ATP AERODYNAMICS AND AIRPLANE

1. flight control

• primay flight control 은 1. elevator 2. aileron 3.rudder
• secondary or auxiliary flight control 은 나머지 ( flap , spoiler , trim , slat , slot 등 )

 

2. AILERON

• 민항기는 inboard & outboard aileron 이 있다.
• outboard aileron은 저속에서만 사용한다. 고속에서 outboad aileron은 windtip twist를 야기한다.

 

3. TAB

• TAB의 종류는 9가지로 다음과 같다.
• ( 2가지 더 있다. ground adjustable trim tab , adjustable stabilizer )

1. control tab
control tab 은 민항기에 장착되며 , flight control malfunction 상황 시 manual back up system 으로 사용될 수 있다.
manual back up 을 manual reversion 이라고도 한다.
manual reversion 시 , control tab은 unlock 되어 , control wheel 조작시 control tab이 조작되어 백업 시스템의 역할을 한다.

2. elevator trim tab ( trim tab )
remain fix at all position이며 , flight control pressure를 제거하는 목적으로 조작된다. trim tab은 remain fix at all position이다. tail down force를 control 한다.

3. servo tab
servo tab은 primary control surface를 그 위치에 holding 하는 목적으로 조작된다. 조종사의 control force를 줄이는 목적이다.

4. anti- servo tab
anti-servo tab은 조종사의 control force를 증가시켜 , prevent control surface from moving full deflection 을 목적으로 한다.

* anti- servo tab만 control surface와 same direction으로 조작되며 , 나머지 trim들은 opposite direction으로 조작된다.

4. WING LIFT ALTERING DEVICES

• high lift device는 increase lift at low airspeed 를 목적으로 한다.
• wing lift device는 5 종류가 있으며 , 다음과 같다.

1. leading edge flap
leading edge flap은 wing camber 증가 시켜 , 공기 흐름의 박리를 지연시킨다.

2. leading edge slot
leading edge slot 은 high pressure air below the wing 이 low pressure area로 흐르게 하여 , 공기 흐름의 박리를 지연시킨다.
slot의 장점은 2가지로 다음과 같다.
1. pitching moment의 변화가 없다.
2. drag의 증가가 없다.

3. leading edge slat
leading edge slat은 날개의 윗면에서 작용하는 것으로 , wing camber와 날개 면적을 증가시켜 , 공기 흐름의 박리를 지연시킨다.
* leading edge flap & slat & slot 은 swept wing에서 trailing edge flap 보다 더욱 효과 적이다.

4.spoiler
flight spoiler는 drag를 증가시켜 lift를 줄이고 , 더욱 steep한 강하를 만든다.
flight spoiler는 1. 항공기 rolling 시 adverse yaw를 제거한다. 2. Directional control 증가 3. 랜딩 후 스포일러 사용으로 풋 브레이크 효과 증대 4. Drag증가로 더욱 steep한 강하율 제공

ground spoiler는 landing 후 항공기 바퀴에 작용하는 무게를 증가시켜 브레이크의 효율을 좋게 한다.
ground spoiler는 landing 후 aerodynamic brake의 역할을 하며 , landing speed 의 30%까지가 가장 효과 적이다.

5. flap ( trailing edge flap )
flap은 secondary flight control system이다.
flap은 nose down moment를 만든다. fowler flap이 가장 큰 nose down moment를 발생시킨다.
think wing 일 수록 flap의 효과는 커진다.
양력은 플랩 첫 50%전개시 전체 양력증가량의 50% 이상 발생시키고 , 50% 이후엔 전체 항력증가량의 50% 이상 증가한다.
flap의 종류는 4가지로 다음과 같다.

plain flap - chord line을 증가시켜 양력과 항력을 증가시킨다.
split flap - plain flap 보다 약간의 양력을 생산하고 , 항력은 더 많이 생산한다.
slotted flap - plain , split flap 보다 양력을 많이 생산하고 , 항력은 적게 생산한다.
fowler flap - 4가지 플랩 중 양력은 가장 크게, 항력은 가장 적게 만든다. slotted flap 과 유사하지만 flap이 flap track fairing 을 따라 전개 되므로 , 날개 면적의 증가를 가져온다. 즉 , 날개면적 증가 & chord line 증가 한다.

