알씨의 교육 2
최고관리자
2023-04-25 11:23
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본문
-알씨비행기의 제원
R/C 비행기는 비행기의 제원(형상, 성능 요소 등)을 나타내기 위해서 몇 가지 규격들이 사용된다. R/C 비행기에서 주로 사용되는 제원 요소(규격)들은 다음 그림 4-31 및 표 4-2와 같다.
설명
시위길이에 대한 날개폭의 비율(날개폭/시위길이)을 말하며, 날개의 평면 형상을 말할 때 주로 사용한다. 가로세로비가 클 수록 좁고 긴 날개의 형상을 가지며, 가로세로비가 작을수록 짧고 넓은 날개의 형상을 가진다.
연료를 제외한 전 기체의 무게를 나타내며 g 단위로 표시한다.
전폭과는 달리 실제 날개 길이를 나타내며 mm 단위로 표시한다.
측면에서 바라보았을 때 동체축선에 대하여 엔진을 하향 장착한 정도를 나타내며 각도(°)로 표시한다.
무게중심의 위치를 말하며 보통 동체 최전방으로부터의 거리를 mm 단위로 표시하거나, 에어포일 시위(chord)의 최전방으로부터 시위상 위치까지의 거리를 시위의 백분율(%)로 표시한다.
(예: 에어포일 30% → 에어포일 시위선 최전방으로부터 시위선 전체길이의 30% 되는 지점에 무게중심이 위치)
측면에서 바라보았을 때 동체축선과 에어포일 시위선이 이루는 각도를 말하며, 동체축선과 날개의 평행 정도를 나타낸다. 단위는 각도(°)로 표시한다.
상면에서 바라보았을 때 동체축선에 대하여 엔진을 우향 장착한 정도를 나타내며 각도(°)로 표시한다.
정면에서 바라보았을 때 수평선과 날개 두께의 중심선이 이루는 각을 나타내며, 날개가 수평에 대해 위로 쳐든 정도를 나타낸다. 단위는 각도(°)로 표시한다.
반대로 날개가 아래로 처진 경우 수평선과 날개 두께의 중심선이 이루는 각을 하반각이라 하며 날개가 수평에 대해 아래로 처진 정도를 나타낸다. 단위는 역시 각도(°)로 표시한다.
에어포일(날개의 단면)의 앞전과 뒷전을 잇는 선을 시위(chord) 또는 시위선(chord line)이라 하고 그 길이를 시위길이라 한다. 단위는 mm로 표시한다.
엔진의 규격은 싸이클의 종류(2 cycle 또는 4 cycle)와 배기량(cc) 단위로 표시한다.
날개의 면적을 말하며 직사각형 날개의 경우 시위길이×날개길이로 계산되며 단위는 dm2으로 표시된다.
(참고: 1 dm2 = 1 dm × 1 dm = 1/10 m × 1/10 m = 10 cm × 10 cm)
날개의 단위면적당 작용하는 기체의 중량을 말하며 전 기체중량을 익면적으로 나눈 값으로 계산되며 단위는 g/dm2 으로 표시된다.에어포일 형상을 나타내며 에어포일 명칭(NACA0009 등)으로 세부적으로 표시하거나 개략적인 형태(clark-Y, 대칭익, 반대칭익)로 표시하기도 한다.
날개의 테이퍼 정도를 표시하기 위하여 날개뿌리(wing root) 에어포일의 시위길이와 날개 끝(wing tip) 에어포일의 시위길이를 함께 표시하기도 한다.
(예: NACA 0012 대칭 에어포일, 날개 뿌리 300 mm, 날개 끝, 250 mm)
(예: NACA 0012 대칭 에어포일, 날개 뿌리 300 mm, 날개 끝, 250 mm)
비행기의 전체 높이(타이어 하부/지면에서 수직미익 최상단까지)를 말하며 mm 단위로 표시한다.
비행기의 전체 길이(스피너 최전단에서 러더 또는 엘리베이터의 최후단까지)를 말하며 mm 단위로 표시한다.
비행기의 전체 폭(날개 끝에서 날개 끝까지)를 말하며 mm 단위로 표시한다. 상반각이 없는 날개의 경우 날개폭(wing span)과 전폭은 동일하다.
승강타(elevator), 방향타(rudder), 보조익(aileron) 등 조종면(control surface)의 최고 변위 범위를 나타내며 단위는 각도(°)로 표시한다.프로펠러 (propeller)
프로펠러의 규격은 직경(길이) × 피치로 표시한다. 직경 및 피치는 인치(inch) 단위로 표시하며, 직경은 프로펠러 회전면의 직경을, 피치는 프로펠러가 1회전시 전진하는 거리를 의미한다.
