| 1.대기 |
1.대기의 성질
1.1.대기의 구성 : 질소(78%) / 산소(21%) / 아르곤(1%)
1.2.표준대기조건 : 항공기 운항의 표준이되는 표준대기 (ISA : International Standard Atmosphere)
1)해면고도 / 15℃ / 건조공기
2)압력 P : 1atm = 1013.25hPa = 760mmHg = 29.92inHg
3)밀도 ρ : 1.225kg/m^3 = 0.125kgf*s^2/m^4 = 0.002378slug/ft^3
4)음속 a : 340.429m/s
5)중력가속도 g : 9.806m/s^2 = 32.1742ft/s^2
1.3.대기분류
1.3.1.대기기본
1)고도에따라 온도가 변하는 변온구간과 온도가 변하지않는 등온구간으로 구성
2)대기전체 질량의 99%가 40km이하에 분포
3)90km이하 : 동질권(hemosphere) / 90km이상 : 이질권(heterosphere)
4)상부성층권이상 : 화학반응이 일어나는 화학권(chemosphere)
1.3.2.대류권(Troposphere)
1)지표면부터 ~ 11km까지의 대기층
2)공기가 잘혼합 / 기상현상 발생
3)고도증가에대해 음의 온도구배 // 1km 당 -6.5℃
4)대류권계면 : 대류권과 성층권의 경계면, 구름이없고 공기가 희박해 순항고도로 사용
1.3.3.성층권(Stratosphere)
1)10km ~ 50km까지의 대기층
2)성층권상부에 오존층존재
3)온도가일정하다가 상부에서부터 양의 온도구배
4)성층권계면 : 성층권과 중간권의 경계면
1.3.4.중간권(Mesosphere)
1)50km ~ 80km까지의 대기층
2)고도증가에따라 음의 온도구배
3)중간권계면 : 중간권과 열권의 경계 // 가장 낮은 온도
1.3.5.열권(Thermosphere)
1)80km ~ 500km까지의 대기층
2)자유전자밀도가 큰 전리층(ionosphere)존재
3)전리층을 이용하여 통신에 사용
1.3.6.극외권(Exosphere)
1)500km 이상의 대기층
2)고도에따라 양의 온도구배
2.공기 기초 역학
2.1.유체기본방정식
2.1.1.연속방정식 (질량보존의 법칙)
1)ρ1A1V1 = ρ2A2V2 // ρAV = const
2)질량유량=pAV[kg/s] / 체적유량=AV[m^3/s] / 중량유량=γAV[kgf/s]
2.1.2.베르누이방정식 (에너지보존의 법칙)
1)정압(static pressure) Ps : 유체에 항상 모든방향으로 작용하는 압력
2)동압(dynamic pressure) q : 유체의 속도에 의한 압력 // q=(ρV^2)/2
3)전압(total pressure) Pt : 정압과 동압의합, 유체의 전체 압력에너지
4) Pt = Ps + q
5)피토정압관을 이용한 유체속도 V = (2γh/ρ)^0.5
6)압력계수 Cp : 정압과 동압의 비 // Cp=(Ps-P0)/q0
2.1.3.운동량법칙 (운동량보존의 법칙)
1)F=ma=m(dV/dt) : 물체의 운동량의 시간에 따른 변화율 = 물체에 작용한 힘
2)m/dt : 미소질량유량 , dV : 미소속도변화량
3)유체의 운동량방정식 : F = ρQΔV = ρQ(V2-V1)
2.2.이상유동 : 비자전 유동 + 비점성 유동
2.2.1.자전과 비자전유동
1)자전유동 : 유체입자가 흘러가면서 자전운동을 하는 유동
2)비자전유동 : 유체입자가 흘러가면서 자전운동을 하지 않는 유동
2.2.2.자유와동유동
1)와동운동 : 원운동을 하는 유동
2)자유와동유동 : 유체입자가 자전하지않고 원운동을 하는 유동
3)Vr = const // V : 와동내부 입자의 선속도 r : 와동중심으로부터의 거리
2.2.3.순환(circulation)
1)순환 : 와동의 세기를 정의하는 물리량 // 표시 문자 : Γ
2)Γ : 2πVr
2.3.점성유동 : 점성에의한 효과를 고려해야하는 유동
2.3.1.점성 : 유체의 내부마찰 / 유체의 흐름에대한 내부저항
2.3.2.점성계수 : μ(g/cm*s) // 동점성계수 : ν(cm^2/s) // 동점성계수 = 점성계수/ρ
2.3.3.레이놀즈수 Re = 관성력/점성력 =ρVD/μ=VDν // 층류와 난류를 구분하는 척도가되는 무차원수
2.3.4.경계층 : 평판주위의 공기흐름에 대하여 공기의 점성에 의해구분되는 공기층
1)경계층영역 : 점성효과에의한 고체벽면과 유체의 마찰로인해 유동속도가 영향을 받는영역
2)층류경계층 : 유체입자들이 서로 층을형성하듯 섞이지않고 질서정연하게 흘러가는 흐름의 영역(얇음)
3)난류경계층 : 유체입자들이 불규칙하게 서로 뒤엉키면서 흐르는 흐름의 영역(두꺼움)
4)층류저층(점성저층) : 난류경계층 하부의 얇은 층류경계층
5)천이 및 천이점 : 층류에서 난류로넘어가는것 : 천이 // 넘어가는 지점 : 천이점
6)임계레이놀즈수 : 층류에서 난류로 넘어가는 Re / 천이가일어나는 Re
7)점성효과 판단의 기준 : 자유흐름속도의 99%이하인 경우 경계층영역으로본다
2.3.5.점성력 F = μS(V/h)
2.4.유동박리현상
2.4.1.유동박리 : 물체표면을 따라흐르던 흐름이 물체표면에서 떨어져나가는 현상
