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문제 정의
- 1990년대에 창공-91은 건설교통부로부터 감항증명 및 형식증명을 취득하기 위하여 다양한 비행시험을 수행하였는데, 다소 늦은 감이 있지만 이에 대한 내용이 국내외 논문지에 아직 발표된 바가 없기에 본 논문을 발표하고자 한다.
가설 설정
- 시험 기에는 사용된 연료량을 파악하기 위한 잔류 연료량을 측정 할 만한 적절한 장비 가 구비 되지 않아 시험 시의 정확한 중량을 파악할 수 없었다. 그러나 시험 후에 사용된 연료량을 파악한 후, 시간 경과에 따라 일정한 양을 소비한 것으로 가정하여 중량에 대한 데이터를 처리하였다.
제안 방법
- 창공-91 인증 획득 당시의 "대한민국 항공법 부속서 (항공기 항행의 안전을 확보하기 위한 기술상의 기준 - 항공법 제15조 제5항 관련)''와 현행 "항공기 기술 기준시기이 내용 상 큰 차이가없으므로 현행 규정을 기준으로 본 연구를 수행하였다.
- 각각의 고도에 대한 곡선의 최고점을 통과하는 점을 직선으로 연결하여 최대상승속도 ..를 구하였으며, 원점으로부터 각각의 곡선에 대한 접선을 연결하고 접점을 통과하는 직선으로부터 최대상승각속도 VX를 구하였다.
- 2개의 고도대에서 비행시험을 수행하였으나 비행시험 데이터는 1,000ft, 3, 000ft, 4, 000ft의 압력고도에 대하여 처리하였다. 시험일 당시, 지상대기 온도가 30℃ 전후의 매우 더운 날씨였으며, 압력고도 1,000ft, 3, 000ft, 4, 000ft 는 밀도고도 2, 731ft, 4, 472ft, 5, 588ft에 해당한다.
- 건설교통부로부터 감항증명과 국내 최초의 형식증명을 획득한 다목적 경비행기 창공-91의 상승성능을 검증하기 위하여 톱니형 상승 비행시험을 수행하였다. 비행시험은 대기속도 65 KIAS에서 100KIAS까지 ZX5KIAS간격으로 5~6개의 대기속도로 1,000ft에서 3, 000ft까지, 그리고 3, 000 ft 에서 5,000ft까지 2개의 고도대에서 수행하였다.
- 시험일 당시, 지상대기 온도가 30℃ 전후의 매우 더운 날씨였으며, 압력고도 1,000ft, 3, 000ft, 4, 000ft 는 밀도고도 2, 731ft, 4, 472ft, 5, 588ft에 해당한다. 관측 상승률을 밀도고도에 대하여 보정하기 위하여 대기속도 보정, 표준대기 조건, 최대중량, 그리고 시험 당일 마력으로 보정하여 양항력계수를 구하였다. 산출된 양항력계수로부터 양력계수의 제곱과 항력계수에 대한 관계는 그림 7에 나타내었다.
- 또한 실속속도와 최대 수평속도를 상승률 0으로 하여 동일한 고도에서의 점의 부근을 통과하는 곡선을 작도하였다. 각각의 고도에 대한 곡선의 최고점을 통과하는 점을 직선으로 연결하여 최대상승속도 .
- 만약 적절하다면, 한계고도 이상은 포함하지 않고 대체로 4개의 상이한 고도에서 수행하는 것이 일반적이다. 본 연구에서는 비행기의 동일한 형상과 출력으로 1,000ft에서 3, 000ft까지, 그리고 3, 000ft에서 5,000ft까지 2개의 고도대에서 65KIAS에서 100KIAS까지 ASKIAS간격으로 5- 6개의 대기속도로 상승 비행시험을 수행하였다. 창공-91의 톱니형 상승 비행시험은 다음과 같은 절차로 수행하였다.
- 조건이 상승성능에서 임계점이다. 본 연구에서는 이륙 시, 최대이륙중량 상태에서 조종석 전방에 ballast를 설치하여 전방에 C.G.가 위치한 상태에서 시험을 수행하였다.
- 본 연구에서는 인증을 위해 수행된 다양한 비행시험 중에서, 상승성능에 관한 시험방법과 절차, 데이터 처리, 그리고 비행시험 결과 등을 나타내고 있다. 톱니형 상승(Sawtooth climb) 방법으로 취득한 데이터로부터 양항곡선방법 (Drag Polar Method)으로 데이터를 처리한 결과를 나타내었다.
- 중요하다. 비행기에 장착된 엔진의 실제 출력을 결정하기 위하여 토크미터를 장착하여 비행시험을 수행하는 것이 바람직하지만, 본 연구에서는 항공기의 시스템 구조 상 토크미터 장착에 어려움이 있어 엔진 제작사의 출력선도 및 프로펠러 제작사의 프로펠러 효율표로 출력을 계산하여 처리하였다. 일반적으로, 토크미터로부터의 마력 치는 3% 정도의 오차를 갖고 있으나 출력 선도 및 프로펠러 효율표로부터 산출되는 마력치는 약 5% 정도의 오차를 갖는 것으로 알려져 있다.
- 수행하였다. 비행시험은 대기속도 65 KIAS에서 100KIAS까지 ZX5KIAS간격으로 5~6개의 대기속도로 1,000ft에서 3, 000ft까지, 그리고 3, 000 ft 에서 5,000ft까지 2개의 고도대에서 수행하였다. 비행시험 결과는 양항곡선방법으로 처리하였으며, 그 결과는 다음과 같다.
