알씨의 교육 4
최고관리자
2023-04-25 13:02
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본문
6- 조종원리
항공기는 그림 4-1에서 보이는 바와 같이 무게중심(CG: Center of Gravity)을 중심으로 세로(X), 가로(Y), 수직(Z) 세 축을 기준으로 각각 직선운동과 회전운동을 수행한다. 이와 같이 항공기의 운동은 세 축을 기준으로 세 방향의 직선운동과 세 가지 회전운동으로 이루어지므로, 항공기는 6 자유도(6 DOF: Six Degree of Freedom) 운동을 수행한다고 한다.
안정성(stability)이 돌풍 등의 외부교란에 의해 항공기의 자세가 평형이 깨졌을 때, 복원모멘트(restoring moment)를 발생시켜 원래의 평형상태로 되돌아 가려는 경향의 개념인데 반해, 조종성(controllability)이란, 무게중심을 기준으로 항공기의 각 운동축에 대해 안정성 경향을 이기려는 비평형 모멘트를 발생시키는 것이다.
비행기는 엘리베이터(elevator)를 사용하여 Y축을 중심으로 비평형 모멘트(pitching moment)를 유발, 피칭 운동을 수행하고, 에일러론(aileron)을 사용하여 X축을 중심으로 비평형 모멘트(rolling moment)를 유발, 롤링 운동을 수행하며, 러더(rudder)를 사용하여 Z축을 중심으로 비평형 모멘트(yawing moment)를 유발, 요잉 운동을 수행한다. 또한, 추력(thrust)의 증감, 측력(side force)의 증감, 양력(lift)의 증감 등에 의해 항공기는 각 축을 따라 직선운동을 수행한다. 이와 같이 항공기의 운동은 세 가지의 회전운동 및 세 가지 직선운동의 조합이라 할 수 있다.
엘리베이터의 편향은 수평미익 부위의 상하 압력차를 만들고 무게중심(가로축, Y축)을 중심으로 수평미익을 회전시켜 그 결과로 항공기의 받음각 변화를 유발하며, 고도를 변화시키게 된다.
엘리베이터 편향의 부수적인 효과로 엘리베이터를 위로 편향시키는 것(기수 듦)은 속도를 감소시키는 영향을 가져오고, 엘리베이터를 아래로 편향시키는 것(기수 내림)은 속도의 증가를 야기한다. 엘리베이터가 위로 편향되면, 뒤이어 곧바로 받음각의 증가와 양력의 증가가 빠르게 일어나고 부수적으로 천천히 속도의 감소가 나타난다. 대부분의 상승비행에서 이와 같은 고도의 증가를 유지하기 위해서는 엘리베이터의 위로 편향과 함께 추력의 증가가 요구되는데, 이는 엘리베이터의 부수적인 속도 감소효과가 고도증가를 방해하는 요소로 작용되기 때문이다.
엘리베이터의 크기와 효과 - 권장 엘리베이터 크기 및 타각
세로안정성(longitudinal stability)에 대한 고려가 수평미익의 크기와 길이(span)을 결정하게 된다. 결정된 수평미익의 길이는 엘리베이터의 길이를 한정하게 되며, 공기역학적 효과는 엘리베이터의 시위길이를 한정하게 된다.
일반적으로 엘리베이터의 시위길이는 수평미익 전체 시위길이의 20~30% 정도가 적당하다. 30% 이상으로 엘리베이터의 시위를 증가시키는 것은 엘리베이터의 효과를 증가시키기는 하지만 그 증가량은 매우 작다. 엘리베이터 시위길이의 증가는 고속에서 진동과 플러터(flutter) 문제를 야기할 수 있다.
엘리베이터의 편향각(타각: deflection angle)은 상하 각각 30도 정도로 한정되는 것이 좋다. 만약 편향각이 30도 이상이되면, 조종면 표면 위 공기 흐름이 실속의 경향을 가지게 되어 비효율적이다. 최근 새로운 분야로써 3D Flight, Acro Flight 등의 비행을 추구하는 기체의 엘리베이터는 최고 45도 정도의 높은 편향각(타각)을 가지는데, 이는 저속비행 또는 수직 호버링, 토크롤 등의 연기에서 프로펠러 후류만으로 조종이 가능하도록 하기 위한 배려이며, 고속비행에서는 높은 타각을 사용하지 않는다. 이러한 비행기는 일반적으로 45도의 높은 타각과 30도 이하의 제한된 타각을 듀얼레이트 등에 의해 선택적으로 사용할 수 있도록 세팅하는 것이 일반적이며, 저속과 고속비행을 위한 이중 타각을 사용한다.
엘리베이터와 무게중심의 위치
비행기 무게중심의 위치는 엘리베이터 조종에 영향을 준다. 무게중심이 날개의 공력중심 앞에 있는 경우에 대한 힘과 모멘트를 보여준다. 엘리베이터를 위로 편향(기수 듦)하였을 때, 편향 초기에는 엘리베이터에 의한 기수들림은 받음각을 증가시키고 날개 양력을 증가시키게 되나, 이 양력의 증가는 기수들림에 대한 반대 방향의 모멘트를 발생시키게 된다. 무게중심에서 주 날개의 공력중심까지 모멘트 암(moment arm)은 매우 작다. 하지만 양력의 증가량은 크므로 기수들림에 대한 반대방향 모멘트가 더욱더 크게 된다. 수평 안정판 역시 기수들림에 대한 반대방향 모멘트를 야기한다.
