하중계수( LOAD FACTOR )란 잉여 가속도의 크기를 중력으로 표현한 것이다.( 1G 2G 3G 4G ).
1G의 하중계수란 사람이 지면에 서 있을 때 받는 중력으로 부터 받는 하중을 나타낸다. 즉 2G란 1G에 비해 2배의 하중을 신체 및 물체가 받는다는 의미이다.
* 우리는 일생동안 1G의 환경에서 생활하기 때문에 신체기관이 어떠한 영향도 받지 않는다. 하지만 우주에서는 중력이 없기 때문에 신체는 다른 환경의 영향을 받아 여러가지 문제가 생긴다. 항공에서도 마찬가지로 예를 들어 전투기 기동 중에 평상시인 1G 환경이 아닌 높은 9G의 환경에 노출 되었을 때 또한 여러 문제가 생긴다.
항공에서의 하중계수는 다음과 같다.
n= load factor
1. 항공기가 직진 수평비행일 때는 무게와 양력이 같기 때문에 가속도가 없어 하중계수가 1G 이다.
2. 항공기가 상승기동을 할때에는 항공기 무게를 제외한 잉여양력에 비례해서 가속도의 크기가 결정되어 진다. 즉 , 이 가속도의 크기가 관성력을 만들고 이 관성력과 1G 중력과의 비율로 나타내면 하중계수가 된다. 항공기 무게와 상관없이 이러한 관성력 때문에 신체와 항공기에 가해지는 하중은 ZERO 가 될수도 , 2배 가 될 수도 있다.
3. 이 하중계수가 크면 신체와 항공기가 받는 하중이 비례해서 커지고 , 하중계수가 작으면 신체와 항공기가 받는 하중이 비례하여 작아지게 된다.
FAA CFR에서는 한계 하중계수의 1.5배를 항공기가 견딜 수 있게 요구한다. 이는 항공기가 한계 하중계수에 가깝게 비행시 갑작스러운 GUST나 TURBULENCE와 조우 했을 경우에도 안전성을 확보할 수 있도록 하기 위함이다.
항공기 종류는 견딜 수 있는 하중계수에 따라 다음과 같이 분류한다.
1. normal ( - 1.52 G ~ +3.8 G )
2. utility ( - 1.76 G ~ +4.4 G )
3. acrobatic ( -3.0 G ~ +6.0 G )
선회비행시 하중계수
bank angle load factor
항공기가 수평비행을 유지하면서 선회할 때 하중계수가 증가하게 된다 . 이러한 증가는 위 그림에서와 같이 원심력( centrifugal force ) 과 중력 ( gravity )의 힘의 벡터로 나타난다.
2G는 항공기 하중이 중력에 2배라는 표현.
대략적인 BANK에 따른 하중계수는 다음과 같다.
1. 45도 뱅크 1.5 G
2. 60도 뱅크 2G
3. 70도 뱅크 3G
위 표에 보면 60도 뱅크일때 수평비행을 위해 2G의 하중계수가 항공기에 적용되고 , 항공기는 BANK가 없을 때보다같은 수직양력을 발생시키기 위해 2배의 하중을 받아야 수평비행이 가능 한 것이다.
또한 LOAD FACTOR가 증가하면 INDUCED DRAG도 증가한다. LOAD FACTOR가 2배 증가하면 CL 도 2배 증가해야 하고 CL이 2배 증가하면 INDUCED DRAG는 4배 증가한다.
LOAD FACTOR 가 커질수록 실속속도는 증가하게 된다 .
실속속도와 하중계수
속도와 LOAD FACTOR에 따른 항공기 운용범위 & airspeed indicator
Vg diagram이란 항공기의 속도를 x축 , 하중계수를 y축으로 하여 항공기 운용범위를 나타내는 다이아그램이다.
Vg diagram에 나온 운용범위를 기반으로 airspeed indicator의 속도 범위를 수립하였다. ( 위 표와 ASI는 서로 다름 )
ASI 에 표시되는 속도 범위에 따른 Vg diagram 의 영역은 다음과 같다.
1. Vs0 - normal stall speed
2. Vno - Vg diagram의 green range 와 yellow range의 경계면 ( normal operating speed , maximum structural cruise speed )
3. Vne - Vg diagram의 yellow range 와 red range의 경계면
표 해석은 다음과 같다.
1. BLUE RANGE - STALL
2. GREEN RANGE - NORMAL
3. YELLOW RANGE- CAOUTION
4. ORANGE RANGE - STRUCTURE DAMAGE
5. RED RANGE - STRUCTURE FAILURE
*위 표의 붉은 실선은 accelerated stall 의 속도와 하중계수를 나타낸다.
* 붉은 실선 안에서 항공기 운용범위가 이루어지며 붉은 실선은 accelerated stall의 경계이다.
* maneuvering speed는 항공기가 구조적인 손상 없이 실속에 진입 할 수 있는 최대 속도이다 . Va속도 이하에서는 구조적 손상보다 stall이 먼저 발생한다. Va 속도 이상에서는 구조적 손상이 stall 보다 먼저 발생한다.
* 즉 Va 속도 이하에서 기동을 해야 항공기의 구조적 손상 전에 stall이 발생하여 maneuvering speed라고 한다.
adverse yaw 현상은 항공기가 roll 하는 도중 roll 방향과 반대되는 방향으로 yawing이 일어나는 현상이다. 이 역요 현상이 일어나는 이유는 roll시 항공기 양쪽날개의 양력(LIFT)가 달라지게 되고 , 양력이 달라짐에 따라서 항력이 달라진다. roll 하는 방향의 반대쪽 날개의 lift가 더 크고, 그에 따라 반대쪽 날개의 induced drag도 크다. 이러한 induced drag의 차이로 인해 rolling 반대 방향으로 yawing이 나타나는 것이다.
이러한 adverse yaw를 방지하기 위한 방법이 5가지 있다. a) differential aileron b) frise-type aileron c)interconnected aileron and rudder d) spoiler e) flaperon
DIFFERENTIAL AILERON
differential aileron 이란 항공기의 aileron의 변화를 양쪽 날개에 다르게 주어 adverse yaw를 줄이는데 목적이 있다. 왼쪽으로 선회시 왼쪽날개의 aileron이 올라가게 되는데 올라가는 각도를 오른쪽 날개보다 더 주어, drag를 증가시켜 adverse yaw를 줄인다.
