정지(유체역학)

유체역학에서 스톨은 공격각이 ^[1]증가함에 따라 포일에 의해 발생하는 리프트 계수의 감소이다.이는 포일의 임계 공격 각도를 초과했을 때 발생합니다.임계 공격 각도는 일반적으로 약 15°이지만 유체, 호일 및 레이놀즈 수에 따라 크게 달라질 수 있습니다.

조종사가 날개의 공격 각도를 증가시키고 임계 공격 각도를 초과함에 따라 고정 날개 비행의 정지 속도는 갑작스러운 상승 감소로 종종 경험된다(이는 수평 비행의 정지 속도 이하로 느려지기 때문일 수 있다).스톨(stall)은 엔진이 작동을 멈추거나 항공기가 움직임을 멈춘 것을 의미하지 않으며, 그 효과는 동력 공급되지 않은 글라이더 항공기에서도 동일하다.항공기 내 벡터드 추력은 날개 리프트를 엔진이나 프로펠러 추력으로 대체함으로써 고도를 유지하거나 날개를 정지시킨 상태에서 비행을 제어하기 위해 사용된다.^[2][3]

스톨은 항공과 관련하여 가장 일반적으로 논의되기 때문에, 본 기사에서는 스톨이 주로 항공기, 특히 고정익 항공기와 관련된 스톨에 대해 논의한다.여기서 설명하는 스톨의 원리는 다른 유체에서의 포일로도 해석됩니다.

형식적 정의

스톨은 공기역학 및 항공학에서 공격 각도가 일정 지점 이상으로 증가하면 상승이 감소하기 시작하는 조건입니다.이러한 현상이 발생하는 각도를 임계 공격 각도라고 합니다.이 각도는 날개 날개 단면 또는 프로필, 평면 형태, 종횡비 및 기타 요인에 따라 달라지지만, 대부분의 아음속 날개에서 유입되는 바람(상대 바람)에 대해 일반적으로 8도에서 20도 범위이다.임계 공격 각도는 최대 리프트 계수가 ^[4]발생하는 리프트 계수 대 공격 각도(Cl~alpha) 곡선에 대한 공격 각도이다.

지연은 흐름 분리에 의해 발생하며, 이는 상승 압력에 역행하는 공기에 의해 발생합니다.Whitford는^[5] 세 가지 유형의 스톨을 설명합니다: 후행 에지, 선행 에지, 얇은 에어로 오일. 각각 Cl~alpha 특징이 있습니다.후행 에지 스톨의 경우 날개 후행 에지 부근의 작은 공격 각도에서 분리가 시작되고 날개 위의 나머지 흐름은 부착된 상태로 유지됩니다.공격 각도가 높아지면 흐름 분리가 진행됨에 따라 날개 상단의 분리된 영역은 크기가 커져 날개의 양력을 발생시키는 데 방해가 된다.이는 리프트가 최대값에 근접할 때 Cl-alpha 곡선의 리프트 기울기가 감소하는 것으로 나타난다.분리된 흐름은 보통 ^[6]버핏을 일으킨다.임계 공격 각도를 벗어나면 분리된 흐름이 너무 우세하여 공격 각도가 증가하면 리프트가 피크 값에서 떨어집니다.

피스톤 구동 및 초기 제트 운송은 스톨 전 뷔페 경고와 함께 스톨 동작이 매우 좋았으며, 무시될 경우 자연스러운 회복을 위해 직립 노즈 드롭이 가능했습니다.터보프롭 엔진의 도입으로 인해 윙 개발이 허용 불가능한 실속 행동을 야기했습니다.하이 리프트 날개에 대한 최첨단 개발과 차세대 제트 수송기에 후부 장착 엔진과 하이 세트 테일플레인 도입도 용납할 수 없는 실속 행동을 야기했다.1965년에 잠재적으로 위험한 사건인 실속 속도를 무심코 달성할 확률은 100,000회 ^[7]비행마다 약 한 번씩 계산되었으며, 스틱 셰이커와 같은 경고 장치 및 스틱 ^[8]푸셔와 같은 적절한 하향 피치를 자동으로 제공하는 장치의 개발 비용을 정당화할 수 있을 정도로 충분했다.

날개의 평균 공격 각도가 스톨을 벗어나면 정지된 날개의 자동 회전인 스핀이 발생할 수 있습니다.회전은 균형 비행에서 롤링, 요 및 피치로 출발합니다.예를 들어 롤은 정지하지 않은 날개로 자연스럽게 감쇠되지만 날개가 정지하면 감쇠모멘트를 추진모멘트로 ^[9][10]치환한다.

공격 각도에 따른 리프트의 변화

그래프는 임계 공격 각도에 도달하면 가장 많은 양의 리프트가 발생한다는 것을 보여준다(20세기 초 항공은 "버블 포인트"라고 불렸다).이 경우 이 각도는 17.5도이지만 날개마다 다릅니다.특히 공기역학적으로 두꺼운 에어포일(현재의 두께 대비 약 10%)의 경우 임계각은 같은 캠버의 얇은 에어포일보다 높다.대칭형 에어포일은 임계 각도가 낮습니다(그러나 역방향 비행에서도 효율적으로 작동합니다).그래프는 공격 각도가 임계 각도를 초과하면 에어포일에 의해 발생하는 양력이 감소함을 보여준다.

