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PART I 제2장: 비행원리.

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1 PART I 제2장: 비행원리

2 순 서 에어포일과 공기력의 발생원리 날개에 작용하는 공기력 공기흐름의 성질 속도영역별 비행특성 고속날개

3 항공기에 작용하는 힘 공중을 비행하는 항공기는 양력(Lift), 항력(drag), 추력(Thrust) 및 중력(Gravity)의 네 가지 힘을 받음. 이 중 양력과 항력: 공기역학적 힘  비행원리

4 에어포일과 공기력의 발생원리 에어포일(airfoil), 날개단면(wing section)
날개를 수직으로 자른 단면 큰 양력과 적은 항력 그리고 모멘트를 발생 Horatio F. Philips (영국) 1884년 에어포일 형상에 대한 특허와 실험 라이트 형제 1902년 자체적 풍동실험 NACA(국립항공자문위원회) 1930년대 체계적인 실험과 분류

5 에어포일 각 부분의 명칭 앞전(leading edge): 에어포일의 앞부분 끝
• 뒷전(trailing edge): 에어포일의 뒷부분 끝 • 시위 (chord): 앞전과 뒷전을 연결하는 직선 • 평균 캠버선(mean camber line): 두께의 등분점을 연결한 선 • 캠버: 시위에서 평균캠버선까지의 길이,시위와의 비로 표현

6 NACA 에어포일 네 자리 에어포일 계열 : NACA 2415 다섯 자리 에어포일 계열 : NACA 23015
여섯 자리 에어포일 계열 : NACA 64,3-218, a=0.5 6 : 6계열 표현 4 : 최소압력이 시위선의 50%(10 단위) 3 : 설계양력계수(0.2)보다 0.3 작거나 큰 범위에서 낮은 항력계수를 가짐 2 : 설계양력계수 0.2 18 : 최대두께비 18%c a=0.5: 시위의 50% 영역에서 층류(uniform flow)를 형성

7 유체의 흐름과 관련한 용어들 비점성 (inviscid) 유동: 에어포일에는 압력 힘과 점성에 의한 마찰력이 작용하는데, 보통 점성에 의한 마찰력은 공기의 압력이나 관성에 의한 힘에 비하여 매우 작으므로 점성의 영향을 무시하여 마찰이 없다고 가정한 공기흐름. 비압축성(incompressible) 유체 공기의 밀도가 압력이 변하더라도 일정하게 유지되는 유체 흐르고 있는 공기 전체에서 공기의 밀도가 변하지 않고 모두 같은 흐름을 비압축성 유동(흐름)이라고 함. 정상흐름: 유체가 흐르고 있는 유동내의 어떤 한 점을 지나고 있는 유체의 성질(i.e., 속도, 압력, 밀도)등이 시간에 따라 변하지 않는 흐름 궤적선(path line) 유체의 흐름에서 유체 입자가 지나온 점들을 연결한 선 유선(streamline) 어떤 순간에 유체입자들의 속도벡터를 접선 방향으로 가지는 곡선 유관(stream tube) 3차원 유체 흐름 내에서 하나의 폐곡선을 지나는 유선으로 구성된 흐름의 관

8 유선과 경로선 한 순간에 평면 위에서 각 질점의 속도를 화살표로 나타내면 하나의 “방향장(方向場)”을 얻을 수 있다.
이 화살표들을 접선 방향으로 이은 선들을 “유선”. 질점들은 유선의 방향으로 움직 이므로 유선에 수직한 방향으로의 운동은 없다. 그래서 질량 유속 (flux) 즉, 두개의 유선 사이를 단위시간 동안 흐르는 질량은 일정한 값을 유지한다. 유선들을 질량 유속에 대하여 등 간격으로 그리면, 이로부터 속도의 빠르고 느린 영역들에 대한 정보를 얻을 수 있다. 밀집된 유선은 속도가 상대적으로 빠름을 의미한다. 유선의 그림들은 한 순간의 유동 상태를 나타낸다. 왜냐하면 그들은 주어진 순간에서 모든 질점의 운동 방향을 가리키기 때문이다.

