종방향 안정성

비행 동력학에서 종방향 안정성은 비행기의 종방향 또는 피칭 평면에서의 안정성입니다.이 특성은 항공기 조종사가 과도한 주의나 과도한 강도를 요구하지 않고 피칭 비행기에서 항공기를 조종할 수 있는지 여부를 결정하는 데 중요합니다.^[1]

피치 안정성(pitch stability)이라고도 불리는 항공기의 종방향 안정성은 가로축(날개폭을 따라 축)에 대한^[2] 대칭면에서의 항공기의 안정성을 말합니다.^[2][1]그것은 항공기의 핸들링 품질의 중요한 측면이며 조종사가 수평 비행을 유지할 수 있는 용이성을 결정하는 주요 요소 중 하나입니다.^[2]

종방향 정적 안정성은 항공기의 초기 피칭 경향을 나타냅니다.동적 안정성은 진동이 증가, 감소 또는 일정하게 유지되는 경향이 있는지 여부를 나타냅니다.^[3]

정적 안정성

항공기가 종방향으로 정적으로 안정되어 있는 경우, 공격 각도가 약간 증가하면 항공기에 노즈다운 피칭 모멘트가 발생하여 공격 각도가 감소합니다.마찬가지로 공격각이 조금만 줄어들면 노즈업 피칭 모멘트가 생겨 공격각이 커집니다.^[1]이는 조종사 입력 없이 항공기가 종방향(피치) 장애를 스스로 보정한다는 것을 의미합니다.

항공기가 종방향으로 고정적으로 불안정한 경우, 공격 각도가 약간 증가하면 항공기에 노즈업 피칭 모멘트가 발생하여 공격 각도가 더욱 증가합니다.

항공기가 종방향 정적 안정성이 0이면 정적 중립이라고 하며, 무게 중심 위치를 중립점이라고 합니다.^{[4]: 27}

항공기의 종방향 정적 안정성은 중립 지점에 대한 무게 중심의 위치에 따라 달라집니다.무게중심이 점점 앞으로 이동함에 따라 피칭 모멘트 암이 증가하여 안정성이 높아집니다.^[5][4]무게 중심과 중성점 사이의 거리를 "정적 여유"라고 정의합니다.그것은 보통 공기역학적 코드의 평균 백분율로 주어집니다.^{[6]: 92} 무게 중심이 중립점 앞에 있으면 정적 여백이 양수입니다.^{[7]: 8} 무게중심이 중립점을 벗어나면 정적 여유도가 음수가 됩니다.정적 여유가 클수록 항공기는 더 안정적일 것입니다.

대부분의 기존 항공기는 항공기의 무게 중심이 승인된 범위 내에 있을 경우 긍정적인 종방향 안정성을 갖습니다.모든 비행기의 작동 핸드북에는 무게중심이 이동할 수 있는 범위가 명시되어 있습니다.^[8]무게중심이 너무 멀면 항공기가 불안정해집니다.너무 앞으로 가면 항공기가 지나치게 안정적이어서 항공기의 피치가 '강'하고 조종사가 착륙을 위해 코를 올리기가 어렵습니다.필요한 제어력은 더 커집니다.

일부 항공기는 트림 드래그를 줄이기 위해 안정성이 낮습니다.이를 통해 연료 소비를 줄일 수 있습니다.^[5]일부 곡예비행 및 전투기는 높은 기동성을 제공하기 위해 안정성이 낮거나 심지어 부정적일 수도 있습니다.낮은 안정성 또는 부정적인 안정성을 완화 안정성이라고 합니다.^[9][10][5]정적 안정성이 낮거나 부정적인 항공기는 일반적으로 조종사를 보조하기 위해 컴퓨터 확대 기능이 있는 플라이 바이 와이어 컨트롤을 사용합니다.^[5]그렇지 않으면, 수직 안정성이 부정적인 항공기는 비행하기가 더 어려워질 것입니다.조종사는 원하는 피치 자세를 유지하기 위해 더 많은 노력을 기울이고, 엘리베이터 제어에 더 자주 입력하며, 더 큰 입력을 할 필요가 있습니다.^[1]

항공기가 긍정적인 정적 안정성을 갖기 위해서는 항공기의 수준이 역전되기 전의 수준으로 정확하게 돌아갈 필요는 없습니다.속도와 방향이 계속해서 어긋나지 않고 적어도 원래의 속도와 방향으로 약간의 변화를 겪어야만 충분합니다.^{[11]: 477 [7]: 3}