2.4.2.박리점 : 유동이 박리되는 지점
2.4.3.압력구배 : 평판 뒤쪽의 이동거리에 따른 압력의 변화 // 흐름에 순기능으로 작용시 양(+)의값
2.4.4.역압력구배 : 뒤로 갈수록 압력이 증가하는 구간
2.4.5.실속 : 날개 받음각이 일정각을 넘으면 유동박리에 의해 항력이 급증하고 양력이 급감하는 현상
2.4.6.버핏현상 : 실속 시 유동박리에 의한후류에 의해 날개에 진동이 발생되는 현상
2.5.압축성유동
2.5.1.마하수(Mach Number) : 비행기속도V / 음속C // M = V/C
1)아음속/비압축성 : M < 0.3
2)아음속/압축성 : 0.3 < M < 0.8
3)천음속/압축성/부분적충격파 : 0.8 < M < 1.2
4)초음속/압축성/충격파 : 1.2 < M < 5.0
5)극초음속/압축성/충격파 : 5.0 < M
6)임계마하수(critical mach number) : 비행기날개위의 최대속도가 마하 1이되는 항공기속도
2.5.2.마하파
1)음속이상으로 비행시 압력파들이 겹쳐서 만들어지는 파동
2)마하각 : 동체축과 충격파가 이루는 각 // sinθ : at/Vt = 1/M
2.5.3.초음속흐름의 특징(아음속과 반대)
1)초음속흐름의 수축관로 통과 : 속도감소 / 압력증가
2)초음속흐름의 확대관로 통과 : 속도증가 / 압력감소
2.5.4.충격파종류
1)수직충격파 : 천음속에서 주로 발생 / 통과시 아음속으로 감속, (온도,밀도,압력) 증가
2)경사충격파 : 초음속에서 발생 / 통과시 감속(아음속 또는 초음속), (온도,밀도,압력) 증가
3)팽창파 : 확대단면에서 발생 / 통과시 속도 증가, (압력,온도,밀도) 감소, 에너지 손실 없음
2.5.5.조파항력(wave drag)
1)조파항력 : 초음속비행시 충격파에의해 생기는 항력
2)초음속 비행기의 전항력 : 유해항력 + 유도항력 + 조파항력
3)조파항력 감소방안 : 뾰족앞전 / 가능한 얇은 두께
| 2.양력과 항력 |
1.항공역학적 특성의 6분력
1.1.비행하는 날개단면에 작용하는 힘 F = 0.5ρV^2SCf
1)받음각/속도/밀도/날개면적/음속/점성계수를 차원해석법으로 해석하여 유도한 공식
2)힘의계수 Cf는 받음각,레이놀즈수,마하수의 함수이다 // Cf = f(α,Rn,M)
1.2.가로/세로/수직축방향 힘
1)양력 L = 0.5ρV^2SCl
2)항력 D = 0.5ρV^2SCd
3)측분력 Y = 0.5ρV^2SCy
1.3.가로/세로/수직축에 대한 모멘트
1)키놀이모멘트 M = 0.5ρV^2ScCm // c : 시위길이
2)옆놀이모멘트 L' = 0.5ρV^2SbCl' // b : 날개 폭
3)빗놀이모멘트 N = 0.5ρV^2SbCn // b : 날개폭
2.마하수
2.1.임계마하수
1)임계압력계수 Cpcr : 항공기날개위의 어느 점의 유동속도가 M=1이 되었을때 그점의 압력계수
2)임계마하수 Mcr : 날개윗면 임의의점의 압력계수가 임계압력계수가 될때의 항공기 비행마하수
2.2.항력발산마하수 Mdd : 수직충격파의 생성으로 조파항력이 발생하면서 항력이 급증하기 시작하는 마하수
2.3.양력발산마하수 Mld : 날개아랫면에 수직충격파가 발생하면서 양력이 급감하기 시작하는 마하수
3.대기속도
3.1.국제대기속도 IAS : 모든계기의 작동기준이 되는 속도
3.2.교정대기속도 CAS : IAS에서 위치 및 계기오차를 수정한 속도
3.3.등가대기속도 EAS : CAS에서 압축성에 이한 오차를 수정한 속도
3.4.진대기속도 TAS : EAS에서 밀도오차를 보정한 속도
4.양력 : 비행기를 떠받치는 힘 // 날개에 흘러들어오는 상대풍에 수직방향으로 작용
4.1.압력특성에 의한 양력 : 날개위아래의 압력차에의한 수직방향 상승력 // L=(pl-pu)S
4.2.순환특성에 의한 양력
1)날개주위의 순환흐름과 직선흐름이 만나서 양력이 발생된다는 개념
2)마그너스효과 : 원형단면 주위의 순환과 직선유동이 조합될 때 양력이 발생되는 효과
3)Kutta-Jukowsky 관계식 : L = ρVΓ
4)쿠타조건 (Kutta condition) : 속박와동의 세기Γb = 초기와동의 세기Γs
5)플러터현상 : 날개끝이 뾰족하지 않아 정체점이 위아래로 흔들리면서 생기는 날개의 유도진동
4.3.운동량특성에 의한 양력 : 날개와 공기의 수직방향 운동량교환에 의해 양력을 얻는다는 개념
5.항력 : 물체에 작용하는 힘의 유동방향 성분
5.1.형상항력(profile drag) : 마찰항력 + 압력항력
1)마찰항력 Df = ∫τdS // 날개의 전단응력을 날개면적에대해 적분한 값
2)압력항력 Dp = ∫pdS // 앞뒤의 압력차를 날개면적에 대해 적분한 값
5.2.조파항력 Dw : 천음속이상의 비행에서 충격파에의해 발생하는 항력
5.3.유도항력 Di : 날개의 하향흐름에의해 양력의 방향이 뒤로 기울면서 생기는 항력
1)Di = 0.5ρV^2SCdi
2)유도항력계수 Cdi = Cl^2/πeAR // e : 스팬효율계수 (타원날개 : e=1)
5.4.전항력 D = Dp + Dw + Di