FRISE TYPE AILERON
frise type aileron 이란 항공기 날개의 올라가는 aileron의 pivot을 airflow에 노출시켜 form drag를 형성시킨다. 이로 인해 roll하는 방향쪽 날개에서 증가된 drag가 adverse yaw를 방지하게 한다.
interconnected aileron and rudder
interconnected aileron and rudder란 에일러론과 러더를 상호 연결시킴으로써 adverse yaw를 방지한다. 선회 방향쪽으로 rudder가 사용되도록 상호연결시켜서 adverse yaw를 방지한다.
slipstream effect란 propeller driven engine 단발 항공기에서 나타나는 현상으로 , 항공기 엔진이 high power일 때 elevator 와 rudder의 효과를 더 증대시킨다. 즉, 저속에서 high rpm인 경우 , 이 후류로 인해 항공기 control surface인 elevator 와 rudder에 더 많은 공기분자가 영향을 끼침으로써 1. 조종성증가 2. Left turning tendency가 발생한다 .aileron은 이 slipstream에 영향을 받지 않기 때문에 이 효과와는 상관이 없다. 또한 slipstream은 항공기 left turning tendency에도 영향을 준다.
wake turbulence 란 항공기의 wingtip voltex 형성으로 인해 생성된 터뷸런스를 말한다. 이 wake turbulence는 항공기가 HIGH AOA, CLEAN , SLOW , HEAVY 상태일 때가 가장 강력하다. 즉, 이착륙시에 가장 강한 WAKE TURBULENCE를 생성한다. 대형항공기를 뒤 따르는 소형 항공기들은 항상 이 WAKE TURBULENCE를 주의 하여야 한다.
wake turbulence는 통상 3노트의 바람세기를 가지며 , 항공기 좌우측으로 불어나가는 경향성이 있다. 그리하여 light quatering tailwind 일 때 항적을 따라 가장 오래 잔류하게 된다.
순항중에 wake turbulence를 피하기 위해선 최소 1000ft의 분리간격을 유지해야 한다. sink rate는 대략 수백fpm을 가진다.
a.착륙한 대형항공기 뒤에서 착륙하는 소형항공기는 대형항공기의 glide path 보다 높게 접근해야 한다. b.이륙한 대형항공기 뒤에서 착륙하는 소형항공기는 대형항공기의 lift off 지점보다 앞에서 touch down 해야한다. c.착륙한 대형항공기 뒤에서 이륙하는 소형항공기는 대형항공기의 touch down보다 뒤에 lift off 해야한다. d.이륙한 대형항공기 뒤에서 이륙하는 소형항공기는 대형항공기의 lift off 지점보다 먼저 lift off 해야한다.
AIRCRAFT WEIGHT CATEGORY
FAA 와 ICAO 가 구분하는 기준이 다르다. 위 표를 참고한다.
<FAA>
HEAVY 300,000파운드 이상 혹은 136,000KG 이상 LARGE 300,000 파운드(136,000KG) 미만 혹은 18,600KG(41,000파운드) 초과 SMALL 41,000파운드(18,600KG) 이하
<ICAO>
HEAVY 136,000KG 이상 MEDIUM 7000KG 초과 136,000KG 미만 LIGHT 7000KG 이하
<한국>
HEAVY 115,600KG 이상
MEDIUM 18,600KG 이상 115,600KG 미만
LIGHT 18,600KG 미만
GROUND EFFECT
지면효과(ground effect)란 항공기의 이착륙 단계에서 중요한 고려요소이다.
항공기가 지면에 가까워 짐에 따라 지면이 공기의 흐름을 방해하여 wingtip voltex의 크기를 줄여 induced drag를 감소시켜 lift가 증가하는 현상이다. wingtip voltex에 의해 날개를 지나는 공기의 흐름이 relative wind의 방향을 downwash 하게 만드는데 지면이 날개의 공기의 흐름(upwash , downwash)을 방해하여 wingtip voltex가 작아지고 , 그에 따라 relative wind의 방향이 적게 downwash 하게 됨에 따라 induce drag가 감소하고 lift가 증가하는 것이다. 통상 wing span 높이에서 ground effect를 받기 시작한다.
이륙시 ground effect가 사라지면서 induced drag 증가로 인해 항공기 performance가 감소하는 현상을 느낄 수 있다. 정해진 lift off 속도 이하에서 이륙을 하게 된다면 , 지면에 다시 내려앉는(settle back) 현상을 경험할 수도 있다.
이륙시 GROUND EFFECT를 벗어날때 a. 동일한 양력계수를 유지하기 위한 AOA 증가 필요 b. 유도항력이 증가하므로 필요한 추력 증가 c. downwash의 증가로 인해 순간적인 nose up moment가 발생 그로인한 안정성 감소 d. 정압(static pressure)의 감소로 IAS(indicated airspeed) 증가
착륙시에는 ground effect로 인하여 양력이 증가함에 따라 항공기가 지면에 touch down 하지 못하고 floating 하는 현상을 경험할 수 있다.
항공기의 축은 3가지로 구분 짓는다. 가로축(lateral axis) 세로축(longitudinal axis)수직축(vertical axis)
가로축(LATERAL AXIS)
가로축(lateral axis)에 대한 운동은 pitching by ellevator / 가로축(lateral axis)에 대한 안정성은 longitudinal stability이다. pitching은 horizontal stabilizer에 있는 elevator 조작으로 이루여지며, elevator 조작에 따른 chord line의 변화로 AOA가 변화되어 lift 의 증감에 따라 pitching 현상이 이루어진다.
세로축(LONGITUDINAL AXIS)
세로축(longitudinal axis)에 대한 운동은 rolling by aileron /세로축(longitudinal axis)의 대한 안정성은 lateral stability이다. rolling은 aileron 조작에 의해 이루어지며 , 선회하는 방향의 aileron이 올라가고(CHORD LINE 변화에 따른AOA감소) , 반대방향의 aileron이 내려가면서(AOA증가) 양 날개의 lift 차이에 의한 rolling 현상이 이루어진다.
수직축(VERTICAL AXIS)
수직축(vertical axis)에 대한 운동은 yawing by rudder / 수직축(vertical axis)에 대한 안정성은 directional stability이다. *항공기의 운동은 무게중심(center of gravity)를 기준으로 이루어진다. *moment = weight x arm
세로 안정성(longitudinal stability)
세로안정성(longitudinal stability)란 가로축(lateral axis)에 대한 안정성이다. 위 그림에서와 같이 horizontal stabilizer(수평안정판)가 항공기 nose 와 상반되는 aerodynamic force를 발생시켜 세로 안정성을 부여한다.
