피치업

Pitch-up
Me 163은 수평방향 하중을 제어하는 슬레이트를 가지고 있었다.이것들은 이미지의 맨 위에서 보기 더 쉽다.

공기역학에서 피치업은 명령되지 않은 항공기의 코 위 회전이다.높은 아음속 마하 수나 높은 공격각도로 실험적인 스윕윙 항공기에서 주로 관찰되어 온 바람직하지 않은 특성이다.[1]

역사

날개를 쓸고 있는 고속 시험 비행기에서 피치업 문제가 처음 눈에 띄었다.그것은 문제를 시험하기 위해 광범위하게 사용되었던 더글러스 클럭셋에서 흔히 볼 수 있는 문제였다.

피치업 현상이 잘 이해되기 전에는 초기의 싹쓸이 항공기를 모두 괴롭혔다.F-100 슈퍼 사브르에서는 사브르 춤이라는 자체 이름까지 얻었다.F-101 부두와 같이 높은 탑재형 테일플레인이 탑재된 항공기에서는 특히 피치업 도중 테일플레인이 윙 웨이크에 직접 배치되어 깊은 스톨(T-tail)을 유발하기 때문에(T-tail은 애초부터 피치업이 시작되지 않도록 하기 위한 것이었지만) 복구가 어려웠다.회복의 기회를 위해 제동 낙하산과 지상 상당한 높이의 배치가 필수적이었다.

설명

MiG-17은 항공기의 균형점 근처에 압력 중심을 배치하기 위해 날개를 앞으로 장착한다.현명한 흐름을 제어하기 위해, 그것은 눈에 띄는 날개 울타리를 포함했다.

날개는 상부와 하부 표면에 압력 분포를 생성하여 "압력의 중심" 또는 일반적으로 선행 가장자리로부터 돌아오는 경로의 normally과 which 사이에 위치한 CoP라고 알려진 지점에서 작용하는 단일 힘을 생성한다.이 위와 뒤쪽으로 기울어진 힘은 리프트와 드래그라고 불리는 동등한 한 쌍의 힘에 의해 대체된다.이러한 힘이 작용하는 세로 위치와 힘의 크기는 공격 각도에 따라 변한다.또한 CoP를 제외한 모든 힘의 위치에 대해 다양한 피칭 모멘트가 존재한다.이러한 변화는 속도나 동력 설정을 변경할 때 항공기를 트림해야 하는 요구로 이어진다.[2]

항공기 설계에 대한 또 다른 주요 고려사항은 날개를 포함한 항공기 부품의 모든 중량 조건의 벡터 추가다.이것 역시 항공기의 세로 축, "중력 중심" 또는 CoG를 따라 어느 지점에서 작용하는 단일 중량 용어로 줄일 수 있다.만약 날개를 배치하여 그것의 CoP가 항공기의 CoG 근처에 놓이게 한다면, 수평 비행에서 날개는 항공기를 똑바로 위로 들어올릴 것이다.이것은 항공기를 위아래로 던지는 순방향 힘을 감소시키지만, 여러 가지 이유로 인해 두 지점은 일반적으로 약간 분리되어 있고 비행 제어 표면으로부터 적은 양의 힘을 사용하여 균형을 맞춘다.[2]

날개가 스윕된 항공기에도 동일한 기본 배치가 바람직하다.전통적인 직사각형 날개에서 CoP는 뿌리에서 직접 뻗어나가는 화음의 지점에서 항공기와 만난다.동일한 분석에서 스위프 날개의 압력 지점이 드러나지만, 그 위치는 날개의 뿌리에서 측정한 가장자리보다 상당히 뒤처질 수 있다.높은 스윕 평면형식의 경우, CoP는 날개 뿌리의 후행 가장자리 뒤에 있을 수 있으며, 날개가 멀리 보이는 위치에서 항공기를 만나도록 요구할 수 있다.[3]

스윕 윙의 경우 공격 각도가 있는 CoP에 대한 변경이 확대될 수 있다.[4]

스윕 날개의 도입은 보다 고도로 테이퍼된 디자인으로 이동하는 동안 이루어졌다.유도 드래그 관점에서 타원형 평면형이 '완벽하다'는 것이 오래 전부터 알려져 있었지만, 날개의 선형 테이퍼는 훨씬 가벼우면서도 효과가 크다는 점도 눈에 띄었다.전쟁[5] 중의 연구는 특히 전후 시대에 테이퍼 사용을 널리 확산시켰다.그러나 그러한 설계는 불리한 스톨 특성을 가지고 있다는 것은 일찍부터 알고 있었다. 높은 각도의 공격에서 팁이 더 높은 부하를 가졌기 때문에, 그들은 스톨 포인트에 더 가깝게 작동했다.

