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항공 전자계기의 종류별 구성 및 작동기능에 대하여 설명하시오

목 차■ 서 론 ················································전자 계기에 종류에 대하여■ 본 론 ················································1. 에어 데이터 컴퓨터-에어 데이터 컴퓨터의 개요-에어 데이터 컴퓨터의 기능2. 무선 자기 지시계3. 수평 상태 지시계4. 자세 방향 지시계5. 중앙 정비 컴퓨터- 개 요- 중앙 정비 컴퓨터의 계통- 결 함- 결함 메시지 처리 및 보고6. PFD- 비행 자세 지시부- 속도 관련 지시부- 고도 관련 지시부- 기타 지수부7. ND- APP 모드- VOR 모드- MAP 모드- PLAN 모드■ 결 론 ················································전자 계기에 관한 나의 생각■ 참고자료 ················································전자 계기에 종류별 구성 및 작동기능에 대하여 알아 보겠다.1. 에어 데이터 컴퓨터(ADC : Air Data Computer)항공기의 성능이 향상되어 비행 속도와 비행 고도가 증가함에 따라 대기 온도, 대기 압력, 대기 속도 등 대기에 대한 정확한 정보가 필요하게 되었다.이와 같이 높은 고도와 빠른 속도로 비행하는 항공기에서는 대기에 대한 정보를 측정할 경우 몇 개의 양을 동시에 측정하여 그것들을 근거로 한 일정한 계산 과정을 거쳐 필요로 하는 정보를 얻을 수 있다. 이러한 계산을 하는 것을 에어 데이터 컴퓨터라 한다에어 데이터 컴퓨터의 개요에어 데이터 컴퓨터는 압력 정보와 출력 정보의 흐름 계통에 의해 운용되고 있다.1) 에어 데이터 컴퓨터의 입력 정보① 정압② 트랜스듀서가 외부 영향으로 인하여 발생할 수 있는 오차를 보정하기 위한 자료인 온도, 자세, 가속도에 대한 정보③ 정압공에서 발생하는 오차 보정을 위한 장치에 입력시키는 보정 신호④ 기압 규정 신호⑤ 기종 특유의 최대 운용 한계 속도 그래프를 만들기 위한 정보⑥ 피토압⑦ 온도 감지e)에어 데이터 컴퓨터의 기능에어 데이터 컴퓨터는 전원부, 변환부, 계산부와 이들을 감시하는 중앙 감시 장치 등으로 구성되어 있다. 컴퓨터에 입력된 여러 자료들은 전기적인 신호로 바뀐다음 해당 수식에 의해 자동적으로 계산이 되어 해당값으로 출력된다.1) 기압 고도 계산정압공에서 측정된 정압은 압력 트랜스듀서에 의해 압력을 전기적 신호로 변환시켜 준다. 트랜서듀스는 온도, 자세, 가속도 등에 의해 오차가 발생할 수 있으므로 오차를 수정하여 이 수정된 정압 신호를 컴퓨터에 입력하기 위한 디지털 신호로 바꾼다.2) 고도 응답 신호 발생출력된 기압 고도 신호는 고도 응답 코드로 변환되어 항공 교통 관제 응답기로 보내어진다.3) 승강률 계산기압 고도 신호는 승강률 계산부로 들어가 고도 변화율이 계산되고 이 자료가 승강계로 보내어진다.4) 최대 운용 한계 속도 발생항공기 최대 운용 한계 속도는 그 항공기 기종과 고도에 따라 각각 정해진다.5) 마하수 계산고속으로 비행하는 항공기에서 마하수는 중요한 요소가 된다. 특히 높은 고도에서는 음속이 떨어지므로 해당 고도에서 마하수를 아는 것은 매우 중요하다. 마하수를 계산하는 공식의 내용 중에는 정압과 피토압이 포함되므로 전기적 신호로 변환된 피토압과 기압 고도 계산부에서 계산된 정압이 이 식에 입력되어 마하수를 계산6) 수정 대기 속도 계산수정 대기 속도 계산식에는 입력 요소인 피토압, 정압, 표준 대기의 압력 및 밀도 등이 포함되므로 컴퓨터에서 계산이 되어 대기 속도 지시계로 보내어진다.7) 전체 온도 계산외부 대기 온도를 측정하기 위한 외부 온도계의 수감부는 공기가 충돌하여 압축되면서 온도가 상승하기 때문에 정확한 외부 온도를 측정하기가 곤란하다. 항공기에 장착된 온도 수감부는 정확한 측정을 위해 많이 개선되기는 하였지만 실제 대기 온도와 전체 대기 온도 사이의 온도를 감지하게 된다.8) 대기 온도 계산대기 온도 계산은 전체 대기 온도와 마하수로부터 계산을 하여 이것을 섭씨나 화씨 온도로 변환하여 대기 온도 지시계에 보낸다. 위치를 조종사가 파악하게 하여 비행에 안전을 유지하게 한다.RMI는 집합 계기 중에서 가장 많이 이용되고 있다.3. 수평 상태 지시계(HSI : Horizontal Situation Indicator)HSI는 자기 컴파스에서 받은 자방위와 VOR나 INS에서 받은 비행 코스와의 관계를 나타내는 계기로서 다음과 같은 상태를 지시한다.1) 현재 비행 상태에서의 기수의 방위를 지시한다.계기의 가운데에 고정되어 있는 비행기 그림은 현재의 비행 방향을 나타내며 기준이 되는 방위가 자방위일 때에는 HSI지시기의 상부에 MAG표시가 나타나고 진방위일 때에는 TRUE로 표시된다.2) 비행 코스와의 관계를 나타내 준다.계기의 원판 내에 나타나 있는 화살표 모양의 지시 막대를 자동 조종 장치 패널의 코스 선택에 의한 코스의 방향을 각도로 알려 준다. 