[항공] 비행기의 원리, 베르누이의 방정식

2012 포스팅 자료실 2012.03.25 00:09
**베르누이 정리 - 비행기의 원리**


꿈을 이루는 버튼



대기의 성분과 기본적인 성질

  표준대기표에서 보았던 바와 같이 지구를 둘러싸고 있는 대기의 상태는 온도, 압력, 밀도 및 음속 등으로 표시되고 있는데, 고공으로 올라갈수록 이들의 값이 점점 떨어지고 있습니다.
  한편 관측결과에 의하면 지상에서 약 30km 까지는 그 성분의 구성비가 대략 다음과 같이 거의 일정한 상태로 되어 있습니다.

[대기의 성분]
   산소 질소 아르곤  이산화탄소  수소  기타 
 부피(%)  21 78  0.9  0.03  0.01   0.06
 무게(%)  23  75  1.3  0.05  0.001   0.65

  앞에서 설명한 바와 같이 항공기는 대기의 성질을 잘 이용하면서 공중을 나는 날틀인데, 일반적으로 대기의 성질하면 그의 온도, 압력, 밀도, 점성 등이 어떻게 변화하여 물체에 어떠한 영향을 미치느냐 하는 것을 말하는 것입니다.
  물도 그렇지만 대기가 가만히 정지하고 있을 때는 별 문제가 없지만, 일단 움직이기 시작하면 그 흐름속도에 따라 물체에 미치는 영향력이 크게 나타나는 것입니다.
  홍수나 태풍의 경우를 생각하면 물이나 대기와 같은 유체가 고속으로 유동할 때는 대단한 압력에너지를 발휘하고 있다는 것을 우리는 경험을 통하여 잘 알고 있습니다. 무거운 항공기나 공중을 날 수 있는 것은 바로 이와 같은 대기가 가지고 있는 압력에너지를 잘 이용하고 있기 때문입니다. 

  스위스의 과학자 베르누이(1700~1782)는 1738년 물이 흘러갈 때, 그 흐름속도에 따라 변화하는 압력에 대하여 연구한 '베르누이의 정리'로 유명하고, 이탈리아의 벤투리(1746~1822)는 베르누이의 정이를 이용하여 파이프 속을 흐르고 있는 물의 속도와 압력을 측정하는 '벤투리계'를 발명한 유명한 사람들입니다. 
  대기도 물과 같은 유체이기 때문에 언제나 연속적으로 흐르는 성질(연속의 법칙)을 가지고 있고 또 4방 모든 방향으로 작용하는 힘 '정압'과 흐르는 방향으로 작용하는 힘 '동압'이 언제나 같이 작용하고 있는데, 이 두가지 압력을 합한 값은 그 흐름속도가 변화하더라도 언제나 같다라는 베르누이의 정리가 적용되고 있습니다. 다만, 이때 대기의 흐름상태는 언제나 정상적이고 점성과 흐르는 통로에 의한 마찰손실은 무시한다는 가정이 전재된다는 것입니다.

(유체는 넓은 데에서는 느리게, 좁은데에서는 빠르게 연속적으로 흐르는 성질을 갖고 있다. 유속이 빨라질수록 정압은 떨어지고, 동압은 높아진다) 

  따라서 대기의 흐름속도가 빨라질수록 그 곳의 정압(물체가 받는 압력) 은 떨어지고, 동압(흐르는 대기의 운동에너지)은 올라가게 마련입니다. 원래 물체가 받는 압력이란 그 물체 표면에 작용하는 대기의 분자력의 크기(총합)인데, 대기의 흐름속도가 빨라질수록 분자간의 간격이 커지기 때문에 물체에 미치는 분자력의 총합, 즉 압력은 떨어지는 것입니다.

● 좀더 간단하게 이해하고 싶다면 ●
저의 항공팀블로그의 글입니다
▷▶http://aviation-team.tistory.com/86◀◁

  항공기가 엔진의 힘에 의하여 대기 속을 빠른 속도로 전진할 때 그 항공기 날개에 뜨는 힘, 즉 '양력(Lift)'이 생기는 것은 바로 이와 같은 원리에 따라 날개의 윗면과 밑면에 작용하는 대기 압력의 차이 때문입니다.
  그래서 날개 윗면을 스쳐 흐르는 대기의 속도를 되도록 빠르게 하고, 날개 밑면의 속도를 느리게 하기 위하여 날개골(익형)의 모양이 둥글게 위로 휘어져 있는 것입니다. 


