FLYERS

STALL STRIP

• STALL STRIP은 항공기 wing root쪽에 설치하여 항공기 실속이 wing root 부터 발생하게 만든다.
• 실속이 wing root 부터 발생함으로써 aileron에 실속이 영향을 끼치지 않게끔 한다.
• stall strip이 실속을 먼저 발생시키는 기전은 다음과 같다.

1. airflow는 항공기 leading edge에서 아래쪽과 위쪽으로 나뉘어 흐른다. airflow가 분리되는 지점은 stagnant point라고 한다.

2. 받음각이 높아짐에 따라 stagnant point는 lower wing 쪽으로 바뀌게 된다.

3. 받음각이 높을 떄 stall strip이 upper wing 쪽으로 흐르는 공기를 interference하여 , critical AOA 이전에 실속이 발생하도록 만든다. 위 그림과 같이 critical AOA 이전에 실속이 발생하도록 하는 것이다.

* wing washout 또한 wing root가 먼저 실속에 빠지게 하는 역할을 한다.

* 실속에 빠지기 전 airflow separation으로 인한 조종간에 buffet 현상을 부여해 stall 안정성에도 기여한다.

• stall strip 아래에 stall warning horn을 설치해 실속에 빠지기 전 warning을 제공한다.
• stall warning device는 relative wind를 감지한다. 받음각을 감지하지 않는다.

DORSAL FIN

• dorsal fin은 수직안정판에 부착된 형태로 존재한다.
• dorsal fin은 directional stability를 좋게한다. 
• dorsal fin은 vertical stabilizer의 stall을 방지한다.
• dorsal fin은 rudder lock & rudder reversal 을 예방한다.
• rudder lock 이란 rudder가 full deflection 되었을 때 , vertical stabilizer에 스톨이 발생하면,  rudder가 full deflection 상태에 고정된 현상을 이야기 한다.
• dorsal fin은 sideslip의 최대 각도를 증대시켜 , 조종성과 안정성에 기여한다.
• dorsal fin은 vertical stabilizer에 부착되어 유선형이 되므로 , 항력을 감소시키고 , vertical stabilizer의 구조적 강도를 좋게 한다.

ELEVON

델타윙 항공기에 장착되는 ELEVON

• 엘러본이란 엘레베이터와 에일러론이 결합된 형태로 , 델타윙 항공기 전투기에 많이 사용되어진다.
• 1. 엘레베이터와 에일러론이 같은 방향으로 움직일 때 ,  엘레베이터와 같은 역할을 한다.
• 2. 엘러본이 각자 다른 방향으로 움직일 때 , 에일러론과 같은 역할을 한다. 올라가는 엘러본 쪽으로 rolling 하게된다.
• 3. 델타윙 항공기에 엘레베이터와 에일러론의 기능을 동시에 제공함으로써 구조적 이점이 있다.

RUDDERVATOR

 V-tail 항공기의 ruddervator

• 1. 러더베이터는 러더와 엘레베이터가 결합된 형태로 , V-tail 항공기에 사용되어지는 것으로 , 같은방향으로 움직일 때 엘레베이터와 같은 역할을 한다.
• 2. 러더베이터가 각자 다른 방향으로 움직일 때 , 내려간쪽 방향으로 rolling을 한다.
• 3. dutch roll에 취약하다.
• 4. 엔진 후류의 영향을 덜 받게된다.
• 5. 유도항력의 감소 및 무게가 가벼워 진다.
• 6. 스텔스기능이 강화된다.

FLAPERON

B-787의 flaperon

• 1. 플래퍼론이란 에일러론과 플랩이 결합된 형태로 , 양쪽 플래퍼론이 같은 방향일 때 플랩과 같은 역할을 한다.
• 2. 양쪽 플래퍼론이 서로 다른 방향으로 움직일 때 , 에일러론과 같은 역할을 한다.
• 3. adverse yaw를 방지한다. 

CANARD

카나드 윙

• 카나드 윙은 horizontal stabilizer가 없는 항공기에 수평안정판과 같은 기능을 제공한다.
• 이것은 항공기 날개와 마찬가지로 양력을 만들어 낸다.
• 추가적인 양력을 만들어 실속을 방지한다. 
• longitudinal stability를 좋게 한다.
• 카나드 윙이 먼저 STALL에 진입함으로써 NOSE DOWN을 통해 스톨에 안정성을 부여한다.
• 카나드 윙을 장착한 항공기는 주익을 크게 만들어야 한다. 만약 주익이 먼저 스톨에 걸려 실속하게 되면 recover는 불가능하다.
• 크게 만든 주익은 무게와 항력이 추가된다.
• 돌풍이 불때 , 컨벤셔널 항공기는 순간적으로 nose up이 되어도 , horizontal stabilizer의 tail down force가 감소하여 원래의 수평상태로 돌아오려는 경향성을 가진다.
• 돌풍이 불때 , 카나드 항공기는 순간적으로 nose up이 되면 , 계속해서 nose up을 가속시키려고 한다. 이러한 문제를 해결하기 위해 주익보다 단위면적당 양력을 더 많이 만들어내게 만든다. 이것은 받음각에 증가에 따른 양력의 증가를 주익보다 적게 한다. high aspect ratio를 채택하여 카나드에 적용하기도 한다.
• 그리하여 구조적으로 제작이 어렵다.

MULTI ENGINE OPERATION

• 쌍발 항공기는 단발항공기와 는 다른 비행 특성을 가지고 있다.
• STALL MANEUVER는 OEI 상황에서 금지이다.
• 멀티엔진 속도계 BLUE LINE 은 OEI BEST RATE OF CLIME ( Vyse )속도를 표시한다.
• 멀티엔진 속도계 RED LINE 은 Vmc 속도를 표시한다.
• Vmc 속도란 다음과 같다.

1. 항공기 heading을 유지하여 disired couse로의 비행이 가능하여야 하며 , bank 는 5도 이내에서 heading 유지가 가능하여야 한다.
2.Vmc 속도는 고도가 상승함에 따라 Vmc 속도는 감소한다. 공기의 밀도가 적기 때문에 저항이 적어 더 낮은 속도에서도 heading 유지가 가능하다.
3.Vmc 속도는 reaward CG일수록 Vmc 속도는 높아진다. CG가 후방으로 이동 할수록 ARM이 짧아져 moment가 작아진다.

• OEI 상황에서 CLIMB PERFORMANCE는 80-90% 이상 감소한다. 예를 들어 Vy 가 1000fpm 이라면 , OEI best rate of clime 은 150fpm이다.
• Critical engine 이란 center of thrust 가 fuselage에 더 가까운 쪽의 엔진이다. critical engine이란 항공기 1 eng fail 시 , 퍼포먼스에 더 안좋은 영향을 주는 엔진을 말한다.
• slush on the runway 에서는 V1속도가 감소한다.
• 가장 안전하고 효과적인 takeoff & initial climb procedure 는 take off roll 중 slightly above Vmc 속도( 5 kt above Vmc ) 에서 lift off 하여 best rate of climb speed( Vy )로 상승하는 것이다.
• single engine absolute ceiling 이상의 고도에서 OEI 발생시 Vyse 속도를 사용하여 하강률을 최소한으로 만들어야 한다.
• OEI 상황에서 approach & landing은 normal condition과 다르지 않다.

ZERO SIDE SLIP

• zero side slip 이란 항공기의 side slip을 0 으로 만들어 항공기의 drag를 최소화 하는 것이다.
• side slip이란 항공기의 longitudinal axis가 flight path와 평행하지 않는 상태를 말한다.
• 정상상황에서 1. wing level 2. ball center 를 하면 zero side slip 상태이다.
• 쌍발엔진 항공기가 OEI 상황이 되면 비행 특성이 달라지게 되며 다음과 같다.

1. OEI 상황에서 항공기의 좌 우 출력은 asymmetrical condition 이 된다 ( 비대칭 )
2. operating eng의 방향으로 yawing & rolling moment가 작용하게 된다. ( 비대칭 힘의 작용 )
3. 이러한 상황에서 항공기 진행방향을 유지하기위한 최소 속도인 Vmc가 있다.
4. Vmc는 항공기 directional control이 가능한 최소 속도이다.
5. Vmc 속도를 수립할 때 directional control이란 , 항공기 bank 5도 이내에서 , desired HDG 20도 이내의 조작이 가능한것을 말한다.

6. OEI 상황에서 wing level , ball center 는 zero side slip 조건이 아니다. 추력의 비대칭과 러더의 양력수평성분이 side slip을 야기한다.

7. zero side slip을 위해서는 alive eng 쪽으로 2- 3 도의 뱅크를 , alive eng 쪽으로 half ball center를 만들어야 한다.

* DEAD FOOT DEAD ENGINE 는 INOP ENG을 판단하는 쉬운 방법으로 , DEAD FOOT IS DEAD ENGINE이다 .
* OEI 상황에서 YAWING & ROLLING MOMENT는 DEAD ENG의 방향으로 작용한다.

FEATHERING & WINDMILLING

• OEI CONDITION에서의 inoperative engine의 feathering 은 중요한 요소이다.
• windmilling 하는 프로펠러는 더 많은 parasite drag를 생성하여 , 더 많은 adverse yaawing moment를 만들어 낸다.
• 그로인해 Vmc가 증가한다.
• 즉, windmilling 시 Vmc가 증가되며 , feathering 시 Vmc는 감소된다. 이유는 inop eng의 drag감소에 있다.

FLAPS DOWN

• OEI 상황에서의 FLAPS DOWN은 Vmc의 감소를 가져온다. 즉 , directional control이 더 용이해진다.
• FLAP은 고양력장치로써 , 양력을 증가시키고 , 또한 양력의 증가에 따른 항력도 증가가 된다.
• 증가된 operating eng의 항력이 Vmc를 낮춘다.

WEIGHT

• WEIGHT가 무거워 질수록 Vmc 속도는 감소한다.
• 이유는 항공기가 roll 할때 양력은 수평성분과 수직성분으로 나뉘게 된다.
• 이때 무거운 항공기의 양력 수평성분이 더 크기 때문에 OEI에서 발생한 inop엔진 쪽으로의 yawing moment를 더 줄일 수 있다. 간단하게 zeroside slip 시 bank 2~3도의 양력 수평성분은 항공기 무게가 커질수록 크게 작용한다.
• 항공기 무게가 가벼울 수록 Vmc는 증가한다.

GROUND EFFECT

• OEI CONDITION에서 ground effect를 받는 높이에서는 Vmc가 증가한다.
• GROUND EFFECT의 구역에 들어가게 되면 , 항력이 줄어 , 잉여양력이 만들어지게되어 항공기 퍼포먼스가 증가한다.
• 증가된 퍼포먼스 때문에 inop eng 쪽으로 더 많은 yawing moment가 발생하여 , 더 많은 rudder가 요구된다.
• 위와 같은 이유로 ground effect 에서 Vmc는 증가한다.