6. boundary layer control
BLC는 boundary layer control의 약자로 , high AOA에서의 공기 흐름 분리를 지연시킨다.

5. ANGLE OF ATTACK / LIFT

• lift 증가량은 airspeed 의 제곱 만큼 증가한다.
• CLmax 의 속도는 stall speed 이다.
• high altitude 에서 더 높은 TAS가 요구된다. 동일 IAS를 얻기 위해서 더 높은 TAS가 필요하다 . 공기의 밀도가 낮아지기 때문이다.
• ground effect에서 떠날 시 , 동일 양력을 만들기 위해 reduce AOA가 필요하다.
• angle of attack 은 1. airspeed 2. lift 3. drag 를 조절한다.
• propeller 항공기와 turbine 항공기의 stall 은 차이가 있다. propeller 항공기는 프로펠러 후류 slipstream effect로 인해 IAS가 낮아도 ( trust 추력이 0 여도 ) 양력을 증가 ( dynamic pressure 증가 ) 시킨다. turbine 항공기는 안된다.

 

6. DRAG

• L/Dmax 속도보다 1. 높거나 2. 낮은 속도에서 total drag는 증가한다. ( L/D MAX 그래프를 참조) ( 유도항력증가 )
• L/Dmax에서의 AOA 보다 , 크거나 작은 AOA 에서도 total drag는 증가한다.
• L/Dmax에서 프로펠러 항공기는 1. maximum range 2. best glide range를 얻는다.
• 항공기 무게에 따라 best gilde speed는 변화하지만 , best glide range는 L/Dmax에서 무게에 따라 변하지 않는다.
• ground effect를 떠날 떄 , 같은 양력을 만들어 내기 위해 , 항공기 AOA는 커져야 한다. ( 유도항력의 증가 때문 )
• 항공기 무게가 증가할 수록 , 유도항력은 커진다.
• 항력은 boundary layer가 airfoil surface에서 분리 될 때 상당히 커진다.
• boundary layer에 high speed jet air를 공급하므로써 , airflow의 separation을 지연시킬 수 있다. ( compressor bleed air 공급 )
• 2g의 steady level flight 는 4배의 induced drag를 생성한다.
• 15도 뱅크는 7% 유도항력 증가
• 30도 뱅크는 33% 유도항력 증가
• 45도 뱅크는 100% 유도항력 증가
• 60도 뱅크는 300% 유도항력 증가
• critical mach number 속도의 5-10% 더한 속도에서 drag divergence , drag rise , force divergence 현상이 나타난다.

7. STALL SPEED

• wing mounted voltex generator 는 후퇴익에서 유도항력을 감소시킨다. 이것은 또한 drag rise를 지연시키고 , 고속에서 aileron의 효력을 더 지속시킨다.
• Vs indicated stall speed는 1. bank 2.weight 3. load factor 4. power 에 영향을 받는다.
• Vs indicated stall speed는 AOA에 영향을 받지 않는다.
• stall warning device는 pressure distribution , relative wind를 감지하여 작동한다.
• 고속에서의 turbulent air는 airfoil의 스톨을 야기한다.
• stall speed 와 다르게 stall 은 항상 critical aoa에서부터 발생한다.
• stall recovery는 1. break aoa 2. increase power 의 순서이다.

 

8. LOAD FACTOR

• load factor 하중계수는 lift/weight 이다.
• 3g란 3배의 하중이 작용하는 것이다.
• level flight의 조건에서 angle of bank 가 load factor를 결정한다.
• Vne 는 never exceed speed의 약자로 , 항공기 ASI에 red line으로 표시 되어 있는 IAS는 다른 조건에 의해 변하지 않는다. Vne TAS 는 고도에 따라 변화한다.
• Vne는 Vd design dive speed 의 0.9의 값으로 설정 되었다. Vd 속도란 항공기 테스트에서 실시한 가장 빠른 속도이다.