(예: APC 8 × 4. APC사의 직경 8인치, 피치 4인치 프로펠러.)
-모양에따른 구조형태
R/C 비행기의 종류는 용도/목적, 주 날개의 형식, 랜딩기어의 형식, 엔진의 형식에 따라 다양하게 분류된다. 각각의 분류에 따른 R/C 비행기의 종류들은 다음과 같다.
용도/목적에 따른 분류
R/C 비행기는 연습을 위한 것인지, 스턴트를 위한 것인지 등 그 용도 및 목적에 따라 다음과 같이 구별된다.
분류
설명
연습기/트레이너기 (Trainer Airplane)
처음 R/C 비행기에 입문하는 사람을 위한 기종으로 조종성 보다는 안전성에 역점을 두어 설계된 비행기이다. 안전성을 위하여 견익 또는 고익(아래 주 날개의 형식에 따른 분류 참조.)의 날개를 주로 채택하고 상반각을 가지며, 익형은 Clark-Y 또는 반대칭(semi-symmetrical) 에어포일을 많이 사용한다.
그림 4-3과 같이 형상이 단순하고 제작이 쉬운 형태(박스형 동체, 직선 날개 등)의 .20 cc ~ .40 cc 급 비행기가 주를 이룬다.
스턴트기/패턴기
(Acrobatic/Pattern Airplane)
(Acrobatic/Pattern Airplane)
F3A 등 전문 스턴트를 위해 설계된 기종으로 안정성 보다는 조종성에 역점을 두어 설계된 비행기로 스턴트기, 곡예기, 패턴기 등으로 불리워 진다. 중익 또는 저익(아래 주 날개의 형식에 따른 분류 참조.)의 날개를 주로 채택하고 상반각이 거의 없으며, 익형은 대칭형(symmetrical) 에어포일을 많이 사용한다.
필요에 따라 리트랙터블 기어(retractable gear), 플랩(flap), 가변피치 프로펠러 등을 채택하기도 한다.
스케일기 (Scale Airplane)
실기와 동일한 기체 제작을 목적으로 설계된 비행기이며 모형비행기 대회시 스케일 부문의 심사는 기체의 묘사 충실도가 주 기준이 된다.
실기와 완전히 동일하게 스케일 다운(scale down)하여 스케일에 충실하게 제작된 스케일기를 풀 스케일 (full scale)이라 하며, 모형으로서 비행성능의 이점을 위하여 설계 변수를 조정하여 실기의 원형으로부터 약간의 변형, 보완한 것을 세미 스케일(semi scale) 이라 한다.
스포츠기 (Sports Airplane)
이렇다할 특별한 목적의 기체는 아니지만 날리기도 쉽고 멋스러우며 약간의 스턴트도 가능한 기체를 일반적으로 스포츠기라 한다.
일반적으로 안정성과 조종성 모두 한쪽으로 치우치지 않게 적절한 안성성과 조종성을 모두 어느정도 겸비할 수 있도록 설계한다.
펀플라이기 (Fun Fly Airplane)
정규 대회 패턴규정과는 달리 수직상승(vertical take-off), 토크롤(torque roll), 롤링 써클(rolling circle) 등과 같이 다이나믹한 스턴트를 즐기기 위하여 특별히 설계된 기체를 말한다.
고기동, 운동성을 위하여 추력대 중량비(T/W)가 매우크고, 큰 타각량을 사용하며 중익형 날개, 대칭 에어포일, 작은 가로세로비(aspect ratio) 등을 가진다.
(파일런) 레이싱기 (Racer Airplane)
실기의 파일런 레이싱 기종을 모델로 속도경쟁을 위하여 특별이 설계된 기체를 말한다.
속도를 높이기 위하여 항력을 줄이는데 역점을 두어 설계되어 동체, 날개 등의 단면적이 모두 작고 날개는 아주 얇은 에어포일을 채택한다. 속도가 빠르고 항력이 적은만큼 양력도 적기 때문에 조종이 민감하고 불안하며 숙련자가 아니면 상당히 날리기가 힘들다.
주 날개 형식에 따른 분류
R/C 비행기는 주 날개의 위치 및 배열 형태에 따라 다음과 같이 구별된다.
분류
설명
고익기 (High Wing Airplane)
주 날개가 조종실(캐빈)(cabin) 상부에 위치한 형태의 비행기를 말하며, 무게중심의 위치가 날개 보다 낮아 안정성이 좋다. 안정성이 좋아 외부 교란에 의한 복원성이 뛰어나므로 초급 연습기로 많이 사용된다.
