플랩의 파손

Blown flap
헌팅 H.126의 날개깃 폭파

블로우 플랩 또는 제트 플랩은 저속 비행 특성을 개선하기 위해 특정 항공기의 날개에 사용되는 동력 공기역학적 고부양 장치이다.노즐을 통해 불어오는 공기를 사용하여 날개 뒤쪽 가장자리에 걸쳐 기류를 형성하고 흐름을 아래로 향하게 하여 상승 계수를 높입니다.이러한 공기 흐름을 실현하는 방법은 다양하며, 대부분 제트 엔진의 컴프레서에서 배출된 제트 배기 또는 고압 공기를 사용한 후 후 후미 플랩 라인을 따르도록 방향 수정됩니다.

블로우 플랩이란 특히 날개 내부의 덕트 구조를 사용하여 통기를 유도하는 시스템을 가리킬 수 있으며, 보다 광범위하게는 플랩을 통해 공기를 유도하는 기존 언더윙 엔진의 상부 표면 블로우 또는 노즐 시스템과 같은 시스템을 가리킬 수 있습니다.블로우 플랩은 다양한 경계층 제어 시스템, 유도 소품 세척을 사용하는 시스템 및 순환 제어 날개를 포함하는 동력 리프트로 알려진 광범위한 범주 중 하나의 솔루션입니다.

1960년대 록히드 F-104, 블랙번 뷰카니어, 미코얀-구레비치 MiG-21 일부 버전을 포함한 일부 육상 및 항공모함 기반 고속 제트기에 내부 날개가 사용되었습니다.일반적으로 이러한 시스템은 덕트 구조를 청결하게 유지하고 다양한 밸브 시스템이 올바르게 작동하도록 유지 보수 오버헤드를 많이 부과하고 엔진 고장으로 인해 가장 바람직한 상황에서 리프트가 감소한다는 단점을 안고 있기 때문에 선호도가 떨어졌습니다.이 개념은 터보프롭과 터보팬의 여러 수송 항공기에서 상부 및 하부 송풍 형태로 다시 나타났다.

메커니즘

기존의 블로우 플랩에서는 제트엔진에 의해 생성된 소량의 압축공기가 컴프레서 단계에서 "블링"되어 날개 후면을 따라 흐르는 채널로 파이프된다.이 경우 플랩이 특정 각도에 도달하면 항공기 날개 플랩의 슬롯을 통해 강제됩니다.고에너지 공기를 경계층에 주입하면 에어포일로부터의 경계층 분리를 지연시킴으로써 공격각도와 최대 상승계수가 증가한다.질량 주입(블로우)에 의한 경계층 제어는 경계층 내에서 리타드되는 유체 입자에 추가 에너지를 공급함으로써 경계층 분리를 방지한다.따라서 에어포일의 벽면에 기본적으로 접하는 기류에 고속 기단을 주입하면 경계층 마찰 감속이 역전되어 경계층 분리가 [1]지연된다.

날개의 양력은 송풍 유량 제어를 통해 크게 증가할 수 있습니다.기계식 슬롯의 경우 자연 경계 레이어는 경계 레이어 제어 압력을 프리스트림 전체 [2]헤드로 제한합니다.엔진 공기량(내부 블로우 플랩)이 적은 비율로 블로우하면 리프트가 증가합니다.엔진 배기 가스로부터 훨씬 더 많은 양의 가스를 사용하면 플랩의 유효 코드(제트 플랩)가 증가하여 초순환 [3]또는 이론적인 전위 흐름 [3]최대값까지 강제[4] 순환이 발생합니다.이 한계를 초과하려면 직접 [4]추력을 추가해야 합니다.

일반적인 개념의 개발은 1950년대와 1960년대에 NASA에서 계속되어 유사한 성능의 단순화된 시스템으로 이어졌다.외부로 송풍된 플랩은 엔진이 윙 후면의 플랩을 가로질러 송풍되도록 배열합니다.제트 배기 중 일부는 플랩에 의해 직접 아래로 편향되며, 추가 공기는 플랩의 슬롯을 통과하여 코앤더 효과로 인해 외부 가장자리를 따라 이동합니다.이와 유사한 상부 표면 블로우 시스템은 엔진을 날개 위에 배치하고 코안더 효과에 전적으로 의존하여 공기 흐름을 수정합니다.직접 송풍만큼 효과적이지는 않지만, 이러한 "파워 리프트" 시스템은 매우 강력하고 구축 및 유지보수가 훨씬 간단합니다.