무게중심을 더욱 더 전방으로 이동시키는 것은 이와 같은 반대방향 모멘트를 더욱더 증가시키는 결과를 가져오며, 무게중심의 전방 특정의 위치에서는 이 모멘트가 매우 작은 받음각의 변화로 인하여 엘리베이터로 야기된 모멘트를 능가하기도 한다. 이와 같은 전방의 무게중심에 대해서는 항공기의 안정성이 너무 커서 엘리베이터에 의한 피칭 조종이 전혀 이루어지지 않은다. 이와 같이 무게중심의 전방으로의 과도한 이동은 항공기의 안정성을 증가 시키기는 하지만 조종성을 감소시키는 결과를 초래한다.
만약, 무게중심이 공력중심 뒤에 위치하게 된다면, 주 날개로 인한 모멘트가 엘리베이터로 인한 기수들림 모멘트에 더해져 조종성이 더욱더 증가하게 된다. 하지만 후방에 위치한 무게중심의 위치는 비행기의 안정성을 감소시킨다. 따라서, 안정성과 조종성은 적절한 선에서 잘 절충되어져야 한다. 주어진 무게중심에 대해서 엘리베이터의 면적과 모멘트 암은 항공기를 실속의 받음각으로 회전시킬 수 있는 모멘트를 발생시킬 정도로 충분히 커야 한다. 그렇지 않을 경우, 비행기는 저속에서 조종성을 가지지 못한다.
러더(rudder)는 항공기의 방향조종을 제공한다. 러버의 편향은 수직미익 부위의 좌우 압력차를 만들고 무게중심(수직축, Z축)을 중심으로 수직미익을 회전시켜 그 결과로 항공기의 옆미끄럼각 변화를 유발하며, 방향을 변화시키게 된다.
러더의 크기와 효과 - 권장 러더 크기 및 타각
방향안정성(directional stability)에 대한 고려가 수직미익의 크기를 결정하게 된다. 일반적으로 러더의 시위길이는 최대효율을 위하여 대략 수직미익 전체 시위의 20~30% 정도가 적당하며, 편향각(타각, Deflection Angle)은 좌우 각각 30도를 넘지 않도록 하는 것이 좋다. 최근 새로운 분야로써 3D Flight, Acro Flight 등의 비행을 추구하는 기체의 러더는 30% 이상의 시위와 최고 50도 정도의 높은 편향각(타각)을 가지는데, 이는 저속비행 또는 수직 호버링, 토크롤 등의 연기에서 프로펠러 후류만으로 조종이 가능하도록 하기 위한 배려이며, 고속비행에서는 높은 타각을 사용하지 않는다. 이러한 비행기는 일반적으로 50도의 높은 타각과 30도 이하의 제한된 타각을 듀얼레이트 등에 의해 선택적으로 사용할 수 있도록 세팅하는 것이 일반적이며, 저속과 고속비행을 위한 이중 타각을 사용한다.
러더와 무게중심의 위치
러더는 앞서 언급된 엘리베이터와 같은 방법으로 수직미익에 힘을 발생한다. 러더의 편향은 초기에 무게중심(수직축, Z축)에 대하여 모멘트를 야기하는 힘을 발생하며, 이 힘에 의해 옆미끄럼(side slip)이 발생하게 된다. 옆미끄럼 각이 증가함에 따라 반대방향으로 수직안정판에 의해 생기는 측면 힘과 모멘트가 발생한다. 수직안정판에 의한 모멘트가 러더에 의한 모멘트와 평형을 이룰 때 항공기는 주어진 옆 미끄럼 각에 대해서 트림된다.
세로안정성에서의 엘리베이터 경우와는 달리, 무게중심의 변화(공력중심 전.후방 등의 위치)는 러더의 효과에 크게 영향을 미치지 않는데, 이는 옆미끄럼시 주 날개에 의한 요잉모멘트는 극히 작기 때문이다.
러더의 다양한 조종활용
엘리베이터가 받음각 변화에 의한 기수 및 고도의 조정과 부수적으로 속도의 변화를 가져오는 조종을 수행을 하는 반면, 러더는 조종에 있어 다양하게 활용될 수 있다. 러더의 다양한 조종활용은 다음과 같다.