이러한 종류의 그래프에 있는 정보는 풍동 내 날개 모형을 사용하여 수집됩니다.일반적으로 항공기 모델이 실물 크기 기계보다 사용되기 때문에 데이터가 자유 비행과 동일한 레이놀즈 번호 체계(또는 스케일 속도)에서 취해지도록 각별히 주의해야 한다.높은 공격 각도에서 상단 날개 표면으로부터의 흐름 분리는 낮은 레이놀즈 수에서 실제 항공기의 높은 레이놀즈 수에서와 상당히 다르다.특히 레이놀즈 수치가 높을 경우 관성력이 공기역학적 스톨을 일으키는 점성력에 대해 지배적이기 때문에 흐름이 에어포일에 더 오래 부착되는 경향이 있습니다.이러한 이유로 풍동 결과는 실제 상대물의 저속 및 소규모 모델에서 종종 공기역학적 스톨 ^[11]공격 각도를 과대평가하는 경향이 있다.고압 풍동도 이 문제에 대한 하나의 해결책이다.

일반적으로 임계각도 이상의 공격각도에서 항공기를 안정적으로 운용하는 것은 임계각도를 초과한 후 날개로부터의 리프트 손실이 항공기의 기수를 떨어뜨려 다시 공격각을 감소시키기 때문에 불가능하다.조종 입력과 무관하게 이 노즈 드롭은 조종사가 실제로 ^[12][13]항공기를 정지시켰음을 나타냅니다.

이 그래프는 정지 각도를 나타내지만, 실제로는 대부분의 파일럿 운영 핸드북(POH) 또는 일반 비행 매뉴얼이 정지 속도를 기술하고 있다.이는 모든 항공기에 속도 표시기가 장착되어 있지만 공격 각도 표시기가 있는 항공기는 적기 때문이다.항공기의 정지 속도는 다양한 무게와 플랩 위치에 대해 제조사에 의해 발표되지만(그리고 비행 시험에 의한 인증에 필요하지만), 정지 각도는 발표되지 않는다.

속도가 감소함에 따라 임계 각도에 도달할 때까지 양력을 일정하게 유지하기 위해 공격 각도가 증가해야 합니다.이 각도에 도달하는 비행 속도는 특정 구성에서 항공기의 (1g, 가속되지 않은) 정지 속도이다.플랩/슬랫을 전개하면 스톨 속도가 감소하여 항공기가 더 낮은 속도로 이착륙할 수 있습니다.

공기역학적 설명

고정익 항공기

고정익 항공기는 임의의 피치 자세나 뱅크 각도 또는 임의의 공기 속도로 정지시킬 수 있지만, 일반적으로 안전한 고도에서 속도를 가속되지 않은 정지 속도로 감소시킴으로써 의도적인 정지 동작을 한다.비가속(1g) 정지 속도는 고정익 항공기에 따라 다르며, 속도 표시기의 색상 코드로 표시됩니다.비행기가 이 속도로 비행할 때, 공격 각도는 (위에서 설명한 정지 각도에 해당하는) 고도 손실이나 비행 속도 증가를 방지하기 위해 증가해야 합니다.조종사는 비행 제어가 덜 반응하고 날개에서 분리된 난기류가 비행기의 꼬리 부분에 부딪치면서 약간의 버핏 소리가 나는 것을 알아차릴 것이다.

대부분의 경비행기에서는 스톨에 도달하면 항공기가 하강하기 시작하고(날개가 더 이상 항공기 무게를 지탱할 수 있는 충분한 양력을 생성하지 못하기 때문에) 기수는 하강한다.스톨로부터의 회복은 날개 위의 원활한 공기 흐름이 회복될 때까지 공격 각도를 줄이고 공기 속도를 높이기 위해 항공기 기수를 낮추는 것을 포함한다.복구가 ^[14]완료되면 일반 비행을 재개할 수 있습니다.이 기동은 일반적으로 상당히 안전하며, 올바르게 취급할 경우 고도에서 약간의 손실(20~30m/50-100ft)만 초래한다.조종사들이 항공기를 ^[15]인식, 회피 및 정지상태에서 회복할 수 있도록 교육 및 실천된다.조종사는 미국에서 ^[16]인증을 위해 정지하는 동안 및 정지 후에 항공기 제어 능력을 입증해야 하며, 이는 조종사가 낯선 항공기 유형의 취급을 이해할 때 일상적으로 수행하는 기동이다.스톨의 유일한 위험한 점은 회복할 수 있는 고도가 부족하다는 것이다.

항공기가 요 축을 중심으로 회전하는 특별한 형태의 비대칭 스톨을 스핀이라고 합니다.항공기가 정지하고 비대칭 ^[17]요잉 모멘트가 적용되면 스핀이 발생할 수 있다.이 요잉 모멘트는 공기역학적(사이드 슬립 각도, 방향타, 보조기로부터의 역방향 요), 추력 관련(p-계수, 다중 엔진 비중심 추력 항공기에서는 엔진 하나가 작동하지 않음), 또는 심각한 난기류와 같이 발생 가능성이 낮은 선원에서 발생할 수 있다.순효과는 한쪽 날개가 다른 쪽 날개보다 먼저 정지하고 항공기가 회전하는 동안 빠르게 하강하는 것이며, 일부 항공기는 정확한 조종사 제어 입력(요를 중지해야 함)과 ^[18]적재 없이 이 상태에서 회복할 수 없다.탄도 낙하산 복구 시스템에 의해 어려운(또는 불가능한) 스톨 스핀 복구 문제에 대한 새로운 해결책이 제공됩니다.

