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이전 호 검토: 대중 과학: 비행기 날개에 얼마나 많은 종류의 익형이 있습니까(1)

가변후퇴익, 델타익, 사다리꼴익은 이륙, 착지 속도, 기동성이 직선익에 비해 좋지 못하지만, 직선익의 고속비행저항이 너무 커서 기계적 수단을 사용하여 날개의 뒷날개를 만들 수 있습니다. 비행 중에 필요에 따라 스침 각도를 변경할 수 있습니다. 두 세계 모두에서 최고가 아닐까요? 이것이 가변 스위프 날개의 유래이다.

가변 후퇴 날개의 개념은 간단해 보이지만 구현에는 많은 문제가 있습니다. 먼저 비행 안정성 문제가 있다. 날개 스윕 각도가 증가함에 따라 리프트 중심이 점차 뒤로 이동하고 곧 리프트 중심이 무게 중심에서 멀어지는 문제가 발생하게 됩니다. , 그리고 이익은 손실만큼 가치가 없을 것입니다. 리프트 중심의 움직임을 줄이기 위해 가변 후퇴 날개는 두 부분으로만 분할할 수 있습니다. 힌지는 고정된 내부 섹션 외부에 설정되고 이동 가능한 외부 섹션은 줄어들어 가변 스위프 날개의 효과가 희생됩니다. 엔지니어링 설계를 단순화합니다.

비행 안정성 문제를 최소화하기 위해 su-17의 가동 부분은 날개 길이의 절반만 차지하며 f-14의 가동 부분은 더 큰 비율이지만 여전히 큰 고정 부분을 가지고 있습니다. 가변 후퇴 날개에는 많은 구체적인 문제가 있습니다. 날개 아래 랜딩 기어가 뿌리를 내릴 장소를 찾는 것이 쉽지 않으며, 날개 내 연료 탱크를 이동 가능한 부분에 설계할 수 없어 전체 날개 내 착륙 장치가 크게 감소합니다. 연료 탱크 공간과 날개 아래 무기 파일론은 랜딩 기어를 유지하기 위해 가동 부분과 동시에 회전해야 하며, 운반되는 무기는 가변 스위프 날개의 고유한 기계적 문제인 가변 스위프와 결합됩니다. 날개는 결국 매우 무거워지게 되어 가변 스위프 날개의 공기역학적 이점을 크게 상쇄하게 됩니다.

1960년대와 1970년대에 단명한 모습을 보인 후, 가변 후퇴 날개는 현재 거의 사용되지 않습니다. 1981년에 처음 비행한 tu-160은 새로 생산된 마지막 가변 후퇴 날개 항공기였습니다.

전진 날개, 대형 후퇴 날개 및 델타 날개의 경우 후퇴 각도를 통해 항력이 감소하지만 실제로 공기는 비스듬한 후퇴 각도에만 관심이 있고 날개가 뒤로 또는 앞으로 휩쓸리는지는 신경 쓰지 않습니다. 그렇다면 앞으로 휩쓸린 날개의 이점은 무엇입니까? 전진 날개의 날개 방향 공기 흐름은 안쪽을 향하며 결국 몸체는 날개 방향 흐름을 자연스럽게 차단하여 양력 생성 시 날개의 효율성을 향상시킵니다.

더 중요한 것은 앞으로 휩쓸리는 날개가 날개 끝 실속 문제를 크게 지연시킨다는 것입니다. 공기는 점성을 띠고 있으며, 이 점성으로 인해 날개 표면에 경계층(경계층이라고도 함)이 형성되며, 경계층에서는 공기의 흐름이 느려져 양력 발생 효과가 상실됩니다. 높은 받음각으로 비행할 때 스윕 날개의 스팬을 따라 기류가 흐르면서 경계층이 날개 끝쪽으로 쌓이게 되어 날개 끝이 먼저 실속되어 양력 중심이 날개 루트 쪽으로 이동하게 되고, 항공기의 기수가 더욱 상승하게 되고 궁극적으로 항공기 전체가 윙 실속 상태가 됩니다.

전진 날개는 다릅니다. 날개 끝은 "깨끗한" 공기 흐름에 있고, 날개 뿌리에서 경계층 축적이 발생하며, 양력 손실이 적고, 에일러론이 효과적인 롤 제어를 유지합니다. 전진 날개는 거의 전체 날개가 실속할 때까지 날개 끝 실속 문제가 없으며 이는 후퇴 날개보다 훨씬 늦습니다. 이는 기동성을 향상시키는 데 도움이 됩니다.

