세로안정성 (longitudinal stability) - 2

 

 

세로안정성이 확보된 일반적인 비행기들은 무게중심(CG)이 항상 양력중심(CL 또는 CP)의 전방에 위치하고 있으며 이로인하여 만들어지는 CG-CL 모멘트를 통제하기 위해 꼬리날개에서 Tail down force(T)를 만들어 T-CL 모멘트로 세로안정성을 유지한다고 1편에서 이야기 하였습니다.

 

그럼 꼬리날개는 어떻게 Tail down force를 만들어내며, 또한 어떻게 항상 세로안정성이 유지되도록 그 힘을 적절히 조절할 수 있을까요?

 

 

 

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DECALAGE, 그리고 DOWN WASH

 

그림출처: Glasaie Aircraft Owners Association

 

일반적인 비행기의 수평안정판(Horizontal stabilizer)은 날개와 시위선의 각도를 달리합니다. 이것을 'Decalage'라고 합니다1. 따라서 날개와 수평안정판은 받음각을 달리하게 되는데요, 이 때문에 날개가 양(+)의 받음각을 갖더라도 수평안정판은 음(-)의 받음각을 가질 수 있습니다2.

 

음의 받음각을 가진다는 말은 수평안정판이 날개와 반대방향으로 압력차가 형성된다는 의미이므로 양력과 반대로 아래로 작용하는 힘이 만들어진다고 볼 수 있습니다.

 

 

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또한 날개에서는 양력으로 나타나는 꺾인 흐름인 DOWN WASH가 수평안정판을 누르는 역할을 할 수 있습니다.

 

 

여기서 말하는 DOWN WASH는 Wingtip VORTEX에 의한 것이 아닌 '양력'에 의한 것임을 유의하자

 

따라서 비행기의 속도가 빨라질수록 날개를 통과하는 공기유량이 더 많아질 것이고 이는 DOWN WASH 증가로 이어져 더 강한 힘으로 수평안정판을 누르게 될 것입니다.3 

 

 

그래서 원하는 속도에서 원하는 양 만큼의 Tail down force를 얻는 것이 가능해 집니다.

 

 

Effect of speed on downwash (출처: PHAK(2016) Figure 5-24.)

 

가령 위 그림에 나타난 것 처럼 순항속도에서 무게중심의 모멘트와 Tail down force의 모멘트가 평형을 이루도록 만들었다면, 비행기 기수가 내려가 속도가 빨라 졌을때는 DOWN WASH의 유량증가로 다시 기수를 올릴 수 있는 Tail down force를 얻을 수 있을 것입니다.

 

반대로 비행기 기수가 올라가 속도가 줄어 들었을때는 DOWN WASH의 유량감소로 Tail down force는 작아지고 기수는 다시 내려갈 것입니다.

 

 

DOWN WASH에 영향을 받는 일반적인 Tail 비행기(좌)와 거의 받지않는 T-Tail 비행기(우)

 

물론 이와같이 Down wash를 이용하는 경우 수평안정판이 날개보다 위에 위치한 T-tail의 형태를 가진 비행기에는 해당하지 않을 것입니다.

 

 

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어째든, 비행기는 이러한 Decalage 설계나 Down wash를 이용하여 원하는 속도(대개는 순항속도)와 파워에서 가장 좋은 안정성을 가지게 설계할 수 있습니다.

 

 

 

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POWER와 THRUST

 

전방 프로펠러 항공기의 경우 날개에서 흐르는  Down wash외에도 프로펠러가 만들어내는 기류에도 수평안정판이 영향을 받을 수 있는데요, 프로펠러 추력을 얻기위해 뒤로 밀어낸 공기, 즉, 소위 PROP WASH가 날개의 DOWN WASH를 증가시키기 때문에 그렇습니다.

 

 

따라서 파워증감에도 세로안정성이 영향을 받습니다.

 

 

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파워를 빼면, 약화된 Tail down force로 인하여 비행기의 기수는 내려가는 경향을 갖게되며, 기수가 내려가면 속도는 자연스럽게 증가하게 될 것 입니다.

 

 

Power changes affect longitudinal stability (출처: PHAK(2016) Figure 5-27.)

 

이러한 현상은 안정성의 측면에서 볼 때 파워 감소로 인해 속도를 잃게되는 부분을 기수가 내려가서 다시 속도를 얻을 수 있고 속도를 얻으면 다시 적절한 시점에서 평형상태로 돌아올 수 있다는 점에서 바람직하다고도 볼 수 있을 것입니다.4

 

 

 

 

하지만 파워를 넣을때는 이야기가 좀 달라집니다.

 

파워가 증가하게 되면 Tail down force를 강화시키게 되고 이로인해 비행기의 모멘트 평형이 깨지며 기수는 올라가게 됩니다.5 

 

 

Power changes affect longitudinal stability (출처: PHAK(2016) Figure 5-27.)

 

파워가 기수를 들어올렸기 때문에 파워를 증가시켰음에도 불구하고 속도는 감소할 것이며 반대로 받음각은 증가 할 수 있기 때문에 이러한 특성은 비행기의 안정성을 해친다고 볼 수 있습니다.

