리프트에 의한 항력

Lift-induced drag

공기역학에서 양력에 의한 항력, 유도 항력, 소용돌이 항력, 또는 양력에 의한 항력은 움직이는 물체가 공기 흐름의 방향을 바꿀 때마다 발생하는 공기역학 항력입니다.이 견인력은 양력을 일으키기 위해 공기를 다른 방향으로 돌리는 날개나 리프팅 바디로 인해 비행기에서 발생하며, 공기를 아래로 이동시키는 날개 날개 달린 자동차에서도 발생합니다. 스타일 로 리프트에 의한 드래그 계수는 C C_로 나타냅니다.

일정한 양력의 경우 공기속도를 높임으로써 유도 항력을 줄일 수 있다.이것의 반직관적인 효과는 최소 드래그 속도까지 항공기가 [1]더 빨리 비행하는 데 더 적은 동력을 필요로 한다는 것이다.날개 폭이 [2]크거나 날개 끝 장치가 있는 날개의 경우 유도 항력이 감소합니다.

설명.

유도 항력은 날개 근처에서 유도 다운워시의 양과 관련이 있다."L" 라벨이 붙은 회색 수직선은 자유 흐름과 수직이며 날개의 리프트 방향을 나타낸다."Leff"이라는 라벨이 붙은 빨간색 벡터는 날개 근처의 실제 기류에 수직이다. 이것은 동일한 공격 각도에서 2차원 흐름에서 날개 부분의 양력을 나타낸다.날개에 의해 발생하는 리프트는 3차원 흐름의 다운워시 각도와 동일한 각도로 뒤쪽으로 기울어져 있습니다.자유 흐름과 평행한 "Leff"의 구성요소는 [3][4]: Fig 5.24. [5][6]: 4.4 날개에 유도된 항력이다.

물체에 작용하는 총 공기역학적 힘은 보통 리프트와 드래그의 두 가지 요소로 간주됩니다.정의상 마주 오는 흐름에 평행한 힘의 성분을 드래그라고 하고 마주 오는 흐름에 수직인 성분을 [7][4]: Section 5.3 리프트라고 합니다.실제적인 공격 각도에서는 리프트가 [8]항력을 크게 초과합니다.

양력은 날개 주변의 흐름 방향이 바뀌면서 발생합니다.방향 전환은 (속도 변화가 없더라도) 속도 변화를 가져오는데, 이것이 가속도입니다.따라서 흐름의 방향을 변경하려면 유체에 힘을 가해야 합니다. 총 공기역학적 힘은 단순히 유체가 날개에 작용하는 반작용력입니다.

공격 각도가 높은 저속 비행 중인 항공기는 높은 항력 성분을 가진 공기역학적 반력을 발생시킨다.속도를 높이고 공격 각도를 줄임으로써 발생하는 리프트를 드래그 성분을 줄이면서 일정하게 유지할 수 있다.최적의 공격 각도에서 총 항력이 최소화됩니다.속도가 이 이상으로 빨라지면 프로필 드래그가 증가하여 총 드래그가 다시 증가합니다.

소용돌이

유도 항력은 날개 끝 소용돌이를 일으킨다.양력을 발생시킬 때 날개 아래의 공기는 날개 위의 공기 압력보다 높은 압력입니다.한정된 범위의 날개에서는 이 압력 차이가 날개 끝의 아래쪽 표면에서 위쪽 [9]: 8.1.1 표면으로 공기를 흐르게 합니다.이 공기 흐름은 현상으로 흐르는 공기와 결합되어 기류를 비틀고 날개 끝의 소용돌이를 형성합니다.유도 항력은 소용돌이의 원인입니다. 소용돌이는 유도 [6]: 4.6 [6]: 4.7 [9]: 8.1.4, 8.3, 8.4.1 항력을 유발하지 않습니다.