 

9. PALLET WEIGHT

• pallet maximum weight 는 pallet dimension 00 x 00 를 곱한다.
• 곱한 숫자에 144를 나눈다.
• 나눈 숫자에 floor load limit을 곱한다.
• 그 숫자에 pallet weight & tie-down device 의 무게를 빼면
• pallet maximum weight 의 값을 알 수 있다.

 

10. CLIMB

• L/Dmax 이상의 속도에서 pitch를 증가시키면 상승한다.
• 제트 항공기의 경우 maximum rate of climb 은 greater than L/Dmax 속도에서 발생한다.

 

11. TURN

• constant rate of turn 에서 altitude & bank 를 고정하고 , 속도만 변화 한다면 , turn rate 는 감소하고 , turn radius는 증가한다. load factor는 유지된다.
• slower speed 와 steeper bank 에서는 rate of turn 은 증가 , turn radius는 감소한다.
• 조종사가 no corrective action 중 angle of bank를 증가시키면 , vertical lift component의 감소 , horizontal lift component의 증가로 인해 desending 하고 desent rate는 증가한다.
• level coordinate turn에서 centrifugal force & horizontal lift conponent는 같다. load factor는 증가한다.
• maximum turning capacity의 요소는 3가지로 1. maximum lift capacity 2. powerplant 3. operating structure limit 이 있다.
• lift capacity & structure limit 은 low altitude에서 중요하다
• lift capacity & power plant 는 high altitude 에서 중요하다.
• steep turn 기동 중 airspeed 가 증가하면 , bank 또한 증가하여야 same rate of turn 을 유지할 수 있다.

 

12. STABILITY

• stable airplane tends to return to the original position의 경향이 있다.
• stability의 종류는 2가지로 , 1. static stability 2. dynamic stability 가 있다.
• positive static stability는 original position으로 돌아오는 경향
• neutral static stability는 이동한 position에 머무르는 경향
• negetive static stability는 original position에서 더 멀어지려는 경향
• positive dynamic stability는 oscillation이 점차 작아지며 , 끝에는 original position으로 돌아가려는 경향
• neutral dynamic stability는 oscillation이 변하지 않고 유지되는 경향
• negative dynamic stability는 oscillation이 점차 커지는 것이다.
• logitudinal stability는 lateral axis 축으로 작용
• lataral stability는 logitudinal axis 축으로 작용
• directional stability는 vertical axis 축으로 작용
• engine trust line은 항상 cg보다 위에 설계된다. 이것이 longitudinal stability를 강화한다. 추력선이 cg보다 위에 있다면 , 항공기 추력 증가 시 pitch down moment가 작용하고 , 꼬리날개의 tail-down force로 인해 안정성이 증대 된다.
• engine thrust line이 cg보다 아래에 있다면, 항공기 추력 증가 시 nose up moment를 발생시키고 , 불안정해 진다.
• compressibility 는 공기의 압축성으로 , 통상 200kt IAS 이상에서 압축성이 발생한다. 음속에서 중요한 특성이다.
• subsonic 아음속으로 0.75 이하의 속도
• transonic 천음속으로 0.75 - 1.2 속도
• supersonic 초음속으로 1.2- 5.0 속도
• hypersonic 극초음속으로 5.0 이상
• transonic 천음속 구간에서 항공기 주변의 공기흐름은 subsonic 과 transonic이 동시에 흐르게 된다.

 

13. EFFECT OF REARWARD CG

 

• aft cg 에서 항공기 퍼포먼스는 좋다. 이유는 horizontal stabilizer의 tail down force가 적게 필요하기 때문.
• aft cg 에서 1. lower stall speed 2. high cruise speed 3. high performance 4. hard to recover stall / spin 5. but longitudinal stability is bad
• aft cg는 flat spin을 야기할 수 있다. flat spin에 빠지면, nose down & recover는 불가능해진다.