5.5.무양력항력계수 Cd0 : 유도항력이 0일때의 항력계수
5.6.등가유해면적 : 유해항력을 나타내는 방법의 일종
1)유해항력(parasite drag) : 형상항력 + 조파항력
2)유해항력 Dp = 0.5ρV^2SCdp
3)등가유해면적 f : 유해항력계수 Cdp가 1일때의 면적
4)Dp = 0.5ρV^2f
| 3.날개이론 |
1.날개단면
1.1.날개단면 형상
1)시위선(chord line) : 앞전과 뒷전을 직선으로 이은 선
2)두께(thickness) : 시위선에서 수직으로 잰 윗면과 아랫면 사이의 거리
3)평균 캠버선(mean camber line) : 날개단면 위아래의 수직거리의 이등분점을 이은 선
4)앞전 반지름(leading edge radius) : 앞전쪽 평균캠버선위의 점을 중심으로 앞전곡선에 내접하는 원
5)캠버(camber) : 시위선과 평균캠버선 사이의 거리 // 날개의 굴곡정도를 나타냄
1.2.날개단면 용어
1)받음각(α, Angle of Attack) : 상대풍과 날개 시위선이 이루는 각
2)붙임각(취부각 ; incidence angle) : 날개 뿌리 시위선과 동체 중심선이 이루는 고정된 각
3)무양력 시위선 : 날개에 발생하는 양력이 0이 되는 시위선
4)무양력 받음각 α0 : 시위선과 영양력시위선이 이루는 고정된 각
5)절대 받음각 αa : 상대풍과 무양력 시위선이 이루는 각
1.3. NACA 날개단면
1.3.1. 4자리 날개 - NACA2415
1) 2 : 최대캠버의 크기의 시위에 대한 100분비 (최대캠버크기가 시위의 2%)
2) 4 : 최대캠버의 위치의 시위에 대한 10분비 (최대캠버가 앞전으로부터 시위의 40%에 위치)
3) 15 : 최대두께의 크기의 시위에 대한 100분비 (최대두께의 크기가 시위의 15%)
1.3.2. 5자리 날개 - NACA 23015
1) 2 : 최대캠버의 크기의 시위에 대한 100비 (최대캠버크기가 시위의 2%)
2) 3 : 최대캠버의 위치의 시위에 대한 20분비 (최대캠버가 앞전으로부터 시위의 15%에 위치)
3) 0 : 최대캠버 이후 평균캠버선이 직선 // 1 : 최대캠버 이후 평균캠버선이 곡선
4) 15 : 최대두께의 크기의 시위에 대한 100분비 (최대두께의 크기가 시위의 15%)
1.3.3. 6자리 날개 - NACA 65,3-218
1) 6 : 6자계열 날개골임을 나타내는 숫자
2) 5 : 최소압력점의 위치의 시위에 대한 10분비 (최소압력점이 앞전으로부터 시위의 50%에 위치)
3) 3 : 최소항력계수가 되는 양력계수의 범위 (Cld-0.3 < (CL)cdmin < Cld+0.3) // Cld : 설계양력계수
4) 2 : 설계 양력계수 (Cld : 0.2)
5) 18 : 최대두께의 크기의 시위에 대한 100분비 (최대두께의 크기가 시위의 18%)
6)설계양력계수 : 앞전에서 평균캠버선의 접선방향으로 공기가 흘러들어오는 이상적인 상황의 양력계수
1.4.날개단면 요소 특성
1.4.1.두께
1)얇은날개 : 작은 받음각에서 항력이 작으나 받음각이 커지면 유동박리가 쉽게일어나 항력이 급증
2)두꺼운날개 : 얇은날개보다 항력이 크지만 받음각이 커져도 유동박리가 잘 안 일어난다
1.4.2.앞전 반지름
1)작은날개 : 항력이 적으나 받음각이 커지면 뾰족한 앞전에서 유동박리에 의해 항력이 급증
2)큰날개 : 항력이 크나 받음각 증가에 따른 유동박리현상이 지연되고 최대양력계수가 증가
1.4.3.캠버 : 날개의 휘어진 정도
1)크게 휘어짐 : 양력이 증가하나 항력또한 증가한다
2)적게 휘어짐 : 큰캠버날개보다 양력은 작지만 항력또한 작다
1.4.4.시위
1)작은날개 : 레이놀즈수가 작아 유동박리현상이 쉽게 일어난다
2)큰날개 : 레이놀즈수가 커서 날개위 유동이 층류에서 난류로 넘어가 유동박리가 지연된다
1.4.5.가로세로비(Aspect Ratio ; AR)
1)큰날개 : 유도항력이 작고 활공성능이 좋아 항력에비해 큰 양력을 만들 수 있다
2)작은날개 : 유도항력이 크고 항력발산 마하수가 높다
1.5.풍압중심과 공력중심
1.5.1.풍압중심(center of pressure ; c.p)
1)압력중심으로써 날개에 양력과 항력의 합성력이 실제로 작용하는 작용점
2)받음각(양력계수)이 변함에 따라 위치가 변한다
3)받음각 증가 >> 앞전으로 이동 // 받음각 감소 >> 뒷전으로 이동
4)압력중심의 이동범위가 크면 항공기의 안정성 및 날개구조강도가 나쁘다
1.5.2.공력중심(aerodynamic center ; a.c)
1)공기력중심으로써 받음각이 변화해도 그점에 대한 키놀이모멘트의 변화가 거의 없는 점
2)받음각 변화에 따라 위치가 거의 변하지 않는 점
3)[dMac/dα=0] 인 점으로써 항공역학적인 해석에 편리한 점
1.6.평균 기하학적 시위와 평균 공력시위
1.6.1.평균 기하학적 시위(Mean Geometric Chord ; MGC)
1)날개를 기하학적으로 대표하는 시위
2)이 시위의 길이에 날개 스팬(b)을 곱하면 날개전체 면적을 구할 수 있는 시위