Vmc 종합

• 위의 표에서 Vmc 속도와 관련된 종합적인 요소들을 알아본다.

TURBINE ENGINE OPERATION

• 터빈엔진의 가장 높은 온도는 TIT이다. turbine inlet temperature가 가장 높은 온도이다.
• 높은 온도는 추력을 감소 시킨다. 공기의 밀도는 온도가 높을수록 밀도는 낮아지기 때문이다.
• 대기압이 낮아져도 추력이 감소한다. 대기압이 낮아지면 density altitude가 높아지기 때문이다.
• 왕복엔진보다 가스터빈엔진 항공기가 density altitude에 더욱 취약하다. 이러한 특성을 숙지하여 pressure altitude와 temperature를 통해 TOD를 계산하여야 하며 , 왕복엔진에 비해 TOD의 편차가 크다는 것을 알아야한다.
• takeoff performance의 가장 취약한 상태는 1. high gross weight 2. high altitude 3. high temperature 4. unfavored wind 인 상태이다.
• 가스터빈엔진의 운용제한에 가장 큰 영향을 미치는 것은 EGT이다. EGT로 인해 운용제한이 많이 생긴다.
• 터보프롭 항공기의 최소 단위연료소모량은 ABOVE FL 250에서 나타난다.
• CRUISE CONTROL 중 CLIMB CRUISE가 가장 효과적이다.

MACH SPEED FLIGHT

• 아래의 cp , cl , cg를 잘 숙지하도록 한다.

1. AC ( aerodynamic center )
공력중심 항공기 받음각에 따라 변하지않는 중심. 항공기 양력의 작용점. 항공기 CG에 대한 힘과 모먼트를 계산하기위해 수립
2. CP ( center of pressure )
압력중심 항공기 날개에어포일 에서의 받음각에 따라 이동하는 중심. 항공기 날개 에어포일에서의 양력중심
3. CL ( center of lift )
양력중심 항공기의 양력이 작용하는 지점
4. CG ( center of gravity )
무게중심 항공기의 중력이 작용하는 지점.

• 후퇴익 항공기는 wingtip이 스톨에 먼저 걸린다.
• 후퇴익 항공기의 wingtip이 shock stall에 걸리게 되면 항공기 center of pressure는 inward & forward 로 이동한다.

• WAVE DRAG

WAVE DRAG란 SHOCK WAVE가 발생함에 따라 airflow seperation을 악화시켜 양력을 크게 줄이는 항력이다. 이 항력은 수직으로 발생한다. 임계마하수를 넘어서는 시점부터 shock wave 와 wave drag는 생성되고 점진적으로 커지며 , 임계 마하수의 110% 속도에서 항력이 급격히 증가한다. 이것을 drag divergence 라고 한다.

• MACH TUCK ( TUCK UNDER )

MACH TUCK은 천음속 영역( transonic flight )에서 발생한다. 마하 0.75- 마하 1.2 사이의 영역을 천음속 영역이라고 한다.
발생기전은 다음과 같다.
1. 항공기가 임계마하수에 도달
2. 자유공기의 흐름이 임계마하수에 도달하면 shock wave 와 wave drag가 발생하고 , 항공기 center of pressure ( 압력중심 )은 날개 뒤쪽으로 이동
3. 항공기 속도가 계속 빨라진다면 , 임계마하수의 110% 속도에서 drag divergence로 인해 buffet 현상 , control effectiveness의 감소현상이 나타난다.
4. 항공기 속도가 더 빨라져 , horizontal stability에 airflow separation 이 일어나면 elevator의 조종성 감소( drag의 급격한 증가로 인한 양력의 손실에 따른 tail down force 의 감소 )
5. 항공기 center of pressure ( 압력중심 ) 은 항공기 속도가 빨라짐에 따라 계속해서 후방으로 이동하고 , elevator가 airflow separation 으로 인해 dead air 구간에 들어가게 되어 , 항공기 기수가 내려가는 현상 발생 . 이것이 MACH TUCK
6. MACH TUCK 현상이 발생하여 항공기가 하강하게 되면 , 항공기 속도는 더욱 빨라짐에 따라 이러한 MACH TUCK 현상이 더욱 가속화 된다.

• DRAG DIVERGENCE ( DRAG RISE ) ( force divergence )

DRAG DIVERGENCE( DRAG RISE )란 임계 마하수 속도의 5-10% 높은 속도에서 항력이 급격하게 증가하여 , BUFFET , TRIM ,STABILITY의 변화를 가져와 조종성에 감소가 일어나는 지점을 DRAG DIVERGENCE라고 한다.

• COFFIN CORNER

• coffin corner는 쉽게 말해서 STALL SPEED 와 MMO의 속도가 가까워져 운항 가능한 속도의 범위가 좁아지는 현상을 나타내는 현상이다.
• MMO 란 maximum operating speed mach number의 약자로써 , VMO는 노트로 표시 , MMO는 마크넘버로 표시한 최대속도이다.
• coffin corner는 다음과 같은 이유에서 나타난다.

1.고도가 증가함에 따라 TAS는 증가한다. 이유는 공기의 밀도가 적어 지기 때문에 같은 IAS 속도를 만들어내기위해 더 높은 TAS가 필요한 것. 즉 고도에 따라 TAS가 올라가면서 실속속도도 같이 높아진다.

2. 고도가 증가함에 따라 음속은 낮아진다 ( 음속은 온도에 비례한다 ). 즉 , 고도가 상승하면서 더 낮은 속도에서 음속을 돌파하게 되는 것.
즉 음속속도는 내려간다.

위의 2가지의 이유 때문에 고도가 상승할수록 항공기가 운항 가능한 속도의 범위가 줄어들어 사진에서와 같이 barber pole으로 스톨스피드와 MMO 사이의 갭이 줄어드는 것이다.

• CROSSOVER ALTITUDE
  
  

crossover altitude 란 항공기 속도계를 IAS 에서 MACH NUMBER로 바꾸는 고도이다.
이 crossover altitude는 CAS 와 mach value 가 같은 TAS를 지시하는 고도이다. 이 고도에서 속도계를 IAS에서 MACH NUMBER를 reference speed로 한다.
CROSSOVER ALTITUDE = CAS 와 MACH NUMBER 가 SAME TAS를 지시하는 속도이다. 이 속도에서 항공기 속도를 MACH NUMBER 로 바꾸어 운항한다


* 터보젯항공기는 왕복엔진 항공기보다 밀도고도에 영향을 많이 받는다.
* 터보젯 항공기는 왕복엔진 항공기보다 습도에 영향을 덜 받는다.

TURBINE ENGINE

• 가스터빈엔진은 압축공기를 연소실에서 연소시켜 발생된 고온 고압의 공기를 이용하여 터빈을 작동시켜 압축기를 작동시키고 배기가스의 추진력을 이용하여 그 반작용으로 추력을 발생 시키는 시스템의 엔진이다.
• 가스터빈엔진의 작동 기전은 다음과 같다.

1. 공기가 compressor 에서 압축된다.

2. combustion chamber에서 연소시킨다.

3. 연소시켜 발생된 고온 고압의 공기가 turbine을 회전시킨다.

4. turbine 은 compressor 와 shaft로 연결되어 turbine이 회전하면서 compressor도 회전시킨다.

5. 배기가스의 추력에 대한 반작용으로 항공기가 전진한다.

• 가스터빈엔진의 장점은 다음과 같다.

1. 큰출력

2. 왕복엔진에 비해 진동이 적다.

3. 연료비용이 상대적으로 저렴하고 엔진오일의 소모가 적다.

4. 초음속비행이 가능하다.

5. 습도에 영향이 거의 없다

• 가스터빈엔진의 단점은 다음과 같다

1. 연료소모량이 크다

2. 소음이 심하다

3. density altitude 에 왕복엔진보다 민감하다 .

• 가스터빈엔진의 종류는 다음과 같다.

1. 터보젯 ( turbo jet )

터보젯엔진은 가장 먼저 개발된 가스터빈 엔진이다. 터보젯 엔진은 공기를 압축시킬 수록 연료효율이 좋기 때문에 고속에서의 연료효율이 좋으며 , 저속에서는 연료를 많이 소모한다. 소음이 크게 발생한다.

2. 터보팬( turbo fan )

터보팬엔진은 대량의 공기를 낮은속도로 분출하여 저속에서의 터보젯엔진의 단점을 보완한 형태이다.

그림에서와 같이 터보팬 엔진은 2개의 spool을 사용한 2축엔진이다. spool은 compressor , shaft , turbine 으로 구성되어 있있다. 즉 터보팬 엔진은 2개의 compressure , 2개의 shaft , 2개의 turbine이 있고 , 1개의 spool은 LOW PRESSURE , 나머지 하나는 HIGH PRESSURE spool 이다 .

* BPR( bypass ratio ) 은 터보팬 엔진에서 combustion chamber를 통과하지 않는 공기의 비율을 말한다. 압축기로 들어온 외부공기는 일부 combustion chamber로 가서 연소되고 , 나머지 공기는 터빈을 거치지 않고 그대로 노즐로 배출된다.

이 BPR의 장점은 효율이다. 즉 , cumbustion chamber를 통과해 노즐로 배출되는 공기와 , chamber를 통과 하지 않은 공기가 노즐에서 합쳐지면서 엔진이 배출하는 공기 유량을 크게 증가시켜 추력이 크게 증가된다. 현대에 와서는 이 BPR이 10:1 까지 늘어났다. 10:1 BPR은 chamber를 지나는 공기의 양에 비해 bypass하는 공기가 10배라는 말이다. 

BPR이 클수록 연료 효율이 좋지만 , 엔진의 면적이 커지기 때문에 항력이 늘어난다. 이러한 이유 때문에 전투기는 낮은 BPR의 엔진을 채택하고 , 민간항공기는 높은 BPR의 엔진을 채택하여 효율을 높인다.

터보팬엔진의 각 구성품의 역할은 다음과 같다.

1. air inlet

공기흡입구는 compressor에 들어가는 공기에 난류가 없도록 설계한다. 또한 터보팬엔진의 air inlet의 첫 시작은 큰 fan에는 de-icing 장치가 있어야한다. 이 de-icing은 compressor bleed air를 사용한다.

2. compressor

압축기는 공기의 압력을 증가시키고 , bleed air를 공급한다. compressor bleed air 라고 한다. compressor bleed air의 사용목적은 다음과 같다.

객실 여압 , 냉난방 , 제빙 & 방빙 , 엔진의 시동 

압축기는 2종류가 있다. 

centrifugal compressor ( 원심압축기 )

원심압축기는 임펠러( impeller )의 중심으로 공기를 흡입하여 터빈에 의해 임펠러가 공기를 가속시키고 , 가속된 공기가 diffuser에서 압축되어 연소실로 공급한다.

FOD에 강하고 , 공기 유입량이 적어도 안정적이다.

axial flow compressor ( 축류압축기 )

축류압축기는 rotor 와 stator로 구성되어 있다. 로터 1행과 스테이터 1행이 1개의 STAGE라고 한다. 위의 사진은 4 STAGE이다 . 프로펠러와 같은 방식으로 rotor가 공기를 밀어보내면서 공기가 압축되는 방식. 

