이라 부른다는 듯)이라고 합니다어원이 정확히 어찌되는지 모르겠는데foil이란 단어에 잎사귀 모양 장식이란 뜻이 있다니이것이 아닐까 싶습니다만....(그리고 foil에는 얇은 금속판이라는 뜻도 있지요이를테면 알루미늄 호일(포일)...)

 

 

 

번역하자면...

Thickness : 두께

Camber : (...)

Mean Camber Line : 평균캠버선

Chord : 시위

Chord Line : 시위선

Seling 3021은 이 에어포일의 이름이며두께비 12%인 에어포일이라 합니다.

http://www.aerosente.com/tom-martins-guide-to-aeronautical-terminology-and-equations.html

 

현재 주로 항공기들이 쓰고 있는 에어포일은 대부분의 앞은 둥그스름하고 뒤는 뾰족한 유선형입니다여기에 사용 목적등에 따라 어느 정도 등이 구부러져있지요여기서 둥그스름한 날개 앞쪽을 날개앞전(Leading Edge, 약자로 L.E.)라고 부르고 날개 뒤쪽은 날개뒷전(Trailing Edge, 약자로 T.E.)라고 부릅니다.

 

보통 에어포일의 앞쪽 끝에서 뒤쪽 끝까지를 잇는 직선을 시위(Chord)라고 합니다활 시위의 그 시위지요에어포일을 하나의 활로 보면,이 시위라는 가상의 선은 마치 활 시위처럼 생기다 보니 이런 이름이 붙은 듯합니다.

 

그리고 에어포일이 굽어 있는 것을 (Camber)라고 합니다영어사전 찾아보면 가운데가 레알 돋아있는 불룩한 형상을 말한다고 하지요특히 에어포일 중심을 잇는 선을 평균캠버선(Mean Camber Line)이라 부릅니다이 버형상은 에어포일의 특성을 결정짓는 중요한 역할을 하지요.

 

그리고 받음각받음각은 영어로 Angle of Attack이라 부르며 약자로 AoA라고 쓰거나 그리스어 문자인 알파(α)로 표기하기도 합니다날개가 받는 바람의 각도라고나 할까요과거 서적에는 한자로 영각(迎角맞이할 영), 앙각(仰角올림각이란 뜻)이란 표현을 쓰기도 했으며Angle of Attack을 그대로 직역하여 공격각이라 쓴 책자도 있습니다왠지 무시무시한 용어가 탄생하는 군요(하긴 저 AoA라는 단어를 처음 접한 영어권 학생들도 무시무시하게 느껴졌을 듯 합니다만).

 

받음각은 날개에 있어서 매우 중요한데이것이 커지면 커질수록 양력이 늘어나기 때문입니다쉽게 생각하면 받음각이 커질 수록 공기는 더 많이더 급격하게 아래로 굽어 흘러야 하기 때문이지요.

  

 

 

 

 

 

받음각을 이해하는데 도움이 될 만한 그림들.... 첫 번째 사진의 콩코드 여객기는 '착륙'중입니다즉 고개를 치켜들고 있지만 비행방향은 위로 떠오르는 방향이 아니라 활주로로 내려앉는 방향이되지요그러면 날개 입장에서는 맞바람이 아래에서 불어오는 격이 됩니다즉 날개는 바람방향에 평행하지 않고 일정각도를 이루게 되지요이것이 바로 받음각입니다.

 

두번째 그림이 이 받음각을 설명하는 내용입니다날개는 지금 위를 향하고 있는 것이 아니라 앞을 향해 나가고 있고바람은 날개 입장에서 보자면 아래에서 불어오게 되지요이때 날개와 바람이 이루는 각도가 바로 받음각(Angle of Attack)입니다.

(출처 http://www.langleyflyingschool.com/Pages/Aerodynamics%20and%20Theory%20of%20Flight.html)

(출처 http://www.flightglobal.com/blogs/flight-international/2009/04/concorde-in-the-flight-archive.html)

 

그럼 아까 버도 그렇고 이 받음각도 그렇고어째서 공기는 에어포일 주변에서 아래로 굽어 흐르면서 양력을 만들어내는가...?‘에 대한 설명은 저번에 제가 써놓은 링크로 대신합니다다시 쓰기 귀찮.....(http://blog.naver.com/p47d/130087208389)

 

어떤 에어포일이 크고 아름답고 좋은 에어포일인가뭐 이건 결국 상황에 따라사용목적에 따라 천차만별로 달라집니다그러다 보니 에어포일의 종류도 각 상황에 맞도록 새로 개발되어왔고그 결과 에어포일의 종류가 어마무지 다양합니다.

 

이 에어포일이란 것에 대해 체계적인 실험이 이뤄진 것은 19세기 말엽의 일로몇 몇 선구자들이 간단한 풍동을 만들어 실험해 가면서 비행을 제대로 하려면 에어포일이 짱 중요함.’이란 사실을 알아냈지요초창기의 에어포일은뭐 에어포일이란 명칭이 무색할 정도로 그냥 둥글게 휜 뼈대에 천하나 씌워놓은 형태였습니다초등학교 때 많이 날리던 고무동력기의 날개랑 별반 다를 바 없지요.

 

뻘소리 고무동력기 이야기가 나와서 하는 말이지만저는 학창시절에 고무동력기 대회에는 꼬박꼬박 참가했는데 항상 결과는 이뭐병이었습니다보통 태반은 시험비행(을 가장한 재미있는 비행기 날리기 놀이)중에 어딘가에 부딪혀서 망가지기 일쑤였지요제일 흔한 손상은 역시 날개 찢어지기남는 종이와 풀로 BDR (Battla Damage Repair : 전투 손상 복구참고로 진짜 전투기들도 전시에 구멍나면 응급땜방으로 다른 금속판 덧댄 다음 리베팅해버립니다). 해보면 비행성능은 늘어난 무게탓에 엉망이 되죠아니면 항공기의 수명한계를 고려치 않은 무리한 운행(즉 쉬는시간 마다 나가서 날려보기때문에 정작 시합 직전에 프로펠러 감다가 고무줄이 끊어진다던지... -_-

 

 

사실 이 당시 에어포일들이 휘어 있기는 오라지게 많이 휘어 있으면서도(즉 버가 크면서도얇기는 매우 얇게된 이유는 제작상의 편의나 그런 문제도 있었지만 잘못된 실험방법의 문제가 컸습니다당시나 지금이나 이런 날개 실험에는 풍동을 사용했는데이 당시 실험자들이 레이놀즈수에 대해 잘 몰랐던 것이 화근이지요레이놀즈수라는 것은 쉽게 생각하면 유체(공기건 물이건)의 점도를 나타내는 수치인데당시 실험에 사용했던 느린 풍동 작은 모형은 레이놀즈 수(Reynolds Number)가 매우 작아지는 역할을 했습니다이런 상황에서는 두께가 얇고 버가 큰 에어포일일 수록 효율적이라는 결과가 나오지요.