또 코스 편차를 알려주는 막대가 있어 현재 비행기가 코스에서 어느 쪽으로 벗어났는지 알 수 있다.3) 처음 설정한 기수 방위와 현재의 기수 방위와의 차이를 알 수 있다.이외에도 계기의 위쪽 좌우측에는 코스를 알려주는 지시부와 거리 측정장치의 지시부가 있어서 현재 비행기와 DME지상국과의 거리를 [nm](nautical mile, 1[nm]=1852[m])로 나타내 준다.4. 자세 방향 지시계(ADI : Attitude Director Indicator)ADI는 현재의 비행 자세를 알려 주며 미리 설정된 모드로 비행하기 위한 명령을 지시한다. 설정 가능 모드는 기종에 따라 다르지만 다음과 같은 모드가 많이 사용1) 옆놀이 조작 명령① 기수 방위를 일정하게 유지하며 비행하는 모드② 여러 항법 장치에 의해 설정된 코스를 따라서 비행하는 모드③ 계기 착륙 계통에 의해 설정된 코스를 따라 기수의 중심이 활주로의 중심에 맞게 이·착륙 및 진입하는 모드④ 키놀이 조작 명령⑤ 기압 고도를 일정하게 유지하며 비행하는 모드⑥ 상승 강하 속도를 일정하게 유지하며 비행하는 모드⑦ ILS에 의해 설정된 코스와 하강 각도나 상승 각도를 따라 이·착륙 및 지상 작동상태를 시험하는데 사용한다. 중앙 정비 컴퓨터는 정비 요원에게 정비 데이터를 시험하고 수집할 수 있어 항공기의 정비를 용이하게 함으로써 운항 정시율을 높여주며 기존의 항공기에 비하여 높은 운항 신뢰성을 제공해주며 효율적인 정비 및 운항을 가능하게 해준다.1. 개 요중앙 정비 컴퓨터 계통은 B747-400의 복합 및 집적 계통을 고장 탐구하고 검사하는 목적으로 개발되었다. 이 컴퓨터는 또한 지상 검사, 결함 정보 저장, 실제 시간 데이터 감지등을 가능케 해준다. 기존의 항공기의 또 다른 문제점은 보편적인 지상 시험절차가 거의 없어 지상 시험으로 결함을 발견할 수 없는 현실이었다. 그러나 B747-400에서 중앙 정비 컴퓨터의 사용으로 모든 계통을 시험하여 결합 여부를 인지할 수 있게 되었다.2. 중앙 정비 컴퓨터의 계통약 70개의 전자, 전기 및 전자 기계 계통의 상태와 결함은 화면 계통과 중앙 정비 컴퓨터로 보내진다. 직접 화면 계통은 전자 비행기 계통과 엔진 조종사 경고 계통을 통합하여 지시하고 있다.모든 계통은 거의 전자 비행 계기/엔진 지시 조종사 경고 연관장치를 통하여 테이터를 중앙 정비 컴퓨터로 보내지고 어떤 계통은 데이터를 직접 중앙 정비 컴퓨터 화면장치로 보내기도 한다.중앙 정비 컴퓨터는 항공기에 두 개가 장착되어 병행하여 작동하며 각각의 정비 데이터를 제공해 주고 좌측 컴퓨터가 결함이 발생하면 자동적으로 우측 컴퓨터가 작동되도록 설계되어 있다.3. 결 함결함 지시는 집적 화면장치에 의하여 전자 비행 계기장치 플랙이나 엔진 지시 조종사 경고장치 메시지에 의하여 표시 된다. 이 결함들을 총괄하여 조종실 효과라 하며 EFIS나 EICAS 화면에 나타나는 결함을 뜻한다. CMC는 한 가지 계통에서 나타난 결함과 관련되는 다른 계통의 결함을 인지할 수 있으며 이를 결함 관련이라 한다.4. 결함 메시지 처리 및 보고중앙 정비 컴퓨터는 사실상 일반인이 사용하는 개인용 컴퓨터와 거의 흡사하나 단지 항공기에 사용하기 때문에 무게 절감의 이유와 신뢰성이 자동적으로 이결함 칸에 저장이 되어 결함 메시지 번호와 결합 보고 코드가 기록된다.confidence tests는 조종사가 비행전 성능시험을 행하는 시험으로 해당키를 선택하면 실속 경고, 화재 시험, 스틱 쉐이커 등 비행전에 필요한 시험을 간단히 행할 수 있다.eicas maint page는 엔진 지시 조종사 경고장치 정비 페이지로 각 계통의 정비 데이터가 CRT 화면에 나타나 지시 상태를 점검할 수 있다.ground test는 지상시험으로 정비사가 필요한 계통의 장치가 제대로 작동되는가를 알기 위해 쉽게 계통의 상태 결과 여부가 CDU에 나타난다.CMC-L MENU(2/2)에는 existing fault가 있는데 이는 실제 존재하는 결함을 나타내어 결함관리를 적절히 행할 수 있다.fault history는 각 계통장치의 결함을 저장하여 최종비행으로부터 100회의 과거 비행까지 결함기록을 할 수 있어 계통의 상태를 분석 할 수 있다. 결함기록은 보통 500개의 결함까지 기록이 가능하다.other function은 다른 기능으로 키를 선택하면 다시 shop fault, input monitor-ing, configuration이 지시되는 페이지가 나타난다.shop fault는 지정된 부분품에 대한 결함으로 기록하고 input monitoring을 통하여 항공기 각 구성품을 할당된 입력 코드로 넣어주면 부품의 상태가 바이트 정보로 나타나 고장탐구를 할 수 있다.6. PFD(Primary Flight Display)PFD는 기계식 장치였던 ADI에 속도계, 기압 고도계, 승강계, 기수 방위 지시계, 자동 조종 작동 모드 표시등을 한 곳에 집약하여 지시하는 계기로서 조종사는 이것에 의해 비행 상태를 한눈에 쉽게 알 수 있다.1. 비행 자세 지시부PFD의 가운뎃부분에 위치하며 비행 자세나 계기 비행 계통은 기존의 ADI와 같으나 비행경로에 관해 좀더 구체적인 기능들이 추가된 것이며 긴급 상황시 경보와 탈출을 위해 취해야 할 최대 기수 상승각의 지시가 가능하도록 되어 다.

