항공기 운동 축(Axis)
항공기의 축은 3개의 선으로 무게중심을 기준으로 서로 교차되어 있으며 항공기가 운동을 하는 기준이 된다. 이 3축들은 서로 90도의 각으로 교차하며 무게중심을 통과하고 항공기 앞과 뒤를 연결하는 세로축, 날개 끝을 연결하는 가로축, 그리고 그 선들과 수직으로 이루어진 수직축으로 되어 있다. 고도를 변경하고 방향을 변화시킬 때마다 한 개 또는 그 이상의 축들이 회전하게 된다. 세로축을 기준으로 하는 항공기의 움직임을 Rolling, 가로축을 기준으로 하는 운동은 Pitching, 수직축을 기준으로 하는 운동을 Yawing이라 한다. Rolling은 에일러론(ailerons)에 의해, Pitching은 엘리베이터(elevators)에 의해, 그리고 Yawing은 러더(rudder)에 의해 조종된다. 다른 항공기에서는 3축을 기준으로 운동하는 것과는 다른 방법들이 사용되기도 한다. 예를 들어 무게 중심 이동형(Weight shift control) 항공기는 2개의 축을 사용하는데 이 축은 "A"자 모양의 구조에 달려 있고 이착륙 장치가 부착되어 있다. 이러한 항공기는 수평 바를 움직여서 조종사가 무게중심을 변화시켜 조종한다. 다른 종류도 동력낙하산(para motor)이 있는데 이것은 에어포일을 변화함으로써 조종되는 경우다. 파라모터 날개는 위에서 아래로 굽어지는 형태의 낙하산이다. 이 두 표면은 각 셀에 작용하는 립들에 의해 분리되는데 이것들은 공기흐름을 앞전에서 열고 공기를 흐르게 한다. 이것의 원리는 바깥쪽의 공기보다 셀의 압력이 더 크게 하면서 작용한다. 탈것의 뒤에 부착된 엔진 앞쪽에서 조종사와 승객이 앉을 수 있다. 에어프레임은 두 개의 포인트와 라인으로 인하여 낙하산에 부착되어 있다. 조종은 엔진 파워와 에어포일의 변화로 이루어진다. 모멘트(Moment)란, 항공기의 운동은 무게중심을 기준으로 이루어진다. 무게중심에 대하여 회전하려는 것을 모멘트라 하며 모멘트는 힘과 그 힘이 작용하는 거리를 곱한 크기이다. 항공기 설계자들은 평균공력시위(Mean Aerodynamic Chord, MAC)의 20% 부근에 항공기의 무게중심이 놓이도록 하고 꼬리날개의 위치와 크기를 결정하여 안정성을 확보한다. 조종사들은 받음각의 변화로 양력을 변화시키는 것을 제외하고는 비행에서 항공기에 작용하는 힘의 위치를 직접 변경할 수 없다. 작용하는 힘의 위치를 변경할 수는 없지만 힘의 크기는 제어할 수 있다. 그러나 힘의 크기 변화는 곧바로 다른 힘의 변화를 동반하게 된다. 예를 들어 양력의 변화를 일으키는 속도의 변화는 꼬리날개에서 작용하는 힘들의 변화를 일으키고 항력을 변화시킨다. 항공기들은 무게중심 위치의 변화에 따라 모멘트가 변화된다. 트림 장치, 엘리베이터 트림 탭(elevator trim tab), 수평 안정판과 같은 것은 안정된 모멘트를 유지하는데 이용된다.