9 유선과 경로선 (계속) 이와는 대조적으로 질점의 경로선(pathline)은 질점의 위치들이 일정한 시간 간격에 거쳐 결정될 때 얻어진다. 그래서 속도장이 시간에 따라 변한다면 당연히 유선과는 일치하지 않는 경로선을 얻게 된다. 오직 시간과 무관한 운동에 대하여 질점은 유선을 따라 움직이고, 유선과 경로선은 일치. 시간에 의존하는 유동에 대한 상황을 다음의 그림을 통하여 예시할 수 있다. 아래 그림은 시간에 따라 확산되는 와동을 나타낸다. 그림(a)는 시간 “0” 일 때 보인 두 개의 유선이, 시간 1 및 시간 2일 때 변한 것을 그린 것이다. O X 로 표시한 두 질점은 이들 시간의 간격 사이에서 나선형의 경로를 그리며 이동한다 (그림 (b)). . X (b) (a) 1 2

10 보존의 법칙들 질량 보존법칙: 연속의 법칙 (방정식) 에너지 보존법칙: 베르누이 이론 (방정식)
유관의 입구에 들어선 유체의 질량과 출구로 나간 유체의 질량이 같아야 함 에너지 보존법칙: 베르누이 이론 (방정식) 공기가 가지고 있는 운동+위치+압력 에너지는 비점성 및 비압축성 유동으로 가정되는 공기 흐름에 대하여 보존됨. 유동의 단위체적유량당 (1 m3/sec) 운동에너지 = 유동의 단위체적유량당 (1 m3/sec) 위치에너지 = 유동의 단위체적유량당 (1 m3/sec) 압력에너지 = 전체 유동(유량) [m3/sec] = 비압축성   = 일정

11 (stagnation pressure)
베르누이 방정식 비압축성 연속방정식을 사용하면 높이차이에 의한 위치에너지 차이는 작다고 가정하여 무시하면 “비점성 비압축성 유체흐름에서 동압과 정압의 합은 일정하며 전압과 같다.” 동압 (dynamic pressure) 전압 (total pressure) 또는 정체점 압력 (stagnation pressure) 정압 (static pressure)

12 에어포일 주위 유동 에어포일 주위유동 날개의 먼 상류흐름과 날개주위의 흐름을 베르누이 방정식을 이용 하여 비교하면
관측자가 비행기와 함께 움직이면서 에어포일을 보는 경우 날개의 먼 상류흐름과 날개주위의 흐름을 베르누이 방정식을 이용 하여 비교하면 압력계수:

13 공기력의 발생원리 받음각(angle of attack, AOA)
비행방향의 반대방향인 공기흐름의 속도방향과 에어포일의 시위 선이 만드는 사이각 비행기 날개가 공기 중을 비행할 때 날개 주위로 공기가 흐르고, 이에 따라 날개에 힘과 모멘트가 발생 양력(lift): 공기흐름의 속도방향에 수직한 방향으로 작용하는 힘 항력(drag): 공기흐름의 속도 방향과 같은 방향으로 작용하는 힘 공기력은 하나의 점에 작용하는 것이 아니고 날개표면에 분포되어 작용하는 공기의 압력에 의하여 발생하기 때문에 에어포일의 앞전에서 부터 뒷전까지 작용하는 공기력의 크기는 위치에 따라 다름.  에어포일의 앞전이 내려가거나 올라가려는 모멘트도 발생.