가장 일반적인 스톨 스핀 시나리오는 이륙 시(이탈 스톨)와 착륙 시(베이스에서 최종 턴까지)에 발생하는데, 이는 이러한 기동 중에 충분한 대기 속도로 인해 발생한다.또한 조종사가 저속 ^[19]저전력 설정에서 고출력 설정으로 전환하여 발생하는 트림을 벗어난 상황에 적절하게 대응하지 않는 경우에도 정지 상태가 발생합니다.날개 표면이 얼음이나 서리로 오염되어 표면이 거칠어지고 얼음 축적으로 인해 기체가 무거워지면 스톨 속도가 증가한다.

정지상태는 느린 비행 속도뿐만 아니라 날개가 임계 공격 각도를 초과할 때 발생하는 속도입니다.제어 칼럼을 뒤로 이동시켜 1g에서 공격 각도를 증가시키려 하면 항공기가 일반적으로 상승한다.그러나 항공기는 종종 급선회나 급강하 시 등 g-힘이 더 높아진다.이러한 경우, 날개는 이미 원하는 방향으로 가속하는 데 필요한 힘(양력에서 파생된 힘)을 생성하기 위해 더 높은 공격 각도로 작동하고 있습니다.항공기가 고속으로 ^[20]비행하더라도 제어장치를 다시 당겨 g 하중을 더 증가시키면 정지 각도가 초과될 수 있다.이러한 "고속 스톨"은 1g 스톨과 같은 뷔페 특성을 보이며 요잉이 있는 경우에도 스핀을 시작할 수 있습니다.

특성.

항공기 유형에 따라 지연 특성이 다르지만 특정 내공성 권한을 충족할 수 있을 정도로만 충분하면 된다.예를 들어, Short Belfast 중형 화물선은 영국 공군이 수용할 수 있는 한계 노즈 드롭이 있었다.항공기가 민간 사업자에게 팔렸을 때,^[21] 그들은 민사 요건을 충족시키기 위해 스틱 푸셔를 장착해야 했다.일부 항공기는 요구되는 수준을 훨씬 넘어서는 매우 좋은 행동을 자연스럽게 보일 수 있다.예를 들어, 1세대 제트 수송기는 ^[22]노점에서 깨끗한 콧물을 떨어뜨리는 것으로 묘사되어 왔다.한 날개의 리프트 손실은 스톨 복구 중 또는 회전 비행 중 롤이 약 20도를 초과하지 않는 한 허용된다.^[23]노즈 드롭과 윙 드롭이 뒤따르는 스톨 전 경고가 자연적으로 존재하지 않거나 내공 당국이 허용할 수 없을 정도로 한계로 간주하는 경우, 스틱 셰이커 및 푸셔와 같은 기체를 개조하거나 장치를 사용하여 스톨 동작을 충분히 개선해야 합니다.이러한 내용은 "경고 및 안전 장치"에 설명되어 있습니다.

정지 속도

스톨은 ^[24]비행속도가 아닌 공격각도에 따라 달라집니다.그러나 항공기가 느리게 비행할수록 항공기 ^[25]무게와 동일한 양력을 발생시키기 위해 더 큰 공격 각도가 필요하다.속도가 더 떨어지면 어느 시점에서 이 각도는 임계(스톨) 공격 각도와 같아집니다.이 속도를 "스톨 속도"라고 합니다.정지 속도로 비행하는 항공기는 상승할 수 없고 정지 속도 이하로 비행하는 항공기는 하강하는 것을 멈출 수 없다.먼저 공기 속도를 올리지 않고 공격 각도를 높임으로써 이를 수행하려고 하면 정지 상태가 됩니다.

실제 정지 속도는 비행기의 무게, 고도, 구성, 수직 및 횡방향 가속도에 따라 달라집니다.프로펠러 슬립스트림은 날개 위의 흐름에 전원을 공급하여 스톨 속도를 낮춥니다.(날개의 일부에 걸쳐 기속을 증가시켜 상승력을 증가시키기도 합니다.^{[26]: 61}

속도 정의는 다음과 같이 다양합니다.

• 스톨_S 속도: 비행기가 ^{[26]: 8} 스톨을 정의하는 것으로 받아들여지는 특성을 나타내는 속도.
• V_S0: 착륙 ^[27]구성의 정지 속도 또는 최소 정상 비행 속도.가장 확장된 착륙 플랩 ^{[26]: 8} 설정에서 제로 스톨 속도.
• V_S1: 지정된 ^[27]구성에서 얻은 정지 속도 또는 최소 정상 비행 속도.지정된 플랩 ^{[26]: 8} 설정에서 제로 스러스트 스톨 속도입니다.

비행 테스트를 위해 속도 표시기는 다음과 같은 표시를 할 수 있습니다. 흰색 호의 하단은 최대 무게에서 V를_S0 나타내고 녹색 호의 하단은 최대 무게에서_S1 V를 나타냅니다.항공기의 V 속도는 설계에_S 의해 계산되지만 V 및_S0 V_S1 속도는 비행 시험을 통해 ^[28]경험적으로 입증되어야 한다.

가속 및 선회 비행 중

위의 V 값으로_S 지정된 정상 정지 속도는 항상 직선 및 수평 비행을 가리키며, 여기서 하중 계수는 1g과 동일합니다.그러나 항공기가 급강하 시 수직 또는 횡방향 가속을 제공하기 위해 추가 리프트가 필요하며, 따라서 정지 속도가 더 높아진다.가속 스톨은 이러한 ^[29]조건에서 발생하는 스톨입니다.