요잉 및 옆미끄럼 (Yawing and Side Slip): 러더는 기본적으로 옆미끄럼을 유발하여 방향조종을 수행하며, 동시에 정상비행시 돌풍등에 의해 옆미끄럼이 유발되었을 경우, 러더를 편향하여 보정할 수 있다. 역 에일러론 요 (Adverse Aileron Yaw): 일부의 경우 항공기가 롤링한 뒤 선회할 때 롤 조종은 롤링방향에 대해 반대방향으로 요잉을 유발하는 역 에일러론 요 현상을 일으킨다. 역 에일러론 요 현상이 일어나는 경우 러더는 이 요잉모멘트를 상쇄시키기 위해서 사용될 수 있으며 이 경우 선회시 에일러론과 러더의 동작은 결합되어 조종된다. 프로펠러 후류 (Propeller Effect): 프로펠러 뒤 후류는 기본적으로 수직미익의 받음각을 변화시키는 회전성분을 가지고 있다. 이 받음각의 변화는 요잉 모멘트를 야기하며, 러더의 동작으로 보정된다. 일반적으로 큰 출력을 사용할 경우 큰 요잉 모멘트를 발생한다. 이착륙시 측풍 (Cross Wind): 측풍상태에서 이착륙시 지상에 대해서 직선경로의 유지를 위해 요구되는 옆미끄럼의 발생을 위하여 러더가 사용된다. 다발 비행기 (Multi Engine): 쌍발이상 여러개의 엔진을 가진 비행기에서는 특정 엔진의 고장에 따른 정지로 발생되는 비대칭 추력에 의한 요잉 모멘트를 상쇄하기 위하여 러더를 사용한다. 스핀 회복 (Spin Recovery): 대부분의 모형비행기의 경우 관성모멘트가 작기 때문에 단순히 모든 조종면을 중립에 위치시키는 것만으로도 스핀의 회복이 가능하나, 실기나 관성모멘트가 큰 모형비행기의 스핀회복시 스핀회전 방향에 반대 방향으로 요잉모멘트를 발생시켜 스핀회복을 하기 위해 러더를 사용한다.
에일러론(Aileron)은 항공기의 가로조종을 제공한다. 에일러론은 한쪽은 위쪽으로 다른 한쪽을 아래쪽으로 비대칭적으로 편향된다. 편향된 엘리베이터는 좌우 날개 각각의 상하부 압력차를 만들어 아래쪽으로 편향된 에일러론은 날개의 한쪽면에서 추가의 양력을 발생시키고, 위쪽으로 편향된 에일러론은 날개의 다른 한쪽면에서 양력을 감소시킨다. 에일러론 편향에 따른 좌우 날개의 양력차는 세로축에 대하여 비평형 모멘트를 발생시키고 무게중심(세로축, X축)을 중심으로 비행기를 회전시켜 그 결과로 항공기의 경사각(롤링각: bank angle) 변화를 유발하며, 롤링 운동을 하게 된다.
에일러론의 편향에 의해 롤링이 시작되면, 롤링운동을 멈추기 위해서는 에일러론이 반대방향으로 편향되어 비행기가 중립위치로 되돌아 와야 한다. 에일러론을 반대로 편향시키는 것은 롤링운동에 대항하기 위한 운동을 발생하는 것이다. 운동이 멈추게 되면 비행기는 특정 롤링각에서 트림되어 진다. 롤링각을 유지하는 것은 경사(bank)를 유발하는 것인데, 이렇게 되면 비행기는 선회를 시작하며, 선회는 날개가 에일러론을 이용하여 수평위치로 되돌아 올 때까지 계속 될 것이다.
비행기의 경사각은 자동차가 경사진 고속도로로 회전할 때와 동일하다. 경사진 도로는 자동차가 특별한 조향을 하지 않더라도 쉽게 곡선의 방향전환을 할 수 있도록 자동차 속도와 도로의 곡률을 고려하여 설계되어진다. 도로의 곡선이 급커브일수록 큰 경사각을 요구한다. 경사각의 개념은 비행기에서도 동일하게 적용되며, 비행기가 급선회 할수록 큰 경사각(롤링각: bank angle)을 요구하게 된다.
에일러론의 크기와 효과 - 권장 에일러론 크기 및 타각
에일러론은 효과와 무게 측면에서 설계되어야 한다. 에일러론은 날개의 끝단(tip)으로 연장되어 있는 날개표면의 일부분이다. 에일러론이 위치하게 되는 부분은 위 아래의 날개 진동과 날개 위로 흐르는 공기의 난류가 많이 발생한다. 따라서 플러터와 진동문제를 피하기 위하여 에일러론은 가능한 가벼워야 한다.
에일러론은 비행기가 돌풍등에 의한 롤링으로 뒤집어지려는 현상에 대응할 수 있도록 저속에서도 충분한 롤링모멘트를 제공할 만큼 충분히 커야 한다. 에일러론의 시위길이는 주 날개 총 시위길이의 20% 정도가 적당하다. 또한 길이는 날개길이의 반 정도가 적당하다 (한쪽 에일러론의 길이는 한쪽 날개의 반). 에일러론은 가능한 날개 끝까지 뻗어 있는 것(무게중심에서 멀리 위치)이 좋은데, 이는 최대의 모멘트 암을 제공하기 때문이다. 에일러론의 길이를 동체쪽으로 연장하거나 시위길이를 증가시키는 것은 모멘트를 다소 증가시킬 수 있지만 효과면에서 그다지 큰 증가를 가져오지 않는다.
에일러론의 최대 편향각은 상하 각 20도를 넘지 않도록 하는 것이 좋다. 비행기에 따라 역 에일러론 요 현상(고익, Clark-Y/비대칭에어포일 사용 비행기에서 자주 발생)이 일어날 경우에는 이를 방지하기 위하여 에일러론의 상향 타각을 하향타각 보다 더 크게 사용한다. 최근 새로운 분야로써 3D Flight, Acro Flight 등의 비행을 추구하는 기체의 에일러론은 최고 45도 정도의 높은 편향각(타각)을 가지는데, 이는 저속비행 또는 수직 호버링, 토크롤 등의 연기에서 프로펠러 후류만으로 조종이 가능하도록 하기 위한 배려이며, 고속비행에서는 높은 타각을 사용하지 않는다. 이러한 비행기는 일반적으로 45도의 높은 타각과 20도 이하의 제한된 타각을 듀얼레이트 등에 의해 선택적으로 사용할 수 있도록 세팅하는 것이 일반적이며, 저속과 고속비행을 위한 이중 타각을 사용한다.
