비행기의 세로 안정성과 가로안정성

1.세로 안정성(longitudinal stability)
세로 안정성은 항공기를 가로축에 대하여 안정시키는 것으로 피치 안정성이라고도 한다. 세로 안정성은 항공기 무게중심에 대한 피칭 모멘트에 의해서 결정되는데 세로 안정성이 불안정한 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.

첫번째. 날개의 공력중심과 무게중심의 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 앞전을 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 피칭 모멘트가 발생하므로 불안정해진다. 그러므로 날개의 안정성을 확보하기 위해서는 공력중심이 무게중심 뒤에 있어야 한다.

두번째. 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 증대된다. 수평꼬리날개는 세로 안정성에서 가장 중요한 역할을 하므로 수평안전판(Horizontal Stabilizer)이라 불린다.

세번째. 동체와 낫셀
동체는 언제나 불안정한 요소로 작용되며, 엔진 낫셀은 장착위치에 따라 안정성이 달라진다. 동체와 낫셀은 전체 안정성에 미치는 영향이 작다.
무게중심을 기준으로 양력중심이 앞에 위치하여 피치 down 모멘트를 생성하고 수평안정판에서 발생하는 tail down force는 피치up 모멘트를 발생시킨다. 양력중심에 의한 피치 다운 모멘트와 수평안정판에서 발생하는 피치 업 모멘트가 균형을 이루면 항공기는 평형상태를 이루게 된다.

대부분의 항공기는 날개의 양력중심점이 무게중심의 뒤쪽에 위치하도록한다. 이렇게 하여 항공기의 피치 다운 모멘트와 수평안정판에서 발생하는 tail down force 로 인한 모멘트가 균형을 이루도록 한다. tail down force는 수평안정판이 역캠버(굴곡진 위 캠버가 수평안정판의 아래에 있음)로 되어 있어 음적 받음각으로 인하여 발생하며 주날개에서 발생하는 내리흐름 또한 tail down force를 증가시키는 역할을 한다.
수평안정판은 항공기의 주 날개로부터 내리흐름의 영향을 받는다. 이 내리흐름은 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 내리흐름이 강해지고 수평안정판도 또한 아래로의 힘(tail down force)이 증가된다.
만약 항공기 속도가 감소되면 날개 위의 공기흐름속도 또한 감소되며, 내리흐름은 감소된다. 수평안정판에 흐르는 공기속도도 감소하므로, 수평안정판에서 발생하는 아래로의 힘(tail down force)도 작아진다. 아래로의 힘(tail down force)이 작아지면 피치 업 모멘트가 감소하여 항공기 기수를 내려오게 한다.
항공기가 강하자세가 되면 날개의 받음각과 항력을 줄어들어 속도가 증가된다. 항공기속도가 증가되면서 수평안정판에서 발생되는 아래로 작용하는 tail down force는 증대되어 꼬리날개 부분이 아래로 내려가고 기수는 올라가게 되어 다시 수평자세로 돌아가도록 한다.
엔진출력을 증가시키면 날개에서 내리흐름과 수평안정판에서 발생되는 tail down force가 증가되어 항공기 기수를 위로 올라가게 한다.
항공기 추력선(trust line)의 위치도 항공기 세로안정성에 영향을 미친다. 추력선의 위치가 무게중심보다 아래에 있는 경우 엔진 출력을 증가시키면 피치 업 모멘트가 발생되어 기수가 들리고 엔진 출력을 줄이면 피치 업 모멘트가 감소되어 항공기 기수가 아래로 내려가게 된다.
추력선이 무게중심과 같은 위치에 있다면 엔진출력이 변하여도 피치 업, 다운 모멘트는 발생하지 않는다.
추력선이 무게중심보다 위에 있을 경우에는 엔진 출력을 증가시키며 피치 다운 모멘트가 발생하여 항공기 기수는 아래로 내려가며 반대로 엔진 출력을 감소시키면 피치 업 모멘트가 발생하여 기수가 올라간다.
동적으로 안정된 항공기는 기수는 계속해서 더 높아지거나 낮아지지 않으며, 기수가 들리고 낮아지는 현상을 반복하다가 tail down force로 인한 피치 업 모멘트와 받음각의 증가로 발생하는 피치 다운 모멘트가 균형을 이루는 속도에서 다시 안정을 찾게 된다.
항공기 설계자는 순항비행의 속도와 이에 필요한 엔진출력을 유지한 상태에서 최적의 안정성이 되도록 수평안정판을 설계한다.

2. 가로 안정성(lateral stability)
항공기 가로 안정성은 세로축(longitudinal axis)을 중심으로 한 좌우 안정, 즉 roll 안정성이라 한다. 항공기의 날개는 양력을 발생할 뿐만 아니라 요란기류와 같은 외부 힘에 의해 야기된 불안정한 상태를 항공기 자체의 특성으로 스스로 안정된 상태로 회복할 수 있도록 설계되어있다. 가로 안정성을 증대시키기 위한 방법으로 상반각(dihedral), 후퇴각(sweepback), 용골효과(keel effect), 무게분포(weight distribution)의 4가지 방법이 이용된다.

상반각(Dihedral)
일부 항공기의 날개는 바깥쪽 끝이 날개 안쪽보다 높게 만들어졌다. 이러한 날개각도 차이에 의해 형성된 각도를 상반각(Dihedral)이라고 한다.
수평비행 중 돌풍을 만났을 때 한쪽 날개가 기울어지면 옆 미끄럼(slip)이 생기며, 기울어진 날개 쪽의 받음각이 증가된다.
기울어진 날개 쪽의 받음각이 증가되면 양력이 증가하여 기울어진 날개를 다시 올라가게 하고, 반대쪽의 날개는 상대적으로 받음각이 감소되고, 양력이 감소하여 아래로 내려오게 되어서 항공기 날개는 수평상태로 회복된다.

후퇴각과 날개위치
(Sweepback and Wing Location)
항공기 외형의 구조는 배치에 따라 실제의 상반각에 영향을 주며 상반각에 영향을 미치는 두 가지 주요 요소는 날개 후퇴각과 동체에 부착된 날개의 위치이다.(저익 또는 고익 같은 것) 후퇴각 날개는 날개 전단이 후방 쪽으로 기울어진 날개로서 대략적으로 10도의 후퇴각은 약 1도의 상반각 효과를 제공하는 반면에, 고익은 저익에 비하여 약 5도의 상반각 효과를 제공한다.
후퇴각을 가진 항공기의 날개가 요란으로 인하여 미끄러지게 하거나, 기울어지게 되면 아래로 기울어진 날개는 상대풍이 더욱 수직인 각도로 날개 전단에 작용한다. 그럼으로써 아래로 기울어진 날개는 많은 양력을 얻어 다시 올라가게 되고 항공기는 원래의 비행자세로 회복된다.

용골효과와 무게 분배
(Keel effect and Weight Distribution)
고익 항공기는 항상 항공기의 세로축을 상대풍 쪽으로 돌리는 경향성을 가지고 있는데, 이는 종종 용골효과라고 한다. 이러한 항공기들은 날개가 동체의 높은 곳에 부착되어 있어 세로축을 중심으로 항공기에 안정적인 영향을 미치는 용골처럼 작동하기 때문에 측면에 안정적이다.