헬리콥터의 하중(Forces Acting on the Helicopter)

  헬리콥터와 고정익 항공기의 차이점 중 하나는 양력의 주공급원이다. 고정익 항공기는 고정 날개 표면에서 양력이 발생하는 반면 헬리콥터는 회전 날개의 에어포일에서 양력이 발생한다.

  무풍상황(no-wind condition)에서 공중 정지비행(hovering)을 하는 동안 끝단부 통과면(tip-path plane)은 수평 위치, 즉 지지 면에 평행하다. 양력과 추력은 일직선 위로 작용하고, 중력과 항력은 일직선 아래로 작용한다. 양력과 추력의 합은 공중 정지비행하는 헬리콥터에 대한 무게와 항력의 합과 같아야 한다.

  무풍상황에서 수직 비행할 때 양력과 추력은 수직으로 그리고 위로 작용한다. 무게와 항력은 수직으로 그리고 아래로 작용한다. 중력과 항력이 동일할 때 헬리콥터는 공중에서 정지비행을 하는데 만약 양력과 추력이 중력과 항력보다 작다면 헬리콥터는 수직으로 하강하고, 양력과 추력이 중력과 항력보다 크다면, 헬리콥터는 수직으로 상승한다.

  전진 비행 시 수직면으로부터 전체 양력과 추진력을 앞으로 기울일 때(tilting) 양력과 추진력은 2개의 성분으로 변형시킬 수 있는데 수직으로 위쪽으로 작용하는 양력과 비행 방향에 수평으로 작용하는 추력이다. 이외에 아래쪽으로 작용하는 힘인 중력과 관성 저항, 바람 저항이 있다. 뒤로 작용하는 작용력 또는 지체력(retarding force)도 있다.

  직선 수평(straight-and-level), 비가속 전진 비행(unaccelerated forward flight)에서 양력은 중력과 같고 추력은 항력과 같다. 직선 수평비행(straight-and-level flight)은 일정한 비행 방향과 일정한 고도로 비행하는 것을 말한다. 만약 양력이 중력을 초과하면 헬리콥터를 상승시키고, 양력이 중력보다 작으면 헬리콥터가 하강한다. 만약 추력이 항력을 초과하면 헬리콥터는 속도가 증가하고, 추력이 항력보다 작으면 속도가 감소한다.

  측진 비행(sideward flight)에서 옆으로 전체 양력-추력 벡터를 기울이는 끝단부 통과면(tip-path plane)은 비행이 요구하는 방향인 옆으로 기울어진다. 이런 경우에 수직면 또는 양력성분은 여전히 위로 일직선이고, 무게는 아래로 일직선이지만 수 평면 또는 추력의 성분은 반대쪽으로 작용하는 항력과 함께 옆쪽으로 작용한다.

  후진 비행(rearward flight)에서 끝단부 통과면 (tip-path plane)은 뒤쪽으로 양력-추력 벡터를 기울인다. 그때 전진 비행 시와 정반대의 추력 성분은 뒤쪽을, 항력 성분은 앞쪽을 향한다. 후진 비행은 위로 일직선이고 무게 성분은 아래로 일직선이다.

 

1) 회전력 보상(Torque Compensation)

  뉴턴의 제3 법칙은 작용과 반작용의 법칙이다. 헬리콥터의 주 회전날개가 한쪽으로 돌아갈 때, 동체는 그 반대 방향으로 회전하려는 경향이 있다. 회전하려는 동체에 대한 이 경향성을 토크라고 한다. 동체의 토크 효과는 주 회전날개에 공급된 엔진 동력의 결과이므로 엔진 동력 변화는 토크 효과에 변화를 준다. 엔진 동력이 크면 클수록 토크 효과는 커진다. 자동회전 시 주 회전날개에 공급되고 있는 엔진 동력이 없기 때문에 자동회전 시 토크 반작용도 없다. 토크 및 방향 조종에 대비하여 여러 가지 방법이 적용된다. 단일 주 회전날개는 전형적으로 미익부의 끝단에 위치한 보조 회전날개(auxiliary rotor)가 적용된다. 대개 꼬리 회전날개라고 부르며 주 회전날개에 의해 발생한 토크 반작용의 반대 방향의 추력을 일으킨다. 조종실에 있는 페달(foot pedal)은 필요할 때 토크 효과를 무효하게 하기 위해 조종사가 꼬리 회전날개 추력을 향상, 또는 감소시키도록 한다.