플랩의 전개는 종방향 안정성을 높일 것입니다.^[12]

다른 두 축에 대한 움직임과 항공기의 다른 자유도(사이드슬립 병진, 롤 회전, 요 회전)에서 일반적으로 심하게 결합되는 것과는 달리 세로면에서의 움직임은 일반적으로 롤이나 요를 발생시키지 않습니다.^{[2][7]: 2}

수평 스태빌라이저가 크고 수평 스태빌라이저의 모멘트 암이 커지면 중립 지점에 대해 세로 방향 안정성이 향상됩니다.^{[citation needed]}

꼬리가 없는 항공기

꼬리가 없는 항공기의 경우, 중성점이 공기역학적 중심과 일치하므로, 그러한 항공기가 종방향 정적 안정성을 갖기 위해서는 무게 중심이 공기역학적 중심보다 앞에 놓여야 합니다.^[13]

에어포일이 대칭인 미사일의 경우 중립점과 압력 중심이 일치하며 중립점이라는 용어는 사용하지 않습니다.^{[citation needed]}

유도되지 않은 로켓은 발사 시 주어진 비행 방향에서 이탈하는 경향을 최소화하기 위해 큰 양의 정적 마진을 가져야 합니다.이와 대조적으로 유도탄은 기동성을 높이기 위해 보통 음의 정적 여유를 가집니다.^{[citation needed]}

동적 안정성

정적으로 안정된 항공기의 종방향 동적 안정성은 교란 후에도 항공기가 계속 진동할지 또는 진동이 감쇠되는지 여부를 말합니다.동적으로 안정된 항공기는 진동이 0으로 감소합니다.동적으로 중립적인 항공기는 원래 수준을 중심으로 계속 진동하고, 동적으로 불안정한 항공기는 원래 수준보다 증가하는 진동과 변위를 경험하게 됩니다.^[3]

댐핑은 동적 안정성을 유발합니다.댐핑이 너무 크면 항공기의 반응성이 떨어지고 기동성이 떨어집니다.^{[3][11]: 588}

푸고이드(장주기) 진동을 감소시키는 것은 더 긴 꼬리에 더 작은 스태빌라이저를 설치하고 무게 중심을 후방으로 이동시킴으로써 가능합니다.^{[citation needed]}

정적으로 안정되지 않은 항공기는 동적으로 안정될 수 없습니다.^{[7]: 3}

분석.

순항 조건 근처에서 대부분의 양력은 날개에 의해 발생하며, 이상적으로 동체와 꼬리에 의해 소량만 발생합니다.날개 리프팅, 꼬리 힘 및 무게 하에서 평형 상태에 있는 항공기를 고려하여 종방향 정적 안정성을 분석할 수 있습니다.모멘트 평형 조건을 트림이라고 하며, 일반적으로 이 트림 조건에 대해 항공기의 종방향 안정성에 관심이 있습니다.

수직 방향으로 힘을 동일하게 하는 경우:

${\displaystyle W=L_{w}+L_{t}$

여기서 W는 무게이고 ${\displaystyle {Lw}_{}}$ ${\$는 날개 리프트이고 ${\displaystyle {Lt}_{}}$ ${\$는 꼬리 힘입니다.

공격 각도가 낮은 얇은 에어포일의 경우 날개 리프트는 공격 각도에 비례합니다.

${\displaystyle L_{w}=qS_{w}{\frac {\partial C_{L}}{\partial \alpha}}(\alpha +\alpha _{0})}$

여기서 ${\displaystyle {Sw}_{}}$ ${\$는 날개 영역 ${\displaystyle {CL}_{}}$ ${\$는 (날개) 들어올림 계수, α ${\displaystyle \alpha}$는 공격 각도입니다.${\displaystyle {\alpha 0\mathrm{}}_{}}$ ${\$라는 용어는 캠버를 설명하기 위해 포함되며$$, 이는 공격 각도가 0일 때 양력을 발생시킵니다.마지막으로 $q{\displaystyle }$ ${\displaystyle q}$은(는) 동적 압력입니다.

${\displaystyle q={\frac {1}{2}}\rho v^{2}}$

여기서 ρ ${\displaystyle \rho }$은(는) $밀도$이고 v {\$displaystyle$ v}은$($는) 속도입니다.