forward cg 일수록 longitudinal stability가 좋아진다. 더욱 긴 arm의 값때문에 moment가 더 크게 발생하기 때문이다. 반대로 aft cg 는 작은 moment 때문에 longitudinal stability가 낮다.세로안정성(longitudinal stability)의 영향을 미치는 요소는 4가지이다. 1. cg와 cp의 위치 상관관계 2. horizontal stabilizer의 위치와 크기 3. thrust line ( 추력선 ) 4. canard wing ( 카나드 윙 )
a. cp(center of pressure)와 cg(center of gravity)의 위치 . cp가 cg보다 뒤에 위치하여야 세로 안정성이 확보된다. cp가 cg보다 앞에 있다면 , 받음각(AOA)이 증가함에 따라 cp는 앞으로 이동하므로 받음각(AOA)이 더 커지려고 하는 피치 모먼트가 발생하기 때문에 세로 안정성이 떨어진다.b.수평 안정판의 위치 와 면적 . horizontal stabilizer(수평안정판)이 클수록 , cg에서 거리가 멀수록 moment가 크게 발생함으로써 longitudinal stability(세로 안정성)이 증가한다. 세로안정성에서 가장 중요한 요소가 horizontal stabilizer이다. 수평안정판은 항공기 날개 에어포일과 상반되게 역 캠버 형태를 가진다. 이로 인해 수평안정판(horizontal stabilizer)에서는 tail down force가 발생하여 pitch up moment 가 생기고 CG가 CP보다 앞에 있으므로 pitch down moment가 생성되어 이 두 moment가 균형을 이뤄 longitudinal stability를 가지는 것이다.
c. 항공기 속도 . pitch up 상태로 인해 항공기 속도가 감소하면 수평안정판(longitudinal stability)의 tail down force가 감소하여 pitch up moment가 약해져 pitch down 하게 되어 수평자세로 돌아오게 된다. pitch down상태에서 항공기 속도가 빨라지는 경우에는 tail down force가 증가하여 pitch up 하게 되어 수평자세로 돌아오게 된다.d. 추력 . 추력이 증가하면 내리흐름(downwash)의 증가로 horizontal stabilizer의 tail down force 가 증가하여 pitch up moment를 발생시킨다. 추력이 감소하면 내리흐름(downwash)의 감소로 tail down force도 감소하여 pitch down moment를 발생시킨다.e. 추력선(thrust line) . ( 1. 추력증가에 따른 tail down force의 증가 2. 추력 증가시 cg와 추력선의 상하 위치 상관관계에 따른 pitch moment ) 추력선이 cg보다 아래에 있다면 추력증가 시 pitch up moment 발생하고 ( 추력 증가에 따른 tail down force 의 증가로 nose up + below cg thrust line 으로 인한 nose up 으로 세로안정성 bad ) 추력선이 cg의 위치와 같다면 추력에 따른 pitch moment는 발생하지 않는다. 추력선이 cg보다 위에 있다면 추력증가 시 pitch down moment가 발생한다. ( 추력 증가에 따른 tail down force 증가로 nose up + above cg thrust line 으로 nose down 으로 세로 안정성 good )
가로 안정성(lateral stability)이란 logitudinal axis(세로축)에 대한 안정성이다. 즉, roll 안정성이라고 한다. 가로 안정성을 증가 시키는 요소는 다음과 같다. 1. 상반각(dihedral) 2. 후퇴각(sweep back) 3. high & low wing(고익 저익) 4. 용골효과(keel effect) 5.무게분포(weight distribution) 이 있다.
a.상반각(dihedral)
상반각은 가로 안정성을 부여하는 요인 중 비중이 크다. 날개의 상반각을 주어 의도치 않은 roll 현상이 발생했을 시 , 다시 roll out 하게 안정성을 부여한다. 상반각(dihedral)이란 날개뿌리보다 날개 끝이 위에 위치하는 각도를 칭하는 것.
사진에서와 같이 의도치 않은 roll 현상이 발생 했을때 , 기울여진 쪽 날개의 받음각(AOA)이 더 크므로 다시 ROLL LEVEL 하게 된다. 이처럼 상반각을 이용하여 lateral stability를 가질 수 있다.
b.후퇴각(sweep back) 과 고익기(high wing) , 저익기 (low wing)
후퇴각(sweep back)은 lateral stability(수평안정성)을 좋게 한다. 대략 10도의 후퇴각은 1도의 상반각의 효과를 가져온다. 후퇴익 항공기가 roll 하게 되면 아래로 내려간 쪽의 날개는 상대풍이 더 수직인 각도로 날개 전면에 작용하게 되고 , 그로인해 더 많은 양력이 생성되어 roll out 하게 된다.
고익기(high wing)는 저익기(low wing)에 비해 약 5도의 상반각 효과를 더 가져온다. 그래서 고익기 항공기가 하반각 날개를 장착하게 된다 할지라도 lateral stability를 취할 수 있다. ex.mc douglas C-17
ref. pm2 49p , phak 5-18
c.keel effect(용골효과)
고익기(high wing)에서 나타나는 특성으로 weather vane effect 라고도 한다. 배의 keel과 마찬가지로 이 용골효과는 항공기에도 적용된다. 항공기의 CG 위쪽부분이 keel area 이다. 배를 거꾸로 뒤집어 놓은 모양이라고 생각해봐도 된다. 항공기가 한쪽 방향으로 slip 하였을때 , keel area가 넓을 수록 수평안정성이 확보된다. 이러한 복원력이 생성되는 구역이 keel area인 것이다. 상대풍이 keel area에 부딫히며 복원력이 생성되어 다시 평형상태를 유지한다. keel effect는 진자의 운동과 마찬가지로 용골의 위치에 따른 중력의 영향 과 용골의 무게중심에 의해 원래 상태로 돌아오려는 복원력을 형성한다.
ref. 조종사 표준교재 2.4.3 , jeppesen ppm 3-32
방향안정성(directional stability)
방향안정성이란 항공기의 vertical axis(수직축)에 대한 안정성이다. 1. 수직안정판 2. 후퇴익 3. DORSAL FIN 4. SPOILER AFTER LANDING 5. weather vane effect 이 5가지가 방향 안정성에 기여한다. 방향안정성에 가장 큰 역할을 하는 것은 vertical stabilizer (수직 안정판) 이다 . 이 수직안정판(vertical stabilizer) 이 항공기의 기수를 다시 원래대로 복구시키려는 yawing moment를 만들어 낸다. 초기단계에서 항공기가 좌측 혹은 우측으로 기수가 변경되었을 때 수직안정판의 한면( 왼쪽기수변경에서는 오른쪽 면) 이 약간의 받음각이 형성되어져 yawing moment를 만들어 다시 원래대로 복구되어진다. 수직안정판(vertical stabilizer)가 뒤 쪽에 위치할 수록 , 면의 크기가 클 수록 방향안정성은 증대된다.