원심압축기에 비해 효율은 좋지만 FOD에 취약하다.

* compressor stall 압축기 실속 또한 rotor blade가 임계받음각을 초과하여 발생하는 실속이다 . compressor stall은 압축기 rotor 일부분에서 일어나는 것이지만 빠르게 recover 되지 못하면 compressor surge로 전이되어 엔진에 큰 손상을 가져온다.

3. diffuser

압축기와 연소실 사이에 디퓨저가 있다. 이 디퓨저는 압축공기의 속도를 감속시키고 압력을 증가시킨다. 디퓨저의 목적은 combustion chamber에서 연소화염이 지속적으로 유지되도록 한다.

4. cumbustion chamber 

연소실은  압축기에서 압축된 고압의 공기를 연소시켜 터빈을 구동시키고 추력을 만든다. 

5. turbine

터빈은 compressor를 구동시키거나 터보프롭 터보샤프트의 축을 회전시킨다. 큰 항공기는 axial flow turbine 을 장착한다. 민간항공기는 axial flow compressor - axial flow turbine이 장착된다 . axial flow turbine도 axial flow compressor와 마찬가지로 rotor 와 stator 로 구성되어 있다.

6. exhaust duct

배기덕트는 배기가스가 소용돌이치게 하지 않고 빠르게 방출시키는 장치이다.

exhaust cone ( 배기콘 ) , exhaust nozzle ( 배기노즐 ) 로 구성되어 있다.

배기콘은 터빈으로부터 방출되는 배기가스를 모으로 난류를 층류로 변환시킨다. 배기노즐은 추력을 발생시키며 , 민간항공기는 고정형, 전투기는 가변형이다.

3. 터보 프롭( turbo prop )

터보 프롭엔진은 터보젯엔진 앞에 프로펠러가 장착된 형태이다. 터보팬 엔진의 추력은  70%가 by pass air , 30%가 배기가스에서 생성되고 , 터보프롭은 85%가 프로펠러 , 15%가 배기가스에서 추력이 발생한다.

프로펠러의 지름이 클 경우 프로펠러 끝은 음속을 넘어 항력이 크게 증가해 효율이 떨어진다. 이러한 이유로 감속기어( reduction gear ) 를 장착한다. 

터보프롭의 장점은 다음과 같다.

* 왕복엔진에 비해 , 무게가 가볍다 . 출력이 좋다 . 진동이 적다 . 

* 터보팬 엔진에 비해 , 저속에서 효율이 더 좋다 . 연료가 적게 들어 경제적이다 .

* takeoff performance가 터보젯 엔진보다 좋다.

* desity altitude의 증가에 터보젯 엔진보다 둔감하게 반응한다.

터보프롭의 단점은 다음과 같다.

* 왕복엔진에 비해 , 가격이 비싸다 . 연료비가 왕복엔진에 비해 많이 든다.

4. 터보샤프트

터보샤프트 엔진은 터보프롭과 구조가 유사하나 , 헬리콥터에 사용된다. shaft를 통해 동력을 헬기 프로펠러에 전달한다.

GAS TURBINE ENGINE INSTRUMENT

• 가스터빈엔진의 계기는 다음과 같다.

1. EPR

EPR은 engine pressure ratio의 약자로 , 엔진의 압력비를 나타내는 계기이다. turbine discharge pressure 를 compressor inlet pressure로 나눈 값이다. 즉 , 터빈 출구의 압력 / 엔진 인렛의 압력 의 비율을 나타낸다. 비율이 높을수록 출력이 강한것이다. 

* TAKE OFF 시 EPR은 1. pressure altitude 2. temperature 3. aircondition on -off 의 조건에 따라 달라진다.

* TAKE OFF시 EPR 제한은 1. temperature limit 2 . pressure limit 에 따라 달라진다.

2. N1 , N2

N1, N2 는 compressor의 회전 속도를 % 로 표현한 것이다 . N1은 low pressure  , N2는 high pressure 이다. 터보팬 엔진의 2개의 스풀중 1개는 LP , 1개는 HP 인것을 참고한다. 설계된 최대 회전속도와 현재 회전속도의 비를 %로 나타낸다.

3. TORQUE METER

torque meter는 터보프롭 엔진에서 볼수 있는 계기로 ,  프로펠러를 구동시키는 축의 동력을 % , psi 등으로 표시하는 계기이다. E-120는 %로 표시된다.

4. EGT

EGT는 exhaust gas temperature의 약자로 , 배기가스의 온도를 나타낸다. turbine rotor 혹은 배기부분의 과열을 방지하기 위해 EGT를 나타낸다.

터빈엔진 온도의 종류는 다음과 같다

1. TIT

TIT는 turbine inlet temperature의 약자로, 터빈 입구 온도를 나타낸다. 보통 combustion chamber에서 나온 고온의 가스가 바로 만나는 TIT의 온도가 가장 높다 .

2. TOT

TOT는 turbine oulet temperature의 약자로 , 터빈 출구 온도를 나타낸다.

3. ITT

ITT는 interstage turbine temperature의 약자로 , 터빈 중간부분의 온도를 나타낸다. 

4. TGT

TGT는 turbine gas temperature의 약자로 , 터빈 가스 온도를 나타낸다. 

TURBINE ENGINE HOT START & HUNG START

• HUNG START는 다음과 같다.

hung start는 스타터의 동력이 부족하거나 , 연료가 제대로 공급되지 못해 발생한다. 이때의 증상은 RPM이 증가하지 않는 현상이 발생하며 RPM이 증가하지 않는다고 하여 , 쓰로틀을 더 개방시켜 연료를 더 공급하게 되면 온도가 급격하게 증가해 HOT START가 될수 있다.

• HOT START는 다음과 같다.

충분한 공기가 공급되지 못하거나 , 연료장치의 결함 , 조종사의 실수로 쓰로틀을 너무 많이 개방하였을 때 HOT START가 나타나며 , 이 때 한계온도를 초과 할 수 있다. 터빈에 심각한 열 손상을 가지고 올수 있기 때문에 시동시 EGT를 유심히 본다 . 

STALL

• STALL이란 항공기가 CRITICAL AOA를 넘을 때 항상 발생한다.
• STALL 상황에서는 양력이 줄어들어 항공기가 지속적으로 수평비행을 유지하지 못한다.
• STALL이 발생하면 airflow separation 때문에 양력이 감소되어 항공기가 실속에 빠지는 것.
• STALL은 STALL SPEED에서 일어나는 것이 아니다. CRITICAL AOA 을 넘을 때 일어난다.
• STALL SPEED란 항공기가 수평비행을 하기위한 CRITICAL AOA 받음각 이전의 최소 속도이다. 즉, STALL SPEED는 조건에 따라 달라지고 , 조건에 따라 임계받음각에 도달하게 되는 속도인 것이다.
• STALL 에서의 프롭엔진과 터빈엔진은 차이가 있다. 차이는 다음과 같다.

1. 프롭엔진은 상당한 lift를 발생시킬 수 있다. high power setting을 통해 프로펠러 후류( dynamic pressure )로 인한 공기의 가속이 lift 를 제공한다.
2.터빈엔진은 power setting에 상관이 없다. 프롭엔진은 프롭이 기체 앞에 달려있어 후류가 날개 airfoil로 흐르지만 , 터빈엔진은 엔진이 날개 아래에 달려있어 영향을 끼치지 못한다. thrust와 power의 개념차이에 유의하자.
3. stall strip을 날개에 장착함으로써 stall이 wing root에서부터 wing tip으로 발생하게 만든다.

• STALL 의 종류는 다음과 같다.

1. POWER ON STALL은 take off 상황에서 나타나는 실속 상황이다.
2. POWER OFF STALL은 approach 상황에서 나타나는 실속 상황이다.
3. CROSS CONTROL STALL은 base to final leg 에서 overshooting 하면서 나타나는 실속 상황이다. overshooting 상황에서는 skidding으로 인한 stall이 발생할 수 있다. skidding 상황에서의 stall은 더욱 위험하다 ( blanket effect 때문 )
4. ACELLERATED STALL은 선회중 깊은 bank angle에서 고도를 유지하려다 나타나는 실속 상황이다.
5. ELEVATOR TRIM STALL은 elevator trim이 pitch up 되어 있는 상황에 power를 넣으면서 나타날 수 있는 실속 상황이다.
6. SECONDORY STALL은 stall recovery가 제대로 이루어지지 않아 일어나는 2차 실속이다. Agressive한 회복조작으로 발생하는 스톨
7. DEEP STALL - t-tail항공기에서 발생 박리된 공기흐름이 T-tail에 작용하여 dead air에 들어가 elevator rudder가 충분한 공력을 형성하지 못함

• STALL이 발생할 떄 warning는 다음과 같다.

1. buffet
2. wing rocking
3. nose drop
4. warning signal of AOA senser ( 설치시 )

• STALL RECOVERY는 다음과 같다.

1.break AOA
2. full power
3. increase airspeed

• 실속은 항상 ONLY CRITICAL AOA 받음각을 넘을 때 발생한다.
• 실속 속도 ( indicated STALL SPEED )에 영향을 주는 요소는 다음과 같다.

1. load factor
2. weight
3. power
4. aircraft configuration
5. cg
6. bank

* AOA 과 air density는 실속속도 에 영향을 주지 않는다. 실속 속도와 실속은 다른 개념임을 유의하자.

• 실속을 예방하는 방법은 다음과 같다.

1. wing twist -  wing twist는  날개뿌리의 받음각보다 날개 끝의 받음각을 작게하여 날개 뿌리가 먼저 실속에 빠지도록 고안한것이다. full stall을 예방한다.

2. slot - slot은 날개 아랫면의 high pressure air flow를 날개 윗면에 공급하여 airflow seperation을 지연시킨다.

3. voltex generator - voltex를 의도적으로 생성하여 boundary layer에 에너지를 공급하므로써 airflow seperation을 지연시킨다.

4. stall fence - wing fence라고도 하며 후퇴각이 큰 항공기에 설치되는 것으로 날개 윗면에 fence를 장착하여 전체날개가 한번에 full stall이 일어나는 걸 예방한다. 후퇴익에서는 spanwise airflow가 날개뿌리부터 시작하여 날개끝으로 흐르는데, spanwise airflow를 wing fence가 막아 aileron이 위치한 wingtip쪽의 airflow를 보호해준다. 후퇴익에서 spanwise airflow가 발생하는 이유는 leading edge의 받음각이 공기흐름을 날개 끝쪽으로 밀어내면서 발생된다.
즉, spanwise airflow를 방지하여 , 공기가 더 상대풍과 평행하게 흐르도록 한다.
* spanwise airflow는 후퇴익에서 나타나는 특성이며 , 점진적으로 커진다.
spanwise flow는 날개를 지나는 공기가 흐르는 시간을 길게 한다. 이 흐름은 wingtip 쪽으로 흐르므로 wingtip에서 스톨이 먼저 발생하게 되는것.