공학/기술| 2016.05.26| 8페이지| 1,500원| 조회(536)

작동기능, 종류별 구성, 항공 전자계기

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고양력 장치와 고항력 장치에 대하여 설명하시오

차 례가. 고양력 장치와 고항력 장치의 사용이유나. 고양력 장치1. 뒷전플랩2. 앞전플랩3. 경계층 제어 장치다. 고항력 장치1. 에어 브레이크2. 역추력 장치라. 본인의 의견참고자료양력이나 항력을 목적에 따라 변화시키기 위해 날개면이나 동체에 덧붙인 장치를 일반적으로 공력 보조 장치라 한다. 양력을 증가시키는 장치를 고양력 장치라 하는데 보통 이륙할 때 큰 양력이 필요해 이륙시에 많이 쓰인다. 특히 단거리 이착률시에는 특별히 설계된 고양력 장치가 사용 된다.이와 다른 장치로서 항력을 크게 하는 장치를 고항력 장치라 한다. 고항력 장치는 2가지가 있는데 하나는 공중에서 사용하는 것이고 하나는 착륙할 때 사용하는 것이다. 공중에서는 급강하나 착률 진입을 할 때 속도를 줄이기 위해 사용하고 착륙할때는 착륙 거리를 단축하기 위해서 사용한다.고양력 장치고양력 장치는 날개의 양력을 증가시켜 주는 장치이다. 옛날의 저속 항공기에 사용하던 날개는 날개 자체 캠버가 커서 양력 계수값이 크기 때문에 고양력을 얻을 수 있었으나 최근의 항공기들은 고속 성능을 향상시키기 위해서 날개나 기체에 작용하는 항력을 최소로 할 목적으로 날개의 두께와 캠버가 작고 날개하중이 큰 날개를 출현시켰다. 하지만 이 때문에 저속 성능이나 감속 성능을 나쁘게 하는 결과를 초래 하였다.고속 성능과 저속 성능을 동시에 만족시키이 위해서는 또 정상 비행을 할 때에는 항력이 작은 날개여야 하고 저속 비행일 때는 실속 속도가 작아야 한다. 고양력 장치는 이러한 목적 때문에 설계되었다.비행기의 실속 속도는 다음 식으로 나타낸다.V _{S} = sqrt {{2W} over {rho SC _{Lmax}}}V _{S}는 실속 속도로 착률 속도라고도 하며 이 속도가 작을수록 이, 착륙 거리를 단축 시킬 수 있다.V _{S}를 작게 하려면 최대 양력 계수인C _{Lmax}를 가능한 한 크게 하거나 날개 면적 S를 크게 한다고양력 장치를 사용하여C_{ Lmax}를 크게 하기 위해 플랩, 슬롯 등이 사용되고 고양력 장치라 부른다.플랩은 날개의 뒷전 부근을 밑으로 구부려서 캠버를 크게 하고 또 어떤 플랩은 날개 면적 S도 크게 함으로써 최대 양력을 증가시키는 방법이다이들 고양력 장치는 초기에는 착륙에만 사용되었으나 최근에는 이륙할 때에도 사용된다. 그러나 이륙할 때에는 플랩이 내려졌을 때 항력 계수의 증가가 크기 때문에 불리하여 항력 계수가 적은 플랩을 사용한다.뒷전 플랩최대 양력 계수를 크게 하는 방법으로 날개 뒷전을 아래로 굽혀 캠버를 증가시키는 장치가 뒷전 플랩이다. 이것은 구조 및 형식에 따라 다음과 같은 종류로 분류된다(가) 단순 플랩날개 뒷전을 단순히 밑으로 굽힌 것으로 소형 저속기에 많이 사용된다. 단 큰각도로 굽히게 되면 흐름의 떨어짐이 생기므로 각도가 제한된다. 최대 양력 계수는 그리 커지지도 않는다.(나) 스플릿 플랩날개 뒷전 밑면의 일부를 내림으로써 날개 윗면의 흐름을 강제적으로 빨아들여 흐름의 떨어짐을 지연시킨다. 이것은 구조는 간단하나 뒷전에 심한 흐름의 떨어짐이 생기므로 항력이 두드러지게 증가한다.(다) 슬롯 플랩플랩을 내렸을 때 플랩의 앞에 틈이 생겨 이를 통하여 날개 밑면의 흐름을 윗면으로 올려 뒷전 부분에서 흐름의 떨어짐을 방지하기 위한 것이다. 이것은 플랩을 큰 각도로 내릴 수 있으므로 최대 양력 계수가 커진다.(라) 파울러 플랩플랩을 내리면 우선 날개 뒷전과 플랩 앞전 사이에 틈을 만들면서 밑으로 굽히도록 만들어진 것으로 시위의 길이에 대한 플랩 길이의 비가 슬롯 플랩에 비해 작아지므로 큰 각도로 굽힐 수 없다. 하지만 이 플랩은 날개 면적을 증가시키고 틈의 효과와 캠버 증가의 효과로 다른 플랩들보다 최대 양력 계수 값이 가장 크게 증가한다. 또 항력 증가가 작아 이륙시에도 사용된다.슬롯 플랩을 개량한 것으로 이중, 삼중 슬롯 플랩이 있다. 이것은 플랩 앞쪽의 틈에 베인을 설치하여 틈이 두 개 또는 세 개 생기도록 한 것이다. 이 때문에 흐름의 떨어짐을 일으키지 않고 큰 플랩각을 취할 수 있으며 덧붙여 파울러 플랩과 같이 날개 면적도 증가시키므로 최대 양력 계수는 아주 커진다.그러나 구조적으로 복잡하고 장착을 위해 충분한 강도가 필요하다. 더욱이 이들을 움직을 장치나 무게 증가 등에 문제가 발생하므로 주로 최대 양력 계수가 작은 기본 날개골을 사용한 고속 대형기에 사용된다.앞전 플랩제트기에 사용하는 고속용 날개골은 두께도 얇고 앞전 반지름이 작으므로 큰 받음각을 취할 경우에 날개 앞전부터 실속으로 들어가서 갑자기 양력이 떨어지기 때문에 위험한 비행 상태로 될 위험이 있다. 따라서 받음각을 크게 할 수 없어서 최대 양력 계수도 상당히 작은 값이 된다.이와 같은 날개골에는 뒷전 플랩만을 붙여서는 실속 속도를 충분히 작게 할 수 없으므로 강력한 고양력 장치가 필요하게 된다. 일반적으로 날개의 앞전 반지름을 크게 하면 흐름의 떨어짐이 날개의 뒷전부터 시작되므로 양력이 서서히 감소하여 안정된 실속 특성을 가지게 된다. 따라서 앞전 반지름이 작은 고속형 날개에는 실속 특성이 나빠지므로 이를 해결할 방법으로 날개의 앞전 반지름을 크게 하는 것과 같은 효과를 내고 큰 받음각에서도 흐름의 떨어짐이 일어나지 않는 장치가 연구되었다. 이 장치를 앞전 플랩이라 한다.(가)슬롯과 슬랫이것은 날개 앞전의 약간 안쪽 밑면에서 윗면으로 틈을 만들어 큰 받음각일 때 밑면의 흐름을 윗면으로 유도하여 흐름의 떨어짐을 지연시키는 것으로서 비교적 초기에 고안된 형식이다. 슬롯에는 날개에 고정 부착한 고정 슬롯, 작은 받음각인 고속시에는 슬롯은 생기지 않고 큰 받음각일 때에만 날개 상하면 슬롯 부위의 뚜껑이 열리도록 한 것 그리고 큰 받음각일 때에 앞전 상하의 압력 차이로 앞전의 일부가 앞쪽으로 이동해서 슬롯을 만드는 자동 슬롯 등이 있다.자동 슬롯에서 앞쪽으로 나간 부분을 슬랫이라 한다. 이것들은 비교적 구조도 간단하고 공력 중심에 대한 모멘트에도 크게 영향을 주지 않으므로 두께가 얇은 날개 끝 부분에 붙일 수 있어 날개 강도면에서도 바람직하다.(나)크루거 플랩앞전 플랩에서는 일반적으로 이 플랩이 사용된다. 이것은 날개 밑면에 접혀져 날개의 일부를 구성하고 있으나 조작하면 앞쪽으로 꺾여 구부러지고 앞전 반지름을 크게 하여 효과를 얻는 것이다. 이 형식은 공기 역학적으로는 슬랫 등과 같은 효과를 가지나 구조적으로는 복잡해지고 작동 장치가 커지기 때문에 소형 항공기에는 별로 사용하지 않고 대형 제트기에서도 날개 두께가 두꺼운 날개 뿌리 부분에 사용되는 예가 많다.(다)드루프 앞전날개 앞전 부분이 밑으로 꺾여서 굽혀지기 때문에 붙여진 이름이다. 앞전 반지름과 그 부분의 캠버가 증가 효과를 얻을 수 있는 장치이다.이 앞전 플랩은 받음각이 커도 실속을 지연시키는 효과를 가져오지만 이것을 단독으로 사용하면 이?착륙시 기수가 지나치게 올라가 아래 방향의 시계가 충분히 확보되지 않고 또 착륙 장치의 설계가 복잡해진다. 이 결점을 보완하기 위해서 앞전 플랩을 뒷전 플랩과 함께 사용하면 받음각을 작게 할 뿐만 아니라 단독으로 사용할 때보다 큰 최대 양력 계수를 얻는다