 

하지만 현실은 달랐습니다실제 비행하는 (그래도 모형 보다는빠르고 크기도 큰 글라이더/비행기는 레이놀즈수가 더 커지기 마련이고,저 실험결과는 잘 맞지 않지요이 이상과 현실이 다른 현시창인 상황은 대략 라이트 형제가 최초로 비행하고 나서 한 10년은 이어졌습니다.

 

결국 실제비행기를 가지고 이래저래 몰아보던 사람들은 실제 비행기에는 두꺼운 날개가 더 좋다는 것을 깨닫게 됩니다그래서 단면이 더 두꺼운 에어포일들이 등장하기 시작했지요.

 

 

 

에어포일 변천사대략 1910년경 이후부터 두꺼운 에어포일이 슬금슬금 등장합니다이렇게 두꺼운 에어포일이 등장하기 시작한 이유는처음에는 날개 밖에 얽기섥기 쳐져있는 날개구조 보강용 지지대와 철사들을 전부 없애고(항력즉 공기저항 감소가 목적날개 내부의 구조물로만 강도를 유지하려다 보니 두꺼운 날개를 만들기 시작했다고 합니다그런데 이런 두꺼운 날개가 사실 얇은 날개보다 더 좋더라...라는 것을 관계자들이 경험적으로 알게되었다나요X인지 된장인지는 찍어 먹어보는 것이 제일 확실...

(출처 http://adg.stanford.edu/aa241/airfoils/airfoilhistory.html)

 

 

 

 

 

당장 라이트형제의 비행기만 봐도 이 두께의 변천을 알 수 있습니다. 1903년 최초 비행시 썼던 항공기, '플라이어'의 날개는 매우 얇았지만(위쪽 사진), 1911년에 라이트형제가 만든 항공기는 날개 두께가 더 두꺼워졌습니다다만 날개 밖에 있는 보강재와 와이어들은 여전히 있군요..(사진 위쪽 것은 박물관의 모형아래 것은 레플리카)

(출처 http://www.museumofflight.org/aircraft/wright-1903-flyer-replica)

(출처 http://www.richard-seaman.com/Wallpaper/Aircraft/Civil/Replica1911WrightFlyer.jpg)

 

 

에어포일의 두껍다’ ‘얇다는 보통 에어포일의 두께비로 표현합니다시위선에 비하여 최대두께가 얼마나 두꺼운가로 나타내는 비율이지요보통 경비행기처럼 느린 비행기는 한 10~15%정도의 두께비를 갖는 에어포일을 많이 씁니다이정도면 에어포일중에는 상당히 두꺼운 축에 속하지요.

 

에어포일이 두꺼우면 여러모로 좋습니다먼저 구조적으로 가볍게 만들기 좋지요. ‘두꺼운데 왜 가볍냐?’라고 생각하실지도 모르지만일정 하중을 버티는 구조물을 만들 때는 폭이 넓을수록 좋습니다이를테면빨대 두 개를 딱 붙였을 때보다 빨대 두 개를 구부리는 방향에 대해서 한 1cm 벌려 놓았을 때가 더 잘 안구부러지지요(같은 이유로 공사장에서 쓰는 철골즉 I빔이 위 아래 두꺼운 뼈대가 지나가고 그 사이 간격을 유지해주는 얇은 판이 있는 것입니다). 즉 날개가 두꺼워질수록일정 하중을 버티는 날개를 만들 때 더 적은 구조적 보강으로도 동일한 강도를 유지할 수 있게 되는 셈입니다반면 날개가 얇으면 더 많은 구조적 보강이 필요하므로 실제로는 같은 정도의 힘에 버티려면 날개가 얇아질 수록 오히려 무게는 무거워지지요.

 

더불어 에어포일이 두꺼우면 안에 연료를 집어넣기 좋습니다대부분의 비행기는 날개에 연료를 집어넣고 다닙니다그런데 두꺼워서 내부 공간이 많이 남아돌면 당연히 연료도 더 많이 넣을 수 있지요.

 

이렇게 두꺼우면 몸에 좋고 맛도 좋은 에어포일이지만오히려 이게 비행기의 발목을 잡을 때가 있습니다바로 고속비행시지요.

아시다시피 에어포일 위쪽은 주변보다 공기가 더 빠르게 가속됩니다그러다 보니 비행기의 속도는 한 마하 0.6인데 날개 위쪽 공기는 마하1.0을 넘어버리는 경우도 생기지요이렇게 되면 날개 위에서 충격파가 발생항력이 급격히 증가하게 됩니다문제는 날개가 두꺼우면 두꺼울수록 더 발리 충격파가 발생한다는 점입니다이를테면 다른 건 똑같고 두께만 다른 에어포일이 있을 때두꺼운 날개는 마하 0.6에서 충격파가 발생하지만 얇은 날개는 마하 0.8에서 충격파가 발생하는 경우가 생긴다는 점이지요보통 이런 상황이 되면 두꺼운 날개를 가진 항공기는 마하 0.6이 최대속도가 되어버리고얇은 날개의 항공기는 마하 0.8이 최대속도가 되어버립니다.

 

그럼 비행기의 자체 속도가 마하 1.0을 넘어 초음속 비행을 하고 있는 상황이라면이 경우에는 아예 날개 앞에서 충격파가 발생합니다하지만 이때도 두꺼운 날개는 더 큰 항력을 만들어 냅니다고속 비행시에는 두께 섭취는 몸을 무겁게 할 뿐.” 이랄까요....

 

 

  

초음속 전투기인 F-16저속 공격기인 A-10의 날개 비교. F-16의 날개 두께비는 4%(사용 에어포일은 NACA64A204). A-10의 날개 두께비는 날개 뿌리쪽이 16%(NACA6716), 날개바깥족은 13%(NACA6713)입니다즉 날개 앞뒤 폭즉 시위길이가1m인 날개라고 가정하면 F-16의 경우에는 최대두께가 4cm, A-10은 16cm가 된다는 셈이지요... A-10의 경우 날개뿌리쪽이 더 두꺼운 이유는날개뿌리가 가장 힘을 많이 받는 부분이므로 튼튼하게 만들필요성도 있고또 이 부분은 보통 연료탱크가 들어가므로 더 크게 만들어서 조금이라도 더 많은 연료를 넣기 위해서이기도 합니다.

(출처 http://calnikont.com/extrastuff/airplanes.html)


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http://blog.naver.com/wngus845/140110127726

이번 항공에 관한 이야기는

비행기에 적용되는 기본적인 4가지의 힘, 즉 양력(Lift), 항력(Drag), 중력(Gravity), 추력(Thrust) 중

항력! 그중에서도 특별히 양력때문에 생기는 항력이라는 유도항력(Induced Drag)에 관한 이야기이다.