-엘리베이터
-에어론
-러더
-미익
-주익
-보조익
항공기의 비행조종과 안정 및 비행운동을 논할 때 세 가지 운동축을 사용하는데, 이 축은 항공기 무게중심(CG: Center of Gravity)을 원점으로 각각 세로축, 가로축, 수직축으로 구성된다. 항공기는 비행시 이 세 축을 중심으로 각각 롤링(rolling), 피칭(pitching), 요잉(yawing) 운동을 수행하며, 각각의 운동은 보조익(aileron), 승강타(elevator), 방향타(rudder)의 조작으로 수행된다.
안정성(stability)이란, 항공기가 정상 비행을 하고 있을 때 돌풍(gust wind) 등의 교란을 받았을 경우 조종사의 조작이나 자동 조종장치 등의 힘에 의하지 않고 항공기 자체의 힘에 의해 원 정상 비행상태로 돌아가려는 성질을 말한다.
안정성은 정적 안정성(static stability)과 동적 안정성(dynamic stability) 두 가지로 구분되는데, 정적 안정성은 교란을 주었을 때 항공기가 반응하는 초기의 경향을 말하는 것이고, 동적 안정성은 시간이 지나감에 따른 항공기의 안정성을 의미한다.
A. 정적 안정 (Statically Stable):
항공기가 교란을 받았을 때 교란을 감소시키려는 복원력(return force) 또는 복원모멘트(return moment)가 발생할 경우 항공기는 정적 안정하다고 말한다.
B. 정적 불안정 (Statically Unstable):
항공기가 교란을 받았을 때 교란을 증가시키려는 힘 또는 모멘트가 발생할 경우 항공기는 정적 불안정하다고 말한다.
C. 정적 중립 (Statically Neutral):
항공기가 교란을 받았을 때 교란을 감소시키려는 복원력 또는 복원모멘트나 교란을 증가시키려는 힘 또는 모멘트, 어떠한 힘이나 모멘트가 발생하지 아니하고 교란 받은 상태를 그대로 유지, 평형을 이룰때 항공기는 정적 중립하다고 말한다.
D. 동적 안정 (Dynamically Stable):
비행중 교란에 의해서 발생한 힘 또는 모멘트는 항공기에 진동을 일으킨다. 이때 시간이 지나감에 따라 항공기의 진동이 차차 원 평형상태로 되돌아 가려고 하는 경우 항공기는 동적 안정 하다고 말한다.
E. 동적 불안정 (Dynamically Unstable):
시간이 지나감에 따라 항공기의 진동이 점점 커져서 발산하고, 원 평형상태로 되돌아 가지 않으려는 경우 항공기는 동적 불안정 하다고 말한다.
F. 동적 중립 (Dynamically Neutral):
시간이 지나감에 따라 항공기의 진동이 커지지도 않고 감소하지도 않으며, 계속 일정한 진동을 유발할 때 항공기는 동적 중립 하다고 말한다.
피칭(pitching)에 대한 항공기의 안정성을 세로 안정성(longitudinal stability)이라 한다. 즉, 돌풍등의 교란에 의해 항공기 받음각이 증가 하였을 때 받음각을 감소시키려는 복원력이나 복원모멘트가 발생할 경우 항공기는 정적 세로 안정성을 가진다고 말한다. 또한, 교란에의해 생긴 진동(피칭)이 시간이 지나감에 따라 감소하여 원 평형상태(수평)로 되돌아 갈 경우 항공기는 동적 세로 안정성을 가진다고 말한다. 세로 안정성은 항공기의 안정성 중 가장 중요한 부분으로 세심한 고려가 요구된다.
세로 안정성을 그래프로 살펴보면,
[CMcg: 무게중심 주위의 피칭모멘트 계수, a: 받음각]
항공기가 정적 세로 안정성을 가지기 위해서는, 교란에 의해 받음각을 변화시키는 피칭 모멘트가 발생하였을 때 받음각이 증가할수록 모멘트는 점차 감소하여야 세로 안정성을 가진다. 따라서, 그래프에서 기울기가 음일 때 즉, dCMcg /da < 0 일 때 항공기는 정적 세로 안정성을 가진다.
반대로 받음각이 증가할수록 피팅모멘트가 커지면 즉, 기울기 dCMcg /da > 0 되면 항공기는 정적 세로 불안정이 된다.
받음각이 증가하더라도, 교란에 의해 발생한 피칭모멘트의 변화가 없으면 즉, 기울기 dCMcg /da = 0 일 때 항공기는 정적 세로 중립이 된다.
공력중심 (AC: Aerodynamic Center), 무게중심 (CG: Center of Gravity), 중립점 (NP: Neutral Point)
항공기의 세로 안정성을 논하기 위해서 고려되는 세 가지 중심으로 공력중심(a.c: aerodynamic center), 무게중심(c.g: center of gravity), 중립점(n.p: neutral point)이 있다.