공학/기술| 2016.05.21| 6페이지| 1,500원| 조회(213)

항공역학, 비행원리, 고양력장치, 고항력장치

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양력과 항력에 대하여 설명하시오.

차 례(가) 양력 발생 이유(나) 날개의 양력(다) 날개의 항력1. 유도 항력2. 형상 항력3. 조파 항력(라) 본인의 의견참고자료날개에 양력이 발생하는 것은 날개 윗면에서는 유속이 빠르고 아랫면에서는 유속이 느리기 때문이다. 이러한 속도 차이 때문에 베르누이의 정리에 의하여 윗면과 아랫면의 압력차가 생기고, 이에 따라 양력이 발생하게 된다. 물체 주위를 회전하는 흐름을 순환이라 하는데 순환 흐름에 자유 흐름이 합성되면 양력이 발생하게 된다.야구공을 회전하면서 던지면 직선으로 가지 않고 곡선으로 휘어지게 되는데 이는 야구공에 양력이 발생하기 때문이다. 이러한 양력을 쿠타-쥬코브스키 양력이라 한다. 이와 같이 날개 주위에 순환이 생기는 현상을 이용하여 날개의 양력을 해석하는 것을 날개의 순환 이론이라 한다.날개의 양력아랫면을 따라 움직이는 공기입자는 뒷전을 회전하여 윗면으로 올라가게 되는데 이 때문에 뒷전에는 와류가 발생한다. 이 와류를 출발 와류라 한다. 날개의 뒷전에 출발 와류가 생기게 되면 날개 주위에도 이것과 크기가 같고 방향이 반대인 와류가 생긴다. 날개 주위에 생기는 이 순환은 항상 날개에 붙어 다니므로 속박와류라 하고 이 와류로 인하여 날개에 양력이 발생하게 된다. 날개를 지나는 흐름은 윗면에서는 부압(-)이고 아랫면에서는 정압(+)이다. 이 때문에 날개 끝에서는 안쪽으로 밀려드는 흐름 즉 와류가 발생하는데 이 와류를 날개 끝 와류라 한다.이 와류들에 의해 주위의 공기도 이끌려 움직이는데 이로 인한 유속을 유도 속도라고 한다. 날개 끝이 있는 날개는 날개 끝에 날개 끝 와류가 발생되며 이것은 날개 뒤쪽 부분의 공기 흐름을 아래로 향하게 한다. 이 흐름을 내리 흐름이라 한다.날개 앞쪽에는 속박 와류로 인한 빗올림 흐름이 있고 뒤쪽에는 속박 와류와 날개 끝 와류로 인한 내리 흐름이 있다. 날개의 가로 세로비가 작을 경우에는 두 개의 날개 끝 와류가 가까워서 내리흐름이 강해진다. 이 날개에 생기는 내리흐름으로 인하여 날개의 흐름에 대한 받음각은 겉보기 받음각보다 작아진다.겉보기 받음각이라고 하는 것은 기하학적 받음각이라고도 부르는 것으로서 내리흐름에 의한 영향을 고려하지 않고 자유 흐름의 방향과 날개골의 시위선과 이루는 박으각을 말한다.날개골을 해석할 때는 날개 끝이 없기 때문에 날개 끝 와류를 고려할 필요가 없다. 따라서 겉보기 받음각은 날개골에서의 받음각이 된다. 그러나 날개에서는 날개 끝의 영향을 고려해야 되기 때문에 실제의 받음각은 겉보기 받음각보다 작아지게 되고 이 받음각을 유효 받음각이라 한다.이와 같이 날개 끝이 있으면 날개 끝 와류가 생기게 되고 이 현상은 가로 세로비가 작을수록 내리흐름이 강하여 유효 받음각이 작아지므로 같은 양력을 얻기 위해서는 겉보기 받음각을 크게 하여야 한다. 결국 날개는 날개골과는 달리 실속각이 커지고 유도 항력이 발생하게 된다.날개의 항력점성이 있는 유체 속을 움직이는 물체에는 물체 표면과 유체 사이에서 발생되는 점성 마찰에 의한 마찰 항력과 흐름이 물체 표면에서 떨어져 하류 쪽으로 와류를 발생시키기 때문에 생기는 압력 항력이 있다. 마찰 항력과 압력 항력을 합쳐서 형상 항력이라 한다. 이 형상 항력은 물체의 모양에 따라서 크기가 달라지는 항력이다. 그런데 항공기의 날개에는 앞에서 설명한 바와 같이 날개 끝에서 생기는 와류 때문에 항력이 발생하게 된다. 이 항력을 유도 항력이라 한다. 따라서 날개에는 이 형상 항력 외에 또 하나의 항력 즉 유도 항력이 작용한다. 이제부터 여러 가지 항력에 대해 살펴보자유도 항력앞에서 설명한 바와 같이 날개가 흐름 속에 있을 때 날개 윗면의 압력은 작고 아랫면의 압력은 크기 때문에 날개 끝에서 흐름이 날개 아랫면에서 윗면으로 올라가는 와류 현상이 생긴다. 이 날개 끝 와류로 인하여 날개에는 내리흐름이 생기게 된다. 이 내리흐름으로 인하여 유도되는 흐름 속도를 유도 속도라 한다.자유 흐름 속도 성분(V _{INF })과 실제 흐름 속도(V)가 이루는 각을 유도각(alpha _{1})이라 한다. 유도각은 내리흐름에 의한 유도 속도 w가 크면 클수록 커진다. 겉보기 받음각(alpha )에서 유도각(alpha _{1})을 뺀 각을 유효 받음각(alpha _{e})이라 한다. 즉, alpha _{e}= alpha- alpha _{ 1}가 된다.