 

 

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이렇게 파워가 비행기의 안정성에 영향을 줄 수 있기 때문에 파워의 영향을 상쇄시킬 수 있는 설계가 비행기에 적용되기도 합니다.

 

그 중 하나가 바로 추력선의 위치를 무게중심(CG)에서 이동시키는(Off set) 설계 입니다.6 

 

 

 

추력선의 위치가 CG에서 벗어나게(Off set) 되면 CG를 중심으로 회전하는 모멘트가 생기게 됩니다.

 

 

 

Power changes affect longitudinal stability (출처: PHAK(2016) Figure 5-27.)

 

그래서 파워로 인한 기수들림 현상의 경우, 아래 그림과 같이, 추력선을 CG 위쪽에 위치시켜 똑같이 파워에 의해 기수를 내려가게 하는 모멘트를 만들어 상쇄시킬 수 있습니다.

 

 

Thrust line affects longitudinal stability (PHAK(2016) Figure 5-26.)

 

 

 

그리고 물론 경우에 따라서는 추력선을 CG 아래쪽에 위치시켜 파워를 쓸 때 기수를 들리게 하여 수평안정판의 작용을 도울 수도 있습니다.

 

 

Thrust line affects longitudinal stability (PHAK(2016) Figure 5-26.)

 

 

 

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세로안정성 마무리

 

지금까지 살펴본 방식으로 일반적인 비행기들은 세로안정성을 유지하기 위해 필요한 모멘트와 힘을 얻을 수 있습니다.

 

중요한 것은 비행기마다 저 마다의 특성에 맞도록 위에서 살펴본 설계 방식들이 세로안정성 확보를 위해 적용 되었다는 것입니다. 그래서 복원력(또는 복원모멘트)를 얻는다는 큰 틀에서 본다면 비행기들이 서로 비슷한 설계구조를 가질 수 있겠지만 그 세부적인 내용에서는 서로 다를 수 있고 조종특성 또한 다를 수 있습니다.

 

따라서 조종사의 입장에서도 이러한 세로안정성에 관한 지식이 비행기를 조종할때 여러모로 도움이 됩니다.

 

 

 

가령, 왜 공통적으로 비행기에 화물을 실어 중량배분을 할때 CG를 CL 전방에 두어야 하는지. 그리고 CG와 CL간의 간격에 따라 비행기의 특성이 어떻게 변할지도 예상 할 수 있습니다. 

 

 

DOWN WASH에 영향을 받는 일반적인 Tail의 C172(좌)와 거의 받지않는 T-Tail의 DA40(우)

 

또한 다른 형식의 비행기를 타게 되더라도 그 특성을 빨리 이해하는데 도움이 됩니다.

 

이것은 제 개인적인 경험입니다만, C172와 DA40 형식의 비행기를 모두 타본결과 C172의 경우 파워를 빼면 기수가 내려가고 파워를 넣으면 기수가 들리는 현상이 명확한 반면 DA40는 그런 현상이 거의 없습니다. 저는 그 원인을 수평안정판의 위치에 기인하는 것으로 보고 있습니다.

 

왜냐하면 앞서 살펴보았듯이 DOWN WASH의 양은 프로펠러에 영향을 받을 수 있기 때문입니다.

 

 

 

지금까지 세로안정성에 대해 살펴보았습니다. 이제 다음글에서는 가로안정성(Lateral Stability)에 대해 살펴보겠습니다.

 

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1. Decalage angle can also refer to the difference in angle of the chord line of the wing and the chord line of the horizontal stabilizer. This is different from the angle of incidence, which refers to the angle of the wing chord to the longitudinal axis of the fuselage, without reference to the horizontal stabilizer.(https://en.wikipedia.org/wiki/Decalage) [본문으로]
2. Compensation for this nose heaviness is provided by setting the horizontal stabilizer at a slight negative AOA.(PHAK p5-16) [본문으로]
3. 'Even though the horizontal stabilizer may be level when the aircraft is in level flight, there is a downwash of air from the wings. This downwash strikes the top of the stabilizer and produces a downward pressure'. 'The faster the aircraft is flying, the greater this downwash and the greater the downward force on the horizontal stabilizer (except T-tails)'.(PHAK p5-16) [본문으로]
4. A similar effect is noted upon closing the throttle. The downwash of the wings is reduced and the force at T in Figure 5-23 is not enough to hold the horizontal stabilizer down. It seems as if the force at T on the lever were allowing the force of gravity to pull the nose down. This is a desirable characteristic because the aircraft is inherently trying to regain airspeed and reestablish the proper balance.(PHAK p5-17) [본문으로]
5. Power or thrust can also have a destabilizing effect in that an increase of power may tend to make the nose rise.(PHAK p5-17) [본문으로]
6. The aircraft designer can offset this by establishing a “high thrust line” wherein the line of thrust passes above the CG. [Figures 5-26 and 5-27] In this case, as power or thrust is increased a moment is produced to counteract the down load on the tail.(PHAK p5-17) [본문으로]