1.6.2.평균 공력시위(Mean Aerodynamic Chord ; MAC)
1)날개 공기력 분포를 대표하는 시위
2)이 시위에 발생하는 공기력에 날개 스팬(b)를 곱하면 날개전체 공기력을 구할 수 있는 시위
3)평균 공기력의 합성력이 작용하는 공기력중심을 포함하는 시위
2.날개 평면 형상
2.1.직사각형 날개(rectangular wing)
1)날개뿌리부터 끝까지 시위길이가 일정한 날개
2)날개뿌리에서의 하향흐름이 날개끝에서의 하향흐름보다 작다
3)날개스팬방향으로 양력의 분포가 불균일하다
4)날개뿌리의 받음각이 날개끝보다커서 뿌리가 먼저 실속에 들어간다
5)비행안정성과 조종성이 우수해서 저렴한 저속항공기에 많이 사용한다
2.2.타원날개(elliptical wing)
1)날개뿌리에서 끝까지 하향흐름이 일정한 날개
2)날개뿌리에서 끝까지 날개스팬방향으로 양력의 분포가 균일한 날개
3)유도항력이 작고 스팬효율계수가 가장 크다 (스팬효율계수 e = 1)
4)항공역학적으로 가장 이상적이나 제작이어렵고 내구도가 약하다
2.3.테이퍼날개(taper wing)
1)날개뿌리에서 나랙끝으로갈수록 점점 시위길이가 변하는 날개
2)테이퍼비 λ : Ct / Cr
3)날개끝의 시위가 뿌리보다 짧음으로 인해 레이놀즈수가 작아 날개끝이 먼저 실속에 들어간다
4)실속에 들어가기 전 최대양력을 발생시켜서 완전실속의 징후를 감지하기 어렵다
5)가로안정성과 조종성이 나쁘다
2.4.후퇴날개(sweep back wing)
1)뒤젖힘날개로써 양쪽의 날개가 뒤로 쳐져있는 날개
2)날개시위방향 상대풍속도가 작아져 천음속에서 임계마하수를증가시킬 수 있다
3)후퇴각 λ : 시위의 앞전으로부터 25%의 연장선과 항공기 가로축이 이루는 각
4)날개 끝에서 먼저 실속이 일어나 가로안정성이 나쁘다
5)날개끝 실속 문제를 막기위해 전진날개 항공기도 개발되었지만 구조적으로 취약해 실용화하지 못함
2.5.삼각날개(delta wing)
1)날개모양이 삼각형으로써 초음속으로 비행하는데 적합한 구조
2)가로세로비가 작아 고속으로 비행해야 충분한 양력을 만들 수 있다
3)원추와동양력 : 저속에서 충분한 양력을 얻기위해 날개 앞전에서 의도적으로 유동을 박리시킨 후
이 유동박리 후류의 낮은 압력의 작용방향을 양력방향으로 변경시켜 얻는 양력
4)앞전 스트레이크 : 일부전투기에서 원추와동양력을 얻기위한 동체 앞쪽의 유동박리 구조물
5)오지날개(ogee wing ; 반곡선 날개) : 콩코드날개와 같이 기하학적인 삼각날개
2.6.후퇴익 항공기의 날개끝 실속 방지법
1)기하학적 비틀림 : 날개 끝쪽으로 갈수록 받음각을 작게하는 Wash out 형상날개를 사용한다
2)와동발생장치 : 유동을 혼합하여 벽면 근처유동에 운동에너지를 공급해 유동박리를 지연시킨다
3)톱날앞전(dog tooth) : 바깥쪽날개를 안쪽보다 앞으로 끌어당겨설치해 스팬방향 유동을 차단시킨다
4)경계층 펜스(stall fence) : 날개앞전이나 뒷젓에 스팬방향유동을 차단하는 펜스를 장착한다
3.날개 공력 보조장치
3.1.날개 고양력장치
3.1.1플랩(Leading Edge Flap)
1)날개의 캠버 및 유효면적을 증가시켜 양력을 증가시키는 장치 // 항력도 증가
2)이륙성능 향상 및 착륙접근속도 감소를 위해 사용
3)장착위치에 따라 앞전 플랩 및 뒷전 플랩으로 구분
3.1.2.앞전플랩(Leading Edge Flap)
1)슬랫 및 슬롯 : 날개앞전의 보조 날개단면 // 슬롯을 통해날개윗면으로 공기를 공급해 유동박리 지연
2)크루거플랩 : 날개앞전아래부분의 외피가 날개앞쪽으로 펼쳐지는 앞전 플랩
3)가변캠버플랩 : 크루거 플랩과 비슷하지만 플랩의 외피가 캠버를 가지고 슬롯이 형성되는 앞전 플랩
4)드롭노즈 : 날개앞전의 위치가 아래로 변함으로써 날개의 캠버가 증가해 양력이 증가하는 앞전 플랩
3.1.3.뒷전플랩(Trailing Edge Flap)
1)단순플랩 : 날개 뒷전을 아래로 굽혀 날개의 캠버를 증가시키는 플랩
2)스플릿 플랩 : 날개 뒷전의 일부만 아래로 굽혀 날개 윗면의 흐름을 빨아들여 유동박리 지연
3)슬롯 플랩 : 플랩 작동시 플랩 앞전에 슬롯이 생기는 플랩 // 유동박리지연 및 플랩각도 크게 가능
4)파울러 플랩 : 날개 면적과 캠버를 동시에 증가시키는 플랩 최대양력계수가 가장 크게 증가한다
5)다중슬롯플랩 : 플랩 작동시 2개 이상의 슬롯이 형성되도록 하는 플랩 // 유동박리 지연
3.1.4.경계층 제어장치 : 유동박리를 지연시키는 장치
1)취입제어 : 고압의 공기를 뒷전플랫의 위쪽으로 분사하여 유동의 박리를 지연
2)흡입제어 : 뒷전플랩을 큰각도로 펼칠때 플랩윗면의 공기를 빨아들여 유동의 박리를 지연
3)제트플랩 : 압축기블리드공기나 기관배기가스를 이용하여 양력을 증가시켜주는 장치
1.내부제트플랩 : 고압공기를 추출해 날개내부를 통해 공급하는 방식
2.외부제트플랩 : 기관배기가스를 후류상태로 그대로 공급하는 방식
3.2.날개 고항력 장치 및 윙팁
3.2.1.스포일러
1)날개 윗면에 돌출되는 판으로 양력을 감소시키고 항력을 증가시킨다