유효 받음각은 날개에 유입되는 실제 받음각이기 때문에 이 받음각이 클수록 날개의 공력 특성이 좋아진다. 비행기 날개와 같이 날개 끝이 있는 것에는 반드시 유도 항력이 발생한다.유도 항력의 크기를 구하는 방법을 알아보자.유도 항력을 D_{ 1}라 하면D_{ 1}=L BULLETtan alpha _{ 1}=L BULLET alpha _{ 1} CIRC CIRC CIRC CIRC CIRC CIRC(2-11)또, tan alpha _{ 1}= { w} over { V _{ INF } } CIRC CIRC CIRC CIRC CIRC(2-12)alpha _{ 1}=유도각,V=자유흐름속도,w=유도속도유도각 alpha _{ 1}은 날개의 순환 이론에 의하면 타원 날개의 경우 다음 식으로 표시한다.alpha _{ 1}= { C _{ L} } over { piAR } CIRC CIRC CIRC CIRC CIRC(2-13)식 (2-13)을 식 (2-11)에 대입하면D_{ 1}= { C _{ L} } over { piAR } TIMESL CIRC CIRC CIRC CIRC CIRC(2-14)식 (2-14)의 양 변을 { 1} over { 2} rhoV ^{ 2}S로 나누어서 계수를 바꾸면 유도 항력 계수(C_{ DI})는 식 (2-15)와 같이 된다.C _{DI} = {D _{I}} over {{1} over {2} rhoV ^{ 2}S }={L TIMESC _{ L} } over {{1} over {2} rhoV ^{ 2}S BULLET piAR }= { C _{ L} ^{ 2} } over { piAR } CIRC CIRC CIRC CIRC CIRC(2-15)식 (2-15)는 타원 날개의 유도 항력 계수를 나타내는 식이다.타원날개는 날개 표면의 양력 분포가 타원형을 이루는 이상적인 날개로서 유도 항력이 가장 작은 날개로 되어 있다. 그러나 타원 날개는 유도 항력면에서는 이상 적인 날개이나 그 외에 항력 즉 형상 항력과 고속에서 생기는 조파 항력은 커지고 또 구조적인 강도와 제작상의 문제점 등이 많기 때문에 현재는 거의 사용하지 않는다. 그 밖에 날개들은 유도 항력이 타원 날개보다 크며 날개의 평면 형상에 따라 달라진다.일반 날개의 유도 항력 계수에 대한 식을 다음 식으로 표시한다.C_{ DI}= { C _{ L} ^{ 2} } over { pieAR } CIRC CIRC CIRC CIRC CIRC(2-16)여기서 e는 스팬 효율 계수(또는 오스왈드 효율 계수)라 하는데, 타원 날개의 경우는 e의 값이 1이 되고 그 밖의 날개는 e의 값이 1보다 작다.이 스팬 효율 계수는 날개의 평면 형상에 따른 유도 항력의 크기를 나타내는 계수이다. 이 스펜 효율 계수 e를 크게 하면 유도 항력이 작아진다. 이 계수 e를 크게 하기 위한 장치로서 최근에 설계되는 비행기에는 날개 끝에 유도 항력을 줄이는 장치로 윙렛(Winglet)을 사용하고 있다.이 장치는 날개 끝에 작은 날개를 수직 방향으로 붙인 것으로서 비행 중에 날개 끝 와류로 인하여 작은 날개에 공기력이 발생하게 되는데 이 공기력의 작용 방향은 날개의 항력을 감소시켜 주는 방향으로 발생하기 때문에 항력 감소의 효과를 가지게 된다.항력도 유도 항력 계수가 C_{ DI}= { C _{ L} ^{ 2} } over { pieAR }으로 표시되기 때문에 가로 세로비 AR가 분모에 있고 또 가로 세로비는 AR= { b ^{ 2} } over { S}으로 표시되기 때문에 날개 면적이 같을 경우에 가로 세로비는 날개 길이 b의 제곱에 비례한다. 따라서 유도 항력 계수는C_{ DI}= { C _{ L} ^{ 2}S } over { pieb ^{ 2} }로 표시되기 때문에 유도 항력은 날개 길이가 길 경우에 작다. 이 경우 유도 항력은 긴 날개가 짧은 날개보다 {1} over {4}이 작다.날개가 길 경우에 유도 항력 계수가 작아져서 전체의 양항비가 커지기 때문에 활공 특성이 좋아진다. 그러나 가로 세로비가 큰 날개일수록 날개의 무게가 무거워지는 단점이 있으므로 활공기나 특수 비행기를 제외하고는 가로 세로비를 크게 하지 않는다.형상 항력형상 항력은 물체의 모양에 따라서 다른 값을 가지는 항력으로 공기가 점성을 가지기 때문에 발생되는 항력이다. 날개에서의 형상 항력은 날개 표면에서 발생되는 마찰 항력과 날개골이 가지는 두께에 의한 항력의 합으로 나타낸다. 이동 거리에 해당하는 항력은 이상 유체에는 나타나지 않는 항력으로 공기가 점성을 가지기 때문에 생기는 표면 마찰 항력과 압력이며 날개골의 형태에 따라 다른 값을 가지는 항력이 되기 때문에 형상 항력이라 부른다.