뱅크 선회 시 필요한 리프트는 항공기 중량 + ^[30][31]선회 수행에 필요한 구심력을 제공하기 위한 추가 리프트와 같다.

${\displaystyle L=nW}$

여기서:

${\displaystyle L}${\$displaystyle$ L$}$ =$$ 리프트

${\displaystyle n}${\$displaystyle$ n$}$ =$$ 부하 계수(1번보다 높음)

$(\displaystyle$ W$)$ =$$ 항공기 중량

추가 양력을 얻기 위해, 양력 계수 및 공격 각도는 같은 속도에서 직진 및 수평 비행 시보다 높아야 합니다.따라서 스톨은 항상 동일한 임계 공격 ^[32]각도에서 발생하므로 부하 계수를 증가시킴으로써(예를 들어 턴을 조임으로써) 임계 각도는 더 높은 공기 ^{[30][33][34][35]}속도에서 도달하게 됩니다.

${\displaystyle V_{\text{st}}=V_{\text{s}}{\sqrt {n}}}$

여기서:

${\displaystyle {\text{V}}_{}}$st \ $displaystyle V_{\text{st}}$ =$$ 정지 속도

${\displaystyle V_{}}$ s$${\$displaystyle V_{\text{s}}}$ =$$ 직선 수평 비행 시 항공기의 정지 속도

${\displaystyle n}${\$displaystyle$ n$}$ =$$ 부하 계수

다음 표는 뱅크 각도와 부하 인자의 제곱근 사이의 관계에 대한 몇 가지 예를 보여줍니다.$이{\displaystyle }$ 값은 L$({displaystyle$L$$})과$$W({$displaystyle$ $W{\displaystyle }$$\})$ 사이의 삼각 관계(secant)에서 파생됩니다.

뱅크 각도	${\displaystyle {n}}$
30°	1.07
45°	1.19
60°	1.41

예를 들어 뱅크 각도가 45°인 경우V가_st V보다_s 19% 높습니다.

미국 연방항공청(FAA) 용어에 따르면, 위의 예는 소위 선회 비행 스톨을 나타내는 반면, 가속된 용어는 가속 선회 스톨, 즉 기체가 특정 ^[36]속도로 감소하는 선회 비행 스톨을 나타내는 데만 사용됩니다.

가속 스톨은 엔진 토크에 반응하여 롤링하는 경향이 있는 강력한 프로펠러 항공기에서도 위험합니다.이러한 항공기가 직진 및 수평 비행에서 정지 속도에 근접하여 비행할 경우, 갑자기 최대 동력을 적용하면 항공기가 롤링하여 회전 비행에서 가속 정지 상태를 유도하는 동일한 공기역학적 조건이 형성될 수 있다.이러한 롤링 경향을 보이는 항공기는 미쓰비시 MU-2로, 이 항공기의 조종사는 저고도 저공에서의 급작스럽고 급격한 출력 증가를 피하도록 훈련되어 있다.이 조건에서의 가속 스톨은 안전하게 ^[37]회복하기 매우 어렵다.

저고도 선회 비행 스톨과 관련된 항공 사고의 주목할 만한 예는 1994년 페어차일드 공군기지 B-52 추락이다.

종류들

다이내믹 스톨

동적 스톨은 비선형의 불안정한 공기역학적 효과로, 에어포일이 공격 각도를 급격하게 변화시킬 때 발생합니다.급격한 변화로 인해 에어로포일의 앞쪽 가장자리에서 강한 소용돌이가 떨어져 ^[38][39]날개 위로 역진할 수 있습니다.고속 기류를 포함하는 소용돌이는 날개에 의해 생성되는 양력을 일시적으로 증가시킨다.그러나 후미진 가장자리를 통과하자마자 양력이 급격히 감소하여 날개가 정상 ^[40]정지 상태에 있습니다.

동적 정지(dynamic stall)는 풍력 ^[41]터빈에서도 발생하지만 헬리콥터 및 날개 펄럭임과 가장 관련이 있는 효과이며, 돌풍 기류에 의해 발생한다.전진 비행 중 헬리콥터 블레이드의 일부 영역은 (날개가 움직이는 방향과 비교하여) 역류하는 흐름이 발생할 수 있으며, 따라서 빠르게 변화하는 공격 각도를 포함합니다.범블비와 같은 곤충의 날개와 같은 진동(날갯짓)은 진동 속도가 비행 속도에 비해 빠르고 날개 각도가 공기 흐름 ^[40]방향에 비해 빠르게 변화한다면 리프트 생성을 위해 거의 전적으로 동적 정지 상태에 의존할 수 있습니다.

스톨 지연은 높은 공격각도와 3차원 흐름에 노출되는 에어포일에서 발생할 수 있습니다.에어포일에 대한 공격 각도가 급격히 증가하면 흐름은 안정상태에서 달성할 수 있는 것보다 훨씬 높은 공격 각도로 에어포일에 실질적으로 부착된 상태로 유지됩니다.그 결과, 스톨이 순간적으로 지연되어 정상 최대치보다 크게 높은 리프트 계수를 얻을 수 있다.그 효과는 ^[42]프로펠러에서 처음 나타났다.