공력중심이란, 항공기가 비행중 발생하는 공력적인 힘 즉, 양력(L: Lift), 항력(D: Drag), 피칭모멘트(Mac)가 작용하는 중심이다. 무게중심은, 말 그대로 항공기 무게의 중심을 의미한다. 중립점이란, 조종간을 고정하였을 때 받음각 a에 대한 피칭 모멘트계수 곡선의 기울기가 0이되는 중심위치이다 (그림 4-3 참조). 중립점은 공력중심과 비슷한 성질을 갖는다.
비행기 세로안정 방정식 (Equation of Longitudinal Stability)
위에서 비행기가 정적 세로안정성을 가지기 위해서는 받음각에 대한 피칭모멘트계수 곡선의 기울기가 음 즉, dCMcg /da < 0 이 되어야 한다는 것을 알았다. dCMcg /da를 풀어 쓰면, 비행기 세로안정 방정식은 다음과 같다.
[CMcg: 무게중심 주위의 피칭모멘트, a: 받음각, CL: 양력계수, x': 공력중심에서 무게중심까지 거리, c: 시위길이, ε: Down-wash 각, CLt: 수평미익 양력계수, at: 수평미익 받음각, l: 무게중심에서 수평미익까지의 모멘트암 길이, St: 수평미익 날개면적, qt: 수평미익 주위 동압, S: 날개면적, q: 동압]
[lSt/cS: 수평미익 부피계수, qt/q: 수평미익 효율계수]
위식에서 항공기가 세로 안정성을 확보하기 위해서 즉, dCMcg /da < 0 이 되기 위해서는 다음을 알 수 있다.
무게중심 위치: 무게중심 위치가 공력중심 전방에 위치한다면 x'의 값은 음(-)이 되고 dCL/da*x'/c 항도 음(-)이되어 세로안정성을 가지게 된다. x'의 값이 양(+)이 된다 하더라도 꼬리날개 부분의 항의 값이 더 크다면 전체의 값이 음(-)이되어 안정성이 있게 된다. 수평미익 부피계수 (Tail Volume Coefficient): 수평미익 부피계수 lSt/cS가 크면 클수록 음(-)으로 커져서 안정성에 좋은 영향을 나타낸다. 수평미익 효율계수 (Tail Efficiency Factor): 수평미익 효율계수 qt/q이 클수록 음(-)으로 커져서 안전성에 좋은 영향을 나타낸다.
정적여유 (Static Margin)
항공기 무게중심에서 중립점까지의 거리를 시위로 나눈 값 xnp/c를 정적여유라 하고, 식으로 나타내면 다음과 같다.
xnp가 음(-)이면 무게중심이 중립점 전방에 위치함을 나타낸다. 비행기 안정성의 크기는 dCMcg/da의 음(-)의 값의 크기로 나타나므로 안정성은 정적여유에 직접 비례하게 된다. (안정성이 있는 항공기에서 정적여유는 항상 음의 값을 가진다.)
비행기를 설계하는 데 있어, 무게중심의 위치가 변하는 것을 고려하여 중립점을 항상 정적여유에 알맞도록 설계해 줘야 하는데, 비행기의 무게중심 위치를 반드시 중립점 전방에 위치하도록 해 주어야 그 비행기는 세로 안정성을 가지게 된다.
위에서 살펴본 바와 같이 항공기가 세로 안정성을 가지기 위해서는 무게중심이 중립점 전방에 위치해야 함을 알았습니다.
일반적으로 무게중심이 뒤에 있는 항공기(미륜기. tail type)는 조종에 민감하게 반응하나(무게중심이 뒤에 있으면 세로 불안정성을 가집니다. 반면 조종성을 좋아집니다. 안정성과 조종성은 반대.), 교란에 의해 받음각이 증가 하였을 때 실속에 들어가기가 쉽고, 무게중심이 앞에 있는 항공기(전륜기. nose type)는 저속, 고받음각에서 쉽게 기수가 내려가므로 안정적이나 조종에 덜 민감하게 반응하고 착륙시 높은 받음각(nose up)을 유지하기에 힘이들어 안전하게 착륙하기 위해서는 빠른 속도로 착륙해야 하는 경향이 있습니다.
수평미익 즉, 수평 꼬리날개를 영어로는 Horizontal Stabilizer라고 부르고 한국어로는 정확히 해석하면 다른말로 "수평 안정판" 이라고 부릅니다. 영어 "Stabilize"는 "안정을 유지하게 하다" 라는 뜻입니다. 위에서 알았듯이 세로안정 즉, 피칭에 대해서 비행기가 안정성을 가지기 위해 수평미익이 존재합니다. 수직미익은 Vertical Stabilizer 라고 부르고 한국어로는 정확히 해석하면 다른말로 "수직안정판"이라고 합니다. 짐작이 되시죠? 다음에서 배우겠지만 수평미익 역시 항공기의 가로안정 및 방향안정에 기여를 합니다.