공학/기술| 2016.05.23| 6페이지| 1,500원| 조회(340)

양력, 항력, 양력 발생 이유, 날개의 양력, 날개의 항력

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왕복엔진 연료 계통의 구조와 기능에 대하여 조사히시오

목 차■ 서 론 ················································연료 계통의 구조와 기능■ 본 론 ················································1. 필요 조건2. 중력식 공급 연료 장치3. 압력식 장치4. 연료 여과기5. 연료 계통 취급 주의사항6. 증기 폐색7. 연료 계통 빙결8. 기화의 원리■ 결 론 ················································■ 참고자료 ················································항공기의 완전한 연료 계통은 항공기 연료 계통(Aircraft Fuel System)과 엔진 연료 계통(Engine Fuel System)으로 나뉜다.항공기 연료 계통은 연료 탱크, 연료 승압 펌프(boost pump), 탱크 여과기(strainer), 연료탱크 통기구(vent), 연료 라인, 연료 조절 또는 선택 밸브, 주 여과기(main strainer), 연료 흐름 계기와 압력 계기, 연료 드레인 밸브(drain valve)로 구성된다. 엔진 연료 계통은 엔진 구동 펌프, 기화기 또는 다른 연료 미터링 장치로 구성된다.1. 필요 조건 (Requirement)항공기가 어떠한 출력, 고도, 비행 자세에서도 연료 탱크로부터 엔진까지 깨끗한 연료가 정압(positive pressure)으로 계속 공급되기 위해 다음과 같은 필요조건이 있다.? 중력식 장치(gravity system)는 이륙에 필요한 연료 흐름의 150%의 연료 흐름을 할 수 있게 압력을 유지하기 위해 연료 탱크는 기화기 상부에 충분한 높이로 위치되도록 설계되어야 한다.? 압력식 또는 펌프식 장치(pressure or pump system)는 이륙 마력 당 0.9lb/h연료 흐름을 공급할 수 있게 설계되거나 이륙시의 최대 출력시 연료 흐름의 125%를 공급할 수 있게 설계하여야 한다.? 압력식 장치내의 승압 펌프(boost pump)는 연료 탱크의 가장 낮은 곳에 위치하며 엔진 시동시, 이륙, 착륙, 고고도에서 사용할 수 있도록 되어 있어 엔진구동 연료펌프가 고장시 항상 구동 펌프를 대신할 만큼 충분한 양의 연료를 공급하여야만 한다.? 연료 계통은 엔진으로 연료 흐름을 차단할 수 있는 밸브가 조종사 근처에 있어야 한다.? 출구가 상호 연결된 연료 계통에서 연료가 가득하여 넘칠 시 통기구로 흐르지 말아야 한다.? 다발(Multi engine)항공기 연료 계통은 각 엔진이 자체의 연료 탱크, 라인, 연료 펌프로부터 연료를 공급받을 수 있도록 설계되어야 한다. 그리고 비상시 한 탱크로부터 다른 탱크로 연료를 옮길 수 있어야 한다. 이것은 상호 흐름 장치(cross flow system)와 밸브로 수행된다.? 중력식 공급 장치는 탱크 공간이 동일한 연료 공급을 위하여 상호 연결되어 있지 않다면 한 탱크 이상으로부터 한 엔진에 연료가 공급되어서는 안된다.? 연료 라인은 어떠한 작동하에서도 최대로 필요한 양의 연료가 흐를 수 있는 치수이어야 하며 증기의 축적이나 그로 인한 증기폐색의 원인이 될 수 있는 급격한 굴곡이 없어야 하고 가능한 엔진의 고온부를 피하여야 한다.? 연료 탱크는 탱크 밑바닥에 축적되는 물과 먼지를 제거할 수 있는 드레인과 섬프가 있어야 한다. 탱크는 연료의 흐름을 제한하고 나아가서 엔진이 정지되는 원인이 되는 저압력 발생을 방지하기 위한 정압통기계통(positive pressure venting system)을 가진 통기구가 있어야 한다. 연료탱크는 작동중 가해지는 모든 하중을 결함 없이 견뎌야 한다.? 연료 탱크가 연료의 위치 변동에 따라 항공기 평형에 영향을 미치게 설계되었다면 탱크 내부에 배플(baffle)이 있어야 한다. 이것은 주로 연료의 무게가 갑자기 이동함으로써 항공기 조종에 곤란을 줄 수 있는 날개탱크(wing tank)에 적용된다. 또한 배플은 증기폐색의 원인이 될 수 있는 연료 출렁거림을 방지한다.2. 