위 그림과 같이 후퇴익(swept wing) 또한 방향 안정성(directional stability)에 기여한다. 상대풍의 영향을 받는 양쪽날개의 면적 차이 때문에 양력(lift)가 서로 달라지게 되고 , 양력(lift)가 달라짐에 따라 유도항력(induced drag)도 달라지게 되어 결과적으로 틀어진 기수를 원래대로 복구 시키는 yawing moment를 발생시켜 방향안정성에 기여하게 된다. * 후퇴익은 플랩의 효과를 감소시킨다.
ref. 조종사표준교재 32p-33p , jeppesen ppm 3-36-37
수평안정성과 방향안정성의 상호작용
수평안정성과 방향안정성의 상호작용으로 인해 일어나는 현상은 두가지가 있다. 바로 dutch roll 과 spiral instability
더치롤 현상은 항공기에서 자연스럽게 발생하는 현상이다. 항공기가 한쪽 방향으로 롤링하는 중 다른쪽 방향으로 요잉이 일어나는 이러한 일련의 과정이 위상차이를 가지며 나타는 현상이다. 이 현상은 수평선에 8자모양을 그리는 형상으로 나타난다.
더치롤 현상은 상반각의 효과가 방향안정성보다 클때 두드러진다.
기전을 설명하자면 오른쪽으로 롤링이 발생할시 오른쪽으로 사이드 슬립이 발생 - 상반각의 효과로 인해 오른쪽 날개에서 lift가 더 크게 발생하고 항력도 더 크게 발생함 - 오른쪽 날개의 lift가 커짐에 따라 항공기는 roll out을 하려함 - 이시점에서 vertical stabilizer에서는 오른쪽으로 양력이 발생하여 기수를 왼쪽으로 향하게 하려는 moment 발생 - 꼬리날개가 기수를 정렬하려고 할때 , 항공기는 다시 왼쪽으로 roll 발생 - 여기서부터는 위의 일련의 과정들이 반복함에 따라 8자를 그리며 더치롤이 지속되어진다.
기본적으로 항공기는 dutch roll 경향보다 spiral instability 를 더 크게 가지는것이 바람직하여 이토록 설계한다. yaw damper 기능을 이용하여 duchroll의 현상을 방지하며 자이로와 가속계 (gyroscope 와 accelerator)를 이용한다.
나선불안정성(spiral instability)는 정적 방향안정성이 수평안정성보다 강할때 나타나는 특성이다. 항공기가 sideslip이 발생했을때 강한 정적 방향안정성이 항공기 기수를 변화된 상대풍에 맞추어 정렬하려고 지속되는 yaw moment를 발생함으로써 또한 yawing에 따른 roll현상이 점진적으로 강화되어 나선 불안정성이 생기는 것이다. 만약 수평안정성이 정적 방향안정성보다 크거나 비슷하다면 이러한 나선 불안정성은 줄어들게 된다.
ASPECT RATIO란 날개길이(WING SPAN)와 평균시위길이(CHORD)의 비율이다. ASPECT RATIO는 LIFT/DRAG 특성에서 중요한 요소이다. 같은 받음각(AOA)일때 , ASPECT RATIO가 클수록 WINGTIP VOLTEX가 적어진다. 적은 VOLTEX가 적은 INDUCED DRAG를 만든다. 따라서 ASPECT RATIO가 클수록 LIFT/DRAG RATIO도 커진다.
대부분의 훈련용 항공기나 GENERAL AVIATION 항공기는 높은 ASPECT RATIO의 날개를 채택하였다. 특히 , 높은 받음각(AOA)상태인 상승기동에서 큰 ASPECT RATIO가 좋은 항공기 퍼포먼스를 보여준다.
하지만 ASPECT RATIO를 마냥 크게 할 수 없다. 날개 무게가 증가하므로 WING LOAD가 크게 작용된다. 즉, 고속비행에서 날개의 구조적 강도에 불리하며 , 또한 기동성이 감소한다.
큰 ASPECT RATIO의 장점: induced drag의 감소로 lift 증가 , aspect ratio가 증가하면 양항비(lift-drag ratio)도 증가 단점: 항공기 날개 구조적 안정성 낮음(bending stress 증가) , 날개 무게 증가 , 기동성 저하
참고로 양력은 날개 뿌리부분에서 가장 크게 발생하며 , 날개 끝으로 갈수록 양력이 적게 발생된다. 이 양력발생의 분포도를 이용하여 만든 날개가 타원형날개(ELLIPTICAL WING) 이다.
ref.조종사표준교재2.5 , PM2 22p-24p , jeppesen ppm 3-8
TAPER RATIO(테이퍼 비)
TAPER RATIO란 날개 뿌리 시위 길이와 날개 끝 시위길이의 비율이다. taper ratio가 1이면 , 직사각형의 날개형태이다.
TAPERED WING은 날개무게를 줄이고 , INDUCED DRAG를 감소 시킨다. 특히, 고속에서의 항력감소가 특징이다.
WINGTIP VOLTEX가 작게 발생하여 INDUCED DRAG를 적게 발생시킨다.
테이퍼비가 크다는건 직사각형 형태에 가깝다는 것(rectangular wing) . 테이퍼비가 작다(TAPER WING)는건 작은 WINGTIP VOTEX 로 유도항력이 감소해 양력이 증가. 테이퍼 형태에 따른 날개무게 감소. 또한, WING ROOT의 강도가 좋고,연료를 더 많이 탑재할 수 있다.
ref.조종사표준교재2.5 , PM2 22p-24p , jeppesen ppm 3-8
날개형상의 종류( WING PLANFORM )
elliptical wing(타원형)= 날개의 양력발생분포도에 따라 고안된 형태. 아음속 비행에서 가장 이상적인 날개 형태. but 스톨에 취약하다( full stall 이전까지 warning이 거의 없다.) 제작이 어렵다.
regular wing(rectangular wing) = wing root에서 먼저 실속이 발생하기 때문에 타원형 날개보다 stall에 안정적이다. 또한 wing root가 먼저 stall 되므로 aileron 조작도 용이하다.
taper wing= elliptical wing 과 rectangular wing을 혼합한 형태로 induced drag를 최소화 하면서 stall warning에 안정성도 취했다. 특히, 고속에서의 drag감소가 특징이다. 날개의 무게 또한 줄어듬. 제작도 용이하다.
sweepback wing = 고속비행에 적합한 형태. 임계마하수(critical mach number)를 높인다. but stall speed를 높이고 , wingtip에서 스톨이 먼저 일어난다. stall 상태에서의 aileron 조작이 어렵다. * 후퇴익의 leading edge slat과 slot , leading edge flap의 효과는 trailing edge flap보다 크다. 공기흐름의 패턴을 더욱 바꾼다.
forward swept wing = sweepback wing과 마찬가지로 임계마하수를 크게한다. wingtip에서 stall이 먼저 발생하지않는다. 그러나 날개를 비트는 경향이 sweepback wing 보다 크다. 이 경향성이 항공기 구조적 문제를 야기시킨다.
delta wing = 음속을 넘는 속도에서는 60도이상의 후퇴각을 주어야하는데 이는 구조적 안정성을 낮춘다. 그래서 고안된 형태. 초음속 비행에 적합하며, 저속에서 의 유도항력이 크다. 이착륙시에 high speed가 필요해 상업용 항공기에 부적합하다.