 

항공기를 떠오르게 하는 중요한 요소인 양력이 항력을 만들어낸다?

 

사실 이것은 항공기에 관심을 가지고 있는 항공학도들이라면 거의다 알고 있을법한 내용이고 동시에 어느 항공학 교재를 찾아봐도 항상볼 수 있는 그런 흔한 주제일 것이다.

하지만 "유도항력이 왜 만들어지고 어떻게 만들어지는 지" 에 대해서는 아는사람이 많이 없을것이다

(아...아닌가?;;;)

 

 

우선 아래 그림을 살펴보자

 

 

 

보통 날개가 점성있는 유체(공기)중을 지날때 날개의 길이(Span)가 유한하기 때문에 그림에서 처럼 날개끝와류(Wing Tip Vortex)에 의해 날개 뒷전에 내리흐름(Down Wash)가 생성된다. 이 내리흐름은 그림에서 보이듯이 문자그대로 내리누르는 공기의 힘이다.

 

이 내리흐름 때문에 아래로 내려가는 공기의 속도 성분이 생기고 "내려가는 속도 성분 + 날개에 대해서 맞바람방향의 속도성분(수평한성분)"에 의하여 날개에 대한 맞바람의 속도 성분이 아래쪽을 향해 비스듬하게 불어오게 된다.

 

즉, 아래그림을 보면

 

 

 

위 그림에서 Relative Wind가 원래 날개에 들어와야하는 공기 성분인데 와류의 영향으로 인해 Local Flow Direction방향으로 공기 성분이 들어오게 되는 것이다.

 

(이처럼 와류에 의해 들어오는 공기 성분의 각도가 바뀌는 것이므로 유도항력은 제목에서 "양력이 만들어내는 항력"이라고 소개 했지만 사실 와류가 만든다는 말이 더 정확할지도 모르겠다.)

 

- 이것을 다시 (약간 어렵게)설명하면

유효 받음각(Effective Angle of Attack, αeff)은 기하학적 받음각(Geometric Angle of Attack,α)에서 유도받음각(Induced Angle of Attack,αi)만큼 감소하게되었다

라고 말할수 있다 -

 

모두들 알다시피 양력은 날개를 향해 들어오는 속도 방향에 수직인 방향의 힘이므로

원래는 Relative Wind 방향에 수직한 방향으로 양력이 생성되어야 했지만 Local Flow Direction 방향에 수직한방향으로 양력이 생성된다.

그 결과 유도받음각(Induced Angle of Attack,αi)만큼 뒤로 기울어진 양력이 태어나는 것이다.(탄생?)

이 기울어진 양력은 그림에서 처럼 2가지 성분으로 분해되며 위쪽방향의 성분은 양력으로, 뒤쪽 방향 성분은 항력, 즉, 유도항력으로 날개에 영향을 주게된다.

 

그런데 이 유도항력이라는 녀석은 양력이 커지면 커질수록 자신도 성장하므로 최대한 줄여야하는 요소이다.

 

그러면 유도항력을 줄이는 방법은 없을까?

 

앞에서 말했듯이 이 유도항력은 애초에 날개의 길이가 무한하면 발생하지 않는다.

(와류가 생기지 않기때문에;;)

하지만 날개의 길이를 무한하게 만드는것은 궂이 내가 말하지 않아도 불가능하다는걸 모두 알고 있을터...

 

하지만 날개 를 무한대로 하지않아도 와류를 줄이는 방법은 얼마든지 있다.

테이퍼 비를 이용해 적절히 가장 이상적인 타원형태의 하중분포가 나타나게 한다거나 윙팁(Wing Tip)에 윙렛(Winglet)을 부착해(3월15일 수정) 와류를 억제하는 방법정도?

 

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항공기 플랩(FLAP)은 이륙할땐 플랩을 아래로 내리는 걸로 알고있는 데요

착륙할때도 아래로 내리걸로 알고 있거든요 

그럼 플랩을 위로드는건 어떨때 위로올리나요??

위로올 리면 급하강하게 되면서 기압 같은게 크게변화되지알을까요??
플랩이란 것은 항공기의 날개에서 발생하는 뜨는 힘 (양력)을 더 많이 발생
시키기 위해 작동하는 것입니다.

날개의 단면 모양은 많이 굽어진 모양일 수록 양력이 더 많이 발생하는데,
플랩을 아래로 내림으로서 그러한 모양을 만들어 주어 발생되는 양력을 더
증가 시키는 것이지요.

그러나 비행중에 플랩을 내리면 공기저항 역시 증가하므로 비행중에는 플랩
을 다시 올리는 것입니다.


플랩을 위로 들어 올리는 경우는 없습니다. 플랩 자체가 양력을 많이 발생
시키기 위해 만든 장치이니까요.

대신 양력을 줄이고 싶다면 플랩 대신 스포일러라는 것을 사용합니다. 주로
대형여객기의 날개 위쪽에 달려 있는데, 착륙시에 보면 날개윗면에 판떼기들이
벌떡 일어 납니다. 이렇게 해주면 공기저항이 증가하여 착륙시 속도 감소에 도
움을 줄 뿐만 아니라, 날개에서 양력이 발생하는 것을 방해하여 착륙바퀴와 지
면과의 접지를 더 좋게 해줍니다. 스포일러(Spoiler)라는 뜻 자체가 무언가를
방해하다, 망치다란 뜻인데 여기선 양력의 발생을 방해하는 장치라는 뜻이지요.

플랩은 아니지만 에일러론(Aileron)이란 장치는 위로 들리기도 합니다. 이것
은 항공기를 좌, 혹은 우로 기울일때 쓰는 조종면인데, 만약 항공기를 좌측으
로 기울이고 싶다면 좌측의 에일러론이 위로 올라가고, 우측의 에일러론은 아래
로 내려갑니다.

좌측 에일러론이 올라감으로서 좌측에서는 스포일러가 펼쳐진 것 처럼 양력이
덜 발생하고, 우측에일러론은 플랩처럼 아래로 내려감으로서 우측에서는 양력이 
더 발생합니다. 즉 항공기 중심을 기준으로 우측이 위로 들어올리는 힘이 더
커지니, 항공기는 중심축을 기준으로 좌측으로 기울어지려 합니다. (시소를 놓
고 두 사람이 똑같이 좌우에서 위로 들어올리고 있다면 시소는 평행을 유지할겁
니다. 그런데 왼쪽 사람이 위로 올리는 힘을 덜 주고, 오른쪽 사람이 위로 힘껏
더 시소끝을 위로 올리려 하면 시소는 좌측으로 기울어지는 것과 같은 원리입니
다.)

에일러론은 보통 항공기의 주 날개 좌우 끝 부분에 붙어 있습니다. 플랩은
보통 동체에 가까운쪽, 즉 날개 안쪽에 붙어 있지요.