딥 스톨

딥 스톨(또는 슈퍼 스톨)은 특정 항공기 설계에 영향을 미치는 위험한 유형의 스톨이며, 특히 T자형 구성과 후면에 장착된 ^[43]엔진을 갖춘 제트 항공기이다.이러한 설계에서 정지된 주익의 난기류인 나셀 주탑의 깨짐과 동체로부터의^[44] 깨짐은 수평 안정기를 "블랭킷"하여 엘리베이터를 비효율적으로 만들고 항공기가 스톨에서 회복하는 것을 방해한다.Taylor는^[45] 제트 항공기와는 달리 T-tail 프로펠러 항공기는 일반적으로 스톨 비행 테스트 중에 스톨-복구 시스템이 필요하지 않다고 말한다.또한 ^[46]문제에 실질적으로 기여할 수 있는 후방 장착형 나셀도 없다.A400M에는 딥 ^[47]스톨 시 일부 비행 테스트를 위해 수직 테일 부스터가 장착되었습니다.

Trubshaw는^[48] 깊은 스톨이 날개에 의해 피치 제어 효과가 떨어지고 $나셀$이 깨어나는 그러한 $공격$ $각도$에 침투하는 것으로 광범위하게 정의한다$.$그는 또한 깊은 스톨과 회복이 불가능한 록인 상태를 연관짓는 정의를 제시합니다.이는 피칭 모멘트가 없는 특정 항공기 구성(예: 트림 포인트)에 대해$$α(\$textstyle \alpha$의 단일 값입니다.

위에서 정의한 딥 스톨 범위와 잠긴 트림 지점 모두에 대한 일반적인 값은 Schaufele에 ^[49]의해 Douglas DC-9 시리즈 10에 대해 제공됩니다.이러한 값은 초기 설계에 대한 풍동 테스트에서 얻은 것입니다.최종 설계에는 트림 지점이 잠겨 있지 않았기 때문에 인증 규칙을 충족하기 위해 필요한 딥 스톨 영역에서 복구할 수 있었습니다."g break"(수직 하중^[47] 계수의 감소)에서 시작하는 정상 스톨은 α $=$ ${18}^{}$µ(\$textstyle \alpha$=$18^{\time$이었고, 딥 스톨은 약 30°에서 시작되었으며, 잠긴 상태로 복구 불가능한 트림 포인트는 47°였다.

딥 스톨 록인 조건의 $매우$ 높은$α(\textstyle$ \alpha$)$는 정상 스톨을 훨씬 초과하여 발생하지만 항공기가 정상 스톨을 넘어 불안정하고 이를 체포하기 위한 즉각적인 조치가 필요하기 때문에 매우 빠르게 도달할 수 있다.리프트 상실은 높은 싱크 속도를 유발하며, 이는 정상적인 스톨에서의 느린 전진 속도와 함께 항공기의 ^[50]회전이 거의 또는 전혀 없는 $높은$α(\$textstyle \alpha)$를 제공한다.BAC 1-11 G-ASHG는 잠긴 딥 스톨 상태를 방지하기 위해 유형이 변경되기 전 스톨 비행 시험 중 분당 10,000피트(50m/s) 이상으로 하강하여 최초 ^[50]충격 후 불과 70피트(20m) 전방으로 이동하는 평평한 자세로 지면에 충돌했다.윙 웨이크가 어떻게 꼬리를 덮는지 보여주는 스케치는 깊은 스톨이 높은 차체 각도를 필요로 한다는 것을 암시하는 경우 오해를 일으킬 수 있습니다.Taylor와^[51] Ray는 매우 높은 음의 비행 경로 각도와 함께 딥 스톨의 항공기 자세가 정상 스톨 시보다 더 낮다는 것을 보여준다.

딥 스톨(deep stall)과 유사한 효과는 이 용어가 만들어지기 전에 일부 항공기 설계에서 발생하는 것으로 알려져 왔다.1953년 6월 11일 글로스터 재블린의 시제품(시리얼 WD808)이 "잠긴"^[52] 노점 사고로 분실되었다.그러나^[53] Waterton은 트리밍 테일플레인이 잘못된 복구 방법인 것으로 밝혀졌다고 말한다.새 ^[53]날개를 평가하기 위해 저속 핸들링 테스트가 수행되고 있었다.Handley Page Victor XL159는 1962년 ^[54]3월 23일 "안정된 노점"에 분실되었다.그것은 정지 접근, 착륙 구성, C of G aft의 테스트로 고정된 드롭 전단을 제거해 왔다.브레이크 낙하산은 후방 승무원들의 ^[55]탈출을 방해했을 수 있기 때문에 흘러내리지 않았다.