소용돌이는 양력을 발생시키는 날개의 능력을 감소시키기 때문에 동일한 양력에 대해 더 높은 공격각을 필요로 하며, 이는 총 공기역학적 힘을 뒤로 기울이고 그 힘의 드래그 성분을 증가시킨다.각도 처짐은 작으며 리프트에 거의 영향을 미치지 않습니다.단, 리프트력과 리프트력이 굴절되는 각도의 곱과 동일한 항력이 증가한다.편향 자체가 리프트의 함수이기 때문에 추가 항력은 [4]: Section 5.17 리프트의 제곱에 비례한다.

만들어진 소용돌이는 불안정하고,[clarification needed] 그것들은 날개 [4]: Section 5.14 끝의 뒤쪽으로 이어지는 날개 끝 소용돌이를 만들기 위해 빠르게 결합합니다.

유도 항력 계산

타원형 리프트 분포를 가진 평면 날개의 경우 유도 항력i D는 다음과 같이 계산할 수 있다.

b

어디에

{\ L은 리프트입니다.
( \ {0, )는 해수면에서의 공기의 표준 밀도입니다.
E는 동등한 대기 속도입니다.
{ \pi는 원의 지름에 대한 원둘레 비율입니다.
b는 날개 길이입니다.

이 방정식을 통해 유도 항력은 리프트의 제곱에 따라 달라지며, 등가 대기 속도의 제곱에 따라 달라지며, 날개 폭의 제곱에 따라 달라지는 것이 명백하다.유도 항력을 스팬 효율 ee로 나누어 타원형 리프트 분포의 비평면 날개로부터의 편차를 고려합니다.

다른 드래그 소스와 비교하기 위해 리프트 및 드래그 [10]계수의 관점에서 이 방정식을 표현하는 것이 편리할 수 있습니다.

여기서

그리고.

R frac 는 애스펙트비입니다.
S는 참조 날개 영역입니다.

이는 특정 날개 면적에서 높은 종횡비 날개가 비행 효율에 어떻게 도움이 되는지 나타냅니다. LL})을 공격각 함수로 공격각도가 높아질수록 유도항력이 증가한다.[4]: Section 5.17

위의 방정식은 프란틀의 리프팅 라인 [citation needed]이론을 사용하여 도출할 수 있습니다.유사한 방법을 사용하여 비평면 날개 또는 임의 리프트 [citation needed]분포에 대한 최소 유도 항력을 계산할 수도 있다.

유도 항력 감소

순항 속도의 전형적인 쌍발 엔진 광체 항공기의 경우 유도 항력은 총 항력의 약 37%를 차지하는 두 번째로 큰 요소이다.피부 마찰 항력은 전체 항력 중 가장 큰 성분으로 거의 48%[11][12][13]: 20 입니다.따라서 유도 항력을 줄이면 비용과 환경에 미치는 [13]: 18 영향을 크게 줄일 수 있습니다.

상기 식에 따르면 동일한 양력을 발생하는 날개에 대해 유도항력은 날개폭의 제곱에 반비례한다.무한 스팬의 균일한 날개(또는 2D 날개)는 유도 [14]항력을 경험하지 않습니다.무한 스팬을 가진 날개의 드래그 특성은 [15]풍동 폭의 에어포일 세그먼트를 사용하여 시뮬레이션할 수 있다.

날개 폭의 증가 또는 유사한 효과를 가진 용액은 유도 [6]: 4.10 항력을 감소시키는 유일한 방법이다.라이트 형제는 직사각형 날개에 [16]곡선의 끝부분을 사용했다.몇몇 초기 항공기들은 끝에 지느러미가 달려 있었다.더 최근의 항공기는 유도 [17]항력을 줄이기 위해 날개 끝에 장착된 윙렛을 가지고 있다.윙렛은 또한 날개 [6]: 4.10 시스템의 수직 높이를 증가시킴으로써 어느 정도 이점을 제공합니다.윙팁에 장착된 연료 탱크와 윙 워셔아웃도 [citation needed]몇 가지 이점을 제공할 수 있습니다.

일반적으로 타원형 스팬로드(양력의 공간적 분포)는 주어진 스팬의 평면 날개에 대해 최소 유도[18] 항력을 생성한다.소수의 항공기가 타원형에 근접한 평면 형태를 가지고 있는데, 가장 유명한 예는 제2차[16] 세계 대전 Spitfire와 Thunderbolt입니다.날개가 달린 현대식 날개의 경우 이상적인 스팬하중은 [6]: 4.9 타원형이 아닙니다.