비록 이 효과는 기존의 직립 날개 항공기에서는 불리했지만, 스윕 날개 설계에서는 예상치 못한 위험한 결과를 낳았다.팁이 스윕 윙에서 멈추면 날개 전체의 평균 상승 지점인 압력의 중심이 앞으로 이동한다.여전히 상당한 양력을 발생시키는 구간이 더 전진하기 때문이다.이로 인해 코 위로 힘이 더해져 공격 각도가 높아지고 팁 부위가 더 많이 정지된다.이는 항공기의 코오업 피칭을 폭력적으로 유발하는 연쇄반응으로 이어질 수 있다.

이 효과는 0.6 G 회전수가 갑자기 통제 불능 상태가 되어 6 G로 증가했을 때 1949년 8월 더글러스 D-558-2 스콜렛에서 처음 주목되었다.이것은 완전히 놀라운 것은 아니다; 그 효과는 풍동 시뮬레이션에서 일찍이 보여졌었다.[4]이러한 영향은 어떤 속도에서도 볼 수 있다. 콰르케트에서는 주로 트랜소닉(Weil-Gray 기준)에서 발생했지만, 북미 F-100 Super Sabre와 같이 보다 높은 스윕과 테이퍼 형태의 평면 형태로 저속에서도(Furlong-McHugh 경계) 항공기가 공격각 또는 공격각으로 비행할 때 그 영향이 일반적이었다.저속으로 리프트를 [6]유지하다

또한, 스윕 윙은 경계층의 스팬 슬랙 흐름을 발생시키는 경향이 있어, 일부 기류가 날개를 따라 "측면" 이동하게 한다.이것은 날개를 따라 전체적으로 발생하지만, 끝부분을 향해 움직일수록 횡방향 흐름이 증가하는데, 이는 그 지점에서의 날개의 기여뿐만 아니라 뿌리에 더 가까운 지점에서부터의 스팬 슬기로운 흐름을 모두 포함하기 때문이다.이 효과는 쌓는 데 시간이 걸리고, 고속에서 스팬 지혜의 흐름은 심각해지기 전에 날개 뒤쪽에서 날아가버리는 경향이 있다.그러나 낮은 속도에서 이는 날개 끝의 경계 층을 상당히 증가시켜 위에서 언급한 문제를 가중시킬 수 있다.[7]

마지막으로, 위의 효과와 직접적인 관련이 없지만, 공기역학적 표면을 제트 엔진 영역에서 잘 벗어나도록 하기 위해 T-테일 설계를 사용하는 것이 제트 초기 시대에 일반적이었다.이 경우 피치업 이벤트는 날개 뒤쪽의 난기류가 수평 스태빌라이저를 가로질러 흐르게 하여 피치업에 대항하기 위해 코 아래로 압력을 가하기 어렵거나 불가능하게 만들 수 있다.꼬리 표면이 낮게 탑재된 항공기는 이러한 영향을 받지 않았으며, 실제로 날개의 웨이크 때문에 제어 표면이 제거되어 그 위로 흐르면서 제어 권한이 개선되었다.그러나 F-86은 꼬리 표면에서 코로 내려가는 압력이 증가했음에도 불구하고 계속해서 피치업으로 고통을 받았다.[8]

완화

이 CF-18 호넷 이미지에는 워셔아웃이 선명하게 보인다.동체의 공격 각도와 비교하여 날개끝 레일에 있는 Sidewinder 미사일의 각도를 주목한다.

피치업 문제의 주요 원인은 광범위한 흐름과 팁에 더 많은 부하가 가해져 있기 때문에 이러한 문제를 해결하기 위한 조치가 문제를 제거할 수 있다.초기 설계에서는 일반적으로 기존의 날개 평면형식에 "추가 기능"이 있었지만, 현대 설계에서는 이는 전체적인 날개 설계의 일부분이며 일반적으로 기존의 높은 리프트 장치를 통해 제어된다.