  여기서 중요한 것은 비행속도가 변화하더라도 언제나 대기의 흐름이 날개의 위, 아래 표면을 고루 잘 스치고 지나가야 한다는 것입니다. 따라서 비행속도에 따라 그에 적합한 모양의 날개가 있게 마련입니다.
  그러나 항공기는 언제나 일정한 속도와 같은 자세로 비행하는 것도 아니고 또 주위의 대기상태(기상상태)가 항상 변화하고 있기 때문에 대기의 흐름이 언제나 항공기 날개의 위, 아래 표면을 고루 잘 스쳐 지나가도록 하는 것은 아주 어려운 일입니다. 따라서 항공기 설계에서 날개의 모양이 제일 중요한 과제로 되어 있는 것입니다.
  그래서 항공기의 발달 과정에서 여러 가지 모양의 날개골이 연구 개발되고 있는데, 아주 잘 설계된 것은 앞으로 전진할 때 생기는 저항력에 비하여 30배 만큼이나 더 큰 양력을 얻을 수 있는 것도 있습니다. 온 무게가 400톤 가까이 되는 보잉 747 점보여객기가 힘차게 이륙 상승하여 고속(마하 0.85)으로 비행하고 있는 것을 보더라도 날개에 작용하는 대기의 압력이 그 얼마나 큰 것인가를 실감할 수 있을 것입니다.


연속으로 흐르는 성질, 연속의 방정식



  그림에서 보는 바와 같이 수도꼭지에다 홀쭉한 호스를 끼고 물을 통과시키면, 물줄기가 가늘고 유속은 빨라지지만 나오는 물의 양은 같다는 것을 쉽게 알 수 있을 것입니다. 수도꼭지 부분의 단면적을 S1, 유속을 V1 이라 하고, 호스 끝부분의 단면적을 S2, 유속을 V2 라 하면, 단위 시간당 수도꼭지 부분을 흐를 때의 물의 양 Q1은 S1 * V1이 되고 호스 끝부분을 흐를 때의 물의 양 Q2는 S2 * V2가 됩니다(물의 밀도는 변화하지 않고 일정하다고 가정).

 

(물의 연속적인 흐름. 통로의 단면적에 따라 유속이 달라지지만 흐르는 물의 양은 언제나 일정하다. 대기도 같은 성질을 가지고 있다.)

  이 때 물은 연속적으로 흐르고 있기 때문에 '질량보존(불변)의 법칙'에 의하여 Q1 = Q2 가 됩니다. 따라서 다음과 같은 방정식이 성립되는데 이것을 '연속의 방정식'이라고 합니다. 


   그러니까 단면적이 다른 파이프 속을 물이 연속적으로 흐를 때, 단면적이 작아지면 그에 따라 유속이 빨라지고, 반대로 단면적이 커지면 그 만큼 유속이 느려진다는 것을 알 수 있습니다.
  이상과 같은 관계는 밀도가 일정한 물의 경우지만, 대기의 경우도 흐름의 상태가 정상적인 경우에는 이 연속의 방정식이 그대로 적용되고 있습니다. 그러나 대기의 속도가 음속 가까이 또는 음속이상으로 빨라지는 경우에는 밀도의 변화까지를 생각해야 합니다.

흐름속도에 따라 변화하는 압력, 베르누이의 방정식

  대기나 물과 같은 유체의 흐름에서 그 유체가 가지고 있는 에너지는 위치 에너지(Pe)와 운동에너지(Ke), 그리고 압력에너지(P) 등 세가지로 구분하여 생각하면 됩니다. 그러면 에너지 보존의 법칙에 의하여 S1의 단면에서 S2의 단면으로 흐를 때 이 세 가지 에너지를 합한 값은 같아야 하는 것입니다. 즉,


  유체의 통로가 수평한 경우에는 위치 에너지 Pe를 무시해도 되므로 위의 식은 다음과 같이 간단하게 표시될 수 있습니다.