중력식 공급 연료 장치 (Gravity feed Fuel System)중력식 공급 연료 장치는 연료를 중력에 의해서만 엔진에 공급한다. 연료가 기화기에 정압(positive pressure)으로 걸려있기 때문에 승압펌프(boost pump)가 필요없다. 또 연료량 계기는 언제나 탱크의 연료량을 조종사가 볼 수 있어야만 한다. 연료탱크, 연료라인, 여과기, 섬프, 연료차단밸브, 프라이밍장치(선택사항), 연료량계기로 구성되어 있다.3. 압력식 장치 (Pressure System)압력식 연료 계통은 승압 펌프와 엔진구동 연료 펌프를 이용하여 기화기 또는 다른 연료 계량 장치에 연료를 공급하기 때문에 탱크의 위치는 관계없다. 연료 승압 펌프는 연료 탱크 밑 부분에 위치하며 탱크 내부나 외부에 설치한다.중력이 저장 탱크(reservoir tank)로 연료 공급하고 그 뒤로 연료 선택 밸브를 통해 보조(auxiliary or boost)연료 펌프까지 공급된다. 압력 장치에 있어서 엔진 구동 펌프는 승압 펌프로 직렬로 연결되어 있으며 연료는 연료 미러링 장치까지 엔진 구동 펌프를 통하여 흐른다. 펌프는 우회 밸브(bypass valve)에 의해서 엔진이 작동하지 않을 때 우회하여 돌아갈 수 있도록 설계되어야만 한다.펌프는 과도한 연료가 펌프의 입구 쪽으로 되돌아 흘러들어 가게 하는 릴리프 밸브가 있고, 엔진 구동 펌프는 어떠한 작동하에서도 요구량보다 더 많은 연료를 엔진에 공급할 수 있어야 한다. 연료 승압 펌프는 엔진 시동시 연료를 공급하고 정상 작동시에는 엔진 펌프가 연료 압력을 공급한다. 승압 펌프는 고고도 작동시나 이륙 및 착륙시 적당한 연료 압력을 확실히 주기 위하여 작동한다. 이 연료 승압 펌프는 엔진 펌프가 고장난 경우에 이륙과 착륙할 때 특히 중요하다.4. 연료 여과기 (Fuel Strainer or Filters)모든 항공기의 연료 계통에는 연료로부터 이물질 제거를 위해 여과기가 설치되어 있다. 보통 연료탱크 출구나 연료 승압 펌프 어셈블리에 설치된다.1인치당 8망(mesh)의 비교적 굵은 망으로 있고 연료섬프 여과기는 주여과기라 부르는데 연료탱크와 엔진사이의 연료계통의 가장 낮은 곳에 위치하며 1인치당 40이상의 망(mesh)을 갖는 가는 망이다.기화기와 다른 연료 미터링 장치에 장착된 여과기는 스크린(screen)또는 금속여과기로서 40micrometer보다 큰 입자를 제거. 항공기 정비지침서에 따라 점검하고 세척한다.5. 연료 계통 취급 주의사항 (Fuel System Precaution)연료 계통 취급에 있어 연료는 항상 화재나 폭발의 위험이 존재하므로 다음과 같은 주의를 기울여야 한다.? 연료 계통의 점검이나 수리 시는 적절하게 접지시킨다.? 엎질러진 연료는 가능한 빨리 중화시키거나 제거한다.? 열러진 연료라인은 마개(cap)를 씌운다.? 소화 장비는 항상 비치한다.? 금속 연료 탱크는 연료의 증기가 적절히 배출되지 않은 상태에서 용접이나 납땜 을 하여서는 안된다. 금속 연료 탱크의 용접은 화염으로 인한 폭발을 방지하기 위해 탱크 내부에 이산화탄소를 가득 채우고 수행해야 한다.6. 증기 폐색(Vapor Lock)증기 폐색은 연료 계통의 여러 부분에서 연료 증가와 공기가 모여져 일어난다. 연료 계통은 기체 혼합체가 아닌 액체 연료를 취급할 수 있게 설계되어 있다. 많은 양의 증기가 모이면 펌프, 밸브, 기화기의 연료 미터링 부의 작동을 방해한다. 증기는 고고도에서 대기압의 저하와 과도한 연료 온도와 연료의 교란 운동에 의하여 생긴다.증기 폐색을 없애기 위한 최선의 해결책은 승압 펌프를 사용하는 것인데 이것은 또한 고고도에서 승압 펌프를 사용하는 이유이다.승압 펌프는 연료 라인에 정압을 공급하여 연료가 증기화되는 경향을 줄여주고 계통 내의 증기 방울을 밀어내어 통기 장치를 통해 내 보낸다.승압 펌프는 연료 탱크의 하부에 위차하기 때문에 승압 펌프는 항상 연료에 증기 방울이 섞여 있어도 공급 라인에 연료를 계속 공급하게 한다. 연료 펌프와 기화기는 종종 증기가 축적 되었을 때 부자식 밸브 또는 다른 형의 밸브가 열리게 되어 있는 방이다. 밸브가 열리면 증기는 라인을 통하여 연료 탱크로 배출된다.

공학/기술| 2016.04.29| 7페이지| 1,500원| 조회(422)

