코드(에어로넛)

현선을 나타내는 날개 모양 명명법

터빈 날개 부분의 코드 라인.

스윕 윙의 코드

항공학에서 화음은 에어로포일의 앞부분과 뒷부분을 연결하는 가상의 직선이다.코드 길이는 후행 가장자리와 코드가 선행 ^[1]^[2]가장자리와 교차하는 지점 사이의 거리입니다.코드를 정의하는 데 사용되는 선행 모서리의 점이 최소 ^[2]반지름의 표면 점일 수 있습니다.터빈 에어로포일의 경우, 2차원 블레이드 섹션의 전면과 후면이 볼록면을 위로 ^[3]향할 때 평평한 표면에 닿는 지점 사이의 선으로 현을 정의할 수 있다.

항공기의 날개, 수평 스태빌라이저, 수직 스태빌라이저 및 프로펠러/로터 블레이드는 모두 에어로포일 섹션을 기반으로 하며, 화음 또는 화음 길이라는 용어도 그 폭을 나타내기 위해 사용된다.날개, 스태빌라이저 및 프로펠러의 코드는 기류 방향의 전연과 후연 사이의 거리를 측정하여 결정됩니다(날개가 테이퍼형이나 스윕이 아닌 직사각형 평면을 가지고 있는 경우, 현은 단순히 기류 방향의 날개 폭입니다).코드라는 용어는 항공기의 날개 플랩, 보조기 및 방향타 폭에도 적용된다.

이 용어는 항공기 추진용 터보젯, 터보프롭 또는 터보팬 엔진과 같은 가스터빈 엔진의 압축기 및 터빈 에어로포일에도 적용된다.

많은 날개는 직사각형이 아니기 때문에 서로 다른 위치에 다른 화음을 가지고 있다.일반적으로, 현의 길이는 날개가 항공기의 동체와 결합(루트 코드라고 함)하고 날개를 따라 날개 끝(팁 코드)을 향해 감소하는 부분이 가장 크다.대부분의 제트 항공기는 테이퍼형 스윕 날개 디자인을 사용한다.다양한 날개 모양과 비교할 수 있는 특징적인 수치를 제공하기 위해 평균 공기역학적 코드(약칭 MAC)를 사용하지만 계산이 복잡합니다.평균 공기역학적 화음은 투구 ^[4]모멘트를 계산하는 데 사용됩니다.

표준 평균 현

표준 평균 현(SMC)은 날개 면적을 날개 ^[5]스팬으로 나눈 값으로 정의된다.

디스플레이 스타일{displaystyle\mbox\}SMC}}=smcfrac {S}{b}}

여기서 S는 날개 영역이고 b는 날개 범위입니다.따라서 SMC는 주어진 날개의 코드와 동일한 면적과 스팬을 가진 직사각형 날개의 코드입니다.이것은 순전히 기하학적 도형으로 공기역학에서는 거의 사용되지 않습니다.

평균 공기역학적 화음

평균 공기역학 코드(MAC)는 다음과 ^[6]같이 정의된다.

{\displaystyle\mbox{M}AC}} = flac {2} {S}}

\int _{0}^{\frac {b}{2}}c(y)^{2}dy,

여기서 y는 날개 스팬을 따른 좌표이고 c는 좌표 y의 코드입니다.다른 용어는 SMC에 대한 것입니다.

MAC는 날개 전체를 2차원으로 표현한 것입니다.날개 전체에 걸친 압력 분포는 MAC의 공기역학 중심 주변의 순간과 단일 리프트력으로 감소될 수 있습니다.따라서 MAC의 길이뿐만 아니라 위치도 중요한 경우가 많습니다.특히 항공기의 무게 중심 위치(CG)는 일반적으로 MAC 자체와 관련하여 MAC의 선단 가장자리에서 CG까지의 거리의 백분율로 MAC에 대해 상대적으로 측정된다.

오른쪽 그림은 MAC가 선행 또는 후행 에지 스위프가 변화하는 지점에서 발생함을 의미합니다.일반적으로, 이것은 사실이 아니다.단순한 사다리꼴이 아닌 다른 모양은 위의 적분을 평가해야 합니다.