2)지상스포일러 : 지상에서 제동 목적으로 사용한다
3)공중스포일러 : 공중에서 도움날개를 보조해 옆놀이 조종을 목적으로 사용한다
3.2.2.역추력장치 : 제트기관의 배기가스를 역류시켜 역추력을 형성하여 착륙거리를 감소시키는 장치
3.2.3.드래그슈트 : 일종의 낙하산으로 착륙거리단축 또는 스핀회복의 목적으로 사용한다
3.2.4.윙팁 : 주날개의끝에 수직방향으로 설치된 조그만 날개로 유도항력 감소 및 추력증가효과
| 4.비행성능 |
1.일반비행성능
1.1.정상비행성능
1.1.1.직선수평비행
1)L=W / T=D
2)Pa=Pr
1.1.2.상승비행
1)T=D+Wsinθ
2)L=Wcosθ
3)Pa=Pr+ΔP
4)R/C=Vsinθ = TV-DV/W
5)절대상승한도 : Pamax = Pr인 고도
6)실용상승한도 : 절대상승한도의 90%
1.1.3.하강비행
1)T=D-Wsinθ
2)L=Wcosθ
3)Pa=Pr-ΔP
4)R/D=DV-TV/W
1.1.4.급강하비행
1)W=D
2)Vd=종극속도
1.1.5.활공비행
1)L=Wcosθ
2)T=D=Wsinθ
3)tanθ=sinθ/cosθ=D/L=Cd/Cl
4)활공비 G/R=s/h=Cl/Cd
1.1.6.선회비행
1)W=Lcosθ
2)Fcp=Lsinθ
3)R=Vt^2/gtanθ
4)Vt=V/cosθ^0.5
5)n=1/cosθ
6)Prt=Prlx(1/cosθ^0.5)^3
1.2.순항비행성능
1.2.1.프로펠러항공기
1)Wf = cpx P x t / cp = fuel/power*time
2)항속시간 Ep=t=Wf/cpxP
3)최대항속시간 : (Cl^(3/2)/Cd)max // 3Cdp=Cdi
4)항속거리 Rp=Vxt=WfxV/cpxP
5)최대항속거리 : (Cl/Cd)max // Cdp = Cdi
1.2.2.제트항공기
1)Wf = cj x T x t / cj = fuel/thrust*time
2)항속시간 Ej=t=Wf/cjxT
3)최대항속시간 : (Cl^(1/2)/Cd)max // Cpd = Cdi
4)항속거리 Ej= Vxt=WfxV/cjxT
5)최대항속거리 : (Cl/Cd)max // Cdp = 3 Cdi
1.3.이착륙성능
1.3.1.이륙
1)이륙거리 Sto = Sg + Sr + St + Sc // [정지상태 ~ 50ft(15m,P) / 35ft(11m,J)]
2)이륙단념속도 V1 : 정상적인 제동장치로 활주로 끝을 벗어나지 않고 정지할 수 있는 최대속도
3)회전속도 Vr : 상승자세를 잡기위해 기수를 들어올리는 속도
4)부양속도 Vlof : 비행기 바퀴가 활주로 표면으로부터 떨어지는 순간의 속도
5)이륙안전속도 V2 : 이륙이 완료된 때의 속도 // V2=1.2Vs
6)가속진행거리 : 비행기출발 ~ 임계기관고장상태로 이륙고도까지 진행한 거리
7)균형 활주로 길이 : 가속정지거리 = 가속진행거리인 활주로 길이
1.3.2.착륙거리 Sl = Sa + Sfr + Sbr
2.특수비행성능
2.1.실속성능
2.1.1.실속속도 Vs = (2W/ρSClmax)^0.5
2.1.2.상승비행 실속속도 Vsc = Vs x (cosθ)^0.5
2.1.3.버핏현상 : 실속시 후류의 영향으로 진동발생
2.1.4.정상실속
2.1.5.완전실속
2.2.스핀성능
2.2.1.자전운동(auto rotation) : 실속상태에서 옆놀이운동 시에 발생
2.2.2.스핀 : 자전운동 + 수직강하
2.2.3.정상스핀 : 하강속도와 옆놀이 각속도가 일정한 스핀
2.3.4.수평스핀 : 느린 낙하속도 / z축 받음각 60°/ 빠른 회전속도 / 회복어려움
2.3.5.수직스핀 : 빠른 낙하속도 / z축 받음각 20~40°/ 느린 회전속도 / 회복이 가능한 특수비행
2.3.키돌이성능
2.3.1.키돌이 비행 하중배수 : 상단점에서 최소 / 하단점에서 최대
2.3.2.하단점 양력 Ll=6W
2.3.3.하단점 하중배수 nl = 6
2.4.비행하중
2.4.1.항공기 중량
1)총하중(gross weight) : 자중 + 적재량 / 가장 무거운 상태의 하중
2)자중(empty weight) : 기체/기관/기본장치/고정발라스트/사용불가능 연료/배출불가능 윤활유/
작동유/냉각액의 무게 / 유용하중은 제외
3)유용하중 : 승무원 / 승객 / 화물 / 연료 / 윤활유 등 탑재되는 무게
4)영연료 무게 : 총하중에서 연료만을 제외한 무게
5)테어 무게 : 항공기 무게측정에 사용되는 잭/블록/초크등의 무게
2.4.2.항공기 하중배수
1)하중배수 n = L/W = V^2/Vs^2
2)설계제한 하중배수 n1
3)설계운용속도 Va : 조종스틱을 당겨 최대양력계수가 되었을때 n=n1이 되는 속도
4)설계돌풍운용속도 Vb : 비행 중 수직상승돌풍을 받았을때 n=n1이 되는 속도
5)설계순항속도 Vc : 비행성능과 연료소모율등을 고려하여 결정되는 가장 경제적인 속도
6)설계급강하속도 Vd : 비틀림이 최소가 되는 자세를 취해도 날개가 비틀림에 저항하지 못하는 최소속도
7)제한하중(limit load) : 항공기 구조상 실제로 제한하는 최대하중
8)종극하중(ultimate load) : 제한하중 x 안전계수