5. BLC - boundary layer control device를 이용하여 airflow seperation을 지연시킨다.

6. compressor bleed air - boundary layer에 에너지를 주입하므로써 공기분리를 지연시킨다.

TURBINE STALL

• 터빈엔진의 compressor blade에 부분적으로 실속이 발생하는 것으로 compressor stall 이라고도 한다.
• compressor에서 공기를 안쪽으로 보내지 못할 때도 발생한다.
• 터빈엔진의 compressor 또한 airfoil의 형태이다.
• compressor surge는 compressor blade가 모두 실속에 빠진 현상이다.
• compressor stall ( turbine stall )의 원인은 다음과 같다.

1. 흡입속도가 낮을 때 - compressor로 들어오는 공기의 흡입속도가 적을수록 compressor blade의 받음각은 커지게 된다. 받음각이 커지면서 압축비는 증가하지만 일정 받음각 이상 증가되면 compressor stall이 발생한다.
2. 연료량이 너무 많을 때 - combustion chamber의 압력이 너무 높아 반대방향으로 공기가 흘러 실속이 발생한다.
3. 입축기 입구의 공기 온도가 높거나 , 와류현상이 있을 때 ( 다른항공기의 gas 나 다른항공기의 wake turbulence ) - compressor blade의 받음각이 커져 실속이 발생한다.
4. FOD( foreign object damage )
5. 고고도에서 저속으로 높은 받음각일 때
6. compressor blade의 AOA ( 받음각 ) 가 커질 때

• compressor stall의 증상은 다음과 같다.

1. back fire
2. bang sound
3. strong vibration
4. loud roar

• compressor stall recover는 다음과 같다.

1. EPR을 줄인다.
2. throttle을 줄인다.
3. 받음각을 줄인다
4. airspeed 를 증가시킨다

• compressor stall 예방은 다음과 같다.

1. compressor bleed valve를 통해 예방한다. compressor bleed valve는 engine RPM의 갑작스러운 변화가 없도록, distress가 없도록 RPM을 조절한다.
2. compressor bleed valve 가 유량을 급격하게 변화되지 못하도록 방지하여 compressor stall을 방지한다 .
3. 1. 저속 회전 2. 갑작스러운 RPM 변화 시 압축된 bleed air를 공급하여 1. stall 방지 역류방지 ( 유량 증가 ) 2. RPM 조절

SPIN

• SPIN이란 autorotation이라고도 하며 , vertical axis 축으로 회전하며 실속상태이기 때문에 추락하게 된다.
• Cg를 중심으로 회전하며 고도를 상실하는 스톨형태
• SPIN이 일어나는 기전은 다음과 같다.

1. STALL 발생
2. 부적절한 조작이나 항공기 비대칭 특성 ( 내려가는 prop blade가 더 많은 양력을 생산 ) 으로 인해 rolling이 발생
3. rolling 과 yawing이 같은 방향으로 발생
4. cockscrew path를 따라 spin 발생

• SPIN은 BASE TO FINAL 시 OVERSHOOTING 할때 SKIDDING TURN에 많이 발생하므로 주의를 요한다. BLanket effect 때문
• SPIN RECOVERY는 PARE 로써 다음과 같다.

P power idle
A aileron neutral
R rudder full opposite
E elevator full forward

PROPELLER

• 항공기의 프로펠러는 에어포일의 한 종류이다. 즉 날개와 같다. 
• 항공기 프로펠러 또한 양력을 만들어 내며 , 만들어 내는 원리도 항공기 날개와 같다.
• 프로펠러는 추력을 발생시켜 항공기를 전진하게 만든다. 추력은 프로펠러에서 공기를 뒤로 밀어내는 반작용으로 항공기를 앞으로 밀어내는 힘이다.
• 조종사 시점 기준 프로펠러의 앞면 쪽이 저압 , 프로펠러 뒷면 쪽이 고압지역이다. 이 압력차이로 인해 항공기를 전진방향으로 진행시킨다.

• 프로펠러의 구조와 용어는 다음과 같다. 위 그림을 참고한다.

1. blade angle은 프로펠러의 회전면 ( plane of rotation ) 과 프로펠러의 chord line이 이루는 각을 이야기한다.

2. pitch angle은 프로펠러의 회전면 ( plane of rotation ) 과 프로펠러의 회전 속도와 전진속도의 합력 ( vector )이 이루는 각을 이야기한다.

3. propeller angle of attack은 프로펠러의 chordline 과 relative wind가 이루는 각을 이야기한다.

4. propeller relative wind는 프로펠러의 회전속도와 항공기 전진속도의 합력( vector )이 이루는 선 이다 . propeller의 relative wind는 프로펠러의 회전속도( RPM )가 빨라지면 후방으로 이동 즉 받음각이 커지고 , 항공기 전진속도가 빨라지면 전방으로 이동 즉 받음각이 작아진다. 즉 다시 말해 , 프로펠러 chord line 에서 멀어지고 ( RPM 증가시 ) , 프로펠러 chordline 에 가까워 진다( 항공기 전진속도 증가시 ). relative wind가 chordline에서 멀어지면 받음각 증가, 가까워지면 받음각 감소이다 .

5. blade face란 조종석에서 보는 프로펠러의 평평한 면 , blade back이란 항공기 전방에서 보는 프로펠러의 볼록한면  blade face는 날개의 low surface와 같고 , blade back은 날개의 upper surface와 같다. 

• 프로펠러 슬립은 프로펠러 유효피치 와 기하학적 피치의 차이이다.
• propeller effective pitch 는 프로펠러가 한번 회전하여 실제 항공기가 이동한 거리. slip을 포함하여 줄어든 실제 이동거리
• propeller geometric pitch 프로펠러가 한번 회전하여 이론적으로 항공기가 전진한 거리
• slip은 상대풍과 blade angle의 차이 , 즉 프로펠러 받음각이다.

• 프로펠러의 속도는 프로펠러 허브로부터 멀어짐에 따라 빨라진다. 위 그림을 참고 한다. 
• 프로펠러의 속도가 빠르면 많은 공기를 밀어내어 큰 추진력을 얻을 수 있지만 , 위의 그림과 같이 프로펠러 끝으로 갈수록 속도가 빨라지기 때문에 프로펠러 끝이 음속에 도달해 큰 항력을 생성시킬수 있음을 유의해야 한다.
• 위의 이유로 propeller blade angle은 허브로부터 멀어질수록 작아진다. 이유는 blade angle을 같게 하면 blade의 끝에선 많은 양력이 생성되게 되고 큰 하중이 작용하여 blade가 손상되기 때문이다. 또한 프로펠러의 각 부분마다 동일한 양력을 생성시켜 프로펠러가 부담하는 하중이 일정하게 분포되어 구조적 강도를 유지하게 한다.

* 프로펠러는 1. 통과하는 공기의 양을 크게 2. 프로펠러 RPM은 적게 하는게 효율적이다. 즉 HIGH PITCH / LOW RPM 세팅일 때 효율이 좋다. 그 이유는 다음과 같다.

1) RPM이 높을수록 slip이 크고 , 엔진에서의 마찰력으로 인한 동력손실이 크다. 

* 자전거를 탄다고 상상했을 때 내리막길은 HIGH PITCH / LOW RPM , 오르막길은 LOW PITCH / HIGH RPM 로 다니는게 신체 부하가 적다는 것과 일맥상통한다. 

* propeller가 휘어져 있는 이유는 1. 프로펠러 구조적 강도를 좋게 하기 위해서 2. 프로펠러 실속 방지를 위해서 3. 선속의 차이로 상대풍의 각도가 달라져 이를 상쇄하여 동일한 AOA를 만들기 위하여 

프로펠러에 작용하는 힘

• 프로펠러의 작용하는 힘은 5가지 이며 다음과 같다.

1. centrifugal force( 원심력 )으로 프로펠러 허브로부터 바깥으로 블레이드를 잡아 뽑는 힘. 프로펠러에 작용하는 힘 중 가장 크다.

2. torque bending force 엔진이 프로펠러 샤프트를 통해 프로펠러를 회전시키므로 프로펠러는 회전하는 반대방향으로 휘어지려고 하는 힘이 생긴다.

3. thrust bending force 프로펠러의 양력으로 인해 항공기 전진 방향으로 프로펠러가 휘어지려고 하는 힘이다. 프로펠러 두께가 얇은 프로펠러 끝 쪽으 가장 크게 영향을 받는다 . centrifugal force가 thrust bending force를 억제한다. 즉, 반대되는 힘이다.

4. aerodynamic twisting force 프로펠러 blade angle을 크게 하려는 힘으로 center of pressure가 회전축의 바깥쪽에 있어 blade angle을 증가시키려는 moment이다. HIGH PITCH로 만드려는 힘

5. centrifugal twisting force  프로펠러 blade angle을 감소시키려는 힘이다. LOW PITCH로 만드려는 힘 

고정피치  propeller overspeed

• fixed pitch propeller 항공기는 강하시에 먼저 엔진 RPM을 줄인 후 하강하여야 한다. 그 이유는 다음과 같다.

항공기가 하강하게 되면 항공기 전진속도가 증가한다. 항공기 전진속도가 증가하면 프로펠러의 상대풍이 전방으로 이동하여 받음각이 작아진다 . 받음각이 작아지면 프로펠러의 부하가 줄어들어 엔진의 추력에 여유가 생겨 RPM을 증가시키기 때문에 RPM을 줄이고 하강을 시작하여야 한다.

엔진 출력 계기

• 엔진 출력을 나타내는 계기는 다음과 같다.

1. tachometer 는 fixed pitch prop 항공기에 사용된다. 프로펠러의 회전수 ( RPM )을 표시 한다. 엔진의 throttle에 의해 출력이 조절된다.

2. manifold pressure indicator는 constant pitch prop 항공기에 사용된다. throttle로 실린더에 들어가는 혼합가스의 압력을 조절하여 manifold pressure indicator에 나타내고 , prop lever를 이용하여 항공기 RPM을 조절하며 tachometer로 rpm을 나타낸다.

항공기 프로펠러의 종류

• fixed pitch prop

fixed pitch prop은 항공기의 순항속도에서 가장 효율적으로 작용할 수 있는 pitch를 적용하였다. 고정피치 프로펠러라고 한다.

• controllable pitch prop( 가변피치 프로펠러 )

controllable pitch prop은 이륙 , 상승 , 순항 , 하강 , 착륙 의 목적에 따라 프로펠러 blade angle을 변경 가능한 프로펠러이다. blade angle은 prop control lever를 통해 변경 가능하다. 종류는 다음과같다.

1. 2단 가변피치 프로펠러

과거에 사용되던 가변 피치 프로펠러로 low pitch , high pitch 2가지 blade angle 만을 선택할 수 있는 프로펠러이다.

low pitch는 이륙과 착륙에서 , high pitch는 순항에서 사용한다.