딥 스톨이라는 이름은 1963년 10월 22일 BAC 1-11 G-ASHG의 시제품 추락으로 ^[56]승무원이 사망한 이후 널리 사용되었다.이로 인해 조종사에게 임박한 실속을 명확하게 경고하기 위해 스틱 셰이커(아래 참조)를 설치하는 등 항공기가 변경되었다.스틱 셰이커는 이제 상용 여객기의 표준 부품이다.그럼에도 불구하고, 그 문제 사고를 일으킬 36월 1966년에 호커 시들리 트라이던트(G-ARPY), 깊은 실속을 잃었다;[57] 깊은 칸 또 다른 트라이던트(영국 유럽 항공 비행 548년 G-ARPI)사고 승무원들이 조건 모르는 –은"Staines 재해"– 18일 1972년 6월에 알려지고 h.의 원인 의혹을 받고 있는 계속해서광고스톨 리커버리 ^[58]시스템을 무효로 했습니다.1980년 4월 3일, 캐나데어 챌린저 비즈니스 제트기의 시제품이 17,000피트 상공에서 깊은 스톨에 진입한 후 두 엔진이 모두 꺼진 후 추락했다.안티스핀 낙하산을 펼친 후 깊은 스톨로부터 회복되었지만, 낙하산을 투척하거나 엔진을 재점등하지 못하고 추락했습니다.시험 조종사 중 한 명은 제 시간에 비행기에서 탈출하지 못하고 사망했다.^[59]1993년 7월 26일, Canadair CRJ-100이 깊은 ^[60]실속 때문에 비행 시험 중에 분실되었다.보잉 727기가 비행 테스트에서 깊은 좌판에 진입했다고 보고되었지만 조종사는 마침내 기수가 떨어지고 정상적인 조종 반응이 ^[61]회복될 때까지 비행기를 점점 더 높은 각도로 흔들 수 있었다.1974년 12월 1일에 발생한 727건의 사고도 깊은 ^[62]실속 때문인 것으로 추정되고 있다.2005년 웨스트 캐리비안 항공 708편 추락 사고도 깊은 실속 때문이었습니다.

항공기가 충분히 ^[63]빠르게 하강할 경우, 분명히 정상적인 피치 자세에서 깊은 스톨이 발생할 수 있다.기류가 아래에서 유입되기 때문에 공격 각도가 높아집니다.에어프랑스 447편 추락의 원인에 대한 초기 추측은 35° 이상의 공격 각도에서 거의 평탄한 자세(15°)로 하강했기 때문에 회복 불가능한 깊은 실속을 탓했다.하지만, 그것은 ^[64]실제로 항공기에 일어나고 있는 모든 혼란 속에서 기수를 들어준 조종사에 의해 정지된 활공으로 유지되었다.

캐나드형 항공기도 심각한 좌초 위험에 처할 수 있다.두 대의 벨로시티 항공기가 깊은 ^[65]좌판에 갇혀 추락했다.테스트 결과 선외기에 첨단 커프가 추가되어 항공기가 깊은 정지 상태에 빠지는 것을 방지한 것으로 밝혀졌다.또 다른 카나드 구성 항공기인 Piper Advanced Technologies PAT-1, N15PT도 깊은 ^[66]실속 사고로 추락했다.NASA 랭글리 연구센터에서 풍동실험을 한 결과 깊은 ^[67]좌판에 취약한 것으로 나타났다.

1980년대 초, 슈와이저 SGS 1-36 범선은 NASA의 통제된 딥스톨 비행 프로그램을 ^[68]위해 개조되었다.

팁 스톨

날개 스윕과 테이퍼는 날개 끝의 뿌리보다 먼저 멈춥니다.동체를 따라 쓸린 날개의 위치는 항공기 무게 중심(c.g.)의 훨씬 전방(c.g.)인 날개 뿌리로부터의 리프트가 c.g.^[69]의 훨씬 후방인 날개 끝에 의해 균형을 이루어야 한다.팁이 먼저 멈추면 항공기의 균형이 깨져 위험한 노즈 피치가 올라갑니다.스윕 윙은 팁이 너무 일찍 정지하여 피치업을 방지하는 기능을 포함해야 합니다.

스윕 윙은 내측 윙보다 외측 패널에 더 높은 리프트 계수를 가지므로 먼저 최대 리프트 능력에 도달하고 먼저 멈춥니다.이는 날개 ^[70]쓸림/테이퍼링과 관련된 다운워시 패턴에 의해 발생합니다.팁 스톨을 지연시키기 위해 선외기에 공격 각도를 줄이기 위한 세척이 제공됩니다.또한 루트는 선단부 및 날개 부분을 사용하여 수정하여 선단부보다 먼저 정지되도록 할 수 있습니다.그러나 발생을 지연시키는 것 이상으로 취할 경우, 선내에서 초기 분리가 발생함에도 불구하고 팁이 내부 날개 전에 완전히 정지될 수 있다.이로 인해 정지 후 피치업이 발생하고 슈퍼 스톨 특성이 ^[71]있는 항공기에서 슈퍼 스톨로 진입한다.경계층의 스팬와이즈 흐름은 스윕 날개에도 존재하며 팁 스톨을 일으킵니다.펜스, 노치, 톱니 또는 ^[72]볼텍스 발생기 세트와 같은 첨단 장치를 사용하여 선외기에 흐르는 경계층 공기의 양을 줄일 수 있습니다.

경고 및 안전 장치

고정익 항공기는 정지를 방지 또는 연기하거나, 정지를 덜 심각하게(또는 더 심한 경우) 하거나, 복구를 더 쉽게 하기 위한 장치를 장착할 수 있다.