  또, 단위체적 v에 대한 운동 에너지량 식을 이용하면 다음과 같이 쓸 수 있습니다.

  

이 식을 '베르누이의 방정식' 이라고 하는데 밀도 p의 변화가 없다고 가정하는 비압축성 유체에서 적용되고 있습니다.

  위의 방정식에서 Ke는 유체가 흐르는 방향으로 작용하는 '동압' 이라 하고, P는 사방 모든 방향으로 작용하는 '정압', 이를 합한 전체 에너지를 '전압' 이라고 합니다. 그래서 베르누이의 방정식은 '유체의 흐름에서 동압 + 정압은 언제나 일정하며 전압과 같다'는 결과가 되는 것입니다. 따라서 유체의 흐름속도가 느려지면 그만큼 정압이 커진다는 것을 알 수 있습니다. 

  위와 같은 베르누이의 방정식이 성립되는 데는 다음과 같은 세 가지 조건을 가정으로 하고 있습니다. 
(1) 비압축성 유체로서 점성을 무시한다.
(2) 중력의 영향을 무시한다.
(3) 흐르는 도중에 외부에서 다른 에너지를 받지 않는다.  

대기의 압축성과 점성, 마하수(M)와 레이놀즈수(R)

대기의 압축성과 마하수(M)

  현재 항공기는 지구 주위의 대기 속을 시속 300km 이하의 낮은 속도에서부터 음속의 3배 정도나 되는 아주 빠른 속도 범위에서 비행을 하고 있습니다. 이러한 항공기들의 비행성능은 항공기의 속도, 즉 기체의 표면을 스쳐 흐르는 대기의 흐름이 그 속도에 따라서 변화하는 압력, 온도, 밀도, 점성 등과 같은 물리적 상태 변화량에 따라서 달라지게 마련입니다. 
  기본적으로 대기(기체)나 물(액체)과 같은 유체는 어느 정도 이상의 압력을 받으면 그 부피가 줄어들면서 밀도가 높아지는 성질을 가지고 있는데, 이와 같은 성질을 '유체의 압축성'이라고 합니다.
  대기와 같은 기체는 액체에 비하여 이 압축성이 아주 큽니다. 그러나 흐름속도가 느릴 때는 이 압축성이 무시될 정도로 아주 적게 나타나기 때문에 언제나 밀도가 일정한 '비압축성 흐름'으로 취급되고 있습니다.
  압축성 흐름에 대해서는 1895년 오스트리아의 물리학자이며 철학자인 마하(1838~1916년)가 대기흐름에서의 압축성을 나타내는 방법을 연구해 냈는데 이것이 바로 '마하수'(Mach Number) M이라는 것입니다.

  이 마하수 M은 다음과 같이 비행속도 (V)를 그 고도에 해당되는 음속(a)으로 나눈 값으로 정의되고 있습니다.


일반적으로 항공기가 아음속, 천음속 또는 초음속으로 비행한다는 것은 이 마하수 M으로 구분한 것인데, M의 값에 따라 대기의 압축성의 영향이 다르게 나타나는 것입니다.


[마하수(M)에 의한 속도의 구분]
 마하수(M)  속도의 구분 해당되는 항공기의 종류 
 0.5 이하
 0.6 ~ 0.8
 0.9 ~ 1.2
 1.3 ~ 5.0
 5.0 이상
 저속 
 아음속
 천음속
 초음속
 극초음속
 경항공기, 헬리콥터
 보잉 747, A380 등 대형 여객기
 3~4세대 전투기들의 순항속도
 F-22, SR-71, 콩코드 여객기 등
 현재 개발중인 무인항공기 등


(마하수(M)에 따라 달라지는 대기의 압축성, M=1에서 충격파가 생기고 M>1에서는 충격파의 모양이 큰 모양으로 된다(마하 콘의 발생).)