견익기 (Sholder Wing Airplane)
주 날개가 동체 바로 위, 캐노피(있을 경우) 바로 아래에 위치한 형태의 비행기를 말하며, 고익기에 비해 다소 안정성은 떨어지나 상대적으로 조종성이 좋은 특성을 가진다.
중.고급 연습기로 많이 사용되며, 어느 정도 비행이 가능하고 간단한 스턴트를 연습하기에 적당하다.
중익기 (Midium Wing Airplane)
주 날개가 동체 중간에 위치한 형태의 비행기로 고급 스턴트기에 많이 사용된다. 안정성은 거의 중립에 가까워 정상 비행 및 배면 비행(inverted flight) 모두 유사한 조종 특성을 가지므로 패턴기로 적합하다.
저익기 (Low Wing Airplane)
주 날개가 동체 아래에 위치한 형태의 비행기로 스턴트기에 많이 사용된다. 안전성은 부족하나 운동성이 좋은 특성을 가진다.
복엽기/삼엽기 (Bi-Plane/Tri-Plane)
그림과 같이 두 개 이상의 날개가 동체 상, 중, 하부에 위치한 형태의 비행기로 고전 스케일 모형 또는 스포츠 스케일 모형에 많이 사용된다.
커나드기 (Canard Airplane)
수평안정판 및 승강타가 주 날개의 앞쪽에 위치한 형태의 비행기로 스포츠기 또는 스케일기에 종종 사용된다.
주 날개 외에 앞쪽에 위치한 수평안정판 및 승강타(커나드라 함.)에 의한 추가 양력 발생으로 상대적으로 적은 추력을 사용한 비행이 가능하고, 엔진과 프로펠러가 동체 후미에 장착된 추진식(pusher type)이므로 커나드의 승강타의 효율이 좋다 (승강타가 프로펠러 후류에 잠기지 않음).
랜딩기어 형식에 따른 분류
R/C 비행기는 랜딩기어의 형태, 위치, 배열에 따라 다음과 같이 구별된다.
분류
설명
전륜식(3륜식)
(Nose Type Landing Gear)
(Nose Type Landing Gear)
그림 4-15와 같이 동체 전방하부에 1개(노즈 기어), 날개쪽(날개 하부 또는 동체 하부)에 2개의 랜딩기어(메인 기어)가 장착된 형태의 비행기를 전륜식 또는 3륜식 비행기라고 한다.
무게중심이 미륜식(2륜식)에 비해 앞쪽으로 위치하며 미륜식에 비해 조종성 및 운동성은 다소 떨어지나 안정성이 좋고 이.착륙이 쉬운 장점을 가진다.
미륜식(2륜식)
(Tail Type Landing Gear)
(Tail Type Landing Gear)
그림 4-16과 같이 날개쪽(날개 하부 또는 동체 하부)에 2개(메인 기어), 꼬리날개쪽 동체 하부에 1개의 랜딩기어(테일 기어)가 장착된 형태의 비행기를 미륜식 또는 2륜식 비행기라고 한다.
전륜식에 비해 무게 중심이 뒤쪽에 위치하여 안정성이 다소 떨어지고 이.착륙이 까다로운 단점을 가지나, 조종성 및 운동성은 좋은 장점을 가진다.
단륜식 (Single Type Landing Gear)
그림 4-17과 같이 동체 하부에 메인 랜딩기어 1개만을 가지고 부수적으로 날개쪽 또는 테일쪽에 작은 보조 랜딩기어를 가지는 형태의 비행기를 단륜식 비행기라고 한다.
일반적인 R/C 비행기에는 거의 쓰이지 않고 R/C 글라이더 또는 미국 정찰기 U-2기와 같은 일부 R/C 스케일기에 적용된다.
플로트식 (Float Type)
그림 4-18과 같이 수상에서의 이착륙을 위하여 바퀴 대신 플로트를 장착한 형태의 비행기를 플로트식 비행기라고 한다.
엔진 형식에 따른 분류
R/C 비행기는 장착된 엔진의 갯수에 따라 다음과 같이 구별된다.
분류
설명
단발기 (Single Engine Airplane)
그림 4-19와 같이 엔진이 하나만 장착된 비행기를 단발기라고 한다. 대부분의 모형비행기는 단발기가 주류를 이룬다.
