항공공학 (Aeronautical Engineering) NASA : National Aeronautics and Space Administration

1. 항공공학 (Aeronautical Engineering) NASA : National Aeronautics and Space Administration NACA : National Advisory Committee for Aeronautics TEXT : Aircraft Flight 2nd Ed. by R. H. Barnard & D. R. Philpott “항공기 어떻게 나는가?”

2. CH.1 Lift(양력) • 1./ Lift • - Forces on an aircraft in steady level flight(정상 수평비행) : • Fig. 1.1 (p1)  Lift = Weight, Thrust = Drag • - Direction of the aerodynamic forces : Fig. 1.2 (p2) • Lift : a force at right angles to the direction of flight • 2./ Conventional (=Classical) Wing • 3./ Moving Aircraft and Moving Air • 4./ Generation of Lift

7. 베르누이의 원리 1. 베르누이의 원리를 이용하여 항공기 날개의 양력발생 원리를 살펴보면, 그림의 A와 같이 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(airfoil, 翼型) 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. 그림 베르누의 원리에 의한 양력 발생

8. 2. The lift is defined as the force normal to the free-stream direction and the drag parallel to the free-stream direction. For a planar airfoil section operating in a perfect fluid, the drag is always zero no matter what the orientation of the airfoil is. This seemingly defies physical intuition and is known as D'Alembert's paradox. It is the result of assuming a fluid of zero viscosity. The components of the static-pressure forces parallel to the free-stream direction on the front surface of the airfoil always exactly balance the components of the pressure forces on the rear surface of the airfoil. The lift is determined by the static-pressure difference between the upper and lower surfaces and is zero for this particular case since the pressure distribution is symmetrical. If, however, the airfoil is tilted at an angle to the free stream, the pressure distribution symmetry between the upper and lower surfaces no longer exists and a lift force results. This is very desirable and the main function of the airfoil section. 3. Kutta Condition

19. 5./ Aerofoil Section • - 에어포일(airfoil)이란, 날개의 단면 형상을 뜻하며 항공기의 날개(wing), 보조익(aileron), 승강타(elevator), 방향타(rudder)와 같은 어떤 단면(section)을 말한다. 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. • - 평균 캠버선: (Mean Camber Line): 위 캠버와 아래 캠버의 평균선으로 두께의 중심선이다. 평균 캠버선의 앞끝을 앞전(前緣, leading edge), 뒤 끝을 뒷전(후연, trailing edge)이라 부른다. • 캠버 또는 최대 캠버 (Camber or Maximum Camber): 시위선에서 평균 캠버선까지의 최대 거리 • 시위 (Chord): 앞전과 뒷전을 잇는 직선. 평균 캠버선의 양끝. • 두께 (Thickness): 시위선에 수직방향으로 잰 윗면과 아랫면까지의 높이. 즉, 에어포일의 최대 두께.

20. 그림 :에어포일의 명칭 • 앞전 반지름 (Leading Edge Radius): 앞전에서 평균 캠버선에 접하도록 그은 직선위에 중심을 가지고 아래 윗면에 접하는 원의 반지름 • 아래 캠버 (Lower Camber): 시위선으로부터 아랫면(lower surface)까지의 거리 • 위 캠버 (Upper Camber): 시위선으로부터 윗면(upper surface)까지의 거리

21. - 공격각(또는 받음각) ( : angle of attack)이란, 비행방향(또는 자유유동)과 시위선(chord line)이 이루는 각이다. 공격각은 시위선과 비행방향(또는 자유유동의 방향)이 이루는 각이다. 동일한 비행자세에서라도 돌풍(gust)과 같이 바람의 방향이 날개 하면에서 불어올 경우 공격각은 변화한다. -양력은 공격각에 따라 변한다. 공격각이 증가할수록 상하면간의 압력차이가 커져서 양력이 증가하게 된다.그러나 계속 공격각이 증가할수록 에어포일 상면의 압력중심은 앞쪽으로 이동하고 공기의 흐름은 뒷전에 박리(separation)되어 와류(eddy)를 형성하는 경향이 생긴다. 공격각이 계속 증가하면 박리점이 전연쪽으로 점차 올라와 에어포일 상면의 상당부분에 와류가 발생하여 이 영역의 압력은 대기압과 거의 차이가 없어 양력을 발생하지 못하게 되는데 이 때를 "bubble point"라 부르고 이 때의 공격각을 임계 공격각(critical angle of attack)이라 한다. 이 때는 증가된 공격각이 양력을 발생하지 못하고 오히려 양력을 해치는 와류를 형성하게 되는데 이를 실속(stall)이라한다.

28. 10./ Wing Circulation 6./ Air Pressure Density and Temperature 7./ Pressure and Speed 8. / Dynamic Pressure 9./ Unexpected Effects 10./ Wing Circulation - Circulation - Kutta-Joukowski Theorem : The faster the flight speed(at a fixed altitude), the less will be the circulation required to generate a given amount of lift.

35. 11./ Wing-Bound Vortex

36. 12./ Magnus Effect : Any object rotated so as to produce a vortex or circulation, will generate lift when placed in a stream of air. This is known as the Magnus effect.

37. 13./ Air Flow around an Aerofoil Section

38. 14./ Stagnation

39. 15./ Pressure and Lift

42. 17. Lift Coefficient 16. Direction of the Resultant Force due to Pressure 1. where : flight speed, : wing plan area : lift coefficient 2. Lift force is directly related to the dynamic pressure. 3. Lift : a measure of the lifting effectiveness of the wing lift = f [wing planform, section shape, angle of attack, compressibility, viscosity]

43. 18. Variation of Lift with Angle of Attack and Camber • curve (Fig. 1.17) • The influences of angle of attack and camber are largely independent: that is, the increase in lift coefficient due to camber is the same at all angles of attack. : • zero-lift angle : • - stall angle

49. 19. Variation of with Flight Conditions • - In landing and take-off where the speed, and thus dynamic pressure, are low, a large value is required. As the flight speed increases, the lift coefficient required reduces. • As the flight speed increases, the lift coefficient required reduces. • - Most aircraft are designed to fly in a near level attitude at cruise, and must therefore adopt a nose-up attitude on landing and take-off. (see Fig. 1.20) • - Most modern aircraft have a less cambered wing section that is optimized to produce low drag at cruising speed.

50. 20. Stalling • - The stalling characteristics of an aircraft wing depend not only on the aerofoil section shape, but also on the wing geometry, since not all of the wing will stall at the same angle of attack. • Stalling occurs when the air flow fails to follow the contours of the airfoil and becomes separated.(Fig. 1.18, 1.19) • - Once the flow separates, the leading-edge suction and associated tangential force components are almost completely lost. Therefore, the resultant force due to pressure does act more or less at right angles to the surface, so there is a significant rearward drag component. The onset of stall is thus accompanied by an increase in drag. Unless the thrust is increased to compensate, the aircraft will slow down, further reducing the lifting ability of the wing. • - After the stall has occurred, it may be necessary to reduce the angle of attack to well below the original stall angle, before the