*canard(귀날개) = 저속에서의 세로안정성(longitudinal stability)을 확보하기 위해 카나드를 항공기 노즈 부분에 설치하기도 한다. canard는 horizontal stabilizer와 다르게 날개와 같은 위로 양력을 발생시킨다. 그리하여 공기역학적으로 유리하다. 또한 날개보다 낮은 받음각(lower AOA)에서 STALL 현상이 일어나게 설계함으로써, 날개가 STALL되기 전에 NOSE DOWN을 만들어 안정성을 가진다.
후퇴익(sweepback wing)
chord line 에 평행한 사진속의 검은 부분에서만 공기는 가속하게 된다 . 후퇴익은 이 평행하게 흐르는 기류의 양을 줄임으로써 공기를 덜 가속시키고, 이것이 임계 마하수를 높인다. 항공기 동체보다 항공기 날개 윗면이 음속에 먼저 도달하게 된다. 그 이유는 압력이 낮은 항공기 윗면(베르누이)의 공기가 가속하게 되면서 음속에 먼저 도달하기 때문. 이것을 임계마하수(critical mach number)라고 한다. 후퇴익은 이 임계마하수를 높인다. 후퇴익은 날개윗면을 지나는 공기의 가속도를 줄이고, 이것이 임계마하수를 높이는것이다. 또한 후퇴익은 날개 끝에서부터 실속이 일어나게 되어 실속 상태에서 aileron의 조작이 어렵다.
후퇴익의 효과는 다음과 같다.
1. 임계마하수를 높인다. 2. directional stability에 기여한다. ( 기수가 slip side 쪽 날개를 가림 ) 3. Lateral stability에 기여한다 . ( 상반각 효과를 가짐 ) 4. 임계마하수를 높이면서 drag divergence의 속도도 높인다. 5. 천음속구간에서 조종성을 유지시켜준다. 6. 30도 이상의 후퇴익이 효과적이다 7. 마하 2 이상의 속도에선 60도 이상의 후퇴익이 효과적이다.
* 후퇴익에서 leading edge의 high lift device는 trailing edge의 high lift device보다 훨씩 효과적이다. * 후퇴익의 wingtip에서 shock stall 이 발생하면 날개의 cp는 inward forward로 이동한다.
wing washout or wing twist 란 항공기 날개의 양력발생 분포를 의도적으로 줄여나가 wingtip에서 적은 양력을 발생시키게 하는 것이다. 그림에서와 같이 입사각(the angle of incidence)을 wingroot에서부터 wingtip까지 점차 줄여나가 wing root에서 날개의 받음각(AOA)가 크고, wingtip으로 갈수록 받음각(AOA)이 적어진다. 이러한 날개의 특성은 스톨이 wingroot에서부터 발생하게 함으로써 stall 상태에서의 aileron 조종성을 증가시켜준다. 또한 wingroot에서 발생한 airflow seperation이 꼬리날개에 buffet 현상을 일으키므로써 stall warning의 역할도 한다.
INDUCED DRAG를 줄이는 방법 1. TAPERED WING OR ELLIPTICAL WING 2. HIGH ASPECT RATIO 3. WING TWIST( Wing washed out 이랑은 다름) 4. WINGLET
lift/drag ratio 란 양력 대 항력의 비율을 말하는 것이다. 또한 양력계수를 항력계수로 나눈 값과 같다. 양력과 항력 공식을 참조해보면 알 수 있다. 양항비가 크면 1. 장거리 운항에 적합하고 , 2. 항공기무게를 크게 늘릴 수가 있다.
L/D MAX
L/D MAX 란 양항비가 최대가 대는 지점의 속도이다.
PARASITE DRAG와 INDUCED DRAG의 합이 최소가 되는 지점. 즉 TOTAL DRAG가 최소 값을 갖는 속도이다.
이 L/D MAX는 딱 한지점에서만 존재한다.
이 L/D MAX지점에서 받음각이 더 크게 혹은 더 작게 변화하면 항력은 증가한다.
LEVEL FLIGHT을 하는 조건으로 표를 참고하면 된다. 낮은 속도에서는 높은 받음각으로 인해 INDUCED DRAG가 크고 , 높은 속도에서는 빠른 속도로인한 PARASITE DRAG가 크다 .
즉 받음각은 INDUCE DRAG의 증감을 가져오고 , 항공기 속도는 PARASITE DRAG의 증감을 가져온다.
프롭 항공기는 L/D MAX에서 maximum glide range를 얻을 수 있다. 항공기 무게와 상관없이 항상 같은 glide performance를 제공한다.
GA 항공기에서 L/D MAX 속도보다 낮은 속도는 reverse command 지역이다. 즉, pitch for airspeed , power for altitude
L/D MAX 속도보다 높은 속도에서는 pitch for altitude , power for speed 이다.
L/D MAX
제트 항공기
1. BEST ENDURANCE SPEED ( 최대 운항시간을 확보하는 속도 )
best endurance speed는 fuel flow가 최소인 속도이다
2. BEST CLIMB ANGLE SPEED ( 최고 상승각도의 속도 )
3. BEST GLIDE RANGE SPEED ( 무동력일 경우 가장 먼거리를 이동하는 속도 )
* 제트 항공기에서 L/D MAX 이상의 속도에서 maximum rate of climb 속도가 나온다. 최대 상승률
* 제트 항공기에서 L/D MAX 속도는maximum climb angle 속도이다. 최대 상승각
* 제트 항공기에서 L/D MAX 이상의 속도에서 BEST RANGE 속도가 나온다.
프로펠러 항공기
1. BEST RANGE SPEED ( 최대운항거리 속도 )
specific range가 최대일때의 속도이다. specific range란 단위연료무게당 이동할수 있는 거리이다.
시간당연료소모율/시속이 최대 값일 때이다.
2. BEST GLIDE RANGE SPEED ( 무동력에서의 최대거리 확보하는 속도 )
ref.https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/ldrat.html , Airplane Flying Handbook, 4–3, Aerodynamics for Naval Aviators, p. 32–33, Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge, 5–5 through 5–6
항력(DRAG)란 공기흐름에 저항하는 힘으로 항공기의 진행을 방해하는 힘. 항력은 고체가 유체를 통과하면서 생성된다. 항공기 표면 마찰로 인해 유체속도가 느려지면 , 유체의 점성에 의해 항공기 표면을 지나는 공기의 일부분이 속도가 느려지게 되고 , 즉 , 마찰과 점성으로 인해 항력이 생성된다. 항력은 1. 추력에 반대되고 , 2. 상대풍(RELATIVE WIND)과 평행 3. flight path에 평행 양력이 생성되면 항력은 필수적으로 동반되어 진다.
항력은 크게 유도항력(INDUCED DRAG) 와 유해항력(PARASITE DRAG)으로 구분짓는다.