대기의 점성과 레이놀즈 수(R)

  대기의 흐름속도가 점점 빨라져 비압축성 흐름에서 압축성 흐름상태로 변하게 되면, 대기는 압축성과 더불어 '점성' 이란 성질이 생기게 됩니다. 점성이란 끈끈한 성질, 즉 물체에 달라붙는 성질로서 대기가 항공기 날개 표면을 고속으로 스쳐 흘러갈 때, 마찰저항을 받아 압축(밀도 증대)되면 대기입자의 흐름속도가 떨어지고 입자간의 인력이 증대되면서 날개표면에 달라붙은 점성이 생기게 되는 것입니다. 그래서 날개표면에서는 대기의 흐름속도가 거의 0이 됩니다.

  그러나 날개표면에서 차츰 멀어지면 압축성이 약해지면서 점성의 영향이 줄어들기 때문에 흐름속도가 점점 빨라지고, 어느 정도 이상 멀어지게 되면 원래의 일정한 흐름속도가 되는 것입니다.
  이와 같이 점성의 영향으로 날개 표면의 흐름속도가 거의 0 상태에서 다시 정상적인 흐름속도로 변화하는 영역을 '경계층'이라고 합니다. 대기는 눈으로 볼 수 없기 때문에 실험해 보기가 어렵지만, 물이 경사진 평판 위를 빠른 속도로 흐를 때 잘 관찰해 보면 평판 표면에 아주 얇은 경계층이 생기는 것을 쉽게 확인할 수가 있습니다. 이와 같은 경계층의 두께나 경계층 내에서의 흐름상태는 그 흐름의 속도와 점성에 따라 여러 가지 양상으로 변하는 것입니다.


(물의 흐름이 느리면 오른쪽과 같이 물이 부드럽게 흐르지만, 물의 속도가 빨라지면 경계층에서 점성이 생겨 흐름이 왜곡되는 것을 볼 수 있다.)

  일반적으로 대기의 입자가 흐름의 방향을 항상 일정하게 유지하면서 고르게 흐르는 것을 '층류(laminar-flow)'라 하고, 서로 뒤섞이면서 불규칙하게 흐르는 상태를 '난류(Turbulent flow)'라고 하는데, 날개 표면을 스쳐 흐르는 대기의 흐름은 처음에는 층류상태이다가 뒤로 가면 난류상태로 바뀝니다. 이와 같이 층류 상태에서 난류상태로 바뀌는 부분을 '전이면'이라고 합니다. 
 
  또 난류상태가 심해지면 대기의 흐름 자체가 날개 표면에서 아주 떨어져 나가는 현상이 생기는데 이와 같은 현상을 '분리현상'이라고 합니다.

이상과 같이 대기의 흐름속도가 아주 빠른 경우에는, 즉 압축성 유체에서는 점성의 영향으로 경계층이 생기고 분리현상 등 아주 복잡한 흐름상태가 되는 것입니다. 그래서 압축성에 의한 영향을 마하수 M으로 표시한 것과 같이, 점성에 의한 영향을 나타내는 데는 다음과 같은 "레이놀즈 수(Raynold Number) R 이라는 것을 이용하고 있습니다.

  이 레이놀즈수 R은 1879년 영국의 레이놀즈(1842~1912년)란 사람이 연구해낸 것인데, 밀도 p, 점성계수 μ인 점성유체가 길이 L인 물체표면을 따라 속도 V로 흐를 때, 관성력은 Pv2에 비례하고 점성력은 μV/L 에 비례한다는 내용입니다. 

  이 레이놀즈수 R이 작은 흐름은 층류상태이고 R의 값이 점점 커지면 난류상태가 되는데, 일반적으로 대기나 물과 같은 점성유체가 흘러갈 때 경계층의 두께나 흐름의 변화상태 등 여러 가지 역학적인 상사성을 나타내는 바로미터로 많이 사용되고 있습니다.

항공기는 아주 넓은 영역의 비행속도와 고도범위에서 비행하고 있기 때문에 날개와 기타 기체부분에서의 대기의 흐름상태가 아주 복잡합니다. 따라서 압축성과 점성의 영향, 즉 마하수 M과 레이놀즈 수 R의 변화량이 아주 다양하기 마련입니다.