항공기의 안정성(Aircraft Stability)
항공기 안정성은 어떤 교란으로 인해 무게중심에 대한 힘과 모멘트가 0에서 벗어나 평형이 깨져 비행자세가 변경되었을 경우, 항공기가 스스로 다시 평형이 되는 방향으로 운동이 일어나는 경향성을 말한다. 그러나 원래의 평형상태에서 더 벗어난 상태로 가면 불안정하다고 한다. 정적 안정성과 동적 안정성으로 구분하며 안정성은 설계할 때 최우선적으로 고려되어야 한다. 정적 안정성(static stability)은 자세가 변경되었을 때 처음의 평형상태로 되돌아가는 움직임의 방향을 말한다. 긍정적인 정적 안정성(Positive static stability): 교란 이후에 원래의 평형상태로 되돌아가려는 처음의 경향, 중립적인 정적 안정성(Neutral static stability): 평형상태에서 변형된 후에 그 새로운 상태를 계속 유지하며 남아 있으려는 처음의 경향, 부정적인 정적 안정성(Negative static stability): 교란된 이후 원래의 평형상태로부터 계속해서 벗어나려고 하는 경향이 있다. 동적 안정성(dynamic stability)은 교란된 상태에서 평형상태로 되돌아가려는 경향성(정적 안정성)이 시간에 따라 반응하는 정도를 말한다. 긍정적인 동적 안정성(Positive dynamic stability): 시간이 경과하면서 물체의 움직임이 원래의 평형상태로 돌아가려 하기 때문에 점점 진폭이 줄어든다. 중립적인 동적 안정성(Neutral dynamic stability): 원래의 평형상태로 돌아가려 하지만 진폭이 증감 없이 시간이 경과하여도 그대로 유지되려 한다. 음적 동적 안정성(Negative dynamic stability): 원래의 평형상태로 돌아가려 하지만 시간이 경과되면서 진폭이 확산하는 경향을 보인다.
세로 안정성(longitudinal stability)
항공기를 가로축에 대하여 안정시키는 것으로 피치 안정성이라고도 한다. 세로 안정성은 항공기 무게중심에 대한 피칭 모멘트에 의해서 결정되는데 세로 안정성이 불안전한 항공기는 예를 들어 돌풍을 만났을 때 의도하지 않는 받음각의 증가로 항공기가 원래의 평형상태로 돌아가지 못하고 강하하거나 상승하는 경향이 있으며 심할 경우 받음각이 임계받음각까지 증가하여 실속까지 발생시킬 수 있다. 항공기의 정적 세로 안정성에 영향을 미치는 요소는 다음의 세 가지이다. 1. 날개의 공력중심과 무게중심과의 위치관계, 에어포일에서 양력 중심점은 받음각의 변화와 함께 앞 또는 뒤로 이동한다. 받음각이 증가되면 양력중심점은 앞으로 이동하고 받음각이 감소되면 뒤로 이동한다. 에어포일의 받음각이 증가될 때 양력중심점이 앞으로 이동함으로써 날개의 앞전(leading edge)을 더 위로 들어 올리려는 경향이 있다. 날개의 안정성은 날개의 공력중심과 무게중심의 위치로 결정된다. 예를 들어 공력중심이 무게중심보다 앞에 있으면 항공기에 교란이 생겨 받음각이 커졌을 때 양력이 증가하고 받음각이 더 커지는 피칭모 멘트가 발생하므로 불안정해진다. 그러므로 날개의 안정성을 확보하기 위해서는 공력중심이 무게중심 뒤에 있어야 한다. 2. 수평 꼬리날개의 위치와 면적, 수평꼬리날개의 공력중심은 무게중심보다 훨씬 뒤에 있으므로 받음각이 증가하여도 기수를 내리는 피칭모멘트를 발생하여 언제나 안정된 역할을 한다. 꼬리 날개의 면적이 넓을수록, 꼬리날개의 위치가 무게중심으로부터 멀리 떨어져 있을수록 안정성이 중대된다. 수평꼬리날개는 세로 안정성에서 가장 중요한 역할을 하므로 수평안정판(Horizontal Stabilizer)이라 불린다. 3. 