이러한 문제들을 해결하기 위한 최초의 알려진 시도는 그들이 처음 주목받은 플랫폼인 더글라스 팰런켓에서 일어났다.이것은 일련의 소용돌이 발생기들이 날개의 바깥쪽 부분에 추가되어 경계층을 파괴하는 형태를 취했다.그러나 이는 실제로 거의 효과가 없는 것으로 나타났다.그럼에도 불구하고, 비슷한 해결책이 보잉 B-47 스트라토젯에서 시도되었는데, 그 곳에서 그것은 상당히 더 효과적이었다.이는 수직 마운팅이 현명한 흐름을 가로지르는 장벽으로 작용한 포드 엔진의 존재에 의해 도움을 받았을 수 있다.

넓은 흐름의 문제에 대한 보다 일반적인 해결책은 날개 울타리나 날개 가장자리에 관련된 도그토스 노치를 사용하는 것이다.이것은 흐름을 방해하고 그것을 후방으로 다시 유도하는 한편, 선내에 정체된 공기가 축적되어 종점점을 낮추는 원인이 되기도 한다.이는 날개 전체의 기류에 영향을 미치며, 일반적으로 스위프가 가벼운 곳에서는 사용되지 않는다.

광범위한 부하 문제를 해결하기 위해 전용 슬래트 또는 플랩, 세차 또는 자동 제어 장치 사용 등 보다 다양한 기법이 사용되어 왔다.XF-91 Thunderceptor 원형 파이터에 시도된 특이한 해결책은 윙팁에 날개뿌리보다 넓은 화음을 주는 것이었다.날개끝 효율을 높여 날개뿌리를 먼저 멈추게 하자는 생각이었다.

또한 항공기의 공격 센서 각도는 공격 각도가 피치업으로 이어지는 것으로 알려진 자세에 접근하여 조종사에게 경고하기 위해 스틱 셰이커와 같은 장치를 작동시킬 때 탐지할 수 있으며, 조종사를 압도하여 항공기의 코를 더 안전한 공격 각도로 내리게 하는 스틱 푸셔와 같은 장치를 작동시킬 수도 있다.윙팁에 내장된 트위스트나 워셔아웃도 피치를 완화시킬 수 있다.실제로 날개 끝의 공격 각도는 날개 위의 다른 부분보다 작아지는데, 날개 안쪽 부분이 먼저 정지한다는 것을 의미한다.

현대 전투기에서 투구하는 데 흔히 사용되는 해결책은 제어 캐너드(control-canard를 사용하는 것이다.[9]또 다른 현대적 해결책은 슬래트의 사용이다.슬래트가 연장되면 윙 캠버가 증가하고 최대 리프트 계수가 증가한다.[10]

투구 업은 그루먼 X-29에 사용된 것처럼 전방 왁스 날개가 있는 항공기에서도 가능하다.앞쪽으로 pt은 날개로 스팬 슬랙이 배 안에 들어가 날개뿌리가 날개끝 앞에서 멈추게 한다.언뜻 보기에는 이것이 피치다운 문제를 일으킬 것으로 보이지만, 날개의 극한 후방 장착은 뿌리가 리프트를 앞쪽으로, 끝 쪽으로 움직인다는 것을 의미한다.

사브르 춤

스윕 날개가 정지하기 시작하면 가장 바깥쪽 부분이 먼저 정지하는 경향이 있다.이 부분이 압력 중심 뒤에 있기 때문에 전체적인 상승력은 앞으로 이동하며 항공기의 코를 위로 던진다.이로 인해 공격 각도가 높아져 날개가 더 많이 멈추게 되고 이로 인해 문제가 악화된다.조종사가 조종사를 다시 조종하거나 지상에 부딪히기 전에 꺼낼 시간이 부족했기 때문에 낮은 고도에서 치명적인 결과가 나오는 등 조종 능력을 상실하는 경우가 많다.착륙 도중 많은 항공기가 이러한 현상에 의해 유실되었고, 이로 인해 항공기가 활주로로 추락하는 등 화염에 휩싸이기도 했다.

가장 악명 높은 사건 중 하나는 1956년 1월 10일 캘리포니아주 에드워즈 AFB에 비상 착륙을 시도하던 중 F-100C-20-NA Super Sabre 54-1907과 조종사를 잃은 것이다.우연히, 이 특별한 사건은 관련 없는 테스트를 다루기 위해 설치된 카메라에 의해 16mm 필름에 상세하게 기록되었다.조종사는 착륙 기술 불량으로 조종권을 되찾기 위해 필사적으로 싸웠고,[11] 마침내 오른쪽으로 구르고 요를 한 뒤 동체가 비행선으로 약 90도 돌린 채 지면을 타격했다.앤더슨, 1993년[12], F-100은 그 당시 눈에 띄게 저전력 상태였으며, 만약 비행속도가 너무 많이 붕괴되도록 허용된다면 "뒷면" 경향이 매우 뚜렷했다고 말한다.