유도항력(induced drag)은 양력이 발생함에 따라 필수적으로 생성되는 항력이다.
유해항력(parasite drag)은 항공기 주변 공기의 흐름, 난기류 , 혹은 항공기 형상 등으로 공기의 흐름을 방해 함으로써 나타나는 항력이다. form drag(형상항력) , skin friction drag (마찰항력) interference drag(간섭항력) 으로 구분 짓고 , 초음속 항공기에 적용되는 wave drag(초파항력)도 있다.
PROFILE DRAG는 SKIN FRICTION DRAG와 FORM DRAG를 합쳐 지칭하는 단어이다.
유도항력(induced drag)
유도항력은 양력이 생성됨에 따라 필수적으로 따라오는 항력이다. 받음각(AOA)에 직접적인 연관이 있다. 유도항력의 생성기전은 항공기 날개 위아래면의 압력차로 인해 , 공기가 아래에서 위로 흐르려고하여 와류(voltex)생성 - 와류가 날개 뒤쪽으로 돌아 나가면서 하강기류(downwash) 생성 - downwash가 상대풍의 방향을 아래 쪽으로 바꾸면서 상대풍에 수직으로 발생하는것이 양력인데 상대풍의 방향이 아래쪽으로 바뀌면서 양력의 방향도 약간 뒤쪽으로 바뀌어 작용한다. 여기서 양력은 비행방향에 수직인 성분 , 비행방향에 수평인 성분 으로 나뉘는데, 비행방향과 수평인 성분이 유도항력으로 작용한다. 유도항력은 downwash가 강해짐에 따라 강해진다. 또한 , 속도의 제곱에 반비례한다. 즉 낮은 속도일때 받음각이 커지기 때문에 유해항력(INDUCED DRAG)의 값은 크다.
유도항력을 줄이는 방법은 다시말해 , 1. wingtip voltex를 줄이는 것과 같다. 1. TAPERED WING , ELLIPTICAL WING 사용 2. HIGH ASPECT RATIO 적용 3. WING WASH OUT 4. WINGLET 장착
항공기 중량이 증가하면 같은 고도를 유지하기 위해 더 많은 양력이 필요하게 되므로 유도항력이 증가한다.
BANK ANGLE 에 따른 INDUCED DRAG
1. 15도 뱅크 유도항력 7% 증가 2. 30도 뱅크 유도항력 33% 증가 3. 45도 뱅크 유도항력 100% 증가 4. 60도 뱅크 유도항력 300%증가
* BANK ANGLE 에 따른 LOAD FACTOR 1. 45도 1.5 G 2. 60도 2G 3. 70도 3G
LOAD FACTOR 2G 이면 INDUCED DRAG는 4배 증가 . 제곱으로 증가
ref.조종사 표준교재 2.1.3 , jeppesen ppm 3-16 , PM2 20p
유해항력(parasite drag)
간섭항력(interference drag)는 공기의 흐름이 교차되어지는 지점에서 형성된다. 예를 들면 윙루트(wing root ) 같이 두면이 수직으로 되어 있는 부분에서 간섭항력(interference drag)가 발생한다. 수평미익과 수직미익이 연결되는 지점도 마찬가지이다. 랜딩기어도 interfence drag를 생성한다. 두 공기의 흐름이 교차되면서 생기는 항력인 것이다. 이러한 부분에는 fairing 혹인 fillet 을 장착하여 공기의 흐름이 수직으로 교차되어 지지 않게 함으로써 interference drag를 줄인다.
형상항력(form drag)는 항공기 동체와 그 주위를 지나가는 공기의 흐름에 의해 발생되는 항력이다. 공기 흐름이 분리되어 발생한 wake에 의해 발생되는 항력이다. 유선형(streamline)의 형상일 수록 이 form drag를 줄일 수 있다. WAKE가 클수록 FORM DRAG도 커진다. 항공기 랜딩기어에 FARING을 장착해 형상항력을 줄일 수 있다.
SKIN FRICTION DRAG는 항공기 표면의 거친부분에 의해 생성된다. SURFACE AREA , ROUGHNESS , AIRSPEED 에 관련이 있다. 아무리 매끈한 동체도 현미경으로 관찰하면 거친표면이다. 공기의 얇은 층이 이 거친표면에 정체되면서 발생하는 항력이다. 이러한 이유로 항공기 리벳을 평평하게 만들었다.
조파항력(wave drag)은 항공기가 천음속 혹은 초음속 비행을 할 때 발생하는 항력이다. 천음속 항공기도 항공기 형태에 따라 부분적으로 음속을 넘을 수 있다.(민항기의 항공기 날개 위 등) . wave drag가 생성되는 속도를 항력발산 마하수(DRAG RISE DRAG DIVERGENCE) 라고하며 , 이 항력발산을 지연시키고자 sweep back (후퇴익) 모양의 날개를 채택했다.
속도에 따른 INDUCED DRAG & PARASITE DRAG
속도가 2배 유해항력은 4배증가 STALL SPEED에 가까울때 INDUCED DRAG는 가장 크고 , PARASITE DRAG는 가장 작다. INDUCED DRAG는 속도에 반비례 PARASITE DRAG는 속도의 제곱으로 커진다.
기압고도(pressure altitude)는 해당 지역의 기압치 대신 29.92inhg를 세팅하였을 때 고도이며 , 전이고도(transition altitude)이상의 고도에서는 기압고도를 모두 사용하도록 통일 되어진다.
절대고도(absolute altitude)는 AGL(above ground level) 해수면이 아닌 지표면 혹은 장애물 으로 부터의 실제 고도이며, 절대고도의 측정은 항공기 radio altimeter로 전파를 이용하여 측정한다.
진고도(true altitude)란 MSL(mean sea level) 에서 부터의 고도이다. 전이고도(transition altitude)미만에서는 고도계가 진고도를 지시하도록 local altimeter setting을 하여야 한다.
밀도고도(density altitude)는 pressure altitude 에서 공기의 비표준온도를 수정(non standard temperature를 보정)한 고도이며, 항공기 퍼모먼스에 직접적으로 연관이 있는 고도이다. 온도가 상승하면 밀도고도도 상승하고 항공기 퍼포먼스는 저하된다.
표준 기준면(standard datum plane) 이란 높이의 기준점이 되는 면을 의미하며, 이 기준면이 0m가 된다. 15'c ,29.92inhg해수면의 높이를 표준기준면으로 정하며 3-5년 간의 평균 해수면의 높이를 기준면으로 한다.
encoding altitude는 mode c transponder에서 송출하는 고도로 트랜스폰더상의 고도이며 29.92 inhg를 기준으로한다.
ref. phak 8-6 , 조종사표준교재 159p
고도계 수정치(altimeter setting)란 고도계를 수정하는 방법을 이야기한다. QFE , QNH , QFF , QNE의 방법이 있다.