단발기는 엔진의 장착 위치에 따라 다시 세분화 될 수 있는데, 그림 4-19와 같이 앞에서 끌어주는 방식을 견인식(propelling type), 뒤에서 밀어주는 방식(그림 4-14 참조)을 추진식(pusher type)이라 한다.
쌍발기 (Twin Engine Airplane)
그림 4-20과 같이 엔진이 2개 장착된 비행기를 쌍발기라고 한다.
단발기에 비해 좌우 엔진의 회전수를 동조 시키는 등 취급이 다소 까다롭다.
다발기 (Multiple Engine Airplane)
그림 4-21과 같이 엔진이 3개 이상 장착된 비행기를 다발기라고 통칭한다. 주로 대형 스케일 모형에 많이 적용된다.
다발기는 쌍발기에 비해 엔진의 취급이 더욱더 까다로운 단점을 가진다.
3- 비행기의원리
-베루누이의법칙
항공기가 비행을 하게되는 원리, 즉 양력발생의 원리는 1738년 스위스 과학자 다니엘 베르누이가 발견한 베르누이의 원리에 기초한다. 베르누이가 발견한 베르누이의 원리는 단면적이 다른 관(管)내의 유체의 흐름은 항상 전압(total pressure) 즉, 정압(static pressure)과 동압(dynamic pressure)의 합이 일정하다는 것이다.
그림 3-1 관 내의 유체의 흐름
다시 쓰면,
(일정)
관내에서 압력(정압 P1)을 측정해 보면 P1 > P3 > P2 와 같다. 즉, 단면적이 작을수록 압력은 작다.
위 식에서 밀도의 영향을 고려하지 않을 경우, 단면적 2에서 압력이 감소하면 속도가 증가해야 한다. 3의 위치에서는 압력이 다시 올라가고 속도는 감소하기 시작한다.
즉, 베르누이는 단면적이 다른 관 (벤츄리관 등)을 흐르는 공기는 "속도가 증가하면 압력이 감소하고, 속도가 감소하면 압력이 증가한다."라는 원리를 발견하였다. 이것이 베르누이의 원리이다.
아음속 공기 흐름의 정의는 공기가 음속 이하로 움직일 때를 말하며 압력이 변할 때 속도도 어떤 변화를 일으키며 밀도는 너무 적어서 무시할 만큼 변하므로 공기가 비압축성(incompressible)이라고 가정했을 때 밀도의 변화를 무시하므로 단순해진다. 그러나 공기 흐름이 음속(speed of sound)이 되면 공기의 흐름은 압축성(compressible)으로 압축성 효과를 고려하여야 한다.
따라서, 상기의 베르누이의 원리 식에서 아음속 영역에서 밀도는 고려치 않게되고 베르누이의 식은 정압과 유체(공기) 속도만의 함수가 된다.
베르누이의 원리를 이용하여 항공기 날개의 양력발생 원리를 살펴보면,
두 곡면 주위를 지나는 공기의 흐름은 베르누이의 원리에 따라 목(곡면) 부분에서 속도가 커지고 압력이 감소된다. 그림 B와 같이 두 곡면이 그림 A 보다 좀 더 멀어졌을 때도 A의 경우와 마찬가지로 영향을 받으며 그림 C와 같이 위 곡면이 무한한 거리로 멀어졌을 때 즉, 위 곡면이 없을 때도 아래 곡면 윗부분의 압력은 에어포일 밑 부분의 압력보다 낮아지게 된다.
즉, 양력은 에어포일 상면과 하면의 압력차(상면압력 < 하면압력)에 의해 압력이 큰 쪽에서 작은쪽으로 압력차에 의한 힘이 발생하고 바로 이 힘이 양력(lift)이다.
베르누이의 원리는 일상에서 관찰할 수 있습니다. 우리가 흔히 수도꼭지에 달린 호스로 정원에 물을 주거나 물장난을 할 때 물을 더 멀리 더 세차게 뿌리기 위해서 호스 끝 부분을 눌러주게 되는데, 이것은 바로 베르누이의 원리에 따라 단면적이 감소하게 되면 단면적이 작은 곳을 지나게 되는 유체(물)는 압력이 감소하고 속도가 증가하여 물이 더욱더 빠르고 멀리 뿌려지게 되는 것입니다.
여름날 집안에서 시원한 바람을 즐기는 것도 베르누이의 법칙을 이용하여 한 쪽 창문은 활짝 열고, 반대쪽 창문은 조금만 열어서 조금 열어논 창문 곁에 가 있게 되면 좀 더 세고 시원한 바람을 즐길 수 있습니다.