 

2) 자이로 하중(Gyroscopic Forces)

  헬리콥터의 주 회전날개(spinning main rotor)는 자이로스코프(gyroscope)처럼 작용한다. 즉, 힘이 물체에 가해졌을 때 급회전 물체의 합력 작용 또는 편향되는 것이다. 이러한 작용은 힘이 가해진 지점으로부터 회전의 방향으로 거의 90°로 일어난다. 이 원리로 인해 주 회전날개의 끝단부 통과면(tip-path plane)은 수평면으로부터 기울어지게 된다.

  자이로스코프의 세차운동(gyroscopic precession)이 끝단부 통과면(tip-path plane)의 움직임에 영향을 주는지를 보기 위해 양 날개 블레이드식 회전날개 장치(two-bladed rotor system)를 분석하였다. 주기적 피치 조종장치(yclic pitch control)를 움직이는 것은 더욱 큰 양력이 회전면에 가해진 결과로써 하나의 회전날개 받음각을 증가시킨다. 이렇게 동일한 조종 운동은 동일한 양으로 다른 날개 블레이드의 받음각을 감소시키므로 양력은 감소하도록 회전면에 작용한다. 증가 받음각의 날개 블레이드는 위로 퍼덕거리려는 경향이 있고, 감소한 받음각의 날개 블레이드는 아래로 퍼덕거리려는 경향이 있다. 회전날개 디스크(rotor disk)는 자이로처럼 작용하기 때문에 날개깃은 회전면에 약 90° 이후 지점에서 최대 편향(maximum deflection)에 도달한다. 최대 편향은 날개 블레이드가 따로 앞쪽과 뒤쪽에 있을 때 약 90° 이후에 일어나므로 끝단부 통과 면(tip-path plane)의 앞쪽으로 기울어진다. 따라서 후퇴 날개 블레이드 받음각은 증대되고 전진 날개 블레이드 받음각은 감소다.

  양 날개 블레이드식 회전날개 장치에서 주기적 피치 조종 장치의 움직임은 더 큰 양력이 회전면에 가해진 결과로써 한쪽 회전날개 블레이드의 받음각을 증대시킨다. 이 동일한 조종장치 움직임은 동시에 같은 양이므로 회전면에 가해진 양력을 감소시켜 다른 날개 블레이드의 받음각을 감소시킨다. 증가한 받음각으로써 날개 블레이드는 올리려는 경향이 있고, 감소한 받음각으로써 날개 블레이드는 내리려는 경향이 있다.

  세 날개 블레이드식 회전날개(three-blade rotor)에서 받음각의 최대 증가와 최대 감소가 양 날개 블레이드식 회전날개와 동일한 지점을 지나고 있다. 이때 끝단부 통과면(tip-path plane)의 앞쪽으로 기울이는 주기적 피치 조종장치의 움직임은 최종결과가 동일하도록 적절한 양으로 각각의 날개 블레이드의 받음각을 바꾼다. 각각의 날개 블레이드가 왼쪽의 90° 위치를 지날 때 받음각의 최대 증가가 일어나고, 오른쪽의 90° 위치를 지날 때 받음각의 최대 감소가 일어난다. 최대 편향(maximum deflection)은 뒤쪽에서 최대 위쪽 방향 편향(maximum upward deflection), 그리고 앞쪽에서 최대 아래쪽 방향 편향(maximum downward deflection)으로 90° 더 늦게 일어나고, 끝단부 통과면(tip-path plane)은 앞쪽으로 기울어진다.