2. constant speed prop ( 정속 프로펠러 )

정속 프로펠러는 현대에 사용되어지는 프로펠러로 governor를 이용하여 항공기 속도와 엔진 출력에 상관없이 항상 같은 RPM을 유지한다. 

*  caburetor icing이 발생하면 fixed pitch prop은 rpm이 떨어진다. controllable pitch prop은 manifold pressure가 떨어진다.

이 정속프로펠러의 이해포인트는 다음과 같다.

정해진 추력을 생성하고 있는 엔진이 추가적으로 추력을 만들게 되는 상황이라고 생각해보자. 추가적인 추력 생성은 다음과 같이 생성된다.

throttle을 통해 파워를 증가하거나 & 하강할때 프로펠러의 부하가 줄어들거나 

이때 추가적으로 생성된 추력을 해소하기 위해 RPM 증가 혹은 PROPELLER PITCH를 크게 해 부하를 늘리는 방법이 있다. 정속 프로펠러는 RPM을 고정시키기위해 PROPELLER PITCH 를 변화 시키므로써 증가하는 추력 혹은 감소하는 추력에 대처한다 . 

CONSTANT PROP 의 구성품은 다음과 같다.

1.governor

거버너는 constant pitch prop의 핵심 시스템이다. 원심력( centrifugal force ) 를 이용하여 프로펠러 pitch를 조절해 RPM을 유지한다. RPM이 증가하려는 힘이 생기면 , 원심력이 증가하여 flyweight가 벌어져 엔진오일이 프로펠러에 들어와 프로펠러 pitch를 증가시키고 증가된 pitch로 인해 원심력이 다시 원래 rpm에 유지가 되면 fly weight가 닫혀 엔진오일이 들어오지 않게 되어 피치가 유지되는 시스템이다.

2. governor control lever

governor control lever는 케이블로 조종석의 propeller control lever와 연결되어 있다. control lever를 조절할 때 governor의 작동은 다음과 같이 이루어 진다.

3. threaded shaft

threaded shaft는 볼트와 같은 방식으로 작동한다 시계방향이 잠김 , 반시계방향이 풀림이다.

4. speeder spring

speeder spring은 fly weight와 threaded shaft 사이에 있다. threaded shaft가 잠기면 스프링이 눌려져 장력이 증가하고 , threaded shaft가 풀리면 반대로 장력이 줄어든다.

5. flyweight

pilot valve와 연결되어 있으며 , 원심력이 증가하면 fly weight가 위로 올라오며 벌어진다. 원심력이 감소하면 flyweight가 내려가며 모아진다.

6. pilot valve

pilot valve는 flyweight와 연결되어 있으며 pilot valve가 위 아래로 움직여 항공기 prop & engine oil sump 사이에 오일의 흐름을 제어한다.

7. governor gear pump

governor gear pump는 오일의 압력을 높여지는 오일펌프로 , prop lever를 조작할 때 반응속도를 더 빠르게 해준다.

overspeed & underspeed

• 프로펠러가 overspeed & underspeed 되었을 때 거버너가 어떻게 RPM을 유지하는지 알아본다.
• overspeed 일때는 다음과 같다.

비행 하강단계에서 , 항공기 pitch가 낮을 때 , 엔진의 부하는 줄어들고 ( torque 감소 ) , 이에 따라 RPM은 증가한다.

이 상황이 overspeed의 한 예시 이다.

프로펠러가 overspeed 되면 원심력의 증가로 인해 flyweight가 벌어지고 , pilot valve가 상승하여 , 엔진오일이 프로펠러에 공급되고 , 프로펠러 피치가 증가하게 된다. 프로펠러 피치가 증가하여 원심력이 줄어들면 flyweight가 다시 중립을 찾고 pilot valve는 내려와 엔진오일이 propeller로 들어가는 통로를 차단한다.

• underspeed 일때는 다음과 같다.

비행 초기 상승단계에 항공기 pitch가 높을 때 , engine은 더많은 부하가 걸리게 되고 ( torque 상승 ) ,이에 따라 RPM은 떨어진다.

이 상황이 underspeed 상황의 한 예시 이다 .

프로펠러가 underspeed되면 원심력의 감소로 인해 flyweight가 모아지고 , pilot valve는 하강하여 , 프로펠러에 있던 엔진오일이 oil sump로 이동하게 되고 , 프로펠러 피치는 감소하게 된다. 프로펠러 피치가 감소하여 원심력이 증가하면 , flyweight는 다시 중립을 찾고 , pilot valve는 올라와 프로펠러에 있는 엔진오일이 나가는 통로를 차단한다.

* lose of engine oil 상황시 constant pitch prop 은 LOW PITCH / HIGH RPM 세팅으로 자동 전환된다.

* 그 이유는 다음과 같다.

1)  프로펠러 허브 스프링은 엔진오일이 들어옴에 따라 수축하며 HIGH PITCH가 되는데 엔진오일이 없다면 LOW PITCH가 된다.

2) 항공기가 전진할 때 natural twisting moment가 LOW PITCH / HIGH RPM을 만든다.

* low pitch stop & high pitch stop 

1) low pitch stop이란 RPM이 증가하다가 프로펠러 pitch가 low pitch 한계점에 도달해  RPM이 감소하는 것을 말한다.

2) high pitch stop이란 RPM이 감소하다가 프로펠러 pitch가  high pitch 한계점에 도달해 RPM이 증가하는 것을 말한다.

3) feathering stop이란 PROP LEVER를 feathering 위치에 놓았을 때 의 한계점이다.

FEATHERING

• FEATHERING 상태일 때는 pilot valve가 완전히 위로 올라가 엔진오일이 모두 oil sump로 빠져 나가게 되고 , 프로펠러는 feather stop 까지 움직여 프로펠러 blade angle은 항공기 진행방향과 수평하게 되어 항력이 줄어든다.

LEFT TURNING TENDENCY

• LEFT TURNING TENDENCY 는 항공기 기수를 왼쪽으로 틀어지게 하는 경향성이다.
• LEFT TURNING TENDENCY의 원인은 4가지로 다음과 같다.

1. TORQUE REACTION

토크 리액션은 뉴튼의 제 3법칙 작용.반작용 법칙으로 설명된다. 항공기 프로펠러가 시계방향인 오른쪽으로 회전함에 따라 왼쪽으로 반작용하는 힘이 생겨 left turning tendency를 만든다. 항공기 기수가 왼쪽으로 틀어짐에 따라 roll도 왼쪽으로 생기게 된다. 이를 방지하고자 과거에는 왼쪽 날개에 양력을 더 많이 발생시키도록 제작했고 , 현재에는 엔진에서 상쇄시키도록 제작한다. 

take off roll 중에 이 torque reaction 때문에 왼쪽으로 yawing moment가 발생하여 조종사는 right rudder를 사용하여 이 moment를 상쇄시켜야 한다. 

2. COCKSCREW EFFECT

항공기 프로펠러를 통과한 빠른 공기흐름인 후류는 코크스크류 형태의 나선 회전흐름을 형성한다. 이 흐름이 항공기 꼬리날개 vertical stabilizer의 왼쪽 면에 부딪혀 left turning tendency를 발생시킨다.

이 효과에 의한 yawing moment는 왼쪽으로 나타나며 , rolling moment는 오른쪽으로 나타난다.

* 항공기 전진 속도가 빠를 수록 cockscrew effect는 적어진다

3. GYROSCOPIC ACTION

tail wheel 항공기에서 가장 두드러지게 나타나는 특성

자이로의 기본 특성인 강직성( rigidity ) 와 섭동성 ( precession )에 의해 발생하는 left turning tendency이다.

left turning tendency는 precession ( 섭동성 )에 의해  일어난다.

precession 이란 회전하는 물체에 힘이 가해졌을 때 그 결과가 90도 후 지점에서 나타나는 현상이다.

* tail wheel 항공기는 이륙시 항공기가 전진함에 따라 꼬리 부분이 먼저 lifting 되는데 이 때 프로펠러의 윗부분에 힘을 가하게 된다. 그리하여 90도 지점인 프로펠러 3시방향에 힘의 결과가 나타나 항공기가 left yawing moment를 가지게 된다.

4. P-FACTOR

항공기가 높은 AOA일 때  , 내려가는 쪽 블레이드가 올라가는 쪽 블레이드보다 공기와 더 많이 접촉하게 된다. 

즉 내려오는 쪽 BLADE 의 AOA이 더 크고 , 올라가는 쪽 BLADE의 AOA이 더 작기 때문에 비대칭하게 되고 , 아래로 내려오는 BLADE가 더 많은 추력을 만들어내어 left turning tendency를 만들어 내는 것이다.

FLAP

• FLAP은 익형의 캠버 및 먼젹을 증가시켜 양력과 항력을 증가 시키는 고양력장치 중 하나이다.
• 날개의 두께가 두꺼울수록 FLAP의 효과는 극대화 된다. 얇은 날개인 후퇴익은 플랩 효과가 제한적이다.
• flap을 전개하면 , center of pressure 가 후방으로 이동한다.
• 첫 50%의 플랩전개가 FLAP으로 인한 총 CL 변화량의 50%이상을 변화시킨다.
• 50%이상의 FLAP 전개는 총 CD의 50%이상 변화량을 차지한다.
• 첫 15도 플랩이 최소의 drag를 가진다. 15도 이상의 플랩은 큰 drag를 가져온다.
• 플랩을 전개하면 기수가 내려가려는 nose down pitching moment가 발생한다.
• nose down moment는 플랩이 전개되면 양력이 날개의 뒷부분에서 발생하여 cp가 후방으로 이동하게 된다. cp 가 후방으로 이동하게 되어 nose down moment가 발생하게 되는 것 이다.
• LANDING시 플랩의 전개는 다음과 같은 효과를 가져온다

1. 낮은 속도에서 양력의 증가, 2. 속도의 증가 없이 항력의 증가로 인한 더 높은 하강률 , 3. landing roll의 감소

* fowler flap이 가장 큰 양력을 발생시키며 , 가장 큰 양력이 발생함에 따라 가장 큰 pitch down moment가 발생함을 숙짛자.
* FLAP을 전개하면 기수가 내려가려는 pitching moment , 양력의 증가로 초기에 고도가 상승하려는 힘이 발생한다. 동고도를 유지하거나 하강률을 고수하기 위해 고려할 사항이다.


1. plain flap은 기본적인 플랩형태로써 캠버를 증가시켜 해당 받음각에서 양력과 항력을 증가시킨다.
2. split flap은 plain flap 보다 약간 많은 양력과 더욱 커다란 항력을 생성시킨다.
3. slotted flap은 plain flap , split flap보다 더 많은 양력을 발생시킨다. 플랩과 날개 사이에 slot이 있어 날개 아랫면의 고압공기가 날개 위로 흐르게 되어 층류에 에너지를 더해 airflow seperation을 지연시킨다. 대형 항공기는 2단 , 3단의 slotted flap을 사용한다.
4.fowler flap은 slotted flap과 비슷하다. 플랩이 뒤로 이동하여 전개되는 slotted flap이다. 날개의 캠버와 면적을 둘 다 증가시켜 plain split slotted fowler 중 가장 큰 양력과 가장 적은 항력을 발생시킨다.