한편 F-16 같은 전투기는 한개의 날개 면이 에일러론과 플랩 두가지 역할을
모두 수행합니다. 이를 플래퍼론이라 하지요.

또 F-16을 비롯한 몇 몇 전투기들은 항공기를 좌우로 기울일때 에일러론 뿐
만 아니라 수평꼬리날개도 왼쪽, 오른쪽의 기울기를 달리 하여 좌 혹은 우로
항공기를 기울이는 힘을 발생시킵니다.

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베루누이 정리(Bernouli theory) 

압력(정압) + 동압 = 전압(일정) 

정압과 동압의 합은 항상 일정하다. 
여기서 동압(動壓)은 속도와 관계가 있다. 즉 동압은 
동압= 공기밀도*속도제곱/2 이다. 

압력과 속도성분인 동압의 합은 전압으로 일정하다는 것은 속도가 
압력과 반비례한다. 즉 날개 상면쪽으로 공기가 흘러가 속도가 빨라 
지게 되면 속도가 빨라진 만큼 압력은 감소하게 되어 날개 상면에는 
부압(negative pressure)이 작용하게 되어 날개 상면을 끌어 올리는 
힘이 작용하게 되어 양력이 발생하게 된다. 
즉 베루누이 정리는 압력과 속도는 반비례하고 그 합은 전압(全壓) 
으로 그 값은 일정하다는 이론이다. 


양력 (Lift ; 揚力) 

패러글라이더가 비행을 하게되면 날개표면(캐노피 ; canopy)에는 2가지의 공기력이 작용하게 된다. 이 공기력은 양력과 항력이다. 
패러글라이더의 진행방향에 수직한 방향으로 작용하는 공기력을 양력(lift) 이라 하고 이힘에 의해 하늘을 날 수 있는 힘이 발생하는 것이다.
이러한 양력이 발생하기 위해서는 날개 면적, 이륙시 속도, 공기밀도 
등이 영향을 주게 되는데 날개면적이 클 수록 양력은 많이 발생을 
하게되고 속도가 증가할 수로 양력은 속도의 제곱에 비례하면서 
증가를하게된다. 
날개 표면에서 양력이 크게 작용할 수록 착륙시 착륙속도가 느려지게 
되어 좀더 안전하게 착륙할 수 있으며 이륙시에도 쉽게 이륙이 되게된다 


항력(Drag ; 抗力) 

패러글라이더가 공기 흐름방향으로 작용하는 저항력을 말한다. 
공기는 유체이고, 끈끈한 성질이 있기 때문에 공기 흐름방향으로 
항력이 작용하는데 이 항력은 공기밀도, 비행속도, 날개면적과 밀접한 
관계가 있다. 
특히 비행속도의 제곱에 비례를 하기 때문에 속도가 증가할 수록 
양력도 증가를 하지만 비례적으로 항력도 증가를 하게된다. 
날개를 유선형으로 만들어 항력을 감소시키는 만큼 패러글라이더는 속도가 증가를 하게 된다 

날개 하중(Wing Loading ; 翼面荷重(익면하중)) 

날개면 하중 또는 익면하중(翼面荷重)이라고 말합니다. 패러글라이에 
작용 하는 전체 무게(W)를 패러글라이더의 날개 면적(S)로 나눈 값을 
말합니다. 
즉 식으로 표현하면 
날개하중 = W/S 입니다. 
날개하중이 패러글라이더에 미치는 영향으로는 이, 착륙성능, 운동성, 
선회시 속도등에 영향을 주게 됩니다. 

날개하중(W/S) 클수록 실속속도(STALLING SPEED)는 커지게 되며 이는 
이, 착륙시 속도가 빨라짐을 의미합니다. 
착륙시 속도가 빠르다는 것은 그만큼 빠른 속도로 착륙을 해야 하므로 
활주거리가 길어야하고, 위험 부담도 있게 됩니다. 

패러글라이더는 실속속도가 작은 것이 좋습니다. 
예를 들어 활공속도가 20KM/H에서 실속에 들어가는 패러글라이더와 
40KM/H에서 실속에 들어가는 패러글라이더 하고는 분명이 20KM/H로 
활공이 가능한 패러글라이더가 이, 착륙시 성능이 우수하지요. 

또한 날개하중이 증가를 하면 선회시 선회 반경이 증가를 하게 되어 선회 비행시 선회 반경이 커야 하며, 열기류 비행시에도 보다 큰 열에서 
회전을 하여야 함으로 그만큼 손해를 보게 되지요. 
그렇다고 선회시 속도를 감소시켜회전하게 되면 스핀(SPIN)에 들어갈 우려가있겠지요. 



받음각(Angle of attack ; 迎角) 

받음각을 다른 말로는 영각이라고도 말한다 
받음각이란 패러글라이더의 진행방향과 캐놀피 날개의 시위선과의 이루는 각을 말한다. 
받음각이 어느 정도까지 커질수록(대략 14-20도) 양력은 증가를 한게된다.따라서 패러글라이더가 이륙시 속도를가속시킨 상태에서 양쪽 브레 
이크줄을 살짝 당겨 이륙하게 되는 것은 캐노피(날개)의 캠버를증가시켜 양력을 향상시키기 때문이다. 

받음각이 증가할 수록 양력만 증가하는 것이 아니라 항력도 비례적으로 
증가를 하게된다.받음각이 실속각을 넘게 되면 날개표면에서 공기흐름 
이 급격하게 떨어지게 되어 양력은 급격하게 감소하고 항력은 급격히 
증가를 하게되어 실속에 들어가게된다. 

일반적으로 홀공비행을 하는 상태에서 패러글라이더가 제작당시 어느정도 
받음각을 가지고 있는데 이를 자세각이라한다 

최소 침하 속도(最小 沈下 速度) 

패러글라이더가 직진 활공비행시 주어진 시동동안 최소의 고도침하를 
하는 상태의 속도를 말한다. 
패러글라이더가최소 침하의 속도로 침하를 하려면 날개하중(W/S)가 작아야 하고 가로세로비를 증가시켜 양항비를 크게해야 한다. 
일반적으로 패러글라이더가 최소의 침하속도로 침하를 하는 받음각은 보통 8도정도에서 이루어진다. 
즉 양 조종줄을 가슴정도까지 당기고 있을 때 최소의 침하율을 나타낸다 


하강율( sink rare ; 침하율(沈下率 ) 

패러글라이더가 직선 활공비행시 초당 침하하는 속도를 말한다 
현재 생산, 판매되는 글라이더의 하강율은 대략 0.8 - 1.2 m/sec이다. 