또한, 제트 전투기의 경우 엔진 배출구(tail pipe) 부분이 가변 노즐로써 오므라 들었다 펼쳤다 하면서 단면적이 바뀌는 것을 볼 수 있는데 이 것 역시 베르누이의 원리를 이용하기 위한 것입니다. 즉, 추력을 증가(공기 속도를 증가) 시키기 위해서는 노즐을 오므려 단면적을 줄이고, 추력을 감소(공기 속도를 감소) 시키기 위해서는 노즐을 펼쳐 단면적을 증가시키게 됩니다 (그림 3-3 참조). 그러나 초음속의 영역에서는 추력을 증가시키기 위해서 반대로 노즐을 펼치고 후기연소기(after burner) 등을 작동하게 됩니다. (이 것은 초음속의 영역에서는 공기의 성질이 압축성으로 바뀌어 베르누이 원리가 반대로 되기 때문입니다. "6.1 고속비행 영역"에서 언급하도록 하겠습니다.)
a. 고속비행
b. 저속비행
-에어포일
에어포일(airfoil)이란, 날개의 단면 형상을 뜻하며 항공기의 날개(wing), 보조익(aileron), 승강타(elevator), 방향타(rudder)와 같은 어떤 단면(section)을 학술적으로 정의하는데 사용한다.
에어포일은 공기보다 무거운 항공기를 비행시키기 위해서 공기 역학적인 효과, 즉 양력은 크고 항력은 작은 에어포일이 요구된다. 양력을 크게 하기 위해서 에어포일은 상면을 둥글게 해주고 뒤를 뾰족하게 하여 유선형으로 한다. 에어포일에 관한 용어의 정의는 그림 3-4와 같다.
에어포일은 NACA XXXX와 같이 호칭법에 따라 표시되는데, NACA는 미 항공자문 위원회(NACA: National Advisory Committee for Aeronautics) 계열 에어포일을 의미하고, 첫 번째 숫자는 최대 평균캠버(max mean camber)의 크기를 시위의 백분율로 표시한 값이고, 두 번째 숫자는 최대 평균 캠버의 위치를 앞전으로부터 시위의 십분율로 표시한 값이며, 세 번째와 네 번째 숫자는 최대 두께(max thickness)의 크기를 시위의 백분율로 표시한 것이다.
예를 들면, NACA 2315 는 NACA 계열의 에어포일로써 최대 평균캠버의 크기가 시위의 2%이고, 그 위치는 앞전으로부터 시위의 30% (3/10) 지점에 위치하며, 최대 두께의 크기가 시위의 15%임을 의미한다.
에어포일의 윗 캠버와 아랫 캠버가 동일할 때 에어포일을 대칭익(symmetrical airfoil)이라 한다. 대칭익의 경우 윗 캠버와 아랫 캠버가 동일하므로 평균 캠버선이 시위선과 동일하게 된다. 즉, 캠버 및 최대 평균캠버가 없어지고 최대 두께의 개념만이 존재하게 된다. 따라서 대칭익의 호칭은 NACA 00XX로 표시되며, 이를 NACA 00계열이라 부르며 NACA 00계열 에어포일은 대칭익을 의미한다.
예를 들면, NACA 0009, NACA 0012 등은 대칭익으로서 최대 두께의 크기가 각각 시위의 9%, 12%인 에어포일을 나타낸다.
모형 비행기의 수평/수직 미익의 에어포일은 대부분 NACA 00계열 에어 포일을 사용합니다. 주 날개 에어포일의 경우 대부분의 연습기는 00계열이 아닌 비대칭 에어포일(윗 캠버가 아랫 캠버보다 큰)이나 Clark-Y 에어포일 (윗 캠버는 있으나 아래 캠버는 없는 즉, 아랫면이 평평한 에어포일)을 사용하고, 스턴트기일 경우 NACA 00계열을 많이 사용합니다.
이는 연습기의 경우 큰 추력이 필요치 않고, 필요 추력 일부를 양력으로써 보상할 수 있다는 측면과 안정성 측면에서 항공기의 자세가 흐트러질 경우 양력발생으로 복원력을 확보하기 위해서 비대칭 에어포일 또는 Clark-Y 에어포일을 사용하게 됩니다.
스턴트기의 경우 추력이 충분히 크고 양력이 그다지 필요치 않으며, 비대칭 에어포일에 의한 양력발생 즉, 복원력 발생으로 오히려 안정성이 조종성을 해치게 되므로 조종성을 우선시 하여 대칭 에어포일 즉, NACA 00계열 에어포일을 주 날개의 에어포일로 사용합니다. (안정성과 조종성은 상반관계를 가집니다. 안정성이 크지면 조종성은 떨어지고, 반대로 조종성이 커지면 안정성이 떨어집니다. 자세한 내용은 뒷부분 "4.5 안정성과 조종의 관계"에서 언급하도록 하겠습니다.)
