캠버항력은 에어포일의 캠버와 날개의 비틀림 각에 의해서 유발되는 항력이며 아래와 같이 표현할 수 있다. $$C_{D_{camber}} = \frac{e}{1-e} K (\Delta C_{L}^{2})$$ 여기서 e는 스팬 효율계수이며 K는 유도항력 비례상수, $\Delta C_{L}$은 캠버에 의한 양력 증가분이며 아래와 같다. $$\Delta C_{L} = \left( 1-\frac{1}{\pi \cdot A \cdot K} \right) C_{Lopt}$$ 여기서 $C_{Lopt}$는 일반적인 에어포일의 경우에 다음과 같다. $$C_{Lopt} = 0.8505 …

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유도항력은 날개에서 양력이 발생하면 필연적으로 발생하는 날개 끝 와류에 의한 항력으로 양력계수의 제곱에 비례한다. $$C_{D_{i}} = KC^{2}_{L}$$ 여기서 비례상수 K는 Oswald 스팬 효율계수법(Oswald Span Efficiency Method)과 앞전 흡입법(Leading Edge Suction Method) 두 가지 방법으로 구할 수 있다. Oswald 스팬 효율계산법 아음속 항공기의 경우, 타원형 양력분포를 갖는 날개와 비교한 효율(e)에 의해서 K 값이 결정된다. $$K=\frac{1}{\pi e A}$$ 여기서 스팬효율계수 e …

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유해항력은 양력과 독립적으로 발생하는 항력이며 마찰항력(frictio Drag), 형상항력(Form Drag), 압력항력(Pressure Drag), 간섭항력(Interference Drag) 또는 조파항력(Wave Drag) 등이 이에 해당한다. $$C_{D_{p}}=\Sigma(C_{f_{c}} \cdot FF_{c} \cdot Q_{c} \cdot S_{wet_{c}})\frac{1}{S_{ref}} + C_{D_{wave}} + C_{D_{base}} + C_{D_{misc}}$$ 여기서 $C_{f}$는 평판의 마찰항력계수(Flat Plate Skin …

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무장, 보조 연료탱크 등의 외부 장착물이 없고 착륙장치 등이 접힌 상태에서 항공기 전체의 양력 곡선을 추정하는 방법은 다음과 같다. 구하고자 하는 비행 조건에서 항공기의 양력곡선 기울기 $C_{L\alpha}$를 구한다. 영 양력받음각, $\alpha_{L=0}$을 추정한다. 보통 개념설계 단계에서는 에어포일의 영받음각을 전체 날개의 영받음각으로 간주한다. 양력곡선의 직선부분이 끝나는 받음각 $\alpha^$를 찾아서 $\alpha_{L=0}$로부터 $\alpha^{}$까지 기울기 $C_{L\alpha}$인 직선을 그린다. 최대 양력계수 $C_{L_{max}}$ …

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1. 고양력장치에 의한 양력 증가량 고양력장치를 사용하여 얻어지는 항공기의 최대 양력계수와 영 양력받음각 $\alpha_{L=0}$ 의 증가량은 다음과 같다. $$\Delta C_{Lmax} = \Delta C_{lmax} \left( \frac{S_{flapped}}{S_{ref}} \right) \cos{\Lambda_{H.L.}}$$ $$\Delta \alpha_{L=0} = (\Delta \alpha_{L=0}){\text{airfoil}} \left( \frac{S{\text{flapped}}}{S_{ref}} \right) …

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1. 큰 가로세로비(High Aspect Ratio) 큰 가로세로비란, 주날개의 가로세로비가 기준 가로세로비 $A_{Low}$ 보다 큰 경우, $A > A_{Low}$ 를 말한다. 여기서 기준 가로세로비는 아래와 같다. $$A_{Low} = \frac{3}{(C_{1}+1)\cos\Lambda_{LE}}$$ 여기서 $\Lambda_{LE}$는 이고, $C_{1}$은 테이퍼 비의 함수로 아래의 그림과 같다. 큰 가로세로비를 가지는 항공기의 최대양력 계수는 다음과 같다. $$C_{Lmax} = …

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1. 날개의 양력곡선 기울기 $(C_{L\alpha}){W}$ 날개의 양력곡선 기울기 $(C{L\alpha}){W}$ 는 속도 영역에 따라 각각 다른 경험식을 적용한다. 1-1. 아음속 $$(C{L \alpha}){W} = \frac{ \pi A{\text{effective}} }{1+\sqrt{1+[1-(M \cos{ \Lambda_{c/2} })^{2}] (\frac{A}{2\cos{\Lambda_{c/2}}})^{2}}}$$ 여기서 A는 날개의 가로세로비이고, $A_{\text{effective}}$는 날개 끝 판(wing tip plate)이나 윙렛 …

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1. 설계 이륙 총 중량 예측 1-1. 최대양항비 (Maximum Lift and Drag ratio) 추정 유사항공기의 표피 면적비를 그래프를 이용하여 표피 면적비를 구함. $$\frac{S_{wet}}{S_{ref}}$$ $S_{wet}$: 항공기 표피 면적비 (공기와 접촉하고 있는 면적 전체) $S_{ref}$: 항공기 날개 면적 (항공기 위에서 projection 했을 때 면적) 가로세로비(A)를 특정 값으로 결정하면 표피 면적 가로세로비를 구함. $$A_{wet} = A/(S_{wet}/S_{ref})$$ 그림에서 최대 양항비 $\left( …

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설계 항공기의 순항 비행 마하수, 고도, 필요 추력, 엔진 종류와 갯수, 해면 정지 추력(SLST, $T_{SL}$), 바이패스비(BPR), 비연료 소모율(SFC), 기관 무게(W), 기관 길이(L), 기관(팬) 지름(D)이 주어짐. (1) 분사 추진 계통 설계 예 표준 대기표에서 순항고도에서 압력비, 온도비를 찾고 추력식에 대입한다. $$T_{H}=T_{SL} \frac{P_{H}}{P_{SL}} \frac{\theta_{SL}}{\theta_H}$$ 순항비행시 추력은 최대이륙 추력의 80% $$T_{ref}=0.8 * T_{H}$$ 마하수가 1 …

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Breguet range equation은 비행기가 얼마나 멀리 날 수 있는가를 나타내는 방정식이다. $W$의 무게를 갖는 비행기가 steady, level flight 중 이라고 생각해 보자. 총 무게의 변화는 연료의 변화와 같다. $$\frac{dW}{dt} = g\dot{m_f} = \frac{T}{I_{sp}}$$ $W$: 비행기 총 중량 $t$: 시간 $g$: 중력가속도 $\dot{m_f}$:연료변화량 $T$: 추력 $I_{sp}$: efficiency For steady, level flight 에서는 $T = D$, $L = W$, or $$W=L=D …

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