시위(Chord, 익현(翼弦) 

날개의 앞전 꼭지점과 뒷전 꼭지점을 직선으로 연결한 가상적인 선을 
시위또는 시위선(chord line)이라고 한다. 
시위선은 모든 날개골(airfoil)을 다루는데 있어서 기준이 되는 선이다. 
일반적으로 현재 패러글라이더에 사용되는 날개 두께(날개상면과 하면과의 두께)는 대개 시위선의 16-21% 되는 두께를 사용하고 있다 

투영 면적(Projected Area ; 投影 面積) 

캐노피(wing)를 위에서 수직으로 내려다 보았을 때 나타나는 면적을 
말한다. 
날개의 양력,항력,날개하중 등을 계산을 할 때 실제 사용된 평면면적 
(flat area)을 사용하지 않고 투영된 면적을 사용하게 된다. 

특히 패러글라이더의 경우 날개가 타원형 형태로 아래로 구부러져 있어 
평면면적과 차이가 많다. 예를 들어 진글라이더의 제품 부메랑(boomerang)의 경우 중간크기(M size)의 글라이더의 경우 평면면적은 26.50평방미터이지만 실제 계산에 사용되는 투영면적은 23.98평방미터 
이다. 


웨이브 소아링(Wave soaring) 

바람이 언덕이나 산을 넘은 바람은 산 능선 위에서 물결치듯이 바람이 
흘러가는데 이를 산악파(wave)라 부르며 이 산악파를 이용하여 비행하 
는 것을 웨이브 소아링(wave soaring)이라고 한다 
그러나 산악파 밑에는 소용돌이 기류(rotor)가 존재하므로 어느 정도 
고도를 잡지 못한 상태에서는 웨이브 소아링 비행을 할 수 없다 


나선형 강하( spiral ; 螺旋形 降下) 

일반적을 스파이럴이라 말한다. 
선회 비행시 선회하는 쪽의 조종줄을 좀더 당기게 되면 비행자에게는 
원심력이 생겨 기체를 중심으로 빠른 속도로 선회를 하면서 수직으로 
강하를 하게 된다. 

보통 수직 하강속도는 8 - 16 m/sec가 된다. 비행중 그름을 만나 빠른 
속도로 고도를 처리할 때 사용한다. 스파이럴에 들러가면 기체 및 
비행자에게는 중력이 평소보다 몇배이상 작용하게 되는데 체력이 약한 
사람이다. 숙달되지 않은 비행자는 정신히 혼미하여 회복할 시점을 놓쳐 위험을 초래 할 수도 있다.따라서 스파이럴에 들어가는 방법, 회복방법 등을 충분히 숙지한 후 사 하는 것이 바람직하다. 

스파이럴을 자주 한 글라이더는 글라이더 리브(rib)의 재봉선 부분들이 
하중을 많이 받아 늘어나 있게 된다. 즉 기체가 피로를 많이 받아 정기적으로 점검이 필요하다. 

키놀이(피칭 ; Pitching) 

패러글라이더의 가로축을 중심으로 글라이더 앞전이 올라가거니 내려가는 
현상이 반복되는 현산을 키놀이(pitching)이라고 하며 이러한 운동을 
키놀이 운동이라고 한다. 

직선 활공비행시 상승기류를 만나면 패러글라이더 앞전이 올라가게 되며 
상승기류가 끝나면 패러글라이더 앞전이 다시 하강을 하게 되는데 
이처럼 기체 앞쪽이 올라가거나 내려가는 현상을 키놀이라고 한다 

글라이더가 외부영향(돌풍, 상승기류등)에 의해 키놀이가 발생을 하게 되면글라이더는 비행자의 무게의 의해 진자운동을 하면서 키놀이를 점점 감소시키거나 양쪽 조종줄을 적절하게 당겼다, 풀어주었다 하여 진자운 
동을 감소시키게 하면 키놀이는 줄어들게 된다 
이와 같이 가로축을 중심으로 진자운동에 의해 키놀이 운동이 줄어드는 
것을 세로안정성이 있다고 한다. 

* 참고 
가로축 : 날개의 무게중심을 중심으로 날개 끝과 날개끝을 연결한 
축을 말한다. 


옆놀이(Rolling ; 橫轉) 

패러글라이더는 공간을 비행을 하므로 3축운동을 한다. 그 중에 옆놀이 
(rolling)라고 하는 것은 패러글라이더의 새로축을 중심으로 좌우로 
회전 하는 운동을 말한다. 
좌우로 회전하는 운동 모멘트를 옆놀이 모멘트(rolling moment)라 한다. 
옆놀이 운동은 외부의 영향(대기의 바람, 열, 돌풍)에 의해 자연적으로 
발생할 수 있으며 좌,우 조종줄 조작에 의해 일어날 수도 있다. 

외부의 영향에 의해 옆놀이 현상이 점점 줄어들어 원래 위치로 돌아오게 될때 패러글라이더가 옆놀이 안정성이 있다고 한다. 

* 참고 
세로축 : 페러글라이더의 공기구멍(앞전)으로부터 조종줄(브레이크줄)이 
달려있는 뒷전으로 이은 축을 세로축이라 한다 


날개 길이( Span ) 

패러글라더의 날개 양끝간의 거리를 말한다. 
날개길이(span)은 글라이더의 가로세로비를 구하는데 있어 중요한 변수로 
작용하게 된다. 

일반적으로 가로세로비를 구할 때 글라이더를 펼쳤을 때 길이로 구하는 것이 아니라 날개 상면에서 바라 보았을 때 투영된 면적으로 구하게 된다 


가로 세로비( Aspect Ratio ; 종횡비(縱橫比)) 

종횡비라고도 말하면 일반적으로 AR로 표기를 한다 
말 그대로 가로의 길이(날개길이 Span)와 세로의 길이(시위의 길이)와의 
비를 말한다. 
그러나 세로의 길이는 날개중심부분은 가장 길고, 날개 끝 부분으로 
갈수록 짧어지게 되어 다음가 같이 변형하여 가로 세로비를 구한다 

가로세로비 = 날개길이/시위길이 = 날개길이의 제곱/날개면적 

가로세로비가 크다는 것은 그 만큼 활공성능이 향상이 된다 
따라서 초급 글라이더 보다는중, 고급 글라이더로 갈 수록 가로세로비는 
증가를 하게된다 

현재 시판되고 있는 패러글라이더의 가로세로비는 초,중급자용은 
3.6 - 4 : 1정도 이고 고급자용은 4.9 - 5.5 : 1 정도 된다. 

가로세로비가 증가를 하면 동일 면적을 가진 글라이더보다 양력 발생이 
많으며 날개 양쪽 끝에 발생하는 익단와류(날개끝 와류 wing tip vortex)의 영향이 적어 유도항력을 적게 받게 된다. 