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[airfoil] 에어포일 이란? - 유재석 '더위먹은 갈매기'

2012 포스팅 자료실 2012.01.08 19:28
**항공기 원리 - 에어포일(airfoil)**

시작은 걸음마 부터...

 



에어포일에 관한 글은 많이 있지만, 저도 하나 해보려 합니다. 
비행기보다는 헬리콥터에 좀더 치중했습니다.  

1. 비행기에서의 에어포일(asymmetric airfoil)
잠시, 역사 이야기를 해보면, 에어포일은 1884년 영국의 Horatio F. Phillips에 의하여 에어포일의 형상에 대한 특허와 실험이 이루어진 이후, 1902년 라이트 형제는 자체적인 풍동실험을 거쳐 그 성능이 개선된 에어포일을 사용하여 첫 번째 동력비행을 성공하였습니다.



에어포일 용어 정리.

 에어포일의 위 표면을 윗면(upper surface), 아래표면을 아랫면(lower surface)이라고 하며 에어포일의 둥근 앞부분을 앞전(leading edge), 에어포일의 뒤 끝 부분을 뒷전(trailing edge)이라고 하며 보통 뒷전은 날카롭게 되어있습니다. (뒷전에 이어 탭을 두어 트림을 조절하는 경우도 있습니다) 앞전에 내접하는 원을 앞전 원(leading edge circle)이라고 하고 이 원의 반경을 앞전 반경(leading edge radius)이라고 합니다. 

 에어포일의 앞전은 뒷전에서부터 거리가 가장 먼 점으로 보통 정의되며 이 앞전과 뒷전을 연결한 선을 시위(chord)라고 하고 앞전에서 뒷전까지의 거리를 시위길이(chord length)라고 합니다. 시위길이는 에어포일의 두께나 캠버와 같은 부분의 길이 측정의 기준 거리로 사용되고 에어포일의 좌표계의 기준 축이 되기도 합니다, 

 윗면과 아랫 면의 높이 차이 또는 윗면과 아랫면에 내접하는 원을 그렸을 때 이원의 직경을 에어포일의 두께(thichness)라고 합니다.
아랫면과 윗면의 중심점 또는 윗면과 아랫면에 내접하는 원을 그렸을 때 이 원의 중심점들을 연결한 선을 평균 캠버 선(mean camber line)이라고 합니다. 시위선과 평균 캠버 선과의 높이 차를 캠버라고 하며, 에어포일의 캠버는 에어포일의 휘어진 정도를 말하며 양력 발생과 매우 밀접한 관계가 있습니다.

두께분포식.
c : 시위 길이
y : 앞전을 기준으로 위쪽 방향에 대한 값
t : 최대 두께
x : 앞전을 기준으로 시위전을 x축이라 했을 때 값



양력발생원리

비행기가 뜨는 원리는 날개에서 발생하는 양력(lift) 때문입니다. 이 양력은 스위스 물리학자인 베르누이가 1738년 쓴 '베르누이의 정리'에 기초하고 있습니다.

베르누이의 방정식


p : 정압
q = 1/2pV² : 동압
Pt : 전압
베르누이 방정식은 "유체 흐름에서 동압과 정압의 합은 일정하며 전압과 같다"는 것을 의미합니다

전압, 정압, 동압 보러가기
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베르누이 방정식은 아래와 같이 유체의 역학적 에너지가 보존되는 것으로 이해할 수 있다.

img21.gif

유체가  동안 흐르는 것은 위쪽 그림에서 보랏빛으로 표시한 유체가 아래 쪽 그림의 보랏빛 부분으로 이동하는 과정으로 볼 수 있다.

 

이 동안 압력이 유체에 한 일을 계산하자. 이 일만큼 유체의 에너지가 증가된다. 유체의 압력은 위 그림처럼 왼쪽에 있을 때 , 아래 그림처럼 오른쪽에 있을 때 이다.