5. double slotted fowler flap은 slot을 두개를 만든 fowler flap이다.

6. double slotted flap with leading edge slat은 slot이 두개인 flap에 leading edge slat이 있는 형태이다

7. krueger flap



* BLC( boundary layer control ) 이란 경계층 제어란 뜻으로 경계층( boundary layer )에 난류를 공급하여 에너지를 추가에 airflow 의 separation을 지연 시키는 방법을 말한다. SLOT 과 VOLTEX GENERATOR 등이 BLC 방법이다.
* BLC는 maximum lift의 받음각을 증가시키고 , FLAP은 maximum lift의 받응각을 감소시킨다. maximum lift는 보통 18도의 받음각이며 이 이상의 받음각에서 stall이 발생한다.

*경계층 ( boundary layer ) 이란 공기의 점성에 의한 특성으로 인해 항공기 날개 표면으로 인해 airflow의 속도가 느려진 부분을 말한다.

THRUST LINE

• 추력선 ( thrust line ) 은 세로안정성에 기여한다.
• 추력선 ( thrist line ) 은 세로 안정성에 기여하기위해 CG보다 약간 위쪽에 위치하도록 설계된다. 
• 다음은 추력선과 CG의 위치 상관관계에 따른 pitch moment를 나타낸다.

1. thrust line이 cg보다 위일 때 ,  항공기 추력이 증가하면 pitch down moment가 생성된다. 추력이 감소하면 pitch up moment

2. thrust line이 cg랑 같은 위치일 때 , 항공기 추력이 증가 , 감소에 상관없이 no pitch moment 이다.

3. thrust line이 cg 보다 아래일 때 , 항공기 추력이 증가하면 pitch up moment가 생성된다. 추력이 감소하면 pitch down moment.

• 위와 같은 pitch moment에 따라서 추력선 ( thrust line )은 항공기 cg보다 약간 위에 위치하여 lonitudinal stability에 기여할수 있도록 한다.

*longitudinal stability가 확보된 항공기는 기수가 계속 높아지거나 낮아지거나 하지 않으며 ,

직진 수평비행 상태에서 CG가 CP 앞에 위치하여 pitch down moment , horizontal stability 에서 tail down force로 인한 pitch up moment 가 균형을 이루어 추력의 증감에 따라오는 moment의 안정성을 부여한다.

항공기 구조

항공기구조는 보통 다음과 같다.

1. 동체 ( FUSELAGE )

동체는 과거에는 TRUSS 구조 , 현재에는 모노코크 혹은 세미모노코크 구조로 나뉜다.

a. TRUSS구조는 유선형의 형태을 이루지 못하는 구조이다. longerons ( 론저론 )을 바탕으로 스트럿 , 스트링거 , 벌크헤드가 부착되어져 있는 형태이다.
b. 모노코크 구조는 음료수 캔의 알류미늄처럼 무게하중을 분산시킨다. 하지만 표면에 가해지는 충격에 취약하다. 일반적으로 자동차 제작이 모노코크 구조를 사용된다.
c. 세미모노코크 구조는 항공기 외피에 스트링거를 설치하여 충격에 더 잘 견디는 구조이다.

* 현재에는 복합소재로 항공기를 제작한다. 주로 유리섬유와 탄소섬유를 사용한다. 복합소재장점은 부식이 일어나지 않으며 유선형으로 제작하기 용이하고 소재의 유연성을 제공한다 또한 무게가 경량화 된다. 단점은 복합소재의 균열이 발생하였을 시에 육안식별이 불가능하거나 어렵다는 점과 열에 취약하다는 점이 있다.

2. 날개 ( WING )

날개는 고익기 , 중익기 , 저익기로 구분 짓는다. 또한 일반적인 단엽기와 두개이상의 날개를 가지는 복엽기가 있다.
날개는 스트링거에 ribs 와 연료탱크 , 에일러론 , 윙팁 , 플랩 등을 설치하여 만든다.


* 고익기
고익기는 안정성이 좋고 , 기동성이 낮다.날개가 동체 상부에 부착되어 연료펌프가 필요하지 않다. 그라운드 이펙트의 효과가 좋다. 시야확보가 좋지 않다.

* 저익기
저익기는 안정성이 낮고 , 기동성이 좋다. 날개가 동체 하부에 부착되어 연료펌프가 필요하다. 그라운드 이펙트의 효과가 낮다. 상반각을 많이 취할 수 있다.

* 중익기
전투기에 주로 채택하며 , 무게가 증가한다는 단점이 있다. 고익기와 저익기의 장점을 모았다.

3. 꼬리날개 ( EMPENNAGE )

꼬리날개는 수직안정판과 수평안정판의 고정된 핀으로 구성되어있고 , 여기에 러더와 엘레베이터 , 트림 탭이 부착되어 있는 형태이다 . 러더는 수직안정판에 부착되어 항공기 yawing을 , 엘레베이터는 수평안정판에 부착되어 있어 항공기 pitching을 컨트롤 한다. 엘레베이터 대신 stabilator가 설치 되기도 한다. stabilator는 수평안정판 전체가 움직이며 , anti-servo tab이 부착되어 있어 stabilator 와 같은 방향으로 움직이며 , stabilator의 민감성을 줄여주는 역할을 한다 .

4. 착륙장치 ( LANDING GEAR )

랜딩기어는 tail wheel 과 nose wheel이 있다.

5. 동력장치 ( POWER PLANT )
동력장치는 엔진과 엔진카울링 ,프로펠러로 구성되어 있다.

항공기 조종장치( CONTROL SURFACE )

항공기 조종장치는 기계식과 유압식 으로 나뉜다. 훈련기는 보통 기계식 조종장치고 , 민항기는 유압식 조종장치를 사용한다. 유압식 조종장치는 유압의 힘을 이용하여 고속에서의 조종사 control pressure를 줄여주는 역할을 한다.
fly-by-wire는 더욱 진보된 버젼으로 조종사의 control pressure를 전기 신호로 바꾸어 항공기 컴퓨터가 그 신호를 control surface에 보내 조종 가능하도록 만든 시스템이다. boosted contol 방식으로 조종사에게 조종감을 부여한다.

1.PRIMARY CONTROL SURFACE

primary control surface의 종류에는 에일러론 , 엘레베이터 , 러더가 있다.

a. 에일러론

에일러론은 항공기의 rolling 을 컨트롤한다. 좌우 날개의 에일러론은 서로 반대로 움직인다.
좌측으로 rolling 시 좌측 에일러론이 위로 올라오고 , 우측은 내려감으로써 양력의 불균형이 생기고 양력이 적은 좌측날개는 아래로 양력이 많은 우측날개는 위로 올라오면서 항공기가 좌측으로 rolling 하게 된다.
*왼쪽 rolling시 오른날개의 양력증가로 인한 유도항력의 증가로 yawing은 오른쪽으로 하게 되는데 , 이것을 adverse yaw라고 한다. differential type aileron , frise type aileron , flaperon , aileron rudder interconnetion 4가지 방법으로 adverse yaw를 방지한다.
*turbinejet 항공기는 outboard & inboard aileron으로 되어 있는데, 고속에서는 wing twist의 위험성 때문에 outboard aileron을 사용하지 않는다.

b.엘레베이터

엘레베이터는 항공기의 pitching 을 컨트롤 한다.
첫째로 일단 주 날개의 뒤로 흘러가는 공기흐름이 horizontal stabilizer에서 tail down force를 만들어 낸다. 이 tail down force는 기수가 아래로 내려가는 것을 방지하려는 목적으로 설계되었다.
엘레베이터의 조종면을 당기면 엘레베이터의 캠버가 감소하고 그로인해 꼬리는 내려가고 기수는 올라가게 하는 피칭모먼트를 만든다. pitching 모먼트란 무게중심( CG )로부터 꼬리날개의 사이 거리와 면적에 의해서 결정되어진다.
이 피칭모먼트에 영향을 끼치는 요인은 stability , power , thrustline 이다.

*T-TAIL 항공기는 수평안정판을 thrust line 보다 위에 설치하여 모든 비행상태에서 균일한 공기흐름을 제공한다. 프로펠러 의 회전으로 인한 후류의 영향에서 수평안정판이 벗어나도록 설계한 것이다.
T-TAIL 항공기는 저속에서 일반항공기보다 더 많은 엘레베이터의 각도 변화가 필요하다. 이유는 프로펠러 후류에 의한 수평안정판의 DOWN WASH가 없기 때문이다. 또한 같은 이유로 deep stall에 빠지기 쉽다.
이러한 stall을 방지하기 위해서 GA항공기는 elevator down spring , AIRLINE 항공기는 stick pusher ( E-120 )를 장착한다.

*canard
카나드 는 수평안정판과 같은 기능을 하는 것 ( tail down force로 항공기 기수를 들어올리는 것처럼 카나드윙에서 양력이 발생하여 항공기 기수를 들어올린다) 으로 항공기 앞에 위치한다. 이것은 항공기 날개와 마찬가지로 양력을 만들어 낸다. 추가적인 양력을 만들어 실속을 방지한다. longitudinal stability를 좋게 하며 , 카나드 윙이 먼저 STALL에 진입함으로써 NOSE DOWN을 통해 스톨에 안정성을 부여한다.

* 델타윙 항공기 elevon
엘러본이란 엘레베이터와 에일러론이 결합된 형태로 , 델타윙 항공기 전투기에 많이 사용되어진다.
1. 엘레베이터와 에일러론이 같은 방향으로 움직일 때 , 엘레베이터와 같은 역할을 한다.
2. 엘러본이 각자 다른 방향으로 움직일 때 , 에일러론과 같은 역할을 한다. 올라가는 엘러본 쪽으로 rolling 하게된다.
3. 델타윙 항공기에 엘레베이터와 에일러론의 기능을 동시에 제공함으로써 구조적 이점이 있다.

* V-tail 항공기의 ruddervator
1. 러더베이터는 러더와 엘레베이터가 결합된 형태로 , V-tail 항공기에 사용되어지는 것으로 , 같은방향으로 움직일 때 엘레베이터와 같은 역할을 한다.
2. 러더베이터가 각자 다른 방향으로 움직일 때 , 내려간쪽 방향으로 rolling을 한다.
3. dutch roll에 취약하다.
4. 엔진 후류의 영향을 덜 받게된다.
5. 유도항력의 감소 및 무게가 가벼워 진다.
6. 스텔스기능이 강화된다.