가로세로비가 증가를 하게 되면 양항비(L/D)가 증가하고 양력발생도 
증가를 하게되지만 가로세로비가 작은 글라이더보다 실속각이 작아지는 
단점도 있다. 즉 동일하게 브레이크 줄을 당겨 동일한 받음각이 되었을 때 가로세로비가 큰 글라이더가 실속에 일찍 들어가게 된다 

따라서 이제 막 시작을 하는 초보자에게는 가로세로비가 큰 글라이더를 
제공하면 과조작에 의한 실속이 일어날 수 있으므로 유의해야 한다 


양항비( Lift - Drag Ratio ; L/D ; 揚抗比) 

양력과 항력과의 비 또는 양력계수와 항력계수와의 비를 말하며 일반적으로 L/D로서 표기한다 
양항비가 클 수록 패러글라이더는 활공비가 커지게 되며 활공각은 작아지게 된다 

양항비를 식으로 표현하면 다음과 같다. 

양항비 = 1/활공각 

양항비는 패러글라이더 성능에 중요한 수치로서 양항비의 최대치(즉 최대 
활공비)는 패러글라이더가 장거리 비행을 하는데 중요한 의미를 갖는다 
일반적으로 양항비와 활공비는 다음과 같은식으로 표현된다. 
양항비 = 활공비 
따라서 양항비가 크다는 것은 활공비도 크다는 의미를 갖게된다 


경사각 ( Bank angle ; 傾斜角 ) 

패러글라이더가 선회 비행시 수직축을 중심으로 좌, 우로 기울어지는 각도를 경사각(bank angle)이라 한다. 
선회시 경사각이 너무 크게 되면 날개에 하중이 많이 걸리게 되며 선회시 
침하율로 훨씬 커지게 된다. 

예를 들어 직선 활공을 하는 패러글라이더가 초당 1.2m씩 하강을 하고 
있었다면 60도 선회 비행시는 초당 2.4m씩 하강을 하게 된다. 
그만큼 침하율이 커지게 되고 또한 하중도 2배 정도 더 작용하게 된다. 
이를 우리는 하중배수라고 한다. 
하중배수가 2배라는 것은 지구중력의 2g가 작용한 다는 의미이다. 
또한 선회시 약 80도의 경사각으로 선회하게 되면 하중배수는 약 5.6g 
작용하게 된다. 

이는 체력이 건강하지 못한 비행자는 정신을 잃은 수록 있으며 
상환판단을 흐리게한다. 스핀이나, 스파이럴, 네거티프 스핀 등에서도 
정확한 시점에서 조작을 못하게 하여 위험을 초래할 수 있다. 

선회시 조종줄의 조작에 의한 선회를 하게되면 글라이더의 경사각이 
증가를 하여 침하게 커지게 되므로 체중이동과 함께 선회를 하게되면 
기체의 경사각을 작게하면서 선회를 원활하게 할 수 있다. 

주의 할 것은 선회시 실속 속도가 직선 활공시 실속속도 보다 크다는 것이다.선회반경을 작게하기 위해 경사각을 크게하여 선회속도를 너무 줄이게 되면선회시 실속에 들어 갈 수가 있으므로 주의해야 한다. 


맞 바람(headwind ; 정풍(正風)) 

바람이 정면에서 불어오는 것을 말한다. 항공기가 패러글라이더 등 모든 
비행체는 맞바람으로 이륙을 해야 짧은 활주거리로 이륙이 가능하다. 

배풍이로 이륙을 하면 그 만큼 활주거리가 길게 필요하고, 사람의 주행에 
의해 이륙이 되는 패러글라이더는 배풍이 불게되면 이륙이 힘들다. 
이륙뿐만 아니라 착륙시도 맞바람으로 착륙을 해야 착륙 활주거리도 짧아지게 되고 착륙시 사고의 위험성도 감소하게 된다. 

패러글라이더가 착류기 배풍착륙을 하게 되면 바람의 속도와 패러글라이더 속도가 합해지어 대지속도는 증가하게 되어 착륙시 사고 가능성이 많아진다. 

예를들어 패러글라이더 속도가 30km/h이고 풍속이 20km/h라고하면 
배풍 착륙시 대지속도는 50km/h이다. 
이 속도로 착륙을 한다는 것은 인체구조상 안전하게 착륙을 할 수 없게 된다.또한 배풍시 좌, 우 조종도 원하는 거리, 원하는 반경에서 
선회가 되지 않고훨씬 큰 거리를 필요로 하게 된다. 

맞바람을 무시하고 착륙하다가는 주변 장애물과 충돌등으로 사고로 이어질 수 있다. 
착륙시 반드시 풍향계를 보고 정풍착륙을 해야 올바른 착륙방법이다 

사면 비행(Ridge soaring ; 斜面 飛行) 

드넓은 벌판에 수평적으로 불어도던 바람이 산이나 언덕을 만나게 되면 
산 경사도를 따라 산 위로 불어오게 된다. 
이는 산 경사도가 클 수록 바람의 세기도 증가하게 되어 패러글라이더 속도와 엇비슷한 부분에서는 패러글라이더가 착륙장방향으로 내려가지 않으면서 오랜 비행을 할 수가 있는데 이를 사면비행(ridge soaring)이라 한다. 보통 산의 7부능선부터 10부능선에서 사면비행이 가능한데 
이러한 지역을 사면비행구역(ridge soaring zone)이라한다. 

물 주머니( Ballast ; water bag) 

패러글라이더에서 발생하는 양력과 비행자의 비행시 무게(WEIGHT IN GLIGHT)가 균형을 이루게 하는 물주머니를 말한다. 
보통 물주머니는 5-8KG 이다. 

글라이더에는 적정 날개하중(W/S)가 설정되어 있다. 예를 들어 초급자용 
글라이더의 중형크기(M SIZE)의 적정 몸무게가 70 KG이라 할 때 60KG 정도 나가는 비행자가 이 글라이더를 탄다면 비행중 제속도가 나오지 않을 뿐만 아니라 외부의 영향(돌풍)에 의해 날개 접힘이 자주 발생할 수 있다. 

이런 경우 물주머리를 하네스에 불착하여 비행자 무게를 증가시켜 적정체중 안에서 비행을 할 수 있게 해준다. 또 한편으로는 장거리 비행이나 선수들의 경우 한단계 큰 글라이더를 타면서 물주머니를 차고 비행하는 경우가 있는데 이는 선회시 선회 반경을 작게할 수 있고 고고도 비행에 유리하다. 

그렇지만 약 7KG정도의 물주머니를 차고 비행하게 되면 착륙시 인체가 충격을 더 받을 수도 있으며, 약간 불안정한 착륙(측풍, 배푿 등)에서 물주머니를 차고 착륙하다 보면 운동 에너지가 증가하게 되어 자칫 큰 사고로 연결될 수 있으므로 주의를 요한다. 
따라서 제품 사양사에 나와있는데로 몸무게 맞는 적정크기의 글라이더로 
비행하는 것이 바람직하다 


비상 낙하산(Rescue Parachute ; 非常 落下傘) 


일반적인 활공비행시 주 글라이더(canophy)가 날개접힘, 스핀(spin), 
스파이럴(spiral)등에 의해 위험한 상태에 진입하여 회복이 불가능할 경우 자신의 생명을 구해 줄수 있는 낙하산을 말한다. 
일반적으로 비상 낙하산(보조 낙하산)은 최소 50m이상의 높이에서만 
효과를 볼 수 있다. 
보통 보조산 손잡이를 잡고, 던져서 산개가 되어 보조산 역할을 하기까지는 3-5초 정도가 소요가 되기 때문이다. 