압력 으로 오른 쪽으로 밀어 유체를 만큼 이동시킬 때 하는 일은  이고, 왼쪽에서 유체가 만큼 이동할 때 압력 가 하는 일은  이다. 따라서 압력이 한 총 일은  이다. 이때 두 지점에서의 이동한 유체의 양은 연속방정식에 의하여 보존되므로  를 만족한다.  따라서 총 일은   이다.

 

일-에너지 정리의 적용

한편, 유체는 압력이 해 준 일만큼 운동에너지와 중력 위치 에너지가 증가한다 (일-에너지 정리).  .

유체가 이동한 부피  속에 든 유체의 질량 가 얻는 운동 에너지 증가량은  이고, 위치에너지 증가량은  이다.

따라서 을 쓰면   이다.

 이므로,  양변에서 를 소거하면  이 된다.

   .


여기서 단면1과 단면2의 높이 차에 의한 위치에너지 차이는 다른 에너지에 비하여 매우 작다고 가정하여 무시한다.
이렇게 해서 위의 베르누이 방정식이 성립되는 것입니다.



 에어포일이 빠른 속도로 공기 속을 지나게 되면 공기는 둘로 나뉘어저 가게 됩니다. 
위 그림을 보면 Upwash가 있습니다. 그곳에서 공기는 둘로 나뉘게 되는데, 이 선을 분리유선(diving streamline)이라 합니다.
공기는 이 선의 끝 부분에서 속도가 0이 되고 윗면과 아랫면으로 나뉘어 가게됩니다. 윗면에서는 곡면에 의해 공기의 속도가 매우 빠르게 흐르지만, 베르누이의 정리에 의해 압력은 작아집니다. 반면 아랫면은 공기의 속도는 느리지만 압력이 높아집니다.
 즉, 압력은 높은 곳에서 작은 곳으로 가려는 성질이 있기 때문에 결과적으로 에어포일이 위로 가려는 힘. 양력이 발생되는 것입니다.

 에어포일, 다시 말하면 날개의 받음각이 커지면 양력계수가 증가하는 비율이 둔해지다가 어떤 받음각에서 양력계수가 최대가 된 뒤에 양력계수가 감소합니다. 이를 실속(stall)이라 합니다.



2. 헬리콥터에서의 에어포일(symmetrical airfoil)
 헬리콥터의 에어포일은 대칭형과 비대칭형, 대칭형+비대칭형으로 나뉩니다. 보통의 헬리콥터들은 대칭형을 주로 사용하지만, 현대에
들어 UH-60 블랙호크나 AH-64 아파치 같은 헬리콥터들은 대칭형과 비대칭형을 혼합한 에어포일을 사용하고 있습니다.

 대칭형 에어포일은 시위선(chord line)을 기준으로 캠버가 동일하게 고안된 에어포일입니다. 받음각이 변화해도 압력중심(center of pressure)이 거의 이동하지 않기 때문에 회전익항공기에 매우 적합했지만, 같은 받음각에 대하여 비대칭 에어포일에 비해 양력발생률이 적어 현재는 비대칭형 에어포일과 혼합하려는 시도가 이어지고 있습니다.

 하지만 비대칭형 에어포일만을 사용하면 양력 발생이 크지만 받음각의 변화에 따라 압력중심이 변하기 때문에 회전익 항공기에서는 심한 비틀림현상이 나타나고 결과적으로 진동이 커지게 됩니다. 이는 현대 개발되고 있는 신소재들의 도움으로 어느정도 극복되어가고 있는 상황입니다.

 헬리콥터에서의 에어포일은 항쪽 방향으로만 회전합니다. 다시 말하면 한쪽 날개는 앞으로가고 180도 돌아서 있는 반대쪽 날개는 뒤로 돌아나가게 됩니다. 전진비행시 이것은 양력발생에 영향을 주어 양력을 불균형하게 만듭니다.


하지만, 이것은 크게 문제될 일은 아닙니다. 로터가 단단하게 묶여있다면, 한쪽에서 양력이 크게 발생하여 헬리콥터는 한쪽으로 기울어 전복되겠지만, 로터를 유연하게 하면(로터를 상하좌우로 자유롭게 움직이도록 하게 함) 한쪽만 올라갔다 다시 내려오므로 양력이 균형을 이루게 됩니다.