오늘날의 전형적인 항공기 형상 구성요소 즉, 동체, 날개, 수평 꼬리날개, 수직 꼬리날개가 어떻게 해서 생겨나게 되었을까요? 가장 먼저 인간이 하늘을 날기위해 고안해 낸 것이 에어포일의 원리이고 날개를 만들었습니다. 사람이 타서 조종을 하기 위해서, 또 사람이나 물건을 실어나르기 위한 공간을 확보하기 위해서 동체를 만들고 동력장치를 달았습니다. 이제 다 되었다고 생각하고 비행을 하자니 이리저리 흔들리고 비행이 불안하기 짝이 없습니다. 위아래로 불안정성을 없애기 위해 수평미익을 달게되고, 좌우 옆으로의 불안정성을 없애기 위해 수직미익이 생겨나게 되었습니다.
롤링(rolling)에 대한 항공기의 안정성을 가로 안정성(lateral stability)이라 한다. 즉, 돌풍등의 교란에 의해 항공기 경사각(bank angle)이 증가하였을 때 경사각을 감소 시키려는 복원력이나 복원 모멘트가 발생할 경우 항공기는 정적 가로 안정성을 가진다고 말한다. 또한, 교란에의해 생긴 진동(롤링)이 시간이 지나감에 따라 감소하여 원 평형상태(수평)로 되돌아 갈 경우 항공기는 동적 가로 안정성을 가진다고 말한다.
요잉(yawing)에 대한 항공기의 안정성을 방향 안정성(directional stability)이라 한다. 즉, 돌풍등의 교란에 의해 항공기 옆 미끄럼각이 증가하였을 때 미끄럼각을 감소 시키려는 복원력이나 복원 모멘트가 발생할 경우 항공기는 정적 방향 안정성을 가진다고 말한다. 또한, 교란에의해 생긴 진동(요잉)이 시간이 지나감에 따라 감소하여 원 평형상태(수평)로 되돌아 갈 경우 항공기는 동적 방향 안정성을 가진다고 말한다.
상호효과 (Cross Effect):
가로안정 및 방향안정에 대한 문제는 독립적으로 일어나는 경우도 있으나 일반적으로 함께 수반되어 일어난다. 항공기가 비행시 돌풍 등의 교란에 의해 요잉(yawing) 운동시 그 각속도는 롤링(rolling) 모멘트를 유발하게 되고 역으로 롤링 모멘트가 생기면 요잉운동을 하게 된다. 이러한 상대적인 효과를 상호 효과(cross effect)라 부른다. 특히, 상반각(dihedral angle)이 있는 날개를 가진 비행기의 경우 상호효과가 잘 일어나며 요잉 운동시 반드시 롤링모멘트를 유발한다.
이러한 이유에서 항공기의 가로 안정성 및 방향 안정성에 대한 문제는 일반적으로 같이 해석된다.
기본적인 비행을 위하여 모형비행기는 엔진(engine), 엘리베이터(elevator), 에일러론(aileron), 러더(rudder), 네 개의 채널 즉, 4 Channel 송수신기가 요구됩니다. 간혹 초보자용 모형비행기중 상반각(dihedral angle)이 많이 들어간 고익기(high wing)의 경우 엔진, 엘리베이터, 러더로 구성된 3 Channel로 조작되는 비행기를 보실 수 있습니다. 이 것은 바로위에서 언급한 바와 같이 상호효과에 의해 러더 조작만으로 요잉과 롤링모멘트를 제어할 수 있기 때문입니다.
일반적으로 항공기에서 가로 및 방향 안정성을 좋게하기 위한 방법들로는 다음과 같은 방법들이 있다.
일반적으로 항공기에서 가로 및 방향 안정성을 좋게하기 위한 방법들로는 다음과 같은 방법들이 있다.
킬효과 (Keel Effect):
비행기는 동체 측면과 수직미익(vertical fin)에 의해 근본적인 가로 안정성을 가진다.
항공기가 돌풍 등과 같이 측풍을 받아 기울어져서 강하를 하게될 경우 중량이 작용하는 무게중심 위쪽에 해당하는 동체 측면과 수직미익은 저항력을 유발, 항력을 발생시키고 이 항력은 무게중심 주변으로 롤링모멘트를 생성시켜 항공기를 원 수평 비행자세로 되돌리게 된다.
이러한 효과를 킬 효과(keel effect)이라고 하고, 킬 효과는 동체측면 면적이 클수록, 수직미익의 면적이 클수록 커짐을 알 수 있다.
상반각 (Dihedral Angle): 상반각은 그림 4-6A와 같이 날개 끝(wing tip)을 날개 뿌리(wing root) 보다 높게 들어준 것으로 쳐든각이라고도 한다. 상반각은 항공기의 가로안정성을 확보하기 위해서 고려되었다.
그림과 같이 돌풍등과 같이 측풍을 받아 항공기가 기울어졌을 때, 양력은 날개에 수직으로 발생하므로 상반각에 의해서 좌우 날개는 각각 L, L'과 같이 양력차가 발생한다. 양력차에 의해 항공기를 다시 원평형 상태로 되돌리려는 복원 모멘트가 발생하고 항공기는 이 복원모멘트에 의해 다시 원 수평자세로 되돌아 오게 된다.
무게중심 후부동체 및 수직미익:
비행기는 동체 측면과 수직미익(vertical fin)에 의해 킬 효과와 같이 근본적인 가로 안정성을 가지는 동시에 방향 안정성을 가진다.