신형 F-100C는 Lt가 비행했다.바티 R.브룩스는 오클라호마주 마사 출신으로 텍사스 A&M 출신으로 텍사스주 켈리 AFB주 제1708호 페리윙 디파티 12번지의 출신이다.이 항공기는 북미 팜데일 공장에서 캘리포니아주 조지 AFB로 납품되는 3대 중 하나였지만 노즈 기어 피벗 핀이 느슨하게 작동해 바퀴가 무작위로 회전할 수 있게 해 활주로가 더 긴 에드워즈로 방향을 돌렸다.[13]접근 중 높은 각도의 공격에서 전투기는 비행봉투를 초과했고, 너무 멀리 정지 상태에서는 치명적인 결과와 함께 방향제어를 상실했다.이 장면들은 로버트 미첨과 로버트 바그너가 주연한 영화 <헌터스>에, 영화 <X-15>에 배우 찰스 브론슨이 파일럿으로 출연하는 장면에, TV 영화 <붉은 깃발>을 위해 만들어진 장면에 삽입되었다. 비록 헌터스와 레드 플래그에 있는 얼티밋 게임: Ultimate Game으로 추정되는 항공기는 각각 F-86과 F-5E였다.[14]이 사건은 전투기 조종사 노래 'Give Me Operation'(캘리포니아 골드러시 곡 'What Was Your Name in the States?)에서도 기념됐다."):[15]

"원더블오(one-Don-double-oh
우호적이거나 적에 대항하여 싸우다
저 오래된 사브르 춤
바지에 똥을 싸서
원더블오(One-Double-Oh)는 주지 말게."[13][16][17]

참고 항목

참조 및 참고 사항

  1. ^ https://archive.org/details/TheCambridgeAerospaceDictionary/mode/2up/search/cambridge+aerospace+dictionary+gunston?q=cambridge+aerospace+dictionary+gunston[데드링크]
  2. ^ a b Ion Paraschivoiu, "Subsonic Airodynamics", Press inter Polytechnique, 2003, §1.9
  3. ^ 2005년, 케임브리지 대학 출판부, 페이지 179, 페이지 179, "항공기 안정성과 제어"
  4. ^ a b 맬컴 아즈그 & 유진 라라비, 케임브리지 대학 출판부, 2005년, 페이지 177
  5. ^ NACA, 1947년 5월 13일 이스트먼 제이콥스 "테이프 날개, 팁 정지 및 스톨 제어 플랩 테스트의 예비 결과"
  6. ^ Kenneth Spreemann, NASA ™ X-26, 1959, 페이지 5 "날개-기대-비율 변형으로 인한 가능한 제한의 높은 아음속도로 피치업 평가 및 조사를 위한 설계 가이드"[permanent dead link]
  7. ^ Malcolm Abzug & Eugene Larrabee, "항공기 안정성과 제어", 2005년, 페이지 174
  8. ^ 맬컴 아즈그 & 유진 라라비, 케임브리지 대학 출판부, 2005년, 페이지 178
  9. ^ Raymer, Daniel P. (1989), 항공기 설계: 개념적 접근, 섹션 4.5 - 꼬리 기하학 및 배치.미국항공우주연구원, 워싱턴 DC ISBN0-930403-51-7
  10. ^ Clancy, L.J. (1975), Aerodynamics, 섹션 6.9
  11. ^ "Login".
  12. ^ "Archived copy" (PDF). Archived from the original (PDF) on 2013-07-17. Retrieved 2017-11-04.{{cite web}}: CS1 maint: 타이틀로 보관된 사본(링크)
  13. ^ a b 치명적인 사브르 댄스
  14. ^ 사브르 댄스
  15. ^ Ives, Burl, "Burl Ives Song Book", 1953년 11월, 뉴욕주 발란틴 북스 주식회사, 240페이지.
  16. ^ mudcat.org 가사: 미국에서 당신의 이름이 무엇이었습니까?
  17. ^ The Unhymnal - Clemson University 밴드의 비공식 노래집, 1967년경, Clemson University, South Carolina 주, Clemson University 편집.

참고 문헌 목록