보조산을 던졌 산개가 되었다 하더라고 100% 안전한 것은 아니다. 
치명상을 중상, 경상으로 경감을 시키거나, 중상, 경상을 하나도 다치지 
않을 수 있도록 하는 것이 사실이지만 일반적으로 보조산 산개시 자유 
낙하 속도가 4.2 - 4.5 m/sec 정도 이므로 지면에 닿을 때 불안정하게 
닿았을 경우 다칠 수도 있다. 

또한 보조산을 던졌을 때 불가항력적으로 회복이 되지 않았던 주 글라이더가 다시 회복되어 살아 났을 경우 비상낙하산과 주 글라이더와의 불균형으로 인해 불평형이 일어 날 수 있으므로 일단 보조산을 던져 산개를 하였다면 주 글라이더가 회복되어 원상태로 돌아온다 하더라고 조종이 불가능하므로 주 글라이더 A라이저 맨 안쪽에 있는 산줄을 잡아당겨 주 글라이더를 붕괴시켜 비상 낙하산이 내 머리 수직으로 오도록 하는 것이 안정적으로 지면에 닿을 수 있다. 

고도계(Alti-Variometer ; 高度計) 

일반적으로 고도계라고 말을 하지만 실제로는 승강계역할과 고도계 역할을 함께하며 어떤 고도계는 방향 탐지 즉 나침의까지 혼합되어 있는 것도 있다. 
- 승강계(Variometer) 
비행시 상승, 하강을 소리와 그래프 그리고 수치로서 알려주게 된다 
비행줄 열기류에 진입하거나 빠져나가게 되면 상승음이나 하강음을 
울려주게 되어 이를 이용하여 열의 크기를 짐작하고 열비행을 가능하게 
하며 평소 비행보다 하강시 크게 나타날 때도 하강음을 내어 침하가 
큰 지역임을 알려 준다. 

- 고도계(Altimeter) 
고도계에는 절대고도와 진고도를 표시할 수 있도록 되어 있다 
표준 대기압인 1013hpa를 기준으로 고도에 따른 압력차이를 이용하여 
고도를 표시하게 된다.(alt-1기능) 
또한 이륙장이나 착륙장등 비행자가 고도를 0m로 설정하여 고도를 
측정할 수도 있다(alt-2 기능) 

또한 GPS와 연결하여 사용할 수도 있으며 기압계, 온도계, 비행중 비행시간비행고도 저장(비행기록 저장), 활공비 계산, 자동 방향 지시계 등이 설치되어 있어 비행시 필수적인 계기이다.

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http://wndwkd123.blog.me/120137646587


-옆놀이란?

 

http://ask.nate.com/qna/view.html?n=8258581

 

 

이번 리뷰는 전투기라는 딱 정해진 분류라기보다 항공기 공통에 속하는 기초 상식입니다.

 

무릇 항공기가 안정적으로 비행하려면 날개의 균형을 맞추는 것이 중요합니다.좌우 날개의 크기가 서로 비교해보았을 때 일치함은 물론 무게도 같아야 균형있는 비행이 가능하겠지요.무게가 한 쪽이 더 무겁다면 당연히 한 쪽으로 기울어진 채로 비행할 것입니다.이럴 때 옆놀이가 발생하는데 옆놀이라는 것은 항공기가 몸체와 나란한 축을 중심으로 회전하는 것을 말하며 날개의 무게 차이나 양력에 의해서 발생합니다.양력이라는 것은 비행을 하게 되면 미익 표면에 2가지 공기력이 작용하는데 하나는 양력이고 다른 하나는 항력이라는 것입니다.

 

-양력?

양력이라는 것은 진행방향에 수직한 방향으로 작용하는 공기력을 말하며 이 힘에 의해 현존하는 모든 항공기가 하늘을 날 수 있는 것입니다.미익의 면적이 클수록 양력이 많이 발생하며 비례한다고 말할 수 있겠습니다.또한 비행속도가 증가할수록 양력 또한 속도의 제곱에 비례하면서 증가하구요.양력이 크게 작용할수록 착륙시 착륙속도가 느려져 착륙하기 좀 더 수월하고 안전하게 착륙할 수 있으며 이륙시도 쉽게 이륙됩니다.옆놀이 이야기로 돌아가자면, 날개가 어느부분에 달려있느냐에 따라 옆놀이에 대한 안전성이 어느정도 있는가를 알아볼 수 있는데 먼저 전투기의 경우 보통 미익이 몸체 아래쪽에 있는 저익기의 형태를 갖는데 이는 전투기의 경우 공중전을 치뤄야 하기 때문에 자유자재로 비행할 수 있어야 되기 때문입니다.

 

http://en.wikipedia.org/wiki/File:F-4G_A-10A_RF-4C_USAFE_in_flight_1987.JPEG

 

 

경비행기같은 경우는 날개가 동체 위쪽에 존재하는 고익기의 형태를 갖추고 있습니다.이 형태는 옆놀이에 의해 동체가 기울었더라도 원 상태로 돌아오는 힘이 강하다고 합니다.물론 전투기도 시간이 지나면 돌아오는 경우가 있고 비행조종 컴퓨터같은 시스템에 의해 컨트롤되기도 합니다.또 일부러 옆놀이를 주는 경우도 있는데 항공기 주 미익 뒷 부분에 존재하는 에일러론은 항공기의 방향을 바꾸게 하는데 옆놀이를 사용합니다.양 옆의 에일러론은 서로 반대 방향으로 움직이는데 좌선회를 하려고 한다면 왼쪽 에일로런을 올려서 왼쪽 날개의 양력을 낮추고 반대편의 에일러론을 내려서 양력을 높여서 좌우 날개 간의 양력의 크기가 달라져서 왼쪽으로 선회하기되고 우로 선회시에는 그 반대가 되겠습니다.







http://blog.naver.com/tripledb/140025118107

옆놀이 - rolling

[출처] 옆놀이 - rolling|작성자 항공열정










 

http://cafe.naver.com/livepara/97 

 

[키놀이]

 

패러글라이더의 가로축을 중심으로 글라이더 앞전이 올라가거니 내려가는 
현상이 반복되는 현산을 키놀이(pitching)이라고 하며 이러한 운동을 
키놀이 운동이라고 한다. 