다듬다

테일플레인으로부터의 힘은 엘리베이터의 편향과 조종사가 스틱력을 제거하기 위해 조정한 모든 조정의 효과를 포함하여 공격 각도에 비례합니다.또한 꼬리는 주날개의 유동장에 위치하여 결과적으로 다운워시를 경험하여 공격각이 줄어듭니다.

기존(후방의 꼬리 부분) 구성의 정적으로 안정된 항공기에서 꼬리면 힘은 설계 및 비행 조건에 따라 위쪽 또는 아래쪽으로 작용할 수 있습니다.^[14]일반적인 카나드 항공기에서 전방 및 후방 비행기는 모두 리프팅 표면입니다.정적 안정성을 위한 기본적인 요구사항은 전방 표면이 장애를 악화시킬 때보다 장애를 복구할 때 더 큰 권한(레버리지)을 가져야 한다는 것입니다.이 레버리지는 무게 중심과 표면적에서 나오는 모멘트 팔의 산물입니다.이러한 방식으로 정확하게 균형을 맞춘다면, 공격 각도의 변화에 대한 투구 모멘트의 편미분은 음이 될 것입니다: 더 큰 공격 각도까지 순간적으로 투구하면 결과적인 투구 모멘트는 항공기를 다시 아래로 투구하는 경향이 있습니다. (여기서,피치는 코 사이의 각도와 기류의 방향에 대해 무심코 사용합니다; 공격 각도.)아래에서 설명하는 "안정 도함수" d(M)/d(alpha)입니다.

따라서 꼬리 힘은 다음과 같습니다.

${\displaystyle L_{t}=qS_{t}\left({\frac {\partial C_{l}}{\partial \alpha}}\left(\alpha -{\frac {\partial \epsilon}}{\partial \alpha }}\alpha \right)+{\frac {\partial C_{l}{\partial \eta}}\eta \right)}$

여기서 ${\displaystyle {St}_{}}$ $displaystyle S_{t}\!}$는 꼬리 영역, ${\displaystyle {Cl}_{}}$ $displaystyle C_{l}\!}$은 꼬리 힘 계수, η ${\displaystyle \eta \!}$은 엘리베이터 편향, ϵ ${\displaystyle \epsilon \!}$은 다운워시 각도입니다.

카나드 항공기는 전방 비행기가 높은 입사각으로 고정되어 있을 수 있으며, 이는 장난감 가게의 카나드 캐터펄트 글라이더에서 볼 수 있습니다. 이 설계는 C.G.를 앞으로 잘 배치하여 노즈업 리프트가 필요합니다.

일부 고성능 "완화된 정적 안정성" 전투기에서 기본 원칙 위반을 악용하여 민첩성을 향상시키고, 능동적인 전자적 방법으로 인공 안정성을 제공합니다.

특히 T-tail 구성에서 이러한 호의적인 응답을 달성하지 못한 몇 가지 고전적인 사례가 있습니다.T-tail 비행기는 낮은 꼬리보다 나중에 날개의 후미를 통과하는 높은 수평 꼬리를 가지고 있는데, 이때 날개는 이미 정지되어 있고 후미가 훨씬 더 크게 분리되어 있습니다.분리된 웨이크 안에서, 꼬리는 자유로운 흐름이 거의 또는 전혀 보이지 않고 효과를 잃습니다.승강기 제어력도 크게 떨어지거나 아예 상실돼 조종사는 좌판을 쉽게 벗어나지 못하고 있습니다.이 현상은 '딥 스톨(deep stall)'로 알려져 있습니다.

무게 중심에 대한 순간을 고려할 때, 그물코 위로 올라오는 순간은 다음과 같습니다.

${\displaystyle M=L_{w}x_{g}-(l_{t}-x_{g})L_{t}\!}$

여기서 $x{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle g_{}}$ $displaystyle x_{g}\!}$는 주 날개의 공기역학적 중심 뒤의 무게 중심 위치이고 ${\displaystyle {lt}_{}{}_{}}${\$displaystyle l_{t}\!}$는 꼬리 모멘트 암입니다.트림의 경우 이 순간이 0이어야 합니다.주어진 최대 엘리베이터 편향의 경우, 항공기가 평형 상태로 유지될 수 있는 무게 중심 위치에 상응하는 제한이 있습니다.컨트롤 편향에 의해 제한되는 경우 이를 '트림 제한'이라고 합니다.원칙적으로 트림 한도는 무게 중심의 전방 및 후방 이동의 허용 여부를 결정할 수 있지만, 일반적으로 이는 사용 가능한 컨트롤에 의해 결정되는 전방 CG 한도에 불과하며, 후방 한도는 일반적으로 안정성에 따라 결정됩니다.