QFE(현지기압, field elevation pressure) 공항공식표고(official elevation of the aerodrome)에서의 기압값, QFE를 기준으로 하여 기압고도계를 세팅한 항공기는 공항 공식 표고점(예:인천공항 6.9m)에 있을 경우 고도계 값은"0"으로 표시된다. * 기압측정 기준 고도는 ARP를 사용한다. runway threshold가 ARP와 7ft 이상 차이 날 경우 runway threshold 고도를 사용한다.
QFF(해면기압, mean sea-level pressure) QFF는 공항 기압계 설치지점으로부터 평균해수면(mean sea-level)까지를 실제대기조건으로 현재온도를 적용한다. QFF와 QNH의 차이는 대기의 상태가 국제표준대기와 명확히 다를 때(예를 들면, 기온이 높고 고도가 높은 공항) 확연히 구별된다. 해면경정이란 공항 기압계 설치지점부터 해수면까지를 ISA 기준으로 보는 방법이다. 즉 , QFF는 공항표고의 온도에서 평균해수면의 온도까지 실제대기조건으로 측정한 기압 수정 방법이다. 즉, QNH는 공항표고에서부터 평균해수면까지를 ISA 기온감률조건으로 가정하여 측정한 기압 수정 방법이다. 온도가 ISA 감률조건이라고 가정하여 해면경정
QNH(고도계 수정치, atmospheric pressure at nautical height) 현지기압(QFE)에서 해수면까지를 ICAO 표준대기 값(ISA)을 적용하여 해면경정한 값. QNH로 기압고도계를 세팅한 항공기가 공항 공식 표고에 있을경우 고도계 값은 공항의 공식표고 값(예: 인천 6.9m)을 나타낸다.
QNE(고도계 수정치, 전이고도(14,000ft) 이상에서 사용) QNE는 기압고도계의 표준대기 1013.2hPa로 맞추는 고도계 수정치이며 QNE로 공항의 착륙지점까지의 고도를 알 수 있다. 대양 상공을 비행하거나 특정고도 이상의 고공을 비행할 때에는 동일한 QNE를 사용하여 항공기 충돌을 방지한다.
ref. 항공기상 업무지침 190p
전이고도(transition altitude) 란 항공기의 수직고도가 공항주변 MSL를 기준으로 통제되는 고도를 말한다. transition height 란 AGL airport reference point 기준으로 항공기 수직고도가 통제되는 고도를 말한다. 전이층(transition layer) 이란 전이고도와 전이비행고도의 사이에 있는 층을 말한다. 전이층을 통과하며 강하하는 항공기는 QNH 고도계 세팅을 하여야 하며 , 전이층을 통과하여 상승하는 항공기는 QNE 고도계 세팅을 하여야 한다. 전이비행고도(transition level) 란 FL(flight level)을 사용 가능한 가장 낮은 고도를 말한다. transition level 부터 FL을 사용하여야 한다.
양력(lift)이란 유체(물이나 공기)의 흐름방향(flow direction aka relative wind)에 대해 수직으로 작용하는 힘이다.
*상대풍(relative wind)이란 항공기 진행방향(flight path)과 정반대 되는 방향. lift는 relative wind에 수직으로 발생하고, drag 때문에 total aerodynamic force는 약간 뒤쪽으로 발생한다. 즉 , 양력은 1. relative wind 2. flight path 의 수직으로 발생 즉 , 항력은 1. relative win 2. flight path 의 반대방향으로 발생
부력은 유체나 물체가 정지해 있어도 생성되는 힘이지만, 양력은 유체나 물체중 하나는 흘러야 한다. 즉, 유체 혹은 물체의 움직임이 필요하다는 차이점이 있다.
양력은 아래와 같은 이유로 생성된다. a) 뉴튼의 제3법칙(작용. 반작용) b) 날개 윗면과 아랫면의 압력차(베르누이의 정리에 의해 유체의 속도가 빨라지면 압력 감소)
추가적인 양력은 a) 코안다 효과 b) 마그누스 효과 등에 의해 생성된다.
양력 발생의 원리에 잘못된 이론 몇 가지를 알아본다. a. 벤츄리 효과(ventury effect) b. 동시 통과 이론(equal transit time) c. 물수제비 이론(skipping stone)
정확한 양력의 계산은 나비에-스토크스 방정식으로 구할 수 있지만 , 아직 풀리지 않은 난제이며 , 정확한 해가 없어 근삿값으로 유추해볼 수 있다. 나비에-스토크스 방적식이란 뉴튼의 제2법칙(f=ma)에 유체의 압축성과 점성을 고려한 식이다. 유체의 점성을 고려하지 않고 압축성만 고려한다면 오일러 방정식(f=ma에 유체의 압축성을 고려한 식) 이 적용된다. 참고로 속도는 세기와 방향성을 가지며, 속력은 세기만 가진다.
양력공식
CL=양력계수 S=날개단위면적 P=공기밀도 V=항공기속도
양력계수란 양력(lift)을 받음각(AOA)에 따라 측정한 값이다. 풍동실험을 통해 값이 산출되며, 익형(AIRFOIL)의 형태에 따라 값이 달라지므로 , 각각의 익형(AIRFOIL)마다 풍동실험을 통해 양력계수를 산출한다. 즉, 조종사는 받음각(AOA)을 변화시키므로써 양력계수(CL)를 변화시킬 수 있다.
200mph이하의 속도에서는 양력계수의 값이 꽤 정확하지만 , 200mph이상 혹은 음속의 속도에서는 공기의 압축성 때문에 값이 부정확해진다. 또한, 공기의 점성이 풍동실험의 조건과 크게 다르다면 양력계수 또한 부정확한 값이 될 수 있다.
뉴튼의 제3법칙(작용. 반작용):항공기 날개(airfoil)를 지나는 air flow의 방향이 아래로 휘어지게 되고(날개 airfoil 형태 혹은 AOA에 따라 공기 흐름의 방향이 아래쪽으로 흐르게 된다), 그(DOWNWASH)에 대한 반작용으로 위로 작용하는 힘이 발생하여 양력이 발생한다.
이를 증명하는 실험이 벤츄리관 실험이다. 벤츄리관 실험: 총 압(total pressure)이 항상 어느 지점에서나 같아야 하므로, 면적이 좁은 ventury throat(사진)에서는 유체의 속도가 빨라지므로써 총압(total pressure)이 같게 되는 결과 값을 나타낸다.
벤츄리관 실험의 결론: 유체 속도가 빠르면 압력이 낮다.
참고로 ventury effect를 이용한 항공 계기는 pitot tube가 있다.