항공기는 동체측면 면적이 무게중심을 기점으로 뒤쪽이 훨씬 크기 때문에 돌풍등의 영향으로 항공기가 옆 미끄럼(요잉)을 하였을 때 항공기는 무게중심을 지나는 수직축을 중심으로 풍향계(weather cock)와 같은 동작으로 원 직진 비행상태로 회복하게 된다.
이러한 방향 안정성은 동체측면 면적이 클수록, 수직미익의 면적이 클수록 커짐을 알 수 있다.
도살핀 (Dorsal Fin):
비행기의 가로 안정성 및 방향 안정성을 증가시키기 위한 방법으로 수직미익의 면적을 크게하여 안정성을 증가시킬 수 있다.
수직미익 앞부분에 수직미익을 연장시키는 수직면을 부착시켜서 수직미익의 면적을 크게 할 수 있는데, 이러한 수직면을 도살핀(dorsal fin) 이라 한다.
후퇴각 (Sweepback Angle):
후퇴각(Λ: sweepback angle)이란, 그림 4-9와 같이 날개 끝을 뒤로 향하도록 젓혀준 것으로 뒤젓힘각이라고도 한다.
후퇴각을 갖는 날개는 방향안정성을 가진다.
그림에서 보는 것과 같이 상대풍 방향으로 비행하던 비행기가 측풍등의 교란으로 옆미끄럼하여 β만큼 좌로 옆미끄럼 하였을 때, 좌우날개에 작용하는 상대풍 V는 좌우 각각 Vcos(Λ+β)와 Vcos(Λ-β)로 작용하게 된다.
날개에 유입되는 이 속도차는 오른쪽 날개의 항력을 증가시켜 항공기를 우측으로 돌리려는 복원모멘트를 발생시키고 항공기는 다시 원 평형 비행상태로 되돌아 오게 된다.
안정성(stability)과 조종성(control)은 항상 상반된 관계를 가진다. 앞에서 살펴본 바와 같이 안정성이란 교란이 생겼을 때 항상 교란을 이기고 감소시켜 원 평형 비행상태로 돌아오려는 성질이고, 반면 조종성은 교란을 주어서 항공기를 원 평형상태에서 교란된 상태로 만들어 주는 행위이기 때문이다.
따라서 항공기의 안정성과 조종(Stability and Control)의 학문은 항공기를 설계할 때 이러한 안정성과 조종성이 적정 수준을 이루도록 이 두 가지 성질의 적절한 타협점을 정의하는 학문이라고 할 수 있다. 먼저, 설계하고자 하는 항공기의 비행목적을 달성하기 위해서 안정성과 조종성 설계요소 중 어느것이 우선하는 가를 판단하고, 세로 안정성과 가로 및 방향안정성이 각각 어느 수준으로 설계되어야 하는지가 고려되어야 한다.
날개(wing), 수직안정판(vertical stabilizer), 수평안정판(horizontal stabilizer) 등과 같이 고정에어포일이 아닌 항공기 운동을 제어하기 위해서 사용되는 가동 에어포일을 조종면(control surface)이라 한다.
조종면은 크게 항공기의 기본운동(pitching, rolling, yawing)을 제어하는 1차 조종면인 승강타(elevator), 보조익(aileron), 방향타(rudder)와 기본운동을 돕거나 고양력장치 등의 목적을 위한 2차 조종면인 스포일러(spoiler), 플랩(flap) 등으로 구분된다. 각각의 조종면은 그림 4-10과 같다.
비행기 조종면의 작동원리들은 다음과 같다.
승강타 (Elevator)
비행기는 승강타(elevator)의 조작으로 피칭(pitching) 운동을 하게된다. 조종간을 당기면 기수는 상승하고 조종간을 밀면 기수는 하강하게된다.
조종간을 뒤로당기면, 승강타는 위로 변위를 하게되고 변화된 수평미익 캠버는 수평미익 하면의 압력감소를 유발시키고 꼬리를 내리려는 힘이 발생하여 피칭모멘트가 생긴다. 꼬리가 내려감에 따라 비행기는 받음각이 증가해서 기수를 들려는 피칭모멘트가 더욱더 커지게 된다.
전투기의 경우 수평안정판(horizontal stabilizer)과 승강타(elevator)가 구별되어 있지 않고 수평안정판 전체가 움직여 수평안정판과 승강타의 기능을 동시에 수행하는 데 이를 "수평안정판 + 승강타 (stabilizer + elevarot)"의 의미로 "스테빌래이터(stabilator)"라 부른다.
보조익 (Aileron)
비행기는 보조익(aileron)의 조작으로 롤링(rolling) 운동을 하게된다.
조종간을 좌로하면 비행기는 좌로 경사지게되고, 조종간을 우로하면 비행기는 우로 경사지게 된다.
조종간을 좌로하면 좌측 보조익은 위로 우측 보조익은 아래로 변위를 하게되고, 조종간을 우로하면 우측 보조익이 위로 좌측 보조익이 아래로 변위를 한다. 좌우측 보조익은 항상 동시에 반대로 변위를 한다.
조종간을 우측으로 조작하면 우측보조익은 위로 좌측보조익은 아래로 변위하게 되고 좌우측 날개의 각 상면과 하면의 압력감소가 유발되고 항공기를 우측으로 경사지게 하려는 롤링 모멘트카 발생하여 항공기는 우측 롤링운동을 수행한다.