9)안전계수 : 곡예기(A) +6~-3 / 실용기(U) +4.4~-1.76 / 보통기(N) +3.8~-1.52 / 수송기(T) +2.5~-1
2.5.무게중심
1)무게중심(c.g) : 무게중심 전후의 모멘트의 크기가 같다
2)무게중심 위치표시 : %MAC = (C.G-S)/MAC x 100(%)
3)무게중심 계산 : 총모멘트 / 무게
| 5.비행안정성 |
1.안정 및 조종 일반
1.1.정적안정성 : 평형상태에서 벗어났을 때의 초기경향성
1.2.동적안정성 : 시간이 지남에 따른 운동의 진폭변화에 대한 안정성
1.3.비행기 기준축
1.3.1.동체축 (boay axis x,y,z) : 세로축(x) / 가로축(y) / 수직축(z)
1.3.2.바람축 (wind axis x,y,z) : 상대풍(x) / 가로축(y) / 양력축(z)
1.4.안정과 조종
1.4.1.안정의 종류 : 세로안정(키놀이) / 가로안정(옆놀이) / 방향안정(빗놀이)
1.4.2.조종 : 키놀이(승강타) / 옆놀이(도움날개) / 빗놀이(방향타)
1.4.3.안정과 조종은 반비례관계
2.세로안정
2.1.정적세로안정
2.1.1.키놀이 모멘트 M = qScCm
2.1.2.정적안정조건 : [dMcg/dα<0]
2.1.3.무게중심에 대한 키놀이 모멘트 Mcg = Mac + Lw(lcg-lac)-Ltlt
2.1.3.무게중심에 대한 키놀이 모멘트 계수 : Cmcg = Cmac + (lcg/c-lac/c)Clw - qt/q x Stlt/Sc x Clt
2.1.4.세로안정성을 좋게하기위한 방법
1)c.g 가 a.c보다 앞에, 밑에 위치할 것
2)수평꼬리날개의 부피계수(Stlt/Sc)가 클 것
3)수평꼬리날개의 효율계수(qt/q)가 클 것
2.2.동적세로안정
2.2.1.장주기운동 : 20~60초 주기
2.2.2.단주기운동 : 0.5~5초 주기
3.가로 및 방향안정
3.1.정적가로안정
3.1.1.옆놀이 모멘트 L'=qSbCL'
3.1.2.정적안정조건 : [dL'/dβ<0] / β=옆미끄럼각
3.1.3.쳐든각효과 : 기울어진쪽의 날개양력이 증가하여 원상태로 복귀
3.1.4.후퇴각효과 : 기울어진쪽의 날개시위방향 상대풍속도가 반대쪽보다 커서 더큰 양력을 발생
3.1.5.키일효과 : 옆놀이 운동시 동체측면 / 도살핀등의 영향으로 측분력 Y가 작용해 원상태로 복귀
3.1.6.진자효과 : 고익기에서 발생 (무게중심이 날개 아래에 있는 경우)
3.2.정적방향안정
3.2.1.빗놀이 모멘트와 N = qSbCn
3.2.2.정적안정조건 [dN/dβ>0]
3.2.3.무게중심에 대한 빗놀이 모멘트 Ncg = -Fflf + Ltlt // Ff : 동체압력중심에 작용하는 측분력
3.2.4.풍향 깃 효과 : 동체측면 / 수직꼬리날개 / 도살핀에 의해 방향 안정성을 갖는 경우
3.2.5.후퇴각 효과 : 시계방향 빗놀이>좌측날개의 양력증가>좌측날개 항력 증가 > 반시계방향 빗놀이
3.3.동적가로 및 방향안정
3.3.1.방향 불안정 : 양(+)의가로안정 + 음(-)의 방향안정 / 옆놀이 침하현상 / 쳐든각 효과 클 때 발생
3.3.2.나선 불안정 : 음(-)의가로안정 + 음(-)의 방향안정 / 쳐든각 효과 작을 때 발생
3.3.3.가로-방향 진동(더치롤) : 양(+)의 가로안정 + 양(+)의 방향안정 / 복원운동에 위상차
4.비행 고속 불안정
4.1.세로 고속 불안정
4.1.1.턱언더 : 음속에 가깝게 비행 시 충격실속으로 기수가 내려가는 현상으로써 마하트리머로 보상한다
4.1.2.피치업 : 하강비행 중 조종스틱을 당길 시 받음각과 각속도가 일정값을 넘으면 과도하게 기수가 들리는 현상
1)후퇴날개의 날개 끝 실속 : 날개끝 양력감소로 풍압중심이 앞으로 이동하여 모멘트 발생
2)기수상승 시 날개 위의 고압으로 날개끝 받음각 감소 (날개의 비틀림) > 풍압중심 앞으로 이동
3)승강타 효율 회복 : 속도가 줄면서 수평꼬리날개의 충격파가 제거되면서 효율이 급격히 증가
4.1.3.디프스톨 : 높은수평꼬리날개 / T자꼬리날개 비행기에서 실속 시 수평꼬리날개가 날개의 후류에 들어감
날개윗면 판(stall fence) / 보틸론(vortilon) = underwing fence / 실속 스트립 장착으로 방지
4.2.가로 고속 불안정
4.2.1.날개 드롭 : 한쪽날개에만 충격실속이 생겨 한쪽 날개가 강하하는 현상
4.2.2.옆놀이 커플링 : 공력커플링 + 관성커플링 // 배지느러미 (ventral pin)으로 방지
1)공력커플링 : 빗놀이와 옆놀이의 상호작용
2)관성커플링 : 공기역학적 힘과 관성력의 상호작용
5.조종
5.1.수평비행조종 (V^2Cl = constant)
1)속도감소비행 : 이용동력 감소 > 승강타 상승 > 양력계수 증가
2)속도증가순서 : 이용동력 증가 > 승강타 하강 > 양력계수 감소
5.2.상승비행조종
1)속도유지상승 : 이용동력 증가 > 승강타 상승 > 상승비행
2)동력유지상승 : 승강타 상승 > 속도감소 및 양력계수 증가 > 상승비행
5.3.하강비행조종
1)속도유지하강 : 이용동력 감소 > 하강비행