미사일 상황에서 '트림 한계'는 보통 최대 공격 각도를 가리키며, 따라서 생성될 수 있는 측면 가속도를 말합니다.

정적 안정성

이 절에서는 출처를 언급하지 않습니다. 신뢰할 수 있는 자료에 인용문을 추가하여 이 부분을 개선하는 데 도움을 주시기 바랍니다. 출처가 밝혀지지 않은 자료에 이의를 제기하여 제거할 수 있습니다.(2022년 6월) (이 템플릿 메시지를 제거하는 방법 및 시기 알아보기)

트림 조건에서 공격 각도의 변화에 따른 투구 모멘트의 증가를 고려하여 안정성의 특성을 검토할 수 있습니다.이것이 위로 향하면 항공기는 종방향으로 불안정하고 아래로 향하면 안정적입니다.$\alpha {\displaystyle }$ ${\displaystyle \alpha}$에 대한 모멘트 방정식 미분$:$

${\displaystyle {\frac {\partial M}{\partial \alpha}}=x_{g}{\frac {\partial L_{w}}{\partial \alpha}}}-(l_{t}-x_{g}{\frac {\partial L_{t}}{\partial \alpha}}}$

참고: ∂ ${\displaystyle \frac{M}{}}$ ∂ ${\displaystyle \frac{\alpha }{}}$ ${\displaystyle {\frac {\partial M}{\partial \alpha}}}$는 안정성 도함수입니다.

토탈 리프트는 무게 중심보다 h 앞에 있는 거리에서 작용하는 것으로 취급하여 모멘트 방정식을 다음과 같이 쓸 수 있습니다.

${\displaystyle M=h(L_{w}+L_{t})\!}$

공격 각도의 증분 적용:

${\displaystyle {\frac {\partial M}{\partial \alpha}}=h\left ({\frac {\partial L_{w}}{\partial \alpha}}}+{\frac {\partial L_{t}}{\partial \alpha}}\right)}$

적률 증가에 대한 두 식을 동일화하는 것:

${\displaystyle h=x_{g}-l_{t}{\frac {\frac L_{t}}{\partial \alpha}}{{\frac {\partial L_{w}}{\partial \alpha}}{+{\frac {\partial L_{t}}{\partial \alpha}}}}{\frac {\partial \alpha}}}}$

총 양력 $L{\displaystyle }$ ${\displaystyle L}$은 ${\displaystyle {LW}_{}}$ ${\$와 ${\displaystyle {LT}_{}}$ ${\$의 합이므로$$ 분모의 합을 단순화하여 공격각으로 인한 총 양력의 도함수로 작성할 수 있으므로 다음과 같은 결과를 얻을 수 있습니다.

${\displaystyle {\frac {h}{c}}={\frac {x_{g}}{c}}-\left(1-{\frac {\partial \epsilon}}{\partial \alpha}}{\frac {\frac C_{l}}{\partial \alpha}}{\frac {\partial C_{L}{\partial \alpha}}{{\frac {l_{t}}{cS_{w}}}{\frac {l_{t}}.$

여기서 c는 주 날개의 평균 공기역학 코드입니다.용어:

${\displaystyle V_{t}={\frac {l_{t}S_{t}}{cS_{w}}}$

꼬리 부피비로 알려져 있습니다.두 리프트 도함수의 비율인 계수는 일반적인 구성의 경우 0.50~0.65 범위의 값을 갖습니다.^{[15][page needed]}따라서 h에 대한 표현은 다음과 같이 다소 대략적으로 표기할 수 있습니다.

${\displaystyle h=x_{g}-0.5cV_{t}\!}$

${\displaystyle h}$ ${\displaystyle h}$을(를) 정적 여백이라고 합니다$$.안정성을 위해서는 음성이어야 합니다.(그러나 언어의 일관성을 위해 정적 마진을${\displaystyle \mathrm{-h}}$ ${\displaystyle -h}$로 사용하기도 하므로$,$ 양의 안정성은 양의 정적 마진과 연관됩니다.)^{[7]: 8}

참고 항목

• 방향안정성
• 비행 동역학
• 취급품질
• 푸고이드

참고문헌