* B-787의 flaperon
1. 플래퍼론이란 에일러론과 플랩이 결합된 형태로 , 양쪽 플래퍼론이 같은 방향일 때 플랩과 같은 역할을 한다.
2. 양쪽 플래퍼론이 서로 다른 방향으로 움직일 때 , 에일러론과 같은 역할을 한다.
3. adverse yaw를 방지한다.

c.러더

러더는 항공기의 yawing을 컨트롤 한다. 수직안정판에 부착되어 있다. 프롭항공기는 프로펠러 후류로 인해 공기의 흐름이 빠르거나 느리게 바뀌어 러더 효과에 기여한다.

2.SECONDARY CONTROL SURFACE

secondory control surface에는 플랩,스포일러,트림,리딩엣지슬롯이 있다.

a.플랩

플랩은 양력과 유도항력을 증가시키는 고양력장치이다. 플랩의 종류는 플레인 , 스플릿 , 슬라티드 , 파울러 , 크루거 플랩 슬라티드 파울러 플랩 등이 있다.

b. leading edge device
압전 고양력 장치에는 slot, slat , leading edge flap , cuff ,spoiler 등이 있다.

slot은 slot을 통하여 공기흐름을 날개면 위로 흐르도록 하여 공기흐름의 분리를 지연시킨다. 이는 CLmax가 증가시킨다.
*slot의 큰 특징은 1. pitching moment의 변화를 주지 않고 , 2. 낮은 받음각에서 drag의 변화가 크지 않다는 점이 매우 항공기에게 이롭게 작용한다.
slat은 날개 앞전위에서 나오는 장치이다. 고정형 슬랫, 자동형 슬랫 , 조종사 작동형 슬랫이 있다. . slat은 앞전의 캠버를 증가시켜 양력을 증가시킨다. slat과 날개사이의 slot은 공기흐름의 분리를 지연시킨다.

leading edge flap 은 양력과 날개의 캠버를 증가시킨다.

cuff도 양력과 날개의 캠버를 증가시킨다. cuff는 고정된 장치로써 앞전의 앞 아래로 확장된 형태이다. 이는 높은 받음각에서 날개 위쪽의 공기의 흐름이 더 잘 붙도록 하는 역할을 한다.
*leading edge flap과 leading edge slat은 비슷하지만 다르다. 앞전플랩은 앞전아래에 위치하여 작동할 때 날개 아래에서 확장되는 형태이다. 슬랫은 앞전의 위쪽에 위치하며 작동되면 앞전 위쪽에서 나타나 날개의 일부가 되도록 캠버를 형성하고 있다.
spoiler는 날개 윗면에 장착된 고항력 장치이다. 스포일러는 날개 위에 공기 흐름을 방해하여 양력을 줄이고 항력을 증가시킨다. 스포일러는 decent rate를 높이거나 , 착륙 후에 lading distance를 더 짧게 만드는 목적이 있다.
*spoiler는 adverse yaw를 없애면서 roll 안정성에 기여한다. 오른쪽으로 선회할 때 오른쪽 spoiler가 작동되어 항력을 만들어 adverse yaw를 방지한다.
* spoiler는 랜딩 후 directional stability를 증가시킨다.
* spoiler는 랜딩 후 wheel brake를 더욱 효과적으로 만든다.
*landing speed의 초기 20-30%( 즉 초기 landing speed의 70% )까지 스포일러가 가장 효과적이다.

c.trim system

TRIM TAB은 조종압력을 줄여주는 역할과 과조작을 방지하는 역할을 한다.

trim tab은 1. aileron trim tab 2. rudder trim tab , 3.elevator trim tab 4. control tab 5. servo tab 6. anti servo tab 7.balance tab 8. ground adjustable tab 9. adjustable stabilizer 이 있다.칵핏에서 수동으로 조작된다. trim tab을 사용하여 지속적인 조종압을 가할 필요 없게 끔 하는 목적으로 사용한다.
nose up trim일떄, elevator는 올라가고 , trim tab은 내려간다.
nose down trim일 때, elevator는 내려가고 trim tab은 올라간다.

balance tab은 trim tab과 유사한 구조이지만 , elevator와 직접 연결되어 elevator가 올라가면 자동으로 balance tab은 내려간다. balance tab은 항공기 조작 pressure를 줄여주어 조종을 더욱 쉽게 만드는 역할을 한다.

servo tab은 trim tab , balance tab과 같은 방향으로 움직인다. elevator가 올라가면 servo tab은 내려간다.
servo tab의 목적도 항공기 조작 pressure를 줄여 조종을 더욱 쉽게 만드는 역할을 한다. 큰 항공기에선 flight tab이라고 부른다.

anti-servo tab은 stabilator 에 부착된다. stabilator와 같은 방향으로 움직인다. 항공기 조작 pressure를 늘려 항공기가 안정하게끔 하고 , 조작 pressure를 무겁게 함으로써 full deflection 을 방지한다

control tab은 민간항공기에 장착된다. 평소에는 trim tab 처럼 작동한다. 하지만 항공기 유압시스템의 고장으로 flight control이 불가능 할 때 back up system의 역할을 한다. 이 상황을 manual reversion이라고 하며 manual reversion 상황 일때는 항공기 control wheel을 조작하면 control tab이 움직인다.

*anti-servo tab만 elevator와 같은 방향으로 움직이며 , 나머지 트림탭들은 elevator에 움직임과 반대로 움직인다.

ground adjustable tab은 러더에 부착된 메탈트림 탭이다. 보통 작은 소형 항공기에 부착되며 , 지상에서만 조절 가능하다. cruise 중에 한쪽으로 skid slip이 일어나지 않도록 조정한다.

adjustable stabilizer는 대형 민간항공기에서 사용된다. stabilator 처럼 수평안정판을 조절 가능하다. 민간항공기의 W&B 계산을 통해 HST( horizontal stabilizer trim )의 위치를 세팅하여 사용한다. Stabilator는 수평 안정판 자체가 elevator의 역할을 하지만 , adjustable stabilizer는 수평안정판을 조절하고 elevator가 수평 안정판 뒤에 따로 부착 되어 있는 형태이다.

ENGINE

• 항공기 엔진은 왕복엔진과 터빈엔진으로 나눌 수 있다.
• 터빈엔진은 다시 터보젯 , 터보팬 , 터보프롭 엔진으로 세분화 된다.
• GA 항공의 프로펠러 엔진은 stall speed를 증가시킨다. propeller의 후류가 항공기 날개 airfoil을 지나감으로써 slow speed에서도 충분한 dynamic pressure를 만들어 낸다.
• 터빈엔진 민간항공기는 엔진이 날개 아래에 부착되어 있기 때문에 위와 같은 GA항공기의 효과를 가질 수 없다.

1.냉각시스템

냉각시스템은 공랭식 과 수냉식 이 있다.
공랭식은 엔진 주위로 흐르는 공기를 이용하여 엔진을 냉각 시키는 시스템. cowl flap을 이용하여 공기 흐름을 조절한다. 정비가 쉽고 싸다.
수냉식은 냉각수로 엔진을 냉각시키는 시스템. 구조가 복잡하고 무게가 무거워 항공에서는 잘 사용하지 않는다.
엔진의 온도는 EGT 와 CHT로 표현된다.
*EGT는 exhaust gas temperature의 약자이고 , 배기관에 센서가 있다.
*CHT는 cylinder head temperature의 약자이고 , 스파크플러그에 센서가 있다.

2. 엔진 실린더 배열 방법

horizontal opposited type 과 radial type이 있다. 추가로 V형과 직렬형 엔진도 있다.
horizontal opposited type은 무게가 가벼워 소형항공기에 사용된다.
radial type은 큰 출력을 낼수 있어 중.대형 항공기에 이용된다.

3. 4행정

흡입-압축-폭발-배기 의 4행정으로 출력을 제공한다.
폭팔에 의해 발생된 에너지가 피스톤을 상하로 왕복운동을 하게하고 피스톤에 연결된 커넥팅 로드가 크랭크축에 연결된 프로펠러를 회전시켜 출력을 내는 구조이다.

a.흡입행정에서는 피스톤이 TDC에 도달하기 전에 흡입밸브가 열리고 BDC 후에 닫힌다.
b.압축행정에서는 BDC이후 흡입 밸브가 닫힌 후 실런더가 올라가면서 가스가 압축되는 과정이다.
c.폭팔행정에서는 압축된 가스가 스파크 플러그에 의해 점화 폭팔한다. 이때 동력을 얻게 된다.
d.배기행정에서는 배기밸브가 열려 연소된 가스가 밖으로 배출되는 과정이다.

4.흡기계통( induction system )
pre-ignition , detonation , vapor lock

흡기계통에는 카뷰레터 와 퓨얼인젝션 타입이 있다.
a.카뷰레터는 벤츄리효과를 이용하여 공기와 연료의 혼합 가스를 실린더로 공급한다.
벤츄리관에서는 압력이 낮고 속도가 빠르므로 온도가 낮아지게 된다. 이걸 caburetor icing이라 한다.
caburetor icing은 섭씨21도 이하 , 상대습도 80%이상일 때 자주 발생한다. 쓰로틀 밸브 쪽에 얼음이 형성된다.
carburetor heat을 이용하여 방지한다. carburetor heat은 배기가스의 고온을 이용한다.

b. fuel injection type은 카뷰레터와 다르게 실린더에 연료를 직접 분사하는 방식이다.
카뷰레터와 비교한 장'단점은 다음과 같다.
장점: 착빙현상이 없다. 쓰로틀조작 반응이 빠르다. 엔친출력을 세밀하게 조작할 수 있다. 겨울철 엔진시동이 쉽게 걸린다.
단점: hot start에서 시동이 어렵다. vapor lock현상으로 시동이 어렵다.

c.mixture control은 연료와 공기의 혼합비를 조절하는 것이다.
rich한 상태에서는 불완전연소가 일어나고 , lean상태에서는 과열로 인해 detonation이 일어난다.
고도가 증가함에 따라 공기 밀도가 감소하므로 적절한 mixture control을 통해 연료 효율과 출력효율을 찾아야 한다.
mixture control은 쓰로틀 조작 이후 적절한 mixture를 맞추는 순서로 행해진다.
* best power mixture는 출력을 최대로 얻기 위한 mixture control 방법이다. POH 참조
*best economy mixture는 최대 체공시간 및 순항거리를 얻기 위한 mixture control 방법이다. POH 참조

*detonation은 낮은 등급의 연료 , lean mixture 상태나 엔진이 과열되었을 때 일어난다. 폭발행정이후 다시 재폭발 하는 것이다.
*pre-ignition은 보통 실린더 내의 탄소찌꺼기가 폭발하여 일어난다. 압축행정중에 정상적인 폭발행정 이전에 일어난다. detonation 과 pre-ignition의 증상은 엔진 소음 및 진동이다.
해결방법은 rpm을 낮추고 엔진 cooling을 위해 속도를 높이고 cowl flap을 연다.
*pre-ignition 과 detonation의 차이점은 detonation은 모든 실린더에서 발생하고 , pre-ignition은 문제가 있는 해당 실린더에서만 발생한다.
*vapor lock 이란 연료가 액체에서 기체로 기화되어 시동이 걸리지 않는 현상을 말한다. vapor lock은 시동을 끈후 hot enging start를 할 때 자주 발생한다.
*knocking 현상이란 연소되지 않은 미연소가스가 압축되면서 spark plug로 발화하는게 아닌 자연발화를 하는 현상이다. AVGAS 100부터는 KNOCKING 현상이 없다.
AVGAS 100LL은 BLUE
AVGAS 100은 GREEN
TURBINE FUEL은 colorless

5. SUPER CHARGER & TURBO CHARGER

과급기라고도 하며 이 장치들은 공기를 압축시키는 역할을 한다. 고도가 상승할수록 공기의 밀도가 낮아진다. 밀도가 낮은 흡입된 공기를 과급기로 압축하여 엔진으로 고밀도의 공기를 공급해 효율을 높이는 것을 목적으로 한다.

a. super charger는 기계식 과급기이다. super charger는 실린더 크랭크축에 임펠러( impeller )를 부착하고 임펠러를 통해 회전력을 얻어 공기를 압축한다. 엔진출력의 손실이 있다. 하지만 손실된 출력보다 공기 압축으로 인한 효율이 좋기 때문에 사용한다.

b. turbo charger는 배기터빈 방식 과급기이다. 배기가스를 이용하여 터빈을 회전시키고 터빈과 같은 축으로 연결된 compressor( 압축기 )를 회전시켜 공기를 압축한다. 별도의 엔진출력의 손실이 없다. 슈퍼차저에 비해서 터보차저는 critical altitude까지 동일한 엔진출력을 제공한다.