2)동력유지하강 : 승강타 하강 > 속도증가 및 양력계수 감소 > 하강비행
5.4.선회비행조종
1)롤 인 : 선회비행을 하기위해 비행기를 경사시키는 것
2)롤 아웃 : 선회비행을 마치고 직선비행으로 돌아오는 것
3)수평 선회비행 : 도움날개 작동 > 상승성분 감소 > 승강타 상승 > 방향타 작동 > 수평 선회비행
4)균형 선회비행 : 옆 미끄럼 운동이 생기지 않는 선회비행
5)외활(skid) : 원심력 > 구심력 / 원운동 바깥으로 미끄럼 운동을 하는 상태
6)내활(slip) : 구심력 > 원심력 / 원운동 안쪽으로 미끄럼 운동을 하는 상태
6.조종면 특성
6.1.조종면 효율
1)주 조종면 : 방향타 / 승강타 / 도움날개
2)부 조종면 : 탭 / 플랩 / 공기제동장치 등
3)조종면 효율계수 Clδ=dCl/dδ
6.2.힌지모멘트와 조종력
1)힌지모멘트 H = qbc^2Ch // b : 조종면 폭 c : 조종면 평균 시위길이
2)조종력 F = KH // K : 기계정 장치에 의한 이득계수
6.3.공력 평형장치
1)오버행 밸런스(앞전 밸런스) : 조종면 작동축앞으로 조종면의 일부가 나와있는 조종면
2)혼 밸런스 : 밸런스 역할을 조종면의 일부만 하는 형태
1.비차폐형 : 밸런스 역할 부위가 날개 앞전까지 나와있는 혼 밸런스
2.차폐형 : 밸런스 역할 부위가 앞에 고정면을 가지는 혼 밸런스
3)내부 밸런스 : 조종면 앞쪽의 두개의 공방의 압력차로 조종력 감소
4)프리즈 밸런스 : 도움날개에 사용 / 올라가는 쪽에만 오버행 밸런스 효과 발생 // 에어론에 사용
6.4.탭 : 조종면 뒤쪽에 부착시키는 작은 조종면
1)트림 탭 : 조종력을 0으로 맞추어 조종사의 피로를 덜어주는 탭
2)밸런스 탭 : 주조종면과 반대로 움직여 조종면 경감 / 주조종면과 탭 모두 조종계통에 연결
3)서보 탭 : 탭만을 움직여 반대방향으로 조종면을 작동시키는 탭 / 조종계통은 탭에만 연결
4)스프링 탭 : 고속 작동시에 작동면을 움직이는데 도움을 주는 탭
5)안티 서보탭 : 조종면의 과도한 움직임을 방지 / 조종면과 같은 방향으로 작동
| 6.프로펠러 |
1.프로펠러 일반
1.1.프로펠러에 작용하는 힘
1.1.1.추력
1.1.2.원심력
1.1.3.토크 굽힘력 : 회전방향에 대해서 반대로 굽히려는 힘
1.1.4.추력 굽힘력 : 진행방향으로 깃을 굽히려는 힘
1.1.5.공기역학적 비틀림 : 깃 각을 크게하려는 힘
1.1.6.원심력적 비틀림 : 깃 각을 작게하려는 힘
1.2.프로펠러의 종류
1.2.1.고정피치 프로펠러 : 순항속도에서 최대의 효율이 나오도록 깃 각 설정
1.2.2.조정피치 프로펠러 : 특정속도에서 효율이 좋도록 지상에서 미리 깃 각 설정
1.2.3.가변피치 프로펠러 : 공중에서 깃 각을 자유롭게 변화시킬 수 있는 프로펠러
1.2.4.2단가변피치 프로펠러 : 이륙 시 저 피치 / 순항 시 고 피치
1.2.5.정속 프로펠러 : 기관출력, 비행속도, 비행고도의 변화에 관계없이 일정한 rpm유지
1.2.6.역피치 및 페더링 프로펠러
1.3.프로펠러 힘과 동력
1.3.1.추력 F는 ρSV^2에 비례
1.3.2.추력 T=Ctρn^2D^4
1.3.3.회전력 Q=Cqρn^2D^5 / 추력 x D
1.3.4.동력 P=Cpρn^3D^5 / 회전력 x 각속도
1.3.5.η=Po/Pi=(TxV)/Pi=Ct/CpxV/nD
1.3.6.진행률 J=V/nD
1.4.피치와 슬립
1.4.1.유효피치 E.P
1.4.2.기하학적 피치 G.P=πDtanβ // β : 깃 갓
1.4.3.슬립 = (GP-EP)/GP x 100(%)
1.4.4.받음각α: 시위와 상대풍 사이
1.4.5.피치각φ: 상대풍과 회전면 사이
1.4.6.깃각β : 시위와 회전면 사이
1.5.프로펠러 고형비 σ = BcR/πR^2 = Bc/πR // B:깃 수 c:깃 시위길이(중심으로부터 70%사용)
2.프로펠러 추진이론
2.1.운동량 이론
1)V1 = 항공기 속도 / 상대풍 공기 속도
2)V2 = 프로펠러를 거쳐가는 공기 속도
3)V3 = 프로펠러를 거친 후 p=p0가 된 공기의 속도
4)Pa = 프로펠러 바로 앞에서의 공기압력
5)Pb = 프로펠러 바로 뒤에서의 공기압력
4)프로펠러 추력 T=ρQ(V2-V)=(Pb-Pa)A
5)Pb-Pa = ρV1(V2-V)
6)Pb-Pa = 0.5ρ(V2^2-V^2)
7)V2=(V1+V3)/2
8)유효동력 Pout = TV2 = ρQ(V2-V)V2
9)공급동력 Pin = TV1 = ρQ(V2-V)V1
10)프로펠러 효율 η = Pout/Pin = ρQ(V2-V)V1/ρQ(V2-V)V2 = V1/V2 = 2V1/(V1+V3)
| 7.헬리콥터 |
1.헬리콥터 일반
1.1.구분
1.1.1.단일 회전날개 헬리콥터
1.1.2.직렬 회전날개 헬리콥터
1.1.3.병렬 회전날개 헬리콥터
1.1.4.동축 회전날개 헬리콥터
1.2.작용하는 힘
1.2.1.양력
1.2.2.중력
1.2.3.항력
1.2.4.추력
1.2.5.원심력
1.2.6.회전력 : 회전운동에 대한 반작용 / 꼬리날개로 토크효과상쇄