-양력과받음각
받음각(a: angle of attack)이란, 상대풍(w: relative wind)과 시위선(chord line)이 이루는 각이다. 받음각은 수평비행시 시위선과 수평선이 이루는 각이 아니라 시위선과 불어오는 바람의 방향이 이루는 각이다. 그림 3-6과 같이 동일한 비행자세에서라도 돌풍(w`: gust)과 같이 바람의 방향이 날개 하면에서 불어올 경우 받음각은 변화한다 (a → a`).
양력은 받음각에 따라 변한다. 양력은 받음각이 증가할수록 에어포일 하면에 정압(static pressure)의 증가로 상면과 압력차이가 커져서 양력이 증가하게 된다. 그러나 받음각이 증가할수록 에어포일 상면의 압력중심은 앞쪽으로 이동하고 공기의 흐름은 뒷전에 와류(eddy)를 형성하는 경향이 생긴다. 받음각이 충분히 증가하여 에어포일 상면 1/3 이상의 난류(turbulent flow)가 발생하여 이 지점의 압력은 정적이거나 대기압으로부터 양력을 발생하지 못하게 되는데 이 때를 "burble point"라 부르고 이 때의 받음각을 임계 받음각(critical angle of attack)이라 한다. 이 때는 증가된 받음각이 양력을 발생하지 못하고 오히려 양력을 해치는 와류를 형성하게 된다.
-붇임각
붙임각(Incidence Angle)이란, 동체의 기준선 즉, 동체 세로축선(longitudinal axis)과 시위선(chord line)이 이루는 각을 말한다 (그림 3-9). 정확한 붙임각은 항력특성과 세로 안정성(longitudinal stability, "4.3 세로안정성" 참조) 특성을 좋게 한다.
(참고: 항공기가 실속시 날개 뿌리에서부터 먼저 실속이 일어나고 점차적으로 날개 끝으로 전파되는 것이 바람직 하다. 날개 끝에서부터 먼저 실속이 일어날 경우 실속이 완만하지 못하고, 실속 후 스핀에 들어가는 특성을 가진다.) 워시 인(Wash In): 워시아웃과 반대로 날개 끝(tip of wing)의 붙임각이 날개 뿌리(root of wing)의 붙임각 보다 큰 날개를 워시인(wash in) 날개라 한다. 워시인은 엔진토크(engine torque)를 상쇄시키기 위해서 사용된다. 예를들면, 프로펠러가 우회전(시계방향) 하는 엔진의 토크는 비행기를 종축을 중심으로 왼쪽(프로펠러 회전과 반대방향. 반시계방향.)으로 회전시키려 한다. 이로 인해 좌측날개는 내려와 우측날개보다 낮게 비행하는데, 이를 보완하기 위해서 좌측날개를 워시인(wash in) 하면 양쪽 날개는 평형을 이루게 된다.
모형항공기의 붙임각(Incidence Angle), 워시인(Wash In)/워시아웃(Wash Out):
붙임각은 언급한 바와 같이 비행기를 측면에서 바라보았을 때 날개의 시위선(chord line)과 동체축이 이루는 각입니다. 워시인과 워시아웃 날개는 쉽게 말해서 비틀어진(꼬인) 날개를 의미합니다. 워시인과 워시아웃은 상기에서 언급한 목적으로 실제 항공기에서 적용되나, 모형비행기에서는 잘 적용이 되지 않습니다.
모형항공기의 경우, 기동특성을 좋게하기 위하여 헬리콥터 로터블레이드(rotor blade)에 적용되는 예는 있습니다. 헬리콥터는 블레이드가 회전시 회전속도가 빠를수록 후퇴하는 블레이드(위에서 바라보았을 때 원의 좌측은 전진 운동, 우측은 후퇴를 하죠.)에서 익단실속(tip stall)이 발생하기 쉽습니다. 이 경우 블레이드에 워시아웃을 해 주면 익단실속이 지연되고 빠른 속도에서도 실속특성이 좋아져서 안전성이 보완되어, 기동특성이 좋아지게 됩니다. ("7.0 헬리콥터 이론"에서 자세히 언급하겠습니다.)
