공기 탄성

공기 탄력성은 탄성체가 유체 흐름에 노출되는 동안 발생하는 관성, 탄성, 공기 역학 간의 상호작용을 연구하는 물리학과 공학 분야입니다.공기 탄성 연구는 크게 두 가지 분야로 분류될 수 있다: 유체 흐름에 대한 탄성체의 정적 또는 정상 상태 반응을 다루는 정적 공기 탄성 및 신체의 동적(일반적으로 진동) 반응을 다루는 동적 공기 탄성.

항공기는 가볍고 큰 공기역학적 하중을 견뎌야 하기 때문에 공기 탄성 효과를 받기 쉽다.항공기는 다음과 같은 공기 탄성 문제를 방지하도록 설계되었다.

1. 공기역학적 힘이 날개의 공격 각도를 증가시켜 힘을 더욱 증가시키는 발산
2. 제어 활성화가 반대 공기역학적 모멘트를 발생시켜 제어 효과를 감소시키거나 극단적인 경우 역전시키는 제어 반전
3. 항공기의 파괴로 이어질 수 있는 제어되지 않은 진동인 펄럭임.

공력탄성 문제는 계산, 지상진동시험 및 비행파동시험을 통해 결정 및 검증할 수 있는 구조물의 질량, 강성 또는 공기역학을 조정함으로써 예방할 수 있다.제어 표면의 흔들림은 일반적으로 질량 밸런스를 신중하게 배치함으로써 제거됩니다.

열역학과 공기 탄성의 합성을 공기 열 탄성이라고 하며, 제어 이론과의 합성을 에어로 서보 탄성이라고 합니다.

역사

포토맥에서 사무엘 랭글리의 원형 평면의 두 번째 고장은 공기 탄성 효과(특히 비틀림 발산)^[1]에 기인했다.이 주제에 대한 초기 과학적 연구는 1906년에 ^[2]출판된 조지 브라이언의 강체 항공기 안정성 이론이었다.비틀림 발산 문제는 제1차 세계대전에서 항공기를 괴롭혔으며 주로 시행착오와 날개 임시강화로 해결되었다.1916년 비행 중 핸들리 페이지 O/400 폭격기가 심하게 흔들리면서 후방 동체와 엘리베이터가 비대칭으로 움직였던 것이 기록되고 기록된 첫 번째 사례였다.항공기는 무사히 착륙했지만 후속 조사에서 F. W. 랜체스터와 상의했다.그의 권고사항 중 하나는 왼쪽과 오른쪽 엘리베이터를 단단한 샤프트로 단단하게 연결해야 한다는 것이었고, 이는 이후 설계 요건이 되었다.또한, 국립물리연구소(NPL)는 이 현상을 이론적으로 조사하도록 요청받았고, 이후 Leonard Bairstow와 Arthur Fage에 ^[2]의해 수행되었다.

1926년, 한스 라이스너는 날개 발산 이론을 발표하여, ^[1]이 주제에 대한 훨씬 더 많은 이론적 연구를 이끌었다.공기 탄성이라는 용어 자체는 1930년대 ^[2]초 판버러 왕립 항공기 설립(RAE)에서 해롤드 록스비 콕스와 알프레드 퍼글리에 의해 만들어졌다.

칼텍에서 항공 공학을 개발하면서, 테오도르 폰 카르만은 "항공학에 적용되는 탄력성"^[3] 과정을 시작했다.한 학기 동안 이 과정을 가르친 후, 카르만은 그것을 Ernest Edwin Sechler에게 넘겼고, 그는 그 과정과 ^[4][5]그 주제에 대한 교과서 출판에서 공기 탄성을 발달시켰다.

1947년 Arthur Roderick Collar는 "공기에 노출된 구조 부재에 작용하는 관성, 탄성 및 공기역학적 힘의 삼각형 내에서 일어나는 상호 상호작용과 이 연구가 ^[6]설계에 미치는 영향에 대한 연구"라고 정의했다.