공기는 날개의 '스윕'에만 관심이 있으며 앞으로 휩쓸리든 뒤로 휩쓸리든 상관이 없으므로 날개도 앞으로 휩쓸려 갈 수 있습니다. 아래 사진은 또 다른 미국의 x-29 여야 합니다. 전진익 연구 항공기.

그러나 앞으로 휩쓸리는 날개에는 공탄성 발산이라는 근본적인 결함도 있습니다. 날개는 단단하지 않지만 어느 정도의 유연성을 가지고 있습니다.

날개 표면 위의 공기 흐름은 양력을 생성하고 양력은 날개에 작용하므로 날개 끝은 날개 뿌리를 지지점으로 위쪽으로 비틀어지는 경향이 있습니다. 전진 날개의 지지점이 날개 끝 뒤에 있기 때문에 전진 날개의 날개 끝은 앞뒤로 비틀리는 자연스러운 경향이 있습니다. 위쪽으로 움직이면 날개의 국지적 받음 각도가 증가하여 더 큰 양력이 발생합니다. 뒤틀림과 위쪽 방향의 비틀림이 악화됩니다.

확인하지 않고 방치하면 과도한 비틀림으로 인해 구조물이 빠르게 손상될 수 있습니다. 스윕 날개의 지지점은 날개 끝 앞에 있으며 날개 끝은 양력 작용에 따라 앞뒤로 비틀리는 자연스러운 경향이 있습니다. 이 문제는 국지적 받음각이 줄어들면 발생하지 않습니다. 초기에는 재료의 한계로 인해 전진 날개로는 공탄성 발산 문제를 해결할 수 없었고 후퇴 날개가 유일한 선택지가 되었습니다. 복합재료가 등장한 후에는 소위 "공탄성 재봉"을 사용할 수 있습니다. 즉, 섬유 방향의 영리한 배열을 통해 구조적 강성이 스팬 방향보다 법선 방향에서 더 높고 이로 인해 발생하는 문제가 발생합니다. 공탄성 발산은 교묘하게 극복될 수 있습니다.

경사 날개에 대하여

후퇴 날개와 전방 후퇴 날개는 모두 대칭이며 양쪽이 함께 뒤로 스윕되거나 양쪽이 함께 앞으로 스윕됩니다. 하지만 항력 감소의 관점에서 볼 때 한쪽은 앞으로 휩쓸리고 다른 쪽은 뒤로 휩쓸려 비대칭 경사 날개를 형성할 이유가 없습니다.

앞으로 휩쓸고 뒤로 휩쓸어도 상관없으니 앞으로 휩쓸고 뒤로 휩쓸어도 괜찮습니다. 이것은 미국의 ad-1 연구기입니다.

(이착륙할 때는 일반 직선익 항공기와 마찬가지로 편평하다. 이륙한 후 고속으로 비행할 때는 비스듬한 날개가 되어 한쪽 끝은 앞으로 휩쓸리고 다른 쪽 끝은 뒤로 휩쓸린다.)

후퇴 날개 및 전방 후퇴 날개와 비교하여, 동체 축을 따른 비스듬한 날개의 전체 단면적 분포는 상대적으로 균일하며 천음속 면적 법칙을 충족하고 천음속 항력을 줄이는 데 유리합니다.

고정 경사 날개에는 장점이 있지만 가변 스위프 경사 날개가 빛을 발합니다.

전통적인 가변 스위프 날개는 힌지 위치로 인해 문제가 발생하지만 가변 스위프 경사 날개의 힌지에는 이상적인 위치가 하나만 있습니다. 즉, 중간에 있고 다른 위치는 불필요합니다. 양쪽의 무게가 균형을 이루기 때문에 뒤로 젖혀진 사선 날개의 기계적 설계가 좀 더 단순해졌습니다. 이는 양동이를 직접 들고 다니기 위해 손을 바깥쪽으로 뻗는 것과 어깨에 짐을 싣는 것의 차이와 같습니다. 공기역학적으로 경사각의 변화는 리프트 중심의 움직임을 거의 변하지 않게 유지하여 비행 안정성 설계를 단순화합니다.

경사 날개는 후퇴 날개를 변경하는 문제를 예기치 않게 해결하지만 경사 날개가 그 우수성을 더 잘 발휘할 수 있는 곳은 비행 날개입니다.