14. TAKE OFF & LANDING PERFORMANCE

• upslope runway는 takeoff distance를 증가시킨다.
• 이륙속도가 1% 증가 하면 , 이륙거리는 2% 증가
• 이륙무게 10% 증가하면 , 이륙거리 21% 증가
• headwind는 ground speed를 줄여 , takeoff distance를 줄인다.
• V1 속도는 항공기 무게가 증가할수록 , 감소한다. ( 무거운 하중으로 제동에 더 오랜 시간이 소요되기 때문 )
• high-elevation airport에서는 ground speed는 증가한다. 또한 동일 IAS를 위해 더 높은 TAS가 필요하다. 즉 , 더 긴 이륙거리가 필요하다.
• Vmbe는 maximum brake energy limits speed로써 , 항공기 foot brake를 사용가능한 최대속도를 말한다.
• landing speed는 1.3 Vso의 속도로 보통 결정한다. 혹은 1.23 Vat 이다.
• aerodynamic brake는 touchdown speed 의 60-70%까지가 효과적이다.
• 3도 glide path에서 1도의 변화 당 500ft의 착륙거리가 증가 감소한다.
• Vref +10kt 속도에서는 2800ft의 착륙거리가 증가한다 ( 2500ft touchdown + 300ft landing roll 증가 )
• landing weight 21% 증가는 , 10% 의 landing speed 증가를 가져온다. landing distance는 20%를 가져온다.
• 즉 랜딩거리는 무게증가량에 비례 , 랜딩속도는 무게증가량의 절반이다.
• 랜딩속도가 10% 초과 시 , 랜딩거리는 20% 증가한다. 즉 ,무게와 거리는 비례 , 속도는 무게와 거리에 절반.
• headwind가 landing speed의 10% 일 때 , landing distance는 19% 감소한다.
• tailwind가 landing speed의 10% 일 때 , landing distance는 21% 증가한다.
• TCH에서 50ft 초과하면 1000ft의 landing distance가 증가된다.

 

15. MAXIMUM RANGE

• headwind 상황은 , airspeed를 증가시켜 빠르게 탈출한다. maximum range를 위해
• tailwind 상황은 airspeed를 감속하여 천천히 탈출한다. maximum range를 위해
• 항공기 무게가 감소할 수록 , 1. 고도 상승 2. 속도감속 으로 maximum range를 얻을 수 있다.
• 제트 항공기의 maximum range speed는 속도/추력의 비율이 가장 클 때 얻어 진다. L/Dmax속도 이상에서 maximum range speed를 얻을 수 있다.
• 제트 항공기가 고도가 높아짐에 따라 증가되는 단위거리는 다음과 같은 3가지로 인해 발생한다.
• 1. 동일 추력으로 더 높은 TAS , 2. low engine inlet temperature 3. 증가된 engine rpm 3가지는 단위거리를 증가시킨다.
• 40,000ft에서의 specific range는 MSL 보다 150% 증가한다.
• 연료소모로 인한 항공기 무게 감소로 속도와 고도를 바꾸어 maximum range 를 위한 기술이 cruise control이다.
• cruise control은 99% of maximum range 로 비행하는 것이다. LRC라고도하며 LRC = 99% of MRC 이다.
• 고도 증가에 따른 단위거리 증가는 3가지로 인해 발생한다.
• 1. V/Tr의 증가 단위속도당 필요한 추력비 의 증가 2. 대류권에서의 고도증가에 따른 외기온도 감소로 인해 inlet temperature 감소 3 . 밀도 감소로 인한 engine rpm 증가.
• 위와 같은 이유로 대류권계면에서의 단위연료소모량은 msl에서의 80%까지 감소된다.
• 대류권계면 이상의 고도에서는 1. 온도가 일정고도까지 유지됨에 따라 단위연료소모량 정체 2. 엔진효율감소 3. 너무 낮은 공기밀도로 인한 combustion chamber의 압력 감소
• 고도에 따라 증가하는 TAS가 이 효과의 2/3 , 엔진 퍼포먼스 증가가 1/3이다.