헬리콥터 블레이드의 익단실속은 호버링과 같은 저속회전에서는 잘 발생하지 않고 고속 회전에서 잘 발생하기 때문에, 호버링을 연습하는 초보자의 경우는 필요없으나, 플라잉(flying)과 메뉴버(manuever)를 연습하는 고급자의 경우 워시아웃된 블레이드를 장착, 비행하는 것이 좋다고 할 수 있습니다.
모형비행기의 날개는 대부분 워시인/아웃 없이 곧게 뻗은 날개 형상을 가집니다. 우리가 흔히 모형비행기를 제작할 때, 뒤틀림 없이 제대로 제작하기 위해서 "Robart"사에서 나온 "Incidence Meter (Incidence Guage라고도 합니다.)"라는 측정 기구를 사용하는데 이는 기구이름이 말해 주듯 날개 제작시 날개의 각 부분의 붙임각(incidence angle)을 측정하여 일정한 붙임각을 갖는지 여부 즉, 날개가 뒤틀렸는지(꼬였는지) 여부를 알 수 있게 해 주는 기구입니다.
모형항공기의 엔진토크(Engine Torque) 상쇄, Side Thrust:
상기에 언급된 워시인(wash in) 날개가 실제 항공기에서 엔진 토크 상쇄를 목적으로 사용된다고 언급하였습니다만, 모형 비행기에서는 엔진토크 상쇄를 위한 방법으로 "Side Thrust Angle"을 사용합니다.
물리 현상중 하나로 "자유단(free end, 고정되지 않은 끝)을 갖는 동일축상의 물체는 한쪽을 회전시켜 주면 다른 한쪽은 반대쪽으로 회전하려는 경향"이 있습니다. 비행기의 경우, 자유단(공중을 비행) 동일축상(동체 세로축) 두 물체(프로펠러와 동체)중 한쪽을 회전시켜주면(프로펠러) 다른 한쪽(동체)은 반대쪽으로 회전하려는 경향이 생기고 이것이 바로 "토크 효과(Torque Effect)"입니다. 헬리콥터의 테일로터도 바로 토오크를 상쇄하기 위해서입니다. 모형비행기의 경우 앞에서 바라보았을 때, 엔진이 반시계 방향으로 회전하고 항공기는 시계방향으로 회전하게 됩니다.
모형비행기의 엔진을 설치할 때 위에서 바라보면 동체 세로축에 대해서 약간 오른쪽으로 비껴 장착을 하는데 이 것을 "Side Thrust"라고 하며, 이 때 동체 세로축과 엔진축이 이루는 각을 "Side Thrust Angle"이라 합니다. Side Thrust는 엔진을 비껴 장착함으로써 "동일축상"이라는 조건을 없애게 되어 엔진 토크를 상쇄하게 됩니다. 오른쪽으로 비껴 장착을 하는 것은 토오크 효과를 없애기 위해서 비행기 동체가 회전하려는 반대쪽으로 장착하기 위함입니다. Side Thrust Angle은 토크가 큰 엔진일수록 즉, 2행정 엔진보다는 4행정 엔진의 경우 더욱더 커지게 됩니다.
Down Thrust:
위에서 side thrust에 대해서 언급하였기 때문에 "그러면, Down Thrust는?" 이라고 반문하시는 분이 계실 것 같아 언급합니다. 모형비행기의 경우 엔진 장착시 비행기 측면에서 바라보았을 때, 동체 세로축보다 조금 아래로 경사지게 장착하는 경우가 있는 데, 이를 "Down Thrust"라고 합니다. Down Thrust는 모형비행기 성능을 위해 고려된 익형(에어포일)에 따른 양력발생(비대칭, Clark-Y 등), 붙임각(incidence angle) 등의 효과를 상쇄시켜 원할한 수평비행을 위하여 부여하게 되는 것입니다. 대부분의 연습기, 스포츠(펀플라이)기 등의 경우에는 비대칭 에어포일 및 붙임각이 있으므로 엔진 장착시 down thrust를 주게 됩니다. 반대로, 대칭에어포일을 사용하고 붙임각이 없는 전문 스턴트기(F3A 기종)의 경우는 down thrust가 없습니다.
-항공기의작용하는힘
수평비행중 항공기에 작용하는 힘은 그림 3-8과 같이 추력(T: thrust), 양력(L: lift), 항력(D: drag), 중력(W: weight)이 있다. 수평 등속비행 중 항공기는 양력과 중력의 크기가 같고, 추력과 항력의 크기가 같다. 수평 등속비행 상태에서 엔진 출력이 증가하면 추력이 항력 보다 커져서 항공기는 가속비행을 하게된다.