기존 항공기의 날개와 동체는 분리되어 있으며 날개는 양력을 생성하고 동체는 사람과 화물을 운반합니다. 그러나 동체는 양력을 생성하지 않으며 "사하중"입니다. 이 문제는 날개 뿌리에 높은 응력을 유발하고 구조적으로 비효율적입니다. 가장 좋은 방법은 구조적 강도 요구 사항이 최소화되는 날개 내부에 모든 하중을 가하는 것입니다. 이론적으로 날개의 모든 지점에서 양력과 중력이 정확히 상쇄된다면 종이로 비행기를 만들어 구조적 무게를 최소화할 수 있습니다. 물론 이것은 현실적으로 불가능하다. 하늘에 닿기 전에 이미 그 무게는 종이 껍질을 뚫고 지나갔다. 그러나 이는 동체가 없고 날개만 있는 비행익의 일반적인 방향이 정확함을 보여준다.

비행 날개는 날개 구조를 사용하여 하중을 전달함으로써 구조의 공기 역학적 효율성을 극대화하고 날개 뿌리 응력 문제를 제거합니다. 이것이 바로 미국의 b-2입니다.

x47b

타원형 날개

추력이 생성되지 않으면 항공기가 공기 중으로 전달하는 모든 에너지가 항력을 형성하게 되며 날개 끝 소용돌이는 비행 저항의 매우 중요한 부분입니다. 날개 끝 근처에서 양력이 적게 발생하도록 양력 분포를 적절하게 설계하면 날개 끝 주변의 흐름에 의해 발생하는 저항이 자연스럽게 줄어들게 됩니다. 이것이 바로 영국 스핏파이어 전투기의 유명한 타원형 날개 아이디어입니다. 제2차 세계대전의 제트기 이런 형태의 날개가 탄생하게 된 것입니다.

영국 스핏파이어 전투기의 유명한 타원형 날개는 위 그림과 같이 날개 끝의 흐름을 줄이고 양력 분포를 최적화하도록 설계되었습니다.

타원형 날개의 자연스러운 확장은 둥근 날개입니다. 원형 날개는 양력 생성 부품을 날개 루트 쪽으로 집중시킬 뿐만 아니라 특히 동체가 없는 원형 비행 날개의 경우 면적 법칙을 더 잘 준수합니다. 이런 종류의 플라잉 디스크는 이론적으로 호버링부터 초음속까지의 모든 속도 범위에 적합할 뿐만 아니라, 공상 과학 소설가들이 선호하는 항공기 설계에서도 포기할 수 없는 이상적인 디자인입니다. 비행 제어 문제는 해결하기가 더 어렵습니다. 제어 암이 매우 어려울 뿐만 아니라 엔진, 노즐 및 제어 표면의 설계도 재고되어야 합니다.

더 극단적인 것은 물론 비행접시입니다. 이것은 캐나다의 avrocar입니다. 미공군용으로 설계되었기 때문에 위 사진과 같이 미공군이 그려져 있습니다.

작은 날개

날개 끝 흐름 문제를 해결하는 또 다른 방법은 날개 끝 위에 서서 날개 끝 흐름을 직접적으로 방지하는 수직 날개인 윙렛을 사용하는 것입니다. 공기역학적으로 윙릿은 효과적인 날개 길이를 연장하고 양력을 증가시킵니다. 적절하게 설계하면 윙릿은 실제 "날개 길이"를 초과하는 효과적인 날개 길이를 달성할 수 있지만 윙렛은 항력과 무게도 증가시키고 날개 표면 전환 시 공기역학적 간섭 항력을 가져옵니다.

타원형 날개나 비행 접시가 없으면 작은 날개는 날개 끝 주위의 흐름 영향을 효과적으로 줄일 수 있습니다.

윙릿은 동시에 위아래로 확장될 수 있거나 위쪽으로만 확장될 수 있습니다. 둘 사이의 선택은 당연히 양력 증가와 무게 및 항력 감소 사이의 균형입니다. winglet은 기존 설계의 잠재력을 활용하거나 공항 조건으로 인해 날개 길이가 제한될 때 매우 효과적인 접근 방식입니다. 그러나 처음부터 날개를 설계할 때는 폭을 늘리는 것이 종종 더 간단하고 효과적입니다.

winglet 개발의 간략한 역사

윙렛은 위쪽으로 뒤집힐 뿐만 아니라 아래쪽으로 처질 수도 있습니다. 이것이 a320의 윙렛입니다.