*critical altitude란 ISA조건에서 지속가능한 최대 출력을유지할 수 있는 최대 고도이다.
* 터보차져 왕복엔진에서의 waste gate는 터빈을 작동시키는 배기가스의 유량을 조절한다. 엔진오일로 작동한다.
* 슈퍼차져와 터보차져의 차이점은 슈퍼차져는 impeller 를이용해 컴프레셔를 구동시키며 , 터보차져는 배기가스를 이용해 컴프레셔를 구동시킨다.

6. ENGINE STARTING SYSTEM

starter는 solenoid에 연결되어 작동된다. battery-solenoid-starter 순서로 전류가 흘러 작동된다.
starter에 의해 시동이 걸리고나서 엔진 rpm이 starter보다 빨라지면 starter는 해제된다.
magneto는 실린더당 좌우 2개씩 부착되어 있다. 시동에는 좌측 마그네토만 이용된다.
*마그네토는 항공기 전기 시스템과 독립되어 따로 운용된다. 마그네토는 안전을 위해 실린더 당 2개의 마그네토가 설치된다. 마그네토 점검은 시동이 걸린 상태에서 L-R-BOTH의 순서로 진행된다. 만약 한쪽의 마그네토가 작동하지 않는다면 RPM이 감소되지 않는다. RPM이 감소되는 양도 일정 범위 이내에서 이루어 져야 한다.
*primer는 항공기에 연료를 직접 실린더안으로 넣는 장치이다. 시동을 걸때 실린더에 연료가 남아 있지 않으므로 혹은 추운날 시동이 잘 안걸릴 때 priming을 통해 연료를 직접 실린더에 넣어 시동을 건다.

7. ENGINE OIL

엔진오일은 윤활작용, 냉각작용 , 기밀작용 , 완충작용 , 청정작용 , 부식방지 등의 기능을 한다.
wet sump 와 dry sump가 있다.
wet sump는 크랭크 케이스 바닥이 오일탱크 역할을한다.
dry sump는 엔진 외부에 따로 오일탱크가 설치되어 있고, scavenge oil pump라는 별도의 오일펌프가 있다. 큰 항공기에 사용된다.

* 큰 왕복엔진은 high rpm / low manifold pressure 일 때 , 엔진의 fatigue , damage ,wear이 크다.
* 왕복엔진은 습도가 높아짐에 따라 엔진효율이 나빠진다. 제트엔진은 상관없다.
* DA( density altitude )가 증가하면 TAS 는 IAS보다 높다. 예를 들어 DA 8000ft 인 공항에서 이륙할 때 IAS 가 67kt 라면 , TAS는 76kt가 된다.
* 터보차져 왕복엔진은 waste gate가 exhaust gas discharge 를 조절한다.

HEATING & AIR CONDITIONNING & PRESSURIZATION & OXYGEN & HYDRAULIC & ICING SYSTEM & ELECTRIC SYSTEM


1. HEATING SYSTEM

heating system은 항공기의 배기가스의 열 혹은 따로 연료를 연소시켜 이용한다.
항공기의 배기가스 열을 이용하는 경우 배기관의 균열을 상시 점검하여 가스가 조종석으로 공급되지 않도록 유의한다.
추가적인 연료를 연소시켜 사용하는 경우 시간당 연료 소모량을 POH에서 확인 후 비행계획에 참고하여야 한다.

2. AIR CONDITIONING SYSTEM

에어컨디셔닝 시스템은 항공기안의 공기 온도와 습도를 조절하고 순환시키는 시스템이다.
AIR CONDITIONING PACK은 공기의 압축 팽창시 압력과 온도의 변화를 이용한다. 뜨거운 압축공기를 순간적으로 팽창시켜 차갑게 한 후 엔진으로 부터 bleed air를 공급받아 적절 온도를 만들고 습기를 제거 한 후 기내에 공기를 유입한다.
이때의 공기는 압력을 가지고 있으므로 여압에도 이용된다.

3. PRESSURIZATION SYSTEM

여압시스템은 항공기가 고고도로 비행할 시 기내의 압력을 일정수준 유지시켜주는 시스템이다.
여얍의 조절은 객실로 들어오는 압축공기와 배출하는 압축공기의 양을 조절하여 압력을 조절한다.
비율이 5:5면 압력이 일정하게 유지되고 , 들어오는 공기가 많다면 압력은 올라간다.
왕복엔진에서는 turbocharger로 공기를 압축
터빈엔진에서는 compressor에서 압축된 bleed air를 이용한다.
여압시스템은 out flow valve , dump valve , cabin pressure regulator , pressure relief valve 로 구성되어있다.

a. outflow valve는 압축공기의 압력에 의해 작동하거나 전기로 작동된다. * 착륙 후 landing gear micro switch에 의해 완전히 열려 항공기 door를 열 때 기압차가 크게 발생하지 않도록 한다.

b. cabin pressure regulator는 outflow valve의 작동위치를 결정하고 설정된 기압이 유지되도록 한다.

c. pressure relief valve는 객실의 여압이 초과되지 않도록 하는 장치이다. pressure relief valve에는 cabin pressure relief valve , negative pressure relief valve , dump valve 가 있다.

4. OXYGEN SYSTEM

고고도의 운항시 산소를 공급하는 시스템이다. 주간에는 10,000FT MSL이상 , 야간에는 5,000FT MSL이상에서 산소부족으로 신체영향을 받을 수 있다.
10,000FT MSL 이상에서는 충분한 산소가 공급되어야 한다.

a. cannula는 튜브를 코에 삽입시켜 산소를 공급하는 장치이다. 이 장치는 18,000FT MSL 이상에서는 사용하지 못하도록 되있다.

b. diluter demande oxygen system 은 화학반응으로 산소를 공급하는 방식이다.

c. pressure demand oxygen system은 압력으로 산소를 공급하는 방식이다.

d. continuous flow oxygen system은 호흡에 상관없이 지속적으로 산소를 공급하는 방식이다.

* oxygen system의 점검은 PRICE로 수행될 수 있다.
pressure / regulator / indicator / connection / emergency

5. HYDRAULIC SYSTEM

유압시스템은 door , landing gear , brake , flight control 등 을 작동하는데 이용된다.
유압시스템의 구조는 reservoir , pump , filter , selector valve , relief valve , actuator로 구성되어있다.
유압펌프는 engine driven 혹은 electric driven에 의해 작동되고 유압은 다시 actuator 안에 있는 servo piston을 작동시켜 이용된다.
*selector valve는 유압이 흐르는 방향을 정해 actuator에 이동 방향을 정한다.

6. ANTI ICING & DE ICING

anti icing & de icing은 electric , bleed air , neumatic 의 방법으로 수행된다.
anti icing이란 결빙 방지이며 , de-icing이란 이미 발생한 결빙을 제거하는 방법이다.
* 이륙 전 지상에서 de-icing이 이루어지면 HOT( hold over time )이내에 이륙하여야 한다.
*electric은 pitot heat , bleed air는 leading edge , neumatic은 고무로 된 neumatic boots가 예시이다.

8. ELECTRIC SYSTEM

a. 발전기는 alternator 와 generator 가 있다.
*alternator는 교류발전기로 LOW RPM에서도 전기를 생산한다.
*generator는 직류발전기로 LOW RPM에서 충분한 전기를 발생시키지 못한다.

b. battery는 황산-납 배터리와 니켈 카드뮴 베터리가 사용된다.

c. circuit breaker는 전기장치에 과전류가 흐를 때 전기장치의 손상을 방지해주는 보호 장치이다. 과전류가 흐르게 되면 회로를 차단시켜 pop-up된다. circuit breaker에 쓰여있는 각각의 숫자들은 최대 허용 전류를 표시한 것이다.
*pop-up이 되었을 때 약 2분후에 reset한다. 바로 reset하게되면 과열로 화재가 발생할 수 있다.

d. voltage regulator는 alternator를 통해 생산되는 전압을 항사 일정하도록 하는 장치이다.

e. ammeter는 전류의 방향과 양을 표시하는 계기이다. 배터리에 전기가 충전되면 + , 전기가 소모되면 - 를 표시한다.

WEATHER VANE EFFECT

https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/VirtualAero/BottleRocket/airplane/rktcock.html

• weather vane effect 란 항공기가 상대풍과 평행하게 기수가 틀어지는 현상이다. 
• 풍향계 화살깃 과 마찬가지로 항공기의 수직안정판이 깃 역할을 하여 상대풍 쪽으로 기수를 향하게 한다.
• 즉 , 항공기의 세로축은 상대풍에 평행하려는 특성이 있다.
• 이러한 풍항계 특성이 항공기 방향안정성에 기여한다. ( 갑작스러운 돌풍으로 인해 기수가 틀어진 경우 다시 원래의 상대풍이 부는 방향으로 기수가 원래 위치로 돌아간다 )

CRABBING & WING LOW 

•  측풍 상황에서의 어프로치는 2가지 방법이 있다. 

1. CRABBING

CRABBING 방법은 항공기 기수를 풍상 쪽으로 맞추고 WING - LEVEL 상태에서 ground track을 runway course에 맞춰 접근하는 방식이다.

2. WING -LOW

WING-LOW 방법은 항공기 longitudinal axis 를  runway course에 맞추고 측풍상황에서 항공기가 drift 되는 만큼 side slip일 통해 상쇄 시켜 접근 하는 방식이다 .