양력(lift)은 베르누이 원리에 따라 에어포일 상하면의 압력차에 의해 발생하는 항공기를 뜨게하는 힘으로써, 그 크기는:
항력(drag)이란, 항공기가 전방으로 움직이는데 대한 저항력으로써, 항공기의 날개(wing), 동체(fuselage), 강착장치(landing gear), 스트럿(strut), 미익(stabilizer), 그외 다른 구조부에서 발생하며 항공기의 전진운동을 방해한다. 양력에 도움을 주지 않는 항력을 유해항력(parasite drag)이라 한다.
항력(drag)의 크기는:
(위 식은 날개에서의 항력을 산출하는 식이며, 항공기 전체의 항력을 산출할 경우 CD 와 S는 항공기 전체에 대해 고려되어야 한다.)
특정 받음각에서 양력과 항력의 비를 그 받음각에서의 양항비(lift to drag ratio)라 하며 다음과 같이 나타낸다.
양항비 [L: 양력, D: 항력, : 동압, S: 날개 면적]
4-비행원리
-항공기의평형
항공기 무게와 평형의 기초 이론은 간단히 말해서 대저울의 원리와 같다. 그림 5-1에서 보는 바와 같이 항공기가 평형을 이루는 것은 a점과 b점에 작용하는 하중에의한 모멘트가 서로 상쇄되어(50 × 10 - 10 × 50 = 0) 평형을 이루기 때문이다.
항공기의 무게중심은 항공기에 탑재되는 사람, 화물, 장착물에 따라서 그 위치가 변동 되는데, 안전한 비행을 위한 무게중심의 허용 변화를 C.G 범위라
하고, 항공기의 C.G는 이륙, 비행, 착륙중 항상 이 C.G 범위 한계내에 있어야 한다.
하고, 항공기의 C.G는 이륙, 비행, 착륙중 항상 이 C.G 범위 한계내에 있어야 한다.
C.G 한계는 항공기가 FAA(Federal Aviation Administration)의 요구사항에 의한 성능과 비행특성을 갖춘 때의 C.G 위치이며 이 한계는 평균공력시위(MAC: Mean Aerodynamic Chord)의 백분율이나 항공기의 기준선(datum line)에서 앞(forward), 뒤(reward)를 인치(inch) 거리로 나타낸다.
기준선(datum line)은 항공기 무게와 평형을 계산하기 위하여 기준으로 사용하는 선으로써 어떤 목적물의 관계 위치를 나타내기 위하여 참고적으로 사용하는 평면상의 선이다.
항공기 무게와 평형을 산출하기 위하여 기준선은 보통 항공기의 전방(nose of airplane), 방화벽(fire wall), 날개의 앞전(leading edge), 특정 벌크헤드(bulkhead)나 편리한 지점을 선정한다.
항공기의 무게와 평형 기록을 준비할 때는 기준선의 위치를 기록에 정확히 기재하여야 하며 모멘트 까지의 거리는 기준선 후방으로 +, 기준선 전방으로 -로 계산한다.
-비행기의 무게중심
항공기 무게중심 C.G의 위치는 전체 모멘트를 전체무게로 나누어 구할 수 있다.
항목
무게
×
암
=
모멘트
Right Wheel
Left Wheel
Nose Wheel
Left Wheel
Nose Wheel
816
810
320
1,946
810
320
1,946
+115
+115
+40
+115
+40
+93,840
+93,150
+12,800
+199,790
+93,150
+12,800
+199,790
C.G 위치 = +199,790/1,946 = +102.67 inch
따라서, C.G는 기준선(datum line)으로부터 후방으로 102.67 inch 지점
에 위치한다.
에 위치한다.
화물적재 작업 또는 탑승인원에 의해 항공기의 무게중심의 위치가 변경되었을 때, 무게중심의 위치가 전방 또는 후방한계를 벗어났을 경우 화물의 재배치 또는 고정밸러스트(fixed ballast)를 장착하여 C.G의 위치를 수정한다.
그림 5-4와 같이 원래의 C.G위치(92")가 전방한계(87")를 벗어난 85" 지점에 위치할 경우, 고정밸러스트(X)를 화물칸(120")에 장착하여 C.G의 위치를 원래의 위치(92")에 위치시키고자 한다면,
방정식을 풀면 x=550 lb
즉, 기준선 후방 120" 지점에 위치한 화물칸에 550 lb의 고정 밸러스트를 장착함으로써 변경된 C.G의 위치(85")를 원래 C.G의 위치(92")로 수정할 수 있다. 수정된 C.G는 기준선 후방 92"에 위치하며 총 중량은 2,750 lb가 된다.
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