기능, 구조, 왕복엔진, 연료계통

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항공기 무게의 구분과 무게중심 계산법에 대해 조사

목 차■ 서 론 ················································항공기 무게와 평형조절의 근본 목적무게 재측성의 필요성 및 시기■ 본 론 ················································무게의 구분무게 중심 계산■ 결 론 ················································항공기 무게의 관한 나의 생각■ 참고자료 ················································항공기 무게와 평형조절의 근본 목적은 안전에 있으며, 이차적인 목적은 가장 효과적인 비행을 수행하는데 있다. 부당한 하중은 사승한계, 기동성, 상승률, 속도, 연료 소비율면에서 항공기의 효율을 저하시키며, 비행을 하는데 있어 출발에서부터 실패의 요인이 되는 수도 있다.모든 민간항공기의 자기무게와 이것에 대한 무게중심은 인가 시에 결정되어야 한다. 제조사는 항공기의 무게를 측정할 수 있으며 무게와 평형 보고서를 작성한다. 제조사는 10대중 한 대의 항공기의 무게를 측정 하도록 되어있다. 남은 9대의 항공기는 실제 항공기의 무게의 평균값에 바탕을 둔 측정값을 사용하게 된다. 자기무게를 결정할 때 항공기는 정확하게 측정이 될 수 있는 상태이어야 한다.항공기의 무게 중심은 매 비행조건에 따라 정해진다. 항공기는 정해진 무게중심 위치의 이동 가능한 범위 내에서 비행해야 한다. 왜냐하면 항공기의 중심이 정해진 위치의 범위 내에서 벗어나게 되면 비행 성능을 제대로 얻을 수 없고 항공기의 안정성과 조종성이 나빠져 안전한 비행을 하지 못하게 된다. 어떤 경우에는 치명적인 재난을 초래할 수 있다. 지상의 정비 과정에서나 또는 비행하는 동안에 항공기의 중심 위치를 알아내는 작업을 하는 한편 항공기의 중심이 정해진 위치에 놓이도록 무게를 조절하여 평형을 이루도록 작업을 한다. 이와 같은 작업을 항공기의 무게와 평형이라 한다.무게 재측정의 필요성항공기의 무게는 윤활유 등의 누적 및 항공기의 수리 또는 개조작업, 쉽게 접근하기 힘든 부분의 먼지 등의 누적으로 인해 처음보다 늘어가는 경향이 있다. 또한 항공기의 무게는 항공기의 기능, 비행시간, 대기상태, 착률공항의 형태 등에 따라 다르게 나타난다.이러한 이유로 주기적인 항공기 무게 측정이 이루어져야 하며 개인용 항공기는 법적으로 주기 측정을 하진 않는다. 대부분 처음 인가시 측정하거나 무게와 평형에 영향을 주는 개조 후에 무게를 측정한다. 항공기 무게를 꼭 측정 할 필요가 없어도 작동 중 최대 무게나 무게중심 한도가 초과되지 않도록 해야 한다.무게 재측성 시기? 주기적 측정 : 여객기의 경우는 매3년마다 재측정① 필요시 측정 : 항공기 중량에 영향을 미치는 중요한 수리개조 작업 시, 완전 분해수리 및 단계적 분해수리 완료 시, 기타 감항 당국에서 필요하다고 인정 시무게의 구분? 기체 구조 무게항공기 기체에 해당되는 날개, 꼬리날개, 동체, 착륙장치, 조종면, 나셀, 엔진 마운트의 무게를 포함한 것을 말한다.① 동력 장치 무게엔진 및 엔진과 관련된 부속 계통, 프로펠러 계통, 연료계통, 유압 계통의 무게를 포함한 것을 말한다.② 고정 장치 무게전자?전기 계통, 공유압 계통, 조종계통, 공기 조화 계통, 방빙 계통, 자동 조종계통, 계기 등의 무게를 포함한 것을 말한다.③ 총 무게총 무게는 그 항공기에 인가된 최대 하중으로서 형식증명서에 기재된 무게를 말한다.④ 유용 하중승무원, 승객, 화물, 무장 계통, 연료, 윤활유의 무게를 포함 한 것으로서 최대 총 무게에서 자기 무게를 뺀 것을 말한다.⑤ 자기 무게승무원, 승객 등의 유용하중, 사용 가능한 연료, 배출 가능한 윤활유의 무게를 포함하지 않은 상태에서의 항공기의 무게이다. 자기 무게에는 사용 불가능한 연료, 배출 불가능한 윤활유, 엔진 내의 냉각액의 전부, 유압 계통의 작동유의 무게도 포함된다.⑥ 영 연료 무게연료를 제외하고 적재된 항공기의 최대 무게로서, 화물, 승객, 승무원의 무게를 포함한다. 영 연료 무게를 초과한 모든 무게는 사용하는 연료 무게가 된다.⑦ 측정 장비 무게항공기의 무게를 측정할 때 사용하는 잭, 블록, 촉, 지지대와 같은 부수적인 품목의 무게를 말한다. 항공기의 실제 무게와는 무관하다.무게 중심 계산항공기의 중심의 위치는 승무원, 승객, 화물 등의 탑재물에 따라 변하며 또 비행하는 동안에 사용하는 연료량에 따라서도 변한다. 항공기가 안전한 비행을 하기 위해서는 비행 상태에 따라 혀용된 중심 위치에 중심이 있도록 해야 한다. 항공기의 무게와 평형은 주로 세로축, 즉 기축에 대한 것이다.? 평형의 원리항공기의 무게 중심을 계산하고 평형 작업을 하는데 기초가 되는 것은 지렛대의 평형원리이다. 지렛대의 박침점으로부터 서로 반대 방향으로 같은 거리에 같은 무게가 놓여있다면 이 지렛대는 평형을 이루게 된다.지렛대의 받침점을 기준으로 하여 양쪽의 물체에 의한 모멘트는 같아야만 평형이 된다.MU _{ 1} =W _{1} TIMES l _{1} =W _{2} TIMES l _{2} = MU _{ 2}지렛대가 평형이 될 때 지렛대에 작용하는 무게 또는 전체 하중은 받침점에 집중하게 된다. 항공기의 동체를 지렛대의 보로 생각해여 무게중심(c. g.)을 받침점이라고 하면, 항공기의 연료, 화물, 승객 등의 모든 하중이 무게중심(c. g.)에 집중되어 평형을 이루게 된다.① 무게 중심 계산의 기본식모든 무게가 기준선에서부터 한쪽 방향에 위치할 때 중심의 위치는 다음과 같은 기본식으로 계산한다.무게 중심 위치 c. g.={총```모멘트} over {총```무게} = { W _{1} TIMES l _{1} +W _{2} TIMES l _{2} + CDOTS +W _{n} TIMESl _{ n}} over { W _{ 1}+W _{ 2}+ CDOTS+W _{ n} }여기서W는 무게,l은 기준선에서 무게까지 팔 길이를 나타낸다.Z. 모멘트의 계산항공기의 하중에 의한 모멘트는 무게와 기준선에서부터 하중?지의 팔 길이를 곱하여 나타낸다. 모멘트의 단위는 N m나 ft lb 등이 쓰인다.모멘트=무게 TIMES 기준선에서```무게까지의```팔```길이A. 무게 중심 위치에 계산항공기의 무게 중심 위치는 무게 중심을 계산하는 기본 식에서 항공기의 기준선에 대한 총 모멘트를 총 무게로 나눈 값으로 얻어진다.

공학/기술| 2016.05.02| 5페이지| 1,500원| 조회(565)

무게 중심, 항공기 기체, 항공기 무게, 무게 중심 계산법

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