14 풍동실험(Wind-Tunnel Test)
풍동을 이용한 공기력의 측정

15

16 날개에 작용하는 공기력 에어포일 주위의 공기흐름 양력계수(Lift coefficient)
윗면은 속도가 빨라지고 압력은 낮아진다. 아랫면은 속도가 느려지고 압력은 높아진다. (그림 2-6 참고) 압력차에 의해서 힘이 발생 양력(Lift): 유동에 수직한 성분 항력(Drag): 유동에 평행한 성분 양력계수(Lift coefficient) 양력계수의 차원(dimension)은 ? 무한날개(infinite wing): 2 차원 문제로 생각할 수 있음 단위길이(m 또는 ft) 당 양력계수 L = measured Lift S = Wing area V = free stream wind velocity

17 양력계수 일반적으로 양력계수는 받음각(angle of attack, AOA, α)의 함수
그러다가 실속(失速, stall)이 발생 실속 받음각을 비행 한계값으로 생각하면 됨.(대개 10o ~ 20o) 영 양력 받음각(zero Lift AOA): 캠버가 있으면 정확히 0o 가 아님 레이놀즈 수 (Reynolds number) 공기의 동점성 계수

18 항력계수 형상항력(Profile drag) = 압력항력(Pressure)+마찰항력(Friction)
항력계수(Drag coefficient) 무한날개인 경우 단위길이 당 항력계수 실속 이 발생하면 항력계수가 급격히 증가 (그림 2-8 참조) 흐름의 박리(분리) (flow separation) 날개 위 표면의 공기층은 점성 마찰력에 의해 관성이 작고, 뒷전 부분의 높은 압력에 의해 뒷전에서 앞전으로 흐름의 역류발생 날개 윗면 전체에서 분리가 발생: 날개의 실속 D = measured Drag S = Wing area V = free stream wind velocity

19 압력중심과 공력중심 앞전 중심 피칭 모멘트 압력중심(center of pressure, c.p.)
: 앞전을 중심으로 했을 때 airfoil을 회전시키려는 모멘트) 압력중심(center of pressure, c.p.) 가상적으로 airfoil에 작용하는 모든 힘이 집중적으로 작용하는 한 점 xcp = 앞전으로부터 거리 압력중심은 시시각각 변한다 (정상상태 유동인 경우 받음각에 대해서 변한다) 공력중심(aerodynamic center, a.c.) 받음각이 변하더라도 피칭모멘트가 일정한 기준 점 (아음속 에어포일의 경우) 대략 앞전에서 시위선 길이의 ¼ 위치 (xcp=c/4) 피칭 모멘트 계수(pitching moment coefficient) 보통 공력 중심에 대한 피칭 모멘트 계수는 음수(negative)

20 3차원 날개와 유도항력 2차원 날개와는 달리 날개 길이방향으로 흐름이 발생 날개 윗면의 공기속도가 빠르고 압력은 낮음
윗면과 아랫면의 압력차이에 의해 공기흐름이 발생 아랫면으로부터 윗면으로 휘감아 돌아 올라가는 와류(vortex) 가 발생 날개 끝 와류(wing tip vortex) 속박와류(bound vortex): 가상적 와류 말굽 와류(horse shoe vortex): 날개 끝 와류+속박와류

21 날개 끝 와류

22 유도항력(Induced Drag) 내리 씻음 흐름(downwash)에 의해 Airfoil의 수직 하 방향으로 속도성분이 발생
유도 속도(induced velocity): 내리 씻음 흐름, 올려 씻음 흐름 날개를 지나는 흐름: 항공기의 비행속도의 상대속도 + 내리 씻음 흐름 받음각은 ? 항력이 증가하게 됨:유도 항력 유도항력을 줄일 수 있을까 ?

23 유도항력을 줄이기 위하여… 큰 가로 세로비 타원형 날개 윙렛(Winglet)

24 비행기 날개의 종류 비행기 날개의 종류 평균 공력시위(MAC, mean aerodynamic chord)
날개길이(스팬, span): 시위길이 (chord length): 날개면적(wing area): 날개하중(wing loading): 평균 공력시위(MAC, mean aerodynamic chord) 한쪽 날개의 도심을 지나는 시위길이: 가로세로비(Aspect ratio) 뒷젓힘각 또는 후퇴각 (sweep back angle)   전진각 (sweep forward angle) 항공기의 중량