정적 공기 탄성

항공기에서는 두 가지 중요한 정적 공기 탄성 효과가 발생할 수 있습니다.발산이란 날개의 탄성 비틀림이 이론적으로 갑자기 무한해지는 현상으로, 전형적으로 날개가 고장나는 현상을 말한다.제어 반전은 보조기 또는 다른 제어 표면이 있는 날개에서만 발생하는 현상이며, 이러한 제어 표면은 통상적인 기능을 반전시킨다(예: 주어진 보조기 모멘트와 관련된 회전 방향이 반전된다).

발산

발산(Divergence)은 리프팅 표면이 공기역학적 하중 하에서 포지티브 피드백 루프에서 양력을 더욱 증가시키는 방향으로 편향될 때 발생합니다.상승된 양력은 구조물을 더 꺾어 결국 구조를 발산 지점으로 몰고 간다.

단순 보의 발산 방정식

분산은 날개 편향을 지배하는 미분 방정식의 단순한 특성으로 이해될 수 있다.예를 들어, 등방성 오일러-베르누이 빔으로 비행기 날개를 모델링하면, 운동의 비결합 비틀림 방정식은 다음과 같습니다. ${\displaystyle GJ{\frac {d^{2}\theta}{dy^{2}}=-M',}$ 여기서 y는 스판방향 치수, θ는 빔의 탄성 비틀림, GJ는 빔의 비틀림 강성, L은 빔 길이, M'은 단위 길이당 공기역학적 모멘트이다.단순 리프트 강제 이론에서 공기역학적 모멘트는 다음과 같은 형태입니다. $(\displaystyle M'=CU^{2}(\theta +\alpha _{0}),}$ 여기서 C는 계수, U는 자유류 유체 속도0, α는 초기 공격 각도이다.이것은 형태의 상미분 방정식을 산출한다. $({displaystyle {d^{2}\theta }{dy^{2}}+\squalda ^{2}\theta =-\squalda ^{2}\alpha _{0})$ 어디에 $(\displaystyle \displayda ^{2}=C{\frac {U^{2}}}{GJ}).}$ 클램프 프리 빔(즉 캔틸레버 날개)의 경계 조건은 다음과 같다. $\displaystyle \theta _{y=0}=\left.{\frac {d\theta}{dy}}\오른쪽 _{y=L}=0,}$ 해결 방법을 제시합니다. $\displaystyle \theta =\alpha _{0}[\tan(\lambda L)\sin(\lambda y)+\cos(\cos(\lambda y)-1]}$ 여기서 알 수 있듯이 임의의 정수 n의 = δ/2 + n의 경우 tan(θL)은 무한하다.n = 0은 비틀림 발산점에 해당합니다.주어진 구조 파라미터의 경우, 이것은 자유류 속도 U의 단일 값에 해당합니다. 이것은 비틀림 발산 속도입니다.에어포일의 풍동 시험에서 구현될 수 있는 일부 특수 경계 조건(예: 공기역학적 중심 전방에 위치한 비틀림 구속)에 대해서는 발산 현상을 [7]완전히 제거할 수 있다.

제어 반전

제어 표면 반전이란 주 리프팅 표면의 변형으로 인한 제어 표면의 예상 응답 손실(또는 반전)이다.단순 모델(예: 오일러-베르누이 빔의 단일 애일러론)의 경우 비틀림 확산에 대해 제어 반전 속도를 분석적으로 도출할 수 있다.제어 반전은 공기역학적 이점을 위해 사용될 수 있으며, Kaman 서보 플랩 로터 ^[7]설계의 일부를 형성합니다.

동적 공기 탄성

동적 공기 탄성은 공기역학, 탄성 및 관성력 사이의 상호작용을 연구한다.동적 공기 탄성 현상의 예는 다음과 같다.

펄럭이다

플래터는 유체 흐름에서 탄성 구조의 동적 불안정성으로, 물체의 편향과 유체 흐름에 의해 가해지는 힘 사이의 양의 피드백에 의해 발생합니다.선형 시스템에서 "물결점"은 구조물이 단순한 고조파 운동(제로 순 감쇠)을 겪는 지점이며, 따라서 순 감쇠의 추가 감소는 자가 진화와 궁극적인 고장을 야기합니다."망 댐핑"은 구조물의 자연적 양의 댐핑과 공기역학적 힘의 음의 댐핑의 합으로 이해될 수 있습니다.플리터는 두 가지 유형으로 분류할 수 있습니다. 즉, 플리터 지점에 매우 근접하여 네트 댐핑이 매우 갑자기 감소하는 하드 플리터와 네트 댐핑이 ^[8]점차 감소하는 소프트 플리터입니다.