• 날개 선단 부근의 선단이 아래쪽으로 꼬이면서 공기역학적 트위스트를 날개에 도입할 수 있다.이것은 워시아웃이라고 불리며 날개뿌리가 날개끝보다 먼저 멈추도록 합니다.이렇게 하면 스톨이 부드럽고 진행됩니다.에어릴론이 있는 윙 선단에서는 스톨이 지연되므로 스톨 시작 시 롤 제어가 유지됩니다.
• 스톨 스트립은 날개의 앞 가장자리에 부착하면 날개의 다른 위치보다 먼저 스톨이 시작하도록 유도하는 작고 날카로운 장치입니다.날개 루트에 가깝게 부착하면 스톨이 완만하고 진행되도록 하며, 날개 끝 근처에 부착하면 스톨 시 항공기가 날개를 떨어뜨리도록 유도합니다.
• 스톨 펜스는 날개를^[73] 따라 진행 중인 분리된 흐름을 멈추기 위한 현 방향의 평평한 플레이트입니다.
• 보텍스 발생기, 경계층을 지나 자유류로 돌출된 날개 끝 부근에 배치된 금속 또는 플라스틱의 작은 조각입니다.이름에서 알 수 있듯이 자유류 흐름과 경계층 흐름을 혼합하여 경계층을 활성화하고 그로 인해 소용돌이를 생성함으로써 경계층 내의 운동량을 증가시킨다.경계층의 운동량을 증가시킴으로써 기류 분리 및 그에 따른 스톨을 지연시킬 수 있다.
• 미끄럼 방지 스트레이크는 날개 윗면에 소용돌이를 발생시켜 스톨을 연기하는 선행 에지 익스텐션입니다.
• 스틱 푸셔는 조종사가 항공기를 지연시키는 것을 방지하는 기계 장치이다.스톨에 가까워질수록 엘리베이터 제어장치를 전진시켜 공격각도를 감소시킨다.일반적으로 스틱 푸셔는 스톨 식별 장치 또는 스톨 식별 ^[74]시스템으로 알려져 있습니다.
• 스틱 셰이커는 조종사의 조종 장치를 흔들어 스톨의 시작을 경고하는 기계 장치입니다.
• 스톨 경고는 스톨 속도에 가까워질 때 경고음이 울리는 전자 또는 기계 장치입니다.대부분의 항공기는 조종사에게 임박한 정지를 경고하는 어떤 형태의 장치를 포함하고 있다.이러한 가장 간단한 장치는 정지 경고 경음기로, 압력 센서 또는 스위치를 작동시키고 반응하여 음향 경고를 생성하는 가동 금속 탭으로 구성됩니다.
• 경비행기용 공격각도 표시기, "AlphaSystems"AOA"와 거의 동일한 "리프트 예비 표시기"는 모두 순간적이고 연속적인 판독에서 정지 및/또는 공격 각도 이상의 여유도를 표시하는 압력 차동 장치이다.General Technics CYA-100은 자기 결합 베인을 통해 진정한 공격 각도를 표시합니다.AOA 표시기는 항공기에 작용하는 많은 변수에 관계없이 저속 엔벨로프 전체에 걸쳐 가용 리프트의 양을 시각적으로 보여준다.이 표시기는 속도, 공격 각도 및 바람 조건의 변화에 즉시 반응하며 항공기 무게, 고도 및 온도를 자동으로 보정합니다.
• 공격 각도 제한 장치 또는 "알파 제한 장치"는 조종사의 입력이 비행기가 정지 각도로 상승하는 것을 자동으로 방지하는 비행 컴퓨터입니다.일부 알파 리미터는 파일럿에 의해 비활성화될 수 있습니다.

정지 경고 시스템은 종종 다양한 센서와 전용 공격 각도 센서를 포함하는 시스템으로부터의 입력을 수반합니다.

정지 및 공격 각도(AOA) 프로브가 막히거나 손상되거나 작동하지 않으면 정지 경고를 신뢰할 수 없으며 스틱 푸셔, 과속 경고, 자동 조종 및 요 댐퍼가 ^[75]오작동할 수 있습니다.

후미 꼬리가 아닌 전방 캐나드를 피치 제어에 사용하는 경우 캐나드는 날개보다 약간 더 큰 공격 각도로 기류를 충족하도록 설계되었습니다.따라서 항공기 피치가 비정상적으로 증가하면 보통 카나드가 먼저 멈춰서 노즈(nose)가 떨어지게 되고 따라서 날개가 임계 AOA에 도달하는 것을 방해한다.따라서 메인 윙의 실속 위험이 크게 감소합니다.그러나 주 날개가 정지하면 카나드가 더 깊이 정체되고 공격 각도가 ^[76]급격히 높아져 복구가 어려워진다.

후미 꼬리를 사용하는 경우 날개는 꼬리보다 먼저 정지하도록 설계됩니다.이 경우, 날개는 더 높은 리프트 계수(스톨에 더 가까운 거리)로 비행하여 더 많은 전체적인 리프트를 생성할 수 있다.

대부분의 군용 전투기는 조종사의 장비 중 공격각도가 있어 조종사가 정지 지점에 얼마나 근접했는지 정확하게 알 수 있다.최신 여객기 계기는 또한 공격 각도를 측정할 수 있지만, 이러한 정보는 조종사의 디스플레이에 직접 표시되지 않고 정지 경고등을 구동하거나 비행 컴퓨터에 성능 정보를 제공할 수 있다(플라이 바이 와이어 시스템의 경우).