- 출력 BHPT를 구해야 한다. 앞에서 언급했듯이, 본 연구에서는 장착엔진사의 엔진성능 chart와 프로펠러 제작사의 매뉴얼로부터 효율 계수를 구하였다. 보정되지 않은 엔진에 대하여 엔진 성능 chart로부터 산출된 엔진출력을 이용하여 다음과 같은 식에서 시험일의 엔진출력을 계산할 수 있다.
- 산출된 양항력계수로부터 양력계수의 제곱과 항력계수에 대한 관계는 그림 7에 나타내었다. 양 항력계수 데이터에 대한 추세선으로부터 형상항력계수 CDr와 오스왈드 효율계수 e를 구하였다. 착륙장치 fairing이 없는 창공-91의 C%는 0.
- 전진률 J와 출력계수 Cp를 산줄하고 이로부터 프로펠러 매뉴얼에서 추력계수 CT를 계산하여 프로펠러 효율 %를 구한다.
- 조종사가 기록한 연료량으로 항공기의 중량 및 C.G.를 파악하고 비디오카메라로 기록된 데이터로부터 고도계를 초단위로 읽어내어 시간의 경과에 따른 고도의 변화를 파악하여 상승률을 확인한다.
- 창공-91은 마하수가 0.6 이하인 아음속 항공기이므로 압축성 항력을 무시할 수 있고, 또한 상승 각이 15도 이하이므로 양항곡선방법으로 데이터를 처리하였다. 아울러 시험시작 전에 활주로상에서 고도계를 29.
- 창공-91의 상승시험은 8월부터 9월에 걸쳐 수행하였다. 이 기간은 대기온도가 높은 상태이므로 대기 밀도가 낮은 상태라고 할 수 있기 때문에 항공기의 실제상승률은 관측상승률보다 대체로 높게 나타난다.
- 연속 상승 방법은 최대상승각속도(VX)와 최대상승속도 (VY) 값을 알 때 수행되는 방법으로, 주로 성능의 재검증 등을 위하여 사용되는 방법이다. 톱니형 상승방법은 VX 나 VY를 파악하지 못했을 때 사용되는 방법으로 통상 시제기의 상승성능을 파악하기 위하여 수행되며, 본 연구에서도 이 방법으로 상승 비행시험을 수행하였다. 만약 상승속도를 알고 있다면 연속 상승을 수행해도 무방하지만 그렇지 않은 경우에는 톱니형 상승을 먼저 수행하여야 한다.
- 톱니형 상승을 위한 비행시험의 데이터 처리는 비행시험 엔지니어가 data sheet에 manual recording한 데이터와 조종석 후방에 장착된 비디오카메라로 기록한 데이터를 이용하여 수행하였다. 조종사가 기록한 연료량으로 항공기의 중량 및 C.
이론/모형
- 본 연구에서 상승성능을 파악하기 위하여 이용한 기록방법은 manual data recording 방법과 비디오카메라를 이용한 photo panel 방법이다. 통상적으로 고성능 항공기에는 telemetry를 이용한 방법이나 on board 상태로 magnetic tape에 기록하는 방식을 많이 사용하지만, 경비행기의 인증을 위한 비행시험에서는 경제적인 이유 및 조종사의 관점에서의 데이터 취득을 목적으로 하는 것이 바람직하기 때문에 manual data recording 방법도 많이 사용한다.
- 비행시험은 대기속도 65 KIAS에서 100KIAS까지 ZX5KIAS간격으로 5~6개의 대기속도로 1,000ft에서 3, 000ft까지, 그리고 3, 000 ft 에서 5,000ft까지 2개의 고도대에서 수행하였다. 비행시험 결과는 양항곡선방법으로 처리하였으며, 그 결과는 다음과 같다.
- 있다. 톱니형 상승(Sawtooth climb) 방법으로 취득한 데이터로부터 양항곡선방법 (Drag Polar Method)으로 데이터를 처리한 결과를 나타내었다.
성능/효과
- 그리고 창공-91의 최대 상승각은 6.4도로 산출되어 상승각 15도 이하에서만 처리 가능한 양항 곡선 방법으로 데이터를 처리한 것이 적절하였다는 것이 확인되었다.
후속연구
- 이 기간은 대기온도가 높은 상태이므로 대기 밀도가 낮은 상태라고 할 수 있기 때문에 항공기의 실제상승률은 관측상승률보다 대체로 높게 나타난다. 공역의 제한에 의하여 직선 비행 상승이 불가능하여 약간의 뱅크를 주어 선회하면서 상승을 수행하였으므로 실제의 성능은 측정된 것보다 우수할 것으로 예상된다. 시험 기에는 사용된 연료량을 파악하기 위한 잔류 연료량을 측정 할 만한 적절한 장비 가 구비 되지 않아 시험 시의 정확한 중량을 파악할 수 없었다.
- 그리고 상승성능을 보다 높이기 위해서는 착륙장치 fairing 부착, 또는 접개식 방식으로 개조하여 항력을 감소시킬 필요가 있으며, 과다한 동체 체적의 감소 및 공기 홉입구의 최적설계에 의한 항력 감소가 요구된다.
- 대체로 높게 나타났다. 또한 공역의 제한에 의하여 직선비행의 상승이 불가능하므로 약간의 뱅크를 주어 선회하면서 상승을 수행하였으므로 실제의 상승성능은 측정된 것보다 우수할 것으로 예상된다.
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