가장 단순한 피치 및 히브 플리터 안정성 ^[9]결정요인의 명시적 해법으로 나타나듯이, 물에서 유체의 외접 실린더에 대한 포일의 피치 관성의 질량비는 일반적으로 2치 플리터가 발생하기에는 너무 낮다.

날개와 에어로포일뿐만 아니라 굴뚝과 교량 등 공기역학적 힘에 노출된 구조물은 일반적으로 흔들림을 방지하기 위해 알려진 매개변수 내에서 신중하게 설계된다.굴뚝과 같은 뭉툭한 모양은 카르만 소용돌이 거리로 알려진 소용돌이의 연속적인 흐름을 방출할 수 있으며, 이는 구조적인 진동을 유발할 수 있습니다.스트레이크는 전형적으로 이러한 소용돌이의 형성을 막기 위해 굴뚝에 감겨있다.

공기역학 및 구조물의 기계적 특성을 완전히 이해하지 못하는 복잡한 구조에서는 세부 시험을 통해서만 플래터를 무시할 수 있습니다.항공기의 질량 분포나 한 구성 요소의 강성을 변경하더라도 명백히 관련이 없는 공기역학적 구성 요소에서 플래터를 유도할 수 있습니다.가장 가벼운 경우에는 항공기 구조에서 "버즈"로 보일 수 있지만, 가장 격렬한 경우에는 제어 불가능한 속도로 발전하여 브래니프 542편이나 VL 미르스키 전투기의 프로토타입과 같이 항공기에 심각한 손상을 입히거나 ^[10]파괴로 이어질 수 있습니다.유명한 것은, 원래의 타코마 협교( famously橋)가 공기 탄성 ^[11]펄럭임으로 인해 파괴되었을 가능성이 있다는 것이다.

에어로저보탄성

일부 경우에는 자동 제어 시스템이 플래터 관련 구조적 ^[12]진동을 방지하거나 제한하는 데 도움이 되는 것으로 입증되었습니다.

프로펠러 회전 펄럭임

프로펠러 소용돌이는 회전하는 프로펠러의 공기역학 및 관성 효과와 지지 나셀 구조의 강성을 수반하는 특수한 경우이다.동적 불안정성은 프로펠러와 엔진 지지대의 피치 및 요 자유도와 관련하여 발생하여 프로펠러의 세차 운동이 ^[13]불안정해질 수 있습니다.엔진 지지대의 고장으로 1959년 브래니프 542편과 1960년 노스웨스트 오리엔트 항공 710편에서 ^[14]두 대의 록히드 L-188 일렉트라 항공기에서 회오리바람이 일어났다.

천음속 공기 탄성

흐름은 움직이는 충격파에 의해 지배되는 천음파 영역에서 매우 비선형적입니다.초음속 마하 수치를 통과하는 항공기의 경우 플래터를 피하는 것이 미션 크리티컬합니다.충격파의 역할은 Holt ^[15]Ashley에 의해 처음 분석되었습니다.펄럭이는 속도가 비행 속도에 근접할 수 있는 "트랜소닉 딥"으로 알려진 항공기의 안정성에 영향을 미치는 현상은 1976년 5월 랭글리 연구 ^[16]센터의 파머와 핸슨에 의해 보고되었다.

뷔페

버핏은 기류가 분리되거나 충격파가 다른 물체와 충돌하여 발생하는 고주파 불안정입니다.부하가 갑자기 증가하기 때문에 발생합니다.무작위 강제 진동입니다.일반적으로 날개 ^{[citation needed]}하류의 공기 흐름으로 인해 항공기 구조물의 꼬리 부분에 영향을 미칩니다.

뷔페를 검출하는 방법은 다음과 같습니다.

1. 압력계수도^[17]
2. 후행 에지에서의 압력 발산
3. 마하수에 따른 후행 에지와의 분리 계산
4. 수직력 변동 발산

예측과 치료

1950-1970년에 AGARD는 수치 해법을 ^[18]테스트하는 데 사용할 수 있는 표준 예시와 함께 공기 탄성 문제를 해결하고 검증하는 데 사용되는 과정을 상세히 설명하는 공기 탄성에 관한 매뉴얼을 개발했다.