직사각형 평면 날개의 현에 대한 길이(또는 스팬)의 비율을 가로 세로 비율이라고 하며, 이는 날개가 ^[7]생성하는 리프트에 의한 항력을 나타내는 중요한 지표이다. (사각형 이외의 평면 형태를 가진 날개의 경우 가로 세로 비율은 스팬의 제곱을 날개 평면 면적으로 나눈 값으로 계산된다.)종횡비가 높은 날개는 종횡비가 낮은 날개에 비해 유도 항력이 적다.유도 항력은 낮은 공기 속도에서 가장 중요합니다.이것이 글라이더가 길고 가느다란 날개를 가지고 있는 이유입니다.

테이퍼 날개

날개 면적(S_w), 테이퍼 비( $\lambda$ \ $displaystyle \lambda$ 및 스팬(b)을 알면 스팬 상의 임의의 위치에 있는 현을 다음 ^[8]공식으로 계산할 수 있습니다.

c(y)=frac {2,S_{w}}{(1+\lambda)b}}\left[1-{\frac {1-\frac {1-\fracda}{b}}}2y \right]

어디에

$\displayda = displayfrac {C_{\rm {Tip}}}{C_{\rm {Root}}}$

레퍼런스

^ L. J. Clancy(1975), 공기역학, 섹션 5.2, Pitman Publishing Limited, 런던. ISBN 0-273-01120-0
^ ^a ^b Houghton, E. L.; Carpenter, P.W. (2003). Butterworth Heinmann (ed.). Aerodynamics for Engineering Students (5th ed.). ISBN 0-7506-5111-3. 페이지 18
^ https://www.abbottaerospace.com/downloads/nasa-sp-290-turbine-design-and-application/,p.66^{[데드링크]}
^ 비행기 설계, Darrol Stinton 1984,ISBN 0 632 01877 1, 페이지 26
^ V., Cook, M. (2013). Flight dynamics principles : a linear systems approach to aircraft stability and control (3rd ed.). Waltham, MA: Butterworth-Heinemann. ISBN 9780080982427. OCLC 818173505.
^ I.H. 애보트 및 A.E. 본 돈호프, 윙섹션 이론, 섹션 1.4 (27페이지), 뉴욕 도버출판사, 스탠다드북 번호 486-60586-8
^ Kermode, A.C.(1972), 비행기계, 3장 (p.103, 8판), 피트만 출판사, 런던 ISBN 0-273-31623-0
^ 루게리, M.C., (2009), Aerodinamica Teörica, Apuntes de la materia, UTN-FRH, 부에노스아이레스 Haedo

외부 링크

[Clancy5.2-1] L. J. Clancy(1975), 공기역학, 섹션 5.2, Pitman Publishing Limited, 런던. ISBN 0-273-01120-0

[houghton&carpenter-2] Houghton, E. L.; Carpenter, P.W. (2003). Butterworth Heinmann (ed.). Aerodynamics for Engineering Students (5th ed.). ISBN 0-7506-5111-3. 페이지 18

[3] ttps://www.abbottaerospace.com/downloads/nasa-sp-290-turbine-design-and-application/,p.66^{[데드링크]}

[4] 비행기 설계, Darrol Stinton 1984,ISBN 0 632 01877 1, 페이지 26

[5] V., Cook, M. (2013). Flight dynamics principles : a linear systems approach to aircraft stability and control (3rd ed.). Waltham, MA: Butterworth-Heinemann. ISBN 9780080982427. OCLC 818173505.

[6] I.H. 애보트 및 A.E. 본 돈호프, 윙섹션 이론, 섹션 1.4 (27페이지), 뉴욕 도버출판사, 스탠다드북 번호 486-60586-8

[7] Kermode, A.C.(1972), 비행기계, 3장 (p.103, 8판), 피트만 출판사, 런던 ISBN 0-273-31623-0

[8] 루게리, M.C., (2009), Aerodinamica Teörica, Apuntes de la materia, UTN-FRH, 부에노스아이레스 Haedo

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