동체와 낫셀, 동체는 언제나 불안정한 요소로 작용되며 엔진 낫셀은 장착 위치에 따라 안정성이 달라진다. 동체와 낫셀은 전체 안정성에 미치는 영향이 작다. 무게중심을 기준으로 양력중심이 앞에 위치하여 피치 down 모멘트를 생성하고 수평안정판에서 발생하는 Tail down force는 피치 up 모멘트를 발생시킨다. 양력중심에 의한 피치 down 모멘트와 수평안정판에서 발생하는 피치 up 모멘트가 균형을 이루면 항공기는 평형상태를 이루게 된다. 대부분의 항공기는 날개의 양력중심점이 무게중심의 뒤쪽에 위치하도록 한다. 이렇게 하여 항공기의 피치 down 모멘트와 수평안정판에서 발생하는 Tail down force로 인한 모멘트가 균형을 이루도록 한다. Tail down force는 수평안정판이 역캠버(굴곡진 위 캠버가 수평안정판의 아래에 있음)로 되어 있어 음적 받음각으로 인하여 발생하며 주 날개에서 발생하는 내리 흐름 또한 Tail down force를 증가시키는 역할을 한다. 수평 안정판은 항공기의 주 날개로부터 내리 흐름의 영향을 받는다. 이 내리 흐름은 수평안정판의 윗면을 치고 수평안정판은 역 캠버로 되어 있어 수평안정판에 흐르는 공기흐름은 아랫방향으로 양력과 같은 힘(Tail down force)을 발생시킨다. 항공기 속도가 빨라지면 주 날개에서의 내리 흐름이 강해지고 수평안정판도 또한 아래로의 힘(Tail down force)이 증가된다. 만약 항공기 속도가 감소되면 날개 위의 공기흐름 속도 또한 감소되며 내리 흐름은 감소된다. 수평안정판에 흐르는 공기속도도 감소하므로 수평안정판에서 발생하는 아래로의 힘(Tail down force)도 작아진다. 아래로의 힘(Tail down force)이 작아지면 피치 up 모멘트가 감소하여 항공기 기수를 내려오게 한다. 항공기가 강하자세가 되면 날개의 받음각과 항력을 줄어들어 속도가 증가된다. 항공기 속도가 증가되면서 수평안정판에서 발생되는 아래로 작용하는 Tail down force는 증대되어 꼬리날개 부분이 아래로 내려가고 기수는 올라가게 되어 다시 수평자세로 돌아가도록 한다. 엔진 출력의 변화도 항공기의 세로 안정성에 영향을 미친다. 엔진 출력을 줄이면 날개에서 내리 흐름과 수평안정판에서 발생되는 Tail down force 역시 감소되어 항공기 기수는 아래로 내려가게 된다(피치 down 모멘트 발생). 엔진출력을 증가시키면 날개에서 내리 흐름과 수평안정판에서 발생되는 Tail down force가 증가되어 항공기 기수를 위로 올라가게 한다(피치 업 모멘트 발생). 항공기의 추력선(Trust line)의 위치도 항공기 세로 안정성에 영향을 미친다. 추력선의 위치가 무게중심보다 아래에 있는 경우 엔진 출력을 증가시키면 피치 up 모멘트가 발생되어 기수가 들리고 엔진 출력을 줄이면 피치 up 모멘트가 감소되어 항공기 기수가 아래로 내려가게 된다. 추력선이 무게중심과 같은 위치에 있다면 엔진 출력이 변하여도 피치 up, down 모멘트는 발생하지 않는다. 추력선이 무게중심보다 위에 있을 경우에는 엔진 출력을 증가시키며 피치 down 모멘트가 발생하여 항공기 기수는 아래로 내려가며 반대로 엔진 출력을 감소시키면 피치 up 모멘트가 발생하여 기수가 올라간다. 동적으로 안정된 항공기는 기수가 계속해서 더 높아지거나 낮아지지 않으며 기수가 들리고 낮아지는 현상을 반복하다가 Tail down force로 인한 피치 up 모멘트와 받음각의 증가로 발생하는 피치 down 모멘트가 균형을 이루는 속도에서 다시 안정을 찾게 된다. 항공기 설계자는 순항비행의 속도와 이에 필요한 엔진출력을 유지한 상태에서 최적의 안정성이 되도록 수평안정판을 설계한다.