이 베르누이의 정리는 양력을 설명함에 있어서 한계가 있다. A) The theory is based on an analysis of a Venturi nozzle. But an airfoil isnota Venturi nozzle. 항공기 날개 에어포일 주변의 공기는 벤츄리관처럼 갇혀있지 않다. B) The Venturi analysis cannot predict the lift generated by a flat plate. 익형(airfoil) 형태가 아닌 평평한 물체에서의 양력 설명을 할 수 없다. 라이트 형제의 초기 비행기는 곡률(camber)이 0 였지만 양력이 발생한다. C) This theory deals with only the pressure and velocity along the upper surface of the airfoil. It neglects the shape of the lower surface. 항공기 날개 윗면의 익형(airfoil) 형태에 따라 벤츄리 효과가 일어난다는 것인데, 항공기 날개 아랫면도 양력 발생에 영향을 끼친다.
코안다 효과(coanda effect)란 제트 유체가 물체 표면을 따라 더욱 달라붙어 흐르려고 하는 경향성이다. 제트 유체란 주변 흐름보다 더 빠른 유체의 흐름을 말한다. 이것은 베르누의 정리(속도가 빠르면 압력이 낮아지고, 속도가 느리면 압력이 높아진다)와 관련이 있다.
원리는 물체의 윗면에서 제트 유체가 흐르면 상대적 저기압이 되고 상대적으로 고기압인 물체 상부 주변의 공기가 제트유체를 누르면서 제트유체가 물체에 달라붙어 흐르려는 경향성을 가지는 것이다. 예를 들어 입으로 바람을 부는 행위 , 헤어드라이기 등을 생각하면 이해가 쉽다. 코안다 효과의 실생활에서의 활용은 다이슨 에어 랩, 무풍 선풍기 등이 있다.
코안다 효과(coanda effect)를 이용하여 만든 항공기 보잉사 YC-14 항공기, 안토노브 an-72가 있다. 코안다 효과를 이용하여 항공기 날개에 수직적인 힘을 추가할 수 있고, 상대적으로 더 높은 AOA에서도 흐름 박리(airflow separation)를 더 지연시키는 효과가 있다.
마그누스 효과(magnus effect)란 코안다 효과와 마찬가지로 베르누이의 정리가 기반이 되는 현상이다. 유체 속을 회전하며 나아가는 물체의 회전 방향은 저기압 , 반대방향은 고기압이 형성되고, 이로 인해 수직으로 발생하는 힘이 magnus force이다.
마그누스 효과(magnus effect)를 활용하여 나는 비행기 실험.
양력 발생과 관련하여 잘못된 이론들을 살펴본다.
a. 벤츄리 효과(ventury effect)
위에서 설명했듯이 베르누이의 정리에서의 벤츄리 효과는 양력을 설명함에 있어서 한계가 있다. A) The theory is based on an analysis of a Venturi nozzle. But an airfoil is not a Venturi nozzle. 항공기 날개 에어포일 주변의 공기는 벤츄리관처럼 갇혀있지 않다. B) The Venturi analysis cannot predict the lift generated by a flat plate. 익형(airfoil) 형태가 아닌 평평한 물체에서의 양력 설명을 할 수 없다. 라이트 형제의 초기 비행기 혹은 곡률(camber)이 0 인 항공기도 양력이 발생한다. C) This theory deals with only the pressure and velocity along the upper surface of the airfoil. It neglects the shape of the lower surface. 항공기 날개 윗면의 익형(airfoil) 형태에 따라 벤츄리 효과가 일어난다는 것인데, 항공기 날개 아랫면도 양력 발생에 영향을 끼친다.
공기 분자가 날개의 아랫면에 부딪혀 양력이 발생한다는 이론이다. a) his theory is concerned with only the interaction of the lower surface of the moving object and the air. 단지 날개의 아랫면의 상호작용만을 다루었다. b) Because this theory neglects the action <--> reaction of molecules striking the upper surface. 날개의 윗면에서도 분자의 상호작용이 있는데 무시한 이론이다.
하지만 특정 조건에서는 맞는 이론이다. 고속의 항공기가 고고도의 저밀도 상공을 지날 때에는 성립된다. 예를 들어 스페이스 셔틀이 10,000 mph(초음속)에서 지구 대기권에 들어오려고 할 때는 성립한다. 지구 대기는 고밀도이기 때문에.
참고로, 보통의 항공기에서 무게 중심점(CG)은 압력 중심점(CP)보다 앞쪽에 있도록 요구한다. 무게 중심점(CG)이 압력 중심점(CP)보다 앞쪽에 있으므로 NOSE DOWN MOMENT가 발생하고, 이 NOSE DOWN MOMENT가 항공기 안정성을 부여한다. (CP = CL) 항공기 nose가 pitch up 할수록 항공기 꼬리날개의 tail down force는 줄어듬(꼬리날개의 받음각 감소). 받음각 증가하면 , 꼬리날개 받음각 감소하여 taildown force 감소 . 받음각 감소하면 , 꼬리날개 받음각 증가하여 , taildown force 증가 그 결과, pitch up 된 노즈가 down 되려는 moment 발생. 반대의 경우 , 항공기 nose가 pitch down 할수록 항공기 꼬리날개의 tail down force가 증가(꼬리날개의 받음각 증가)되어 nose pitch up moment를 만든다. 이러한 작용이 longitudinal stability를 증가시킨다.
CG가 앞으로 이동할수록( forward CG) 위 표와 같은 효과들이 나타나게 된다.
1. FWD CG인 경우
a.longitudinal stability 증가 b. lower cruise speed.( fwd cg때문에 증가된 tail down force를 상쇄하기 위해 같은 속도에서 더 큰 받음각이 필요하다 ) c. higher stall speed ( fwd cg 때문에 증가된 tail down force를 상쇄하기 위해 즉 동 lift를 생성하기 위한 속도와 받음각이 더 필요하다 ) d. easy to recover stall
2. AFT CG인 경우
a. longitudinal stability 감소 b. high performance c. lower stall speed d. hard to recover stall
* 일반적으로 landing gear를 extend 하면 cg는 약간 전방으로 이동한다. * 반대로 landing gear를 retract 하면 cg는 약간 후방으로 이동한다.
ref. jeppensen ppm 528p
*받음각( AOA ) 는 1. 양력 , 2. 항력 , 3. 속도를 컨트롤한다. * 고고도에서는 저고도 보다 같은 양력을 만들어내기 위해 더 빠른 TAS가 필요하다. 공기의 밀도가 낮기 때문이다. *즉 같은 AOA 와 같은 고도에서 비행하기 위해선 고도가 상승할수록 더 빠른 TAS가 필요하다. *항공기는 이러한 뉴튼의 제2법칙(작용. 반작용) 혹은 압력의 차이들을 이용하여 공중으로 부양(LIFT)되기 때문에익형(airfoil)의 형태를 날개에 적용함으로써 양력의 효과를 극대화하고 항력을 최소화시켰다.