1.2.7.편향력 : 꼬리날개 추력에 의한 편향 / 주날개 경사로 상쇄
1.3.코닝 및 처짐 등
1.3.1.코닝 : 원심력과 양력의 작용으로 회전날개가 위로 경사지는 것 / 경사각 : 코닝각(원추각)
1.3.2.처짐 : 지상에서 중력에 의해 회전날개가 아래로 처지는 것 / 깃 처짐 현상
1.3.3.헬리콥터에서의 받음각 : 깃끝경로면과 진행방향 상대풍이 이루는 각
1.4.깃 운동
1.4.1.깃끝경로면 : 깃의 끝이 그리는 궤도
1.4.2.페더링 : 깃의 각을 변화시키는 운동
1.4.3.플래핑 : 깃의 위아래 경사를 변화시키는 운동
1.4.4.리드-래그 : 깃의 위치를 정상위치 앞뒤로 변화시키는 운동
1.5.회전날개 계통
1.5.1.완전관절식 : 플래핑 힌지 / 페더링힌지 / 리드래그힌지
1.5.2.반고정식 : 티더링힌지(플래핑힌지) : 시소운동 / 페더링 힌지
1.5.3.고정식 : 힌지 제거 / 깃의 유연성을 이용
1.6.헬리콥터 조종계통 (고정경사판/회전경사판/피치변경로드/피치혼)
1.6.1.주기피치 조종계통 (전후좌우) : 고정경사판 기울이기
1.6.2.동시피치 조종계통 (상승하강) : 고정경사판 상승 하강
1.6.3.방향 조종계통 :꼬리날개의 피치각 변화
1.7.헬리콥터 조종장치 (오른쪽이 주조종석)
1.7.1.주기피치 조종스틱(cyclic pitch control stick) : 비행방향 설정 (전후좌우)
1.7.2.동시피치 조종스틱(collective pitch control stick) : 상승 및 하강 비행
1.7.3.방향조종 페달 : 좌우 방향 설정
2.헬리콥터 역학
2.1.회전날개 회전속도
2.1.1.전진깃 : 위에서 보았을 때 진행방향의 오른쪽 반원을 운동하는 회전날개 // 속도제한 225m/s
2.1.2.후진깃 : 위에서 보았을 때 진행방향의 왼쪽 반원을 운동하는 회전날개
2.1.3.방위각φ : 6시 0°/ 12시 180°/ 반시계 회전
2.2.양력 비대칭 현상 : 전진반원과 후진반원의 양력차이에 의해 발생
2.2.1.플래핑운동
1)전진깃 : 양력증가>상승>받음각 감소>양력감소
2)중립깃 : 변화 없음
3)후진깃 : 양력감소>하강>받음각 증가>양력증가
2.2.2.코리오시스 효과 : 질량중심이 회전중심에 가까울수록 회전속도가 증가
1)전진깃 : 깃상승>질량중심 안쪽으로 이동>가속힘발생
2)후진깃 : 깃하강>질량중심 바깥으로 이동>감속힘발생
3)리드래그운동 : 전진깃은 앞서려고 하고 후진깃은 뒤처지려고 하는 운동
4)리드래그힌지 : 리드래그 운동제한시 발생되는 진동을 감소시키기 위한 힌지/항력힌지
5)리드래그감쇠기 : 리드래그 힌지로도 잡히지 않는 진동을 제거
2.3.자이로 섭동성(세차성) : 회전자이로에 힘이 작용>작용점으로부터 회전방향으로 90°지난 곳에 변위 발생
2.4.지면효과 : 지면가까이 비행 시 깃회전면 아래의 공기 압축으로 인한 추력 증가현상
2.5.전이양력 및 횡유동 효과
2.5.1.전이양력 : 헬리콥터 전진 시 공기유량 증가로 인한 양력증가분 // 고속에서는 동체저항에 의해 사라진다
2.5.2.횡유동 효과 : 전방이동 시작 시 자이로의 섭동성으로 인해서 옆놀이가 발생하는 현상
일정속도 이상에서는 공기유동의 램 효과에 의해 사라진다
3.헬리콥터 비행특성
3.1.공중 정지비행(hovering)
3.1.1.운동량이론
1)추력 T = 2ρAV^2 // V : 회전날개를 지나가는 유동속도
2)원판하중(회전면하중) DL = T/A = W/πR^2
3)마력하중 = W/HP
3.1.2.깃 요소이론 : T = (깃하나의 양력수직성분 + 항력수직성분) x 깃의 수
3.1.3.와류이론 : 깃의 뒷전에서 떨어져나가는 와류에의한 영향을 포함한 정확한 계산방법
3.2.전진비행
3.2.1.깃위의 점p에서의 상대풍 Vφ : Vcosαsinφ + rcosβω / α:회전면 경사각 φ:방위각 β코닝각
3.2.2.상대풍Vφ는 방위각 90°에서 최대 / 270°에서 최소
3.2.3.역풍영역 : 후진깃의 안쪽부분 (전진상대풍 > 회전상대풍)
3.2.4.수평최대속도의 제한요소
1)후진 깃 끝 실속 : 깃 하강에 의한 받음각증가 + 후진깃끝의 상대풍 속도감소로 실속
2)후진 깃의 역풍범위
3)전진깃 끝의 음속 돌파로 인한 충격실속
3.5.동적실속 : 받음각이 주기적으로 변하는 깃에서의 실속 / 정상적인 실속각 보다 큼
3.3.수직비행
3.3.1.상승비행 : 회전면 통과 공기속도 증가
3.3.2.하강비행 : 회전면 통과 공기속도 감소
3.3.3.와류고리 : 회전면 통과속도 = 하강속도 일때 공기가 회전면 가장자리를 둘러싸는 현상
3.4.자동 회전비행(auto rotation) : 하강속도와 전진속도의 벡터합으로인한 받음각의 변화발생
3.4.1.실속영역 : 하강속도에 의한 받음각 과도 >> 실속 // 25%R
3.4.2.자동회전 영역 : 합성속도에 의해 전진력 발생
3.4.3.프로펠러 영역 : 합성속도에 의해 후진력 발생
3.4.4.평형 : 전진력과 후진력이 같은지점에서 일정rpm유지
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