대형 여객기의 경우에는 2중 보조익을 사용하는데 고속에서는 날개의 뒤틀림을 방지하기 위해서 내측 보조익을, 저속에서는 롤링의 효율성을 위하여(큰 모멘트 암을 가지기 위하여) 외측 보조익을 사용한다.
고속에서 효과적인 조종을 위하여 스포일러(spoiler)를 보조익과 함께 사용하는 경우도 있는데, 이 경우 스포일러는 양력을 감소시키고 항력을 증가시키는 역할을 한다.
방향타 (Rudder)
비행기는 방향타(rudder)의 조작으로 요잉(yawing) 운동을 하게된다.
좌측 러더페달을 밟게되면 비행기는 좌측으로 옆미끄럼을 하고 우측러더페달을 밟게되면 비행기는 우측으로 옆미끄럼을 하게된다.
우측 러더페달을 밟게되면 방향타는 우측으로 변위를 하게되고 변화된 수직미익 캠버는 수직미익 좌측면의 압력감소를 유발시키고 꼬리를 좌로 옆미끄럼 하려는 요잉모멘트가 생긴다. 이 요잉모멘트에 의해서 기수는 우측으로 옆미끄럼 운동을 수행한다.
조종균형 (Balancing Controls)
조종면은 적절히 균형이 되면 조종하기가 쉬우며, 조종면이 무거우면 조종하기가 어려우므로 조종면의 작동 운동의 무게를 감소 즉, 조종력을 감소시키는 방법으로 앞전 밸런스, 트림탭 등이 이용된다.
앞전 밸런스 (Balance)
밸런스가 없이 조종면을 조작하기에는 큰 조종력이 요구되는데, 그림과 같이 힌지 앞쪽 부분에 밸런스를 둠으로써, 힌지축을 중심으로 조종면과 반대로 움직여 상대적으로 조종면의 효율을 증가시켜 조종력 감소 효과를 가져올 수 있다. 밸런스와 조종면은 힌지 축을 중심으로 그 무게가 평형을 이루지 않을 경우, 플러터(flutter)와 같은 진동의 원인이 되기 때문에 힌지축을 중심으로 평형을 이루도록 납덩어리 등을 부착하여 평형을 맞춘다.
트림탭 (Trim Tab)
조종력을 경감시키기 위한 다른 방법으로 트림탭(trim tab)이 사용된다.
비행기의 기수를 올리기 위하여 트림탭을 아래로 변위시키면 작은 트림탭의 조작만으로 트림탭의 변화된 캠버로 발생하는 힘은 승강타를 들어올려 위로 변위시키고, 위로 변위된 승강타는 결국 비행기 미부를 아래로 내리려는 피칭모멘트를 발생시킨다.
대형 고속 여객기는 아주 큰 조종력이 요구되므로, 전기(electric)나 유압(hydraulic)을 이용한 유압실린더(hydraulic actuator), 전기서보(electric servo actuator) 등을 사용한다.
실제 항공기를 조종하기 위해서 비행기는 조종간(control stick), 쓰로틀 레버(throttle lever), 러더페달(rudder pedal)을 사용하여 승강타(elevator) 및 보조익(aileron), 엔진 추력, 방향타(rudder) 및 브레이크(brake)를 각각 조종합니다. 그리고 헬리콥터는 조종간(control stick), 쓰로틀 및 컬렉티브 피치 제어레버(throttle and collective pitch control lever), 러더페달(rudder pedal)을 사용하여 로터 회전면(rotor disc) 전/후/좌/우 경사, 엔진추력 및 피치 증감, 테일로터를 각각 조종합니다.
모형 항공기의 조종은 송신기(조종기) 좌우 스틱에 의해 수행합니다. 모형비행기의 경우 좌측 스틱에 의해 승강타와 방향타를, 우측 스틱에 의해 엔진 스로틀과 보조익을 조종합니다. 모형 헬리콥터는 좌측 스틱에 의해 회전면의 전/후 경사 및 테일로터를, 우측 스틱에 의해 엔진 스로틑/피치 및 회전면의 좌/우 경사를 조종합니다.
A. Mode Type 1
동.서양의 모형 항공기 송신기(조종기)의 스틱 배열은 서로 조금 다릅니다.
항공기의 원조인 미국은 실제 비행기와 헬리콥터 조종 개념을 그대로 적용, 스틱을 배열하여 우측스틱을 실제 조종간과 동일하게 상하/좌우 조작으로 승강타와 보조익(경사면 변경) 조종을 하도록, 그리고 좌측 스틱으로 상하/좌우 조작으로 엔진 스로틀 (+ pitch up & down)과 방향타(테일로터)를 조종합니다
일본과 한국은 동일한 스틱배열을 사용합니다.
요즘은 글로벌 인터넷 시대로써 꼭 해외여행이 아니더라도 인터넷으로 미국에서 모형 제품을 구입하는 경우가 많습니다.
송수신기 세트를 미국에서 구입하실 경우에는 반드시 이 조종기 스틱 배열 Type을 언급하셔야 제대로된 물건을 구입하실 수 있습니다.
한국, 일본식 스틱배열의 송수신기는 "Mode Type 1"이라 하고, 미국식 스틱배열의 송수신기는 "Mode Type 2"라고 합니다.
B. Mode Type 2
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