 

16. PROPELLER PITCH AND ENGINE PERFORMANCE

• 프로펠러 pitch는 위치에 따라 다르다. 프로펠러의 선속이 root에서 tip으로 갈수록 달라지기 때문에 cruise에서 같은 AOA를 만들기 위해
• 큰 왕복엔진의 경우 , HIGH RPM , LOW MAP 가 엔진 fatigue damage를 야기한다.
• 습도는 왕복엔진에 취약하고 , 터빈엔진에는 상관없다.
• DA가 높으면 , TAS는 더 빠르다 . 동일 IAS를 만들어 내기 위해

 

17. TURBOCHARGERS

• turbocharger는 critical altitude까지 동일한 추력을 만든다. 즉 critical altitude가 더 높다
• supercharger는 manifold pressure가 유지될수 있는 최대 고도가 critical altitude이다.

 

18. MULTI ENGINE AIRPLANE OPERATION

• stall practice 는 one engine fail 에서는 하면 안된다. 혹은 one eng power idle에서도
• ASI의 blue radial은 OEI상황에서의 Vyse 속도를 나타낸다.
• Vmc는 고도가 증가함에 따라 감소한다.
• Vmc는 aft cg일 때 가장 높다. arm의 길이가 짧아 rudder의 moment가 작게 작용한다.
• one engine fail시 climb performance는 80-90% 감소한다.
• critical engine이란 center of thrust가 fuselage centerline이랑 가까운 엔진이다.
• slip- skid indicator ball읜 deflection 된다. Vmc 이상의 속도에서
• slush on runway는 V1 속도를 감소시킨다. ( 제동거리 길어지기 때문 )
• 가장 효율적인 이륙은 Vmc 보다 5KT 이상 속도에서 lift off 하여 Vy 속도로 상승하는 것이다 .
• single engine service ceiling 위의 고도에서 one engine fail 시 , Vyse속도를 유지하여 가장 천천히 single engine service ceiling 까지 하강하도록 만들어야 한다.
• engine out approach는 normal approach와 동일하다.

 

19. TURBINE ENGINE OPERATION

 

• 터빈엔진에서의 가장 높은 온도는 turbine inlet에서 나타난다.
• 높은 온도는 추력을 줄인다. 높은온도는 공기밀도가 낮기 때문이다.
• 외기공기 밀도가 감소해도 추력은 줄어든다. 공기밀도가 낮기 때문이다.
• 1000ft의 DA가 증가하면 , 이륙거리가 증가한다.
• 1000ft DA 증가시 ,3.5 % 왕복엔진 이륙거리 , 7% high thrust to weight ratio 터보젯 , 10% low thrust to weight ratio 터보젯
• 터보젯 항공기가 왕복엔진에 비해 밀도고도에 항공기 퍼포먼스가 예민하게 반응한다.
• 가장 위험한 상태는 1. 고중량 2. 고고도 3. 고온도 4. unfavored wind 이다. 이륙시 가장 위험한 상태
• 터보젯 & 터보프롭항공기는 EGT에 운용제한을 받는다.
• ESHP는 shaft horse power 와 jet thrust의 측정량이다.
• 터보프롭 항공기는 FL250 위의 고도에서 최소 단위연료 소모량 값이 나타난다.

 

20. COMPRESSOR STALL

• transient compressor stall은 1. intermittent bang 2. back fire 3. flow reversal 이다.
• steady compressor stall은 1. strong vibration 2. loud roar 이다.
• steady - continuous flow reversal 은 engine에 치명적이다.
• to recover , 1. reduce throttle 2. break aoa 3. increse airspeed 의 순서이다. recover는 steady stall 이전에 신속하게 이루어 져야 한다.