스톨을 넘어 비행

날개가 정지함에 따라 보조기 효과가 저하되어 평면을 제어하기 어려워지고 회전 위험이 높아진다.정지 후 정지각(양력 계수가 가장 큰 곳)을 초과하는 안정적인 비행은 리프트를 대체할 엔진 추력을 필요로 하며 보조기(Aileron)의 효과 상실을 대체할 대체 제어 장치도 필요하다.고출력 항공기의 경우, 정지 각도를 초과하는 리프트의 손실(및 항력 증가)은 통제력을 유지하는 것보다 문제가 덜하다.일부 항공기는 정지 후 회전(예: F-4) 또는 플랫 스핀 진입(예: F-14)에 노출될 수 있다.정지 이상의 제어는 반응 제어 시스템(예: NF-104A), 벡터 추력 및 롤링 스태빌레이터(또는 테일론)에 의해 제공될 수 있다.F-22 랩터 같은 군 전투기는 매우 높은 각도로 비행함으로써 향상된 기동력을 전술적으로 유리하게 만들 수 있다.90~120°(예: 푸가초프의 코브라)의 단기 좌판은 에어쇼에서 ^[77]공연되기도 한다.지금까지 증명된 지속 비행 중 가장 높은 공격 각도는 드라이든 비행 ^[78]연구 센터의 X-31에서 70°였다.지속적 포스트스톨 비행은 일종의 초인적 비행이다.

스포일러

비행 훈련, 비행기 시험, 곡예비행을 제외하고, 스톨은 보통 바람직하지 않은 사건이다.그러나 스포일러(때로는 리프트 덤퍼라고도 함)는 항공기가 발생하는 양력을 줄이고 항력을 증가시키며 항공기가 속도를 ^[79]내지 않고 더 빠르게 하강할 수 있도록 하기 위해 항공기의 날개 부분에 세심하게 제어된 흐름 분리를 만들기 위해 의도적으로 배치되는 장치이다.또한 스포일러가 비대칭으로 전개되어(한 쪽 날개만 해당) 롤링 컨트롤을 강화합니다.스포일러는 또한 정지된 이륙과 착륙 시 주 바퀴 접촉 후에 더 나은 제동 작용을 위해 바퀴에 대한 항공기 무게를 증가시키기 위해 사용할 수 있다.

추진력을 높이거나 낮추어 강하를 제어할 수 있는 동력 비행기와 달리 글라이더는 강하 속도를 높이기 위해 항력을 높여야 한다.고성능 글라이더에서는 스포일러 전개가 착륙 접근을 제어하는 데 광범위하게 사용됩니다.

스포일러는 스포일러가 있는 날개의 리프트를 감소시키기 때문에 "리프트 리듀서"라고도 할 수 있습니다.예를 들어, 명령되지 않은 왼쪽으로의 롤링은 오른쪽 날개 스포일러(또는 대형 여객기 날개에 있는 스포일러 중 일부만)를 들어 올리면 되돌릴 수 있습니다.이는 떨어지는 날개의 양력을 증가시킬 필요가 없다는 장점이 있다(날개가 멈춤에 가까워질 수 있음).

역사

독일 비행사 오토 릴리엔탈은 1896년 비행 중 노점의 결과로 사망했다.윌버 라이트는 1901년 두 번째 글라이더를 조종하던 중 처음으로 좌판을 마주쳤다.릴리엔탈의 사고와 윌버의 경험에 대한 인식은 라이트 브라더스가 그들의 비행기를 "캐너드" 구성으로 설계하도록 동기를 부여했다.이로 인해 노점으로부터의 회복이 쉽고 부드럽게 되었다고 한다.이 디자인은 형제들의 목숨을 한 ^[80]번 이상 구했다고 한다.그러나 캐나드 구성은 신중하게 설계하지 않으면 실제로 스톨을 복구할 ^[81]수 없게 됩니다.

항공기 엔지니어 후안 데 라 시에바는 회전익 항공기를 개발하기 위한 "Autogiro" 프로젝트를 수행했는데, 그는 회전익 항공기가 정지할 수 없어서 항공기보다 안전하기를 희망했다.결과적으로 만들어진 "오토자이로" 항공기를 개발하면서, 그는 헬리콥터를 가능하게 한 많은 공학적인 문제들을 해결했다.

「 」를 참조해 주세요.

기사들

• 항공 안전
• 관 모서리(공기역학)
• 컴프레서 스톨
• 리프트 계수
• 스핀(플라이트)
• 스포일러(항공기)
• 윙 트위스트

현저한 사고

• 1963년 BAC 원일레븐 시험 추락 사고
• 1966년 펠소프 트라이던트 사고
• 영국 유럽항공 548편 추락 사고
• 중국항공 140편 추락 사고
• 중국항공 676편 추락 사고
• 에어프랑스 447편
• 콜간 항공 3407편
• 터키 항공 1951편
• 인도네시아 에어아시아 8501편 추락 사고^[82]

메모들

레퍼런스

• USAF 및 NATO 보고서 RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1(2001)
• 앤더슨, J.D., 공기역학사(1997).케임브리지 대학 출판부ISBN 0-521-66955-3
• 항공기 비행 안내서의 4장 "저속 비행, 정지 및 회전" (FAA H-8083-3A)
• L. J. Clancy(1975), 공기역학, Pitman Publishing Limited, 런던.ISBN 0-273-01120-0
• Stengel, R. (2004), 프린스턴 대학 출판부, ISBN 0-691-11407-2
• AOA 및 리프트 적립 표시기에 대한 정보를 제공하는 Alpha Systems AOA 웹 사이트 [1]
• 4239-01 공격각(AoA) 센서 사양 [2]
• 비행기 비행 안내서연방항공국 ISBN 1-60239-003-7 Pub.스카이호스 출판사
• 연방항공청(2000년 9월 25일), 스톨 및 스핀 인식 훈련, AC 번호: 61-67C
• 무스타파 카브카 박사, "Stall Speed" [3]