특정 날개 면적에 대해 높은 종횡비 날개는 낮은 종횡비의 [19]날개보다 유도 항력을 덜 발생시킨다.유도 항력은 날개 폭의 제곱에 반비례하지만, 반드시 가로 세로 비율에 반비례하는 것은 아니지만, 날개 면적이 일정하게 유지되면 유도 항력은 가로 세로 비율에 반비례한다.그러나 가로세로비를 낮추면서 날개폭을 늘리거나 반대로 할 수 있기 때문에 가로세로비와 유도항력의 외관관계가 항상 [2][9]: 489 유지되는 것은 아니다.

다른 드래그 소스와의 결합 효과

총 항력은 기생 항력에 유도 항력을 더한 값입니다.

1891년, Samuel Langley는 더 높은 종횡비를 가진 평판들이 더 높은 양력과 낮은 [1]항력을 가졌다는 그의 실험 결과를 발표했다.그는 또한 더 빠른 속도로 여행하는 것은 더 적은 전력을 사용하지만, 그의 실험은 비교적 낮은 [21]속도에서만 수행되었다고 관찰했다.고속에서는 기생 항력이 우세해지고 필요한 전력이 증가합니다.

총 항력을 찾으려면 유도 항력을 기생 항력에 추가해야 합니다.유도 항력은 (일정 리프트에서) 공기 속도의 제곱에 반비례하는 반면, 기생 항력은 공기 속도의 제곱에 비례하므로, 결합된 전체 항력 곡선은 일부 공기 속도 - 최소 항력 속도(V)에서MD 최소를 나타낸다.이 속도로 비행하는 항공기는 최적의 공기역학 효율로 운항하고 있다.상기 식에 따르면 최소 항력 속도는 유도 항력이 기생 [4]: Section 5.25 항력과 동일한 속도에서 발생한다.이것은 동력 공급되지 않은 항공기의 경우 최적의 활공 각도가 달성되는 속도이다.이 속도는 최대 범위의 속도이기도 합니다(비록MD 비행기가 연료를 소비하고 가벼워지면 V가 감소합니다).최대 범위의 속도(즉, 주행 거리)는 원점에서 직선이 연료 유량 곡선에 접하는 속도입니다.

일반적으로 항속도와 비행속도의 곡선은 매우 얕으며, 99%의 최적 항속도로 동작하는 것이 일반적입니다.이렇게 하면 3~5%의 고속으로 동작하고, 1%의 범위만 줄일 수 있기 때문입니다.공기가 희박한 곳에서 더 높게 비행하면 최소 항력이 발생하는 속도가 빨라지고, 따라서 같은 양의 연료로 더 빠른 항해를 할 수 있습니다.비행기가 최대 허용 속도로 비행하는 경우, 공기 밀도가 항력을 최소화하는 공격 각도로 비행하는 동안 공기의 높이를 유지할 수 있는 충분한 고도가 있습니다.비행기가 가벼워짐에 따라 비행 중에 최적 고도가 높아집니다.

최대 내구성 속도(공중 시간)는 최소 연료 유량을 위한 속도이며, 항상 최대 범위 속도보다 낮다.연료 유량은 필요한 출력과 엔진별 연료 소비량(출력 단위당[a] 연료 유량)의 곱으로 계산됩니다.필요한 전력은 드래그 곱하기 속도와 같습니다.

「 」를 참조해 주세요.

메모들

  1. ^ 엔진 고유 연료 소비량은 일반적으로 제트 엔진과 같은 추력 또는 프로펠러 엔진과 같은 축 마력 중 어느 쪽에서 엔진 출력을 측정하느냐에 따라 추력 단위당 또는 동력 단위당 연료 유량 단위로 표시됩니다.단위 추력당 연료 비율을 단위 동력당 연료 비율로 변환하려면 속도로 나누어야 합니다.

레퍼런스

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참고 문헌

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외부 링크