보다 최근의 유망한 블로우형 흐름 제어 개념은 역류 유체 주입으로, 주요 흐름 영역에 대한 낮은 에너지 변경을 사용하여 글로벌 흐름에 대한 높은 권한 제어를 수행할 수 있습니다.이 경우 에어 블로우 슬릿은 전연 정체점 위치 근처의 압력 측에 위치하고 제어 공기 흐름은 표면과 접선 방향으로 전방 방향으로 향합니다.이러한 흐름 제어 시스템의 작동 중에는 두 가지 다른 효과가 있습니다.한 가지 효과인 경계층 강화는 벽 영역에서 떨어진 난류 수준이 증가하여 더 높은 에너지의 외부 흐름이 벽 영역으로 전달되기 때문에 발생합니다.또 다른 효과인 가상 성형 효과를 이용하여 공격 각도가 높은 에어포일을 공기역학적으로 두껍게 한다.이러한 효과는 모두 흐름 [5]분리를 지연시키거나 제거하는 데 도움이 됩니다.

일반적으로 날개가 날리면 날개의 양력이 2~3배 향상됩니다.보잉 747의 복잡한 트리플 슬롯 플랩 시스템은 약 2.[6]45의 리프트 계수를 발생시키는 반면, 외부 송풍(Boeing YC-14의 윗면 송풍)은 이를 [6]약 7로, 내부 송풍(Hunting H.126의 제트 송풍)은 [7]9로 개선합니다.

역사

윌리엄스는[8] 제2차 세계대전 이전 영국 왕립항공기 시설에서 플랩 폭파 실험을 실시했으며, 아라도 아르 232, 도니에 도 24, 메세르슈미트 Bf 109기를 이용한 비행 실험을 포함한 광범위한 실험이 독일에서 이루어졌다고 말했다.Lachmann은[9] Arado와 Dornier 항공기는 후행 가장자리 스팬의 일부 위로 흡입되고 나머지 위로 뿜어져 나오는 이젝터 구동 단일 공기 흐름을 사용했다고 밝혔다.이젝터는 고압 증기를 사용하여 화학적으로 구동되었다.Bf 109는 플랩 송풍용으로 엔진 구동식 송풍기를 사용했다.

Rebuffet과 Poisson-Qington은[10] 전쟁 후 O.N.E.R.A.에서 첫 번째 플랩 섹션의 le에서 결합 흡인하고 제트 엔진 압축기 블리딩 이젝터를 사용하여 두 번째 플랩 섹션에서 송풍하여 흡입과 송풍을 모두 제공하는 테스트를 설명합니다.비행시험은 Breguet Vultur [11]항공기에서 이루어졌다.

W.H. Paine는 또한 1950년과 [8]1951년의 보고서와 함께 전쟁 후 W.H. Pane에 의해 웨스트랜드 항공기에서 테스트를 수행했다.

미국에서는 1951년 존 아티넬로의 작품을 바탕으로 그루만 F9F 팬더가 플랩 블로잉으로 개조됐다.엔진 컴프레서 블리딩이 사용되었습니다.이 시스템은 "Supercirculation Boundary Layer Control" 또는 [12]줄여서 BLC로 알려져 있습니다.

1951년과 1955년 사이에 세스나는 아라도 [13]시스템을 사용하여 세스나 309와 319 항공기에 플랩 송풍 실험을 했다.

1950년대와 60년대 동안, 전투기는 일반적으로 고속에서의 항력을 줄이기 위해 더 작은 날개를 향해 진화했다.예를 들어 슈퍼마린 스피트파이어는 24파운드/피트2(117kg/m2), 메시슈미트 Bf 109는 30파운드/피트2(146kg/m2)의 "매우 높은" 하중을 가진 반면, 1950년대 록히드 F-104는 111파운드/피트(156kg/m2)의 "매우 높은" 하중을 가졌다.