25 전진익기: X-29

26 고양력 장치(high Lift device)
이착륙시 최대의 양력계수를 발생시키기 위해 날개에 설치한 공기역학적인 특수한 장치 양력계수가 크면 작은 속도로도 날 수 있다. 이착륙할 때와 같이 필요할 때만 양력을 크게 하는 장치 주로 플랩(flap)을 이용 뒷전 플랩 앞전 플랩

27 플랩(flap)

28 공기 흐름의 성질 점성(viscosity) 고체와 접촉하는 면에서는 공기의 점성력 때문에 고체 표면에 달라붙게 된다.
점성이란 유체의 흐름에 대한 저항을 말하며 운동하는 액체나 기체 내부에 나타나는 마찰력이므로 내부마찰이라고도 한다. 즉 액체의 끈끈한 성질이다. 고체와 접촉하는 면에서는 공기의 점성력 때문에 고체 표면에 달라붙게 된다. 고체 표면으로부터 멀어질 수록 공기입자는 유한한 크기의 속도를 갖게 되며, 상당히 멀어지면 자유흐름의 속도와 동일해진다. 경계층(boundary layer) 이처럼 공기입자가 점성의 영향을 받아서 속도의 변화가 생기는 얇은 층 고체 표면에 수직한 방향으로 흐름속도의 변화율이 존재 고체 표면에는 공기흐름과 같은 방향으로 힘이 작용하고 이 힘을 표면마찰항력(skin friction drag)이라고 한다.

29 층류와 난류 층류 (laminar flow) 란 유체의 규칙적인 흐름으로, 흐트러지지 않고 일정하게 흐르는 흐름.
난류 (turbulent flow) 는 층류와는 반대로 유체의 각 부분이 시간적이나 공간적으로 불규칙한 운동을 하면서 흘러가는 것. 어떤 유동이 층류인지 난류인지를 기술하는 데에 중요한 인자가 되는 것이 무차원 수(dimensionless number)인 레이놀즈 수(Reynolds number)이다. 내부 유동(internal flow)에서는 레이놀즈 수가 약 2,300 보다 작은 유동은 층류로 생각한다.

30 여러 가지 층류와 난류

31 천이와 분리 천이(transition): 층류에서 난류로 옮겨가는 과정 분리(separation):
공기의 흐름이 표면에서 떨어지는 현상 공기입자가 표면마찰항력 때문에 에너지를 잃으면서, 역압력 구배(압력이 뒤로 갈수록 크지는 현상)에 의해 속도가 줄어들면서 표면에서 떨어져 나감 실속(Stall) 발생의 원인 후류(wake)

32 점성에 의한 항력 형상항력 = 표면마찰항력 + 압력항력(유동의 분리에 의해 발생)
동일한 전방면적(frontal area)을 갖는 물체의 형상항력 비교

33 레이놀즈 수 (Reynolds Number)
무차원 계수  = 점성계수 (공기 x 10-5 kg/m/s)  = 동점성계수 (공기 1.47 x 10-5 m2/s) Re 가 작으면 층류이고, Re 가 크면 난류로 바뀐다. 양력계수(CL) 및 항력계수(CD)는 Reynolds Number에 따라 영향을 받음 : 특성길이, 에어포일의 경우는 시위선의 길이를 사용

34 실속과 경계층 제어 받음각이 작으면 분리점이 뒷 부분에 위치하지만, 받음각이 커지면서 분리점이 점점 앞으로 오게 되며
결국에는 날개 전 영역에서 분리가 발생하게 된다. 분리가 발생하면 더 이상 양력을 만들지 못한다. 실속을 지연시킬 필요가 있다. 경계층 제어(boundary layer control) :인위적으로 경계층을 제어하는 방법 Blowing: 운동에너지를 보충하는 방법 Suction: 분리하려는 흐름을 붙잡아 두는 방법