스페인의 오토자이로 설계자인 '요안 드 라 시바(Juan de la cierva)'의 일화

로터 깃들의 허브에 유연성있게 부착시키는 생각은 공학적 발견으로서 1920년대에 개발되었다. 이 방법의 창시자는 스페인의 오토자이로 설계자인 '요안 드 라 시바'였다.

시바는 오토자이로를 만들어 첫번째 비행을 시도할 때 오토자이로가 이륙하면서 바로 롤링(양력불균형으로 뒤집어 지는 현상)에 들어가 깃이 부딪히며 산산조각이 나버리는 것을 보고 '제도판으로 돌아가라.' 는 상투적인 문구의 의미를 일찌감치 배웠다. 고무동력으로 만들었던 모형은 롤링하는 경향을 전혀 보이지 않으면서 성공적으로 비행했기 때문에 시바에게 롤링하며 뒤집어지는 현상은 이해할 수 없었다. 그러던 어느날, 오페라를 보던 시바는 섬광과도 같은 영감을 얻었다. 경직성과 유연성에서 모형과 실기의 차이점을 깨달은 것이다. 그 당시 비행기 날개가 동체에 단단하게 고정된 것과 마찬가지로 깃을 지주와 선으로 묶어 구조적으로 단단하게 만들었다. 반면에, 모형은 그 정도 크기에 제작하는 데 알맞았기 때문에 휘청거리는 등나무로 깃을 만들었다.

 단단하게 고정된 깃을 가진 오토자이로가 활주하며 전진함에 따라 앞에서 언급한 대로 깃이 회전하는 동안 공기속도가 계속 변화하였다. 전진하는 부분에서는 후퇴하는 부분보다도 공기속도가 빠르다.각각의 깃은 같은 피치각을 가졌기 때문에 받음각도 같아 속도차이가 양력차이를 만들어 다른 부분보다 전진하는 부분에서 더 많은 양력이 발생했다.

이 불균형이 롤링 모멘트를 발생시켰다. 그러나 모형에 있어서는 유연한 등나무로 만든 깃이 상하로 굽어질 수 있었다. 그래서 양력이 크게 발생하는 전진깃은 위로 올라가는 플래핑 운동을 하게 된다. 위로 올라가는 운동을 하는 동안 깃이 기수부분을 지나게 되어 다시 양력은 평균 수준이 된다. 후퇴깃도 비슷한 상태에 들어가는데 이 때는 아래로 플래핑 운동을 한다. 이 플래핑은 전진깃이 상승하는 조건과 같아져 받음각이 감소하며 후퇴깃에서는 이와 반대 현상이 나타난다.

 모형 로터에서는 회전하는 데 따라 달라지는 공기속도를 상쇄시키기에 충분한 받음각 변화가 생겨 플래핑 평형상태에 이르렀다. 이 평형상태에서는 깃의 앞부분이 들리고 뒤가 내려가는 식으로 기울면서 양력분포가 균형이 잡힌다.

 오페라(날으는 화란인)가 끝났을 때 그는 해야 할 일이 무엇인지를 알았다. -실제 크기의 로터에 유연성을 더 주는 것이었다. 가장 간단한 해결방법으로서 모형에서와 같이 깃이 플래핑하도록 만드는 기계적인 힌지를 다는 것이었다. 비행중에 깃은 원심력에 의해 바깥쪽으로 뻗게 되고 양력에 의해 위로 약간 올라가 원추형을 이루게 된다.

 시바는 이러한 기술적인 발견으로 오토자이로를 비행시킬 수 있었고, 오늘날의 대부분 헬리콥터가 기계적 힌지를 갖도록 개발하는 효시가 되었다.




헬리콥터의 힌지(hinge) 보러 가기
http://blue5182.tistory.com/72


Blue edge 뉴 blog
잘못된 부분이나 부족한 부분은 지적해 주시길 바랍니다.
이 내용은 '항공우주학개론', '헬리콥터 조종학', '헬리콥터 이해' 등 항공서적과 인터넷 항공사이트 등에서 추출한 것을 블루엣지가 임의로 재편집한 것입니다.



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