이러한 높은 날개 하중의 심각한 단점은 비행기가 계속 날 수 있도록 양력을 제공할 수 있는 충분한 날개가 남아 있지 않은 느린 속도이다.심지어 큰 플랩도 이것을 크게 상쇄할 수 없었고, 그 결과 많은 항공기가 꽤 빠른 속도로 착륙했고, 그 결과 사고로 기록되었다.

플랩이 효과적이지 않은 주된 이유는 날개 위의 기류가 날개 프로필에 따라 멈추기 전에 "너무 많이" 구부러질 수 있기 때문입니다. 이는 흐름 분리라고 알려져 있습니다.플랩이 전체적으로 편향될 수 있는 공기의 양에는 한계가 있습니다.더 나은 플랩 설계를 통해 이를 개선할 수 있는 방법이 있습니다. 예를 들어, 현대 여객기는 복잡한 다중 부품 플랩을 사용합니다.그러나 플랩이 크면 상당히 복잡해지고 날개 바깥쪽에 공간을 차지하기 때문에 전투기에 적합하지 않다.

제트 플랩의 원리는 내부 송풍 플랩의 일종으로 1952년 영국 국립 가스 터빈 설립(NGTE)에 의해 제안되고 특허를 받았으며, 그 후 NGTE와 왕립 항공기 [14]설립에 의해 조사되었다.이 개념은 실험용 Hunting H.126에서 처음으로 본격적인 테스트를 거쳤습니다.대부분의 경비행기가 따라올 수 없는 51km/h(32mph)로 정지 속도를 줄였다.제트 플랩은 [15]압축기 블리딩 공기 대신 엔진 배기 가스 중 상당 부분을 블로우에 사용했습니다.

Buccaneer의 사진에는 끝부분에 송풍구가 표시되어 있습니다.확장된 플랩은 날개 위의 코안다 기류의 원인이 되고 있습니다.

플랩이 터진 최초의 생산 항공기 중 하나는 1958년 [16]1월에 취역한 록히드 F-104 스타파이터였다.장기간의 개발 문제 후에, BLCS는 스타파이터의 작은 날개 표면을 보상하는데 매우 유용하다는 것이 입증되었다.록히드 T2V SeaStar는 플랩이 파손된 채 1957년 5월에 서비스를 시작했지만 BLCS에 지속적인 유지보수 문제가 발생하여 조기 [17]퇴역하게 되었습니다.1958년 6월 플랩을 날린 슈퍼마린 스키미타가 [18]취역했다.북미 항공 A-5 자경단, 보우트 F-8 크루세이더 변형 E(FN)와 J, 맥도넬 더글라스 F-4 팬텀 II와 블랙번 뷰캐너에 블로우 플랩이 사용되었다.미코얀-구레비치 MiG-21과 미코얀-구레비치 MiG-23은 플랩을 날렸다.Petrov는[19] 이러한 항공기의 장기 운용이 BLC 시스템의 높은 신뢰성을 보였다고 밝혔다.서비스 시작 전에 취소된 TSR-2는 [20]플랩이 풀스팬으로 파손되었습니다.

1970년대부터 베트남 상공에서의 공중전 교훈은 생각을 크게 바꿨다.완전한 속도를 위해 설계된 항공기 대신, 일반적인 기동성과 하중 용량이 대부분의 설계에서 더 중요해졌다.그 결과 더 많은 양력을 제공하기 위해 더 큰 평면 형태로 다시 진화했습니다.예를 들어 General Dynamics F-16 Fighting Falcon은 78.5lb/ft2(383kg/m2)의 날개 하중을 가지고 있으며, 접근과 착륙을 포함한 더 높은 각도의 공격 각도에서 상당히 더 많은 양력을 제공하기 위해 첨단 익스텐션을 사용합니다.이후 일부 전투기는 스윙윙윙을 이용해 필요한 저속 특성을 구현했다.신메이와 US-1A의 외부 플랩을 보완하기 위해 내부 플랩 블로잉이 여전히 사용됩니다.