 

21. MACH SPEED FLIGHT

• supersonic airflow 가 없는 가장 빠른 속도는 critical mach number 직전의 속도이다.
• mach tuck 은 shock induced separation의 결과이다 . drag의 상당한 증가가 동반된다.
• drag rise는 1. buffet 2. trim 3.controlbility의 변화를 동반한다. stabilizer의 airflow가 seperation 되면 tail down force가 줄어들어 tuck under 현상이 발생한다.
• critical mach number의 5-10% 이상의 속도에서 force divergence , drag rise , drag divergence의 현상이 발생한다. 이 현상은 drag의 급격한 증가로 tuck under , mach tuck 을 야기한다.
• 이런 drag divergence 를 지연시키기 위해 critical mach number를 지연시키기위해 BLC , high lift device , voltex generator 등을 이용한다.
• swept wing에서 wing tip shock stall이 발생하면 center of pressure 는 inward & forward 이동한다.
• 후퇴익의 효과를 얻기 위해선 30-35도 이상의 후퇴각이 필요하다.
• mach 2.0 이상의 속도를 위해선 후퇴각 60도 이상 필요하다.

 

22. THRUST REVERSERS

• thrust reversal은 항공기 touchdown 직후 사용하여야 한다.

 

23. HYDROPLANING

• hydroplaning은 수먁현상으로 3가지가 있다. 1. viscous hydroplaning 2. dynamic hydroplaning 3. reverted rubber hydroplaning
• viscous hydroplaning은 유막에의한 수막현상으로 아주 얇은 유막층 위에서 발생한다. painted or rubber coated runway dynamic hydloplaning 보다 낮은 속도에서 발생하여 위험하다.
• dynamic hydroplaning은 고속에서 발생하는 수막현상으로 , 8.73 x 루트 타이어 psi 의 속도에서 발생한다.
• 수막현상이 발생시 , directional control 과 braking action은 불가하다.
• reverted rubber hydroplaning은 타이어 마찰로인해 고무가 녹아 증발하면서 발생하는 수막현상이다.
• 수막현상이 발생하면 8.73 x 루트 타이어 psi 속도보다 낮은 속도에도 지속될 수 있다.
• touch down speed의 60-70% 까지 aerodynamic brake를 적용하여 수막현상을 최대한 방지하여야한다.

 

24. DE-ICING & ANTI-ICING

• icing은 양력을 30% 항력을 40% 감소시킨다.
• frost는 airflow seperation을 앞당긴다. 표면의 roughness 때문 , stall speed 도 증가시킨다.
• frost는 아주 적은 양이여도 항공기 이륙을 단념시킬수 있다.
• frost 착빙 상황에서 이륙 후 turn 혹은 gust wind에 stall이 쉽게 발생할 수 있으므로 제거가 필수적이다.
• FPD 용액은 지상에서만 사용한다.
• FPD 용액은 ice에 천천히 흡수되고 닿는 즉시 녹는다.
• FPD 용액이 엔진에 들어 가면 , 엔진 퍼포먼스가 감소 , 스톨 및 써지 현상을 야기한다.
• de-icing & anti-icing 용액 위의 snow 도 항공기의 착빙으로 고려한다.
• type 1 의 minimum glycol 은 80%
• type2 의 minimum glycol 은 50%
• one step process는 heat fluid 를 살포하며 , 용액이 많이 소비되는 단점이 있다.
• two step process는 type 1 을 heated , type 2는 cold 로 적용한다.

 

25. PITOT SYSTEM

• pitot tube , drain hole , static port 로 구성되어 있으며 , blockage에 따른 항공기 계기 영향은 ASI , ALT , VSI에 미친다.

26. ALTIMETER SETTING PROCEDURES

• 조종사가 ALTIMETER SETTING을 할때 다음과 같은 4가지는 고려하지 않는것을 조건으로 한다.

1. non standard temperature
2. nonstandard atmosphere pressure
3. instrument error ( 계기 자체 에러 )
4. position error ( 받음각에 따른 위치 에러 ? )

• 낮은 온도 , 낮은 기압에서의 비행은 조심하여야 한다. altimeter 는 실제 고도보다 높게 지시. 즉 실제고도는 낮다.
• ISA 조건은 1000ft 당 2도의 기온감률