35 압축성 압축성(Compressibility) 마하수 (Mach Number)
유체가 압력을 받을 때, 부피는 줄어들고 밀도는 커지는 성질 비압축성 유동(incompressible flow) 압축성 유동(compressible flow) 공기의 속도가 빨라지면 압축성 효과가 발생한다. 해석하는 방법이 변하게 된다. 마하수 (Mach Number) a = 음속 (표준대기에서는 340 m/s) 고도가 높아질수록 음속은 줄어 듦

36 물체의 이동속도와 음파 전파속도와의 관계 36

37 충격파 Shock Waves Mach 3.5 Mach 1.5

38 속도영역의 분류 Mach Number에 따른 분류 M < 0.8 0.8 < M < 1.2
아음속 subsonic 천음속 transonic 초음속 supersonic 극초음속 hypersonic

39 속도영역별 비행특성 아음속 (subsonic) 비행 천음속(transonic) 비행
M < 0.3; 공기밀도의 변화가 5% 미만으로 비압축성으로 간주 유동장 전 영역에서 M < 1.0 천음속(transonic) 비행 날개 일부분에서는 M > 1.0 임계마하수(critical Mach number, Mcr) Wing 일부분에서 M=1.0에 도달하는 곳이 생기는 순간의 자유흐름 마하수 이탈 충격파 Detached shock wave

40 Drag divergence Mach number
항력발산과 면적법칙 항력 발산(drag divergence) 마하수의 증가에 따라 양력은 현저히 감소하고, 항력은 급증하는 현상 면적법칙(transonic area rule) 압축성 효과에 의한 항력을 감소시키는 방법중의 하나 단면적 분포가 완만하게 변하면 조파항력이 작아짐 항력발산 마하수 Drag divergence Mach number B-747

41 초음속(supersonic) 비행 유동장 전 영역에서 M > 1.0 압축성 효과 발생  압축성 흐름
충격파(shock wave) 혹은 팽창파(expansion wave) 발상 충격파를 지나면서 압력, 밀도, 온도 등이 불연속이 됨

42 조파항력과 초음속 에어포일 비점성(공기의 마찰은 무시) 흐름이라도, airfoil 전후방의 압력차에 의해 Drag이 발생함  조파항력(wave drag)

43 > 초음속 에어포일 Blunt vs. Diamond
Blunt body의 경우 이탈 충격파가 발생. 이는 수직 충격파의 형태이고 압력상승이 상대적으로 매우 크게 되고 항력이 증가 초음속 에어포일은 두께가 얇은 다이아몬드 형태의 에어포일을 많이 사용 Drag >

44 고속날개 저아음속 날개 직사각형 날개 고속항공기 날개

45 후퇴날개 후퇴각(sweepback angle)을 주어 임계 마하수와 항력발산(Drag divergence) 마하수를 높여준다.

46 날개 끝 실속 후퇴 날개의 날개길이 방향 속도성분에 의해 날개끝 부근에서의 경계층이 두꺼워지며 날개끝 부근에서 분리현상이 현저하게 나타남. 날개 끝에서부터 실속이 시작되면서 조종면의 작동이 어렵게 되어 실속 특성이 좋지 않음. 날개 끝 실속을 막기 위해 슬랫(slat)을 다는 방법 날개에 비틀림 각을 주는 방법 경계층 제어방법 앞전을 톱날같이 변형시키는 방법(saw-tooth, dog-tooth) 날개 경계층 판(wing fence)을 부착하는 방법 등을 사용

47 초임계 에어포일(supercritical airfoil)
천음속 영역에서 아주 약한 충격파가 생기도록 항력의 급격한 증가를 방지 초임계 에어포일

48 가변후퇴날개 삼각날개(Delta Wing) 활형 날개 저속과 고속에서의 상충되는 요구조건을 만족
후퇴각을 주면서도 구조적으로 강도를 보강 증가된 날개를 활용(연료 저장 공간 확대) 유럽에서 많이 채택 활형 날개

49 극초음속(Hypersonic) 비행 M > 5.0 공력가열(aerodynamic heating)이 문제가 됨
Why blunt noise ? Because


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