현재(2015년) STOL 성능이 필요한 일부 항공기는 외부 플랩 블로잉을 사용하며, 일부 경우에는 저속에서 적절한 제어와 안정성을 보장하기 위해 플랩과 같은 제어 표면에도 내부 플랩 블로잉을 사용한다.외부 송풍 개념은 "외부 송풍 플랩"(Boeing C-17 Globemaster에서 사용), "상면 송풍"(안토노프 An-72 및 안토노프 An-74에서 사용) 및 안토노프 An-70 및 신미와 US-1에서 사용되는 "익터링된 슬립스트림"(날개 위로 송풍)[19]으로 알려져[15] 있다.

외부 날개깃과 같은 동력식 고부양 시스템은 복잡성, 중량, 비용, 충분한 기존 활주로 길이 및 인증 규칙을 포함하는 Reczeh가 [21]제시한 이유로 민간 운송 항공기에 사용되지 않는다.

「 」를 참조해 주세요.

레퍼런스

  1. ^ E.L. Hougton & P.W. Carpenter, E.L. Hougton, Elsevier 학생용 공기역학
  2. ^ o. Smith, A. M. (1975). "High-Lift Aerodynamics". Journal of Aircraft. 12 (6): 508. doi:10.2514/3.59830.
  3. ^ a b http://naca.central.cranfield.ac.uk/reports/arc/rm/3304.pdf 페이지 1
  4. ^ a b http://cafefoundation.org/v2/pdf_tech/Drag.Reduction/NASA.Synergistic.Airframe.1998.pdf 페이지 22
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  6. ^ a b "수송 항공기용 고력 시스템 설계의 공기역학 문제" 그림 1.Agard CP-365의 보잉 운송 하이 리프트 시스템 개발 동향
  7. ^ http://cafefoundation.org/v2/pdf_tech/Drag.Reduction/NASA.Synergistic.Airframe.1998.pdf 페이지 18
  8. ^ a b "Archived copy" (PDF). Archived from the original (PDF) on 2015-10-01. Retrieved 2015-12-04.{{cite web}}: CS1 maint: 제목으로 아카이브된 복사(링크)
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  10. ^ Rebuffet, Pierre; Poisson-Quinton, P. H. (April 1952). "Investigations of the boundary-layer control on a full scale swept wing with air bled off from the turbojet" (PDF).
  11. ^ Schmitt, H. (July 1985). "Discussion of the paper, Some Aspects of Propulsion for the Augmenter-Wing Concept, by D. C. Whittley" (PDF).
  12. ^ "미 해군 항공 우위성 개발 1943-1962" 토미 H.Thomason, 미들랜드 출판사, Hincklet 2007, ISBN 978-1-58007-110-9, 81페이지
  13. ^ William D의 "세상을 위한 코스나 날개, 단발 엔진 개발 이야기"톰슨, 1991년
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  15. ^ a b http://cafefoundation.org/v2/pdf_tech/Drag.Reduction/NASA.Synergistic.Airframe.1998.pdf[베어 URL PDF]
  16. ^ 디에이 제작 '미 육군 공군 전투기 1916-1961'Russell, Harleyford Publications Limited, Letchworth 1961, 의회도서관 카드 No.61-16739(미국) 132페이지
  17. ^ 미국 군사 훈련기의 E.R. 존슨과 로이드 S.Jones, McFarland & Co.노스캐롤라이나 주, 제퍼슨 출판사
  18. ^ '1912년 이후 영국 해군 항공기' 오웬 테트포드, 푸트남 주식회사런던, 1962년, 페이지 318
  19. ^ a b ICAS 아카이브
  20. ^ 항공 부사장 마샬 A F C 헌터 CBE AFC DL, 1998년 영국 공군역사학회, ISBN 0-9519824 8 6쪽, 181페이지에 의해 편집된 "후견 TSR2"
  21. ^ "다원적 환경에서 에어버스 고부양익의 공기역학적 설계" 다니엘 레체, 응용과학 및 엔지니어링 ECCOMAS 2004 계산방법에 관한 유럽회의