공기 탄성에는 외부 공기역학 하중과 그 변화 방식뿐만 아니라 항공기의 구조, 댐핑 및 질량 특성도 포함됩니다.예측은 항공기 구조의 동적 특성을 나타내도록 조정된 스프링과 댐퍼로 연결된 일련의 질량을 항공기의 수학적 모델로 만드는 것을 포함한다.이 모델에는 가해진 공기역학적 힘과 그 변화 방법에 대한 세부 사항도 포함되어 있습니다.

이 모델을 사용하여 플래터 마진을 예측하고 필요에 따라 잠재적인 문제에 대한 수정을 테스트할 수 있습니다.질량 분포와 국소 구조 강성에 대해 신중하게 선택된 작은 변화는 공기 탄성 문제를 해결하는 데 매우 효과적일 수 있다.

선형구조에서의 플래터 예측방법에는 p-방법, k-방법 및 p-k법이 ^[7]포함된다.

비선형 시스템의 경우 플래터는 보통 한계 주기 진동(LCO)으로 해석되며 동적 시스템 연구의 방법을 사용하여 플래터가 ^[19]발생하는 속도를 결정할 수 있습니다.

미디어

이 비디오들은 에어로탄성 날개 2상 NASA-공군 비행 연구 프로그램을 상세하게 설명하며 에어로탄성 날개와 같은 전통적인 제어 표면과 함께 초음속 및 초음속에서의 고성능 항공기의 기동성을 개선하기 위해 공기역학적으로 꼬이는 유연한 날개의 가능성을 조사한다.트위스트

• AAW(Active Aeroelastic Wing) 날개 하중 테스트의 시간 경과 필름, 2002년 12월

• F/A-18A(현 X-53) 액티브 에어로탄성 날개(AAW) 비행 시험, 2002년 12월

현저한 공기 탄성 고장

• 원래 Tacoma Narrows 다리는 공기 탄성 ^[11]펄럭임으로 파괴되었습니다.
• 브래니프 542편 록히드 L-188 일렉트라의 프로펠러 회오리 흔들림.
• 1931년 트랜스콘티넨탈 & 웨스턴 에어 포커 F-10 추락 사고
• GAF 진디빅 ^[20]드론의 몸 자유도 펄럭인다.

「 」를 참조해 주세요.

레퍼런스

추가 정보

• Bisplinghoff, R. L., Ashley, H. 및 H. 하프맨, H. 에어로탄성.도버사이언스, 1996, ISBN 0-486-69189-6, 880p.
• Dowell, E. H., A Modern Course on A Aeroelasticity.ISBN 90-286-0057-4.
• 풍, Y.C., 공기 탄성 이론 입문도버, 1994, ISBN 978-0-486-67871-9.
• Hodges, D. H. and Pierce, A., Structural Dynamics and Aeroelasticity, Cambridge, 2002, ISBN 978-0-521-80698-5.
• Wiley 2007, ISBN 978-0-470-85840-0 항공기 공기 탄성 및 하중 소개, J. E.
• Hoque, M.E., "Active Flatter Control", LAP Lambert Academic Publishing, 독일, 2010, ISBN 978-3-8383-6851-1.
• 칼라, A. R., "공력 탄성의 첫 50년", 항공우주, 제5, 제2, 페이지 12-20, 1978.
• Garrick, I. E. 및 Reed W. H., "항공기 흔들림의 역사적 발전", Journal of Aircraft, vol. 18, 페이지 897–912, 1981년 11월.
• Patrick R. Veillette (Aug 23, 2018). "Low-Speed Buffet: High-Altitude, Transonic Training Weakness Continues". Business & Commercial Aviation. Aviation Week Network.

외부 링크

• 에어로탄성부– NASA Langley Research Center
• DLR 공기 탄성 연구소
• 국립항공우주연구소
• 공기 탄성 그룹 – 텍사스 A&M 대학교
• NACA 테크니컬 리포트– NASA Langley Research Center
• NASA 공기 탄성 핸드북