 

직선 활공비행시 상승기류를 만나면 패러글라이더 앞전이 올라가게 되며 
상승기류가 끝나면 패러글라이더 앞전이 다시 하강을 하게 되는데 
이처럼 기체 앞쪽이 올라가거나 내려가는 현상을 키놀이라고 한다 

글라이더가 외부영향(돌풍, 상승기류등)에 의해 키놀이가 발생을 하게 되면글라이더는 비행자의 무게의 의해 진자운동을 하면서 키놀이를 점점 감소시키거나 양쪽 조종줄을 적절하게 당겼다, 풀어주었다 하여 진자운 
동을 감소시키게 하면 키놀이는 줄어들게 된다 
이와 같이 가로축을 중심으로 진자운동에 의해 키놀이 운동이 줄어드는 
것을 세로안정성이 있다고 한다. 

 

 

 

[출처] 옆놀이 - rolling|작성자 항공열정

 

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비행기 날개 뒤 가장자리쪽에 경첩으로 고정되어 있는 작은 면적의 조종용 날개면(키면).

-비행기의 옆놀이를 방지하는 것이 에일러론

 

조종석에서 직접 또는 동력기구 등으로 움직이게 되어 있다. 에일러론(보조날개)은 비행기의 전후축을 회전시키거나 또는 회전을 막아주는 역할을 한다. 

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에어포일(Airfoil)이란, 날개의 단면 형상을 뜻하며 항공기의 날개(Wing), 보조익(airerron), 승강타(elevator), 방향타(rudder)와 같은 어떤 단면(section)을 학술적으로 정의 하는데 사용한다. 에어포일은 공기보다 무거운 항공기를 비행시키기 위해서 공기역학적인 효과, 즉 양력은 크고 항력은 작은 에어포일이 요구된다. 본 주제에서는 에어포일의 각 부분의 명칭에 대하여 알아보도록 하겠다.




에어포일 (Airfoil) 이란?

양력을 크게 하기위해서 에어포일은 상면을 둥글게 해주고 뒤를 날카롭게 하여 유선형으로 한다. 에어포일은 NACA XXXX와 같이 호칭법에 따라 표시되는데, 미 항공자문 위원회(NACA: National Advisory Committee for Aeronautics)계열 에어포일을 의미하고 첫번째 숫자는 최대 평균캠버의 크기를 시위의 백분율로 표시한 값이고, 두번째 숫자는 최대 평균 캠버의 위치를 앞전으로부터 시위의 십분율로 표시한 값이며, 네번째 숫자는 최대 두께(Max thickness)의 크기를 시위의 백분율로 표시한 것이다. 예를 들면 NACA 2315는 NACA 계열의 에어포일로써 최대 평균캠버의 크기가 시위의 2%이고, 그 위치는 앞전으로부터 시의의 30% 지점에 위치하며, 최대 두께의 크기가 시위의 15%임을 의미한다.

에어포일의 윗 캠버와 아랫 캠버가 동일할 때 에어포일을 대칭익(Symmetrica airfoil)이라 한다. 대칭익의 경우 윗 캠버와 아랫 캠버가 동일하므로 평균 캠버선이 시위선과 동일하게 된다. NACA 00XX로 표시되며, 이를 NACA 00계열이라 부르며 NACA 00계열 에어포일은 대칭익을 의미한다. 예를들면, NACA 0009, NACA0012등은 대칭익으로서 최대 두께의 크기가 각각 시위의 9%, 12%인 에어포일을 나타낸다.

요즘 민항기에 일반적으로 많이 사용되는 에어포일로는 NACA 6자계열이 많이 사용된다. 초음속 항공기(전투기)에서는 에어포일이 일반적인 유선형이 아니라 다이아몬드 형상으로 사용된다. 초음속 항공기의 경우 초음속비행시 발생하는 충격파와 팽창파를 이용하여 압력차이을 발생시켜 양력을 얻는다.




에어포일 각부분의 용어 정리


그림과 같이 에어포일의 위 표면을 윗면(upper surface), 아래 포면을 아랫면(lower surface)이라고 하며 에어포일의 둥근 앞부분을 앞전(leading edge), 에어포일의 뒤 끝부분을 뒷전(trailing edge)이라고 하며 보통 뒷전은 날카롭게 되어 있다. 앞전에 내접하는 원을 앞전 원(leading edge circle)이라고 하고 이 원의 반경을 앞전 반경(leading edge radius)이라고 한다.

에어포일의 앞전은 뒷전에서부터 거리가 가장 먼 점으로 보통 정의되며 이 앞전과 뒷전을 연결한 선을 시위(chord)라고 하고 앞전에서 뒷전까지의 거리를 시위 길이(chord length)라고 한다. 시위 길이는 에어포일의 길이 측정 단위의 기준 거리로 사용되고 에어포일의 좌표계의 기준축(x축)이 된다. 윗면과 아랫면의 높이 차이 또는 윗면과 아랫면에 내접하는 원을 그렸을 때 이 원의 직경을 에어포일의 두께(thickness)라고 하고 이 두께의 최대값을 최대 두께라고 한다. 앞전에서부터 최대 두께 위치까지의 거리를 최대 두께 위치라고 하며 최대 두께와 함께 에어포일의 형상 변수로 사용된다.

아랫면과 윗면의 중심점 또는 윗면과 아랫면에 내접하는 원을 그렸을 때 이 원의 중심점들을 연결한 선을 평균 캠버선(mean camber line)이라고 한다. 시위 선과 평균 캠버 선과의 높이 차를 캠버라고 하며 에어포일의 캠버는 양력 발생과 매우 밀접한 관계가 있다. 캠버의 최대값을 최대 캠버, 이의 앞전에서부터 거리를 최대 캠버 위치라고 한다. 앞전 원의 중심점에서 평균 캠버선의 연장선과 에어포일의 표면이 만나는 점을 에어포일의 앞전 위치로 정의하기도 한다.




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비행기의 이착륙시에 큰 양력(楊力) 계수를 얻기 위하여 날개 뒷가장자리나 앞가장자리를 꺾어서 굽히게 되어 있는 보조날개를 말한다.

비행기 날개에서 발생하는 양력을 증대시켜 주는 대표적인 고양력장치.

비행기를 지상으로부터 빨리 이륙시키거나, 착륙속도를 느리게 하거나, 저항을 증가시켜 활공각을 크게 해서 이착륙거리의 단축, 이착륙조작을 쉽게 하는 등의 목적으로 주날개의 후연부 또는 후연과 전연 양쪽에 장착되어 있다.

플랩의 대표적인 형식은, ① 단순플랩, ② 스플릿 플랩, ③ 슬러티드 플랩, ④ 파울러 플랩 등이며, 성능향상을 위하여 이들을 변형시켜서 사용한다. 

이 밖에 고압공기를 사용하는 분출플랩 ·제트플랩이 있으며, 분출플랩은 일부 군용기에 사용된다.

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