CG(세로안정성)

1.1. 한계설정

1.1.1. CG의 전방한계 : Hz Stabilizer 효과를 근거로 설정(항공기 설계시 약간 뒤쪽에 중심을 두어 Hz Stab'를 통해 세로안정성(Pitch)을 유지토록 설계)

→ Nose Down Pitching Moment를 극복하고 Pitch를 통제

1.1.2. CG의 후방한계 : CG와 CL사이의 관계를 근거

→CG가 CL보다 후방으로 치우쳐 안정성이 떨어져 PITCH를 통제하기 어렵게 되지 않는 범위로 설정

1.2. 전방한계 위치시의 영향

1.2.1. 종안정성은 CG가 전방한계에 가까울수록 증가하나, 한계를 넘어 이동하면 너무 안정성이 증대되어 승강타의 효과 감소

1.2.2. 이륙시: T/O 위한 더 많은 속도 요구, 활주거리 증가

1.2.3. 순항시: 기수 수평 유지 위한 추가적인 Tail Down Force 필요

→ 추가 양력 필요, 순항속도 감소, 연료소모율 증가, A/C 성능 감소

1.2.4. 착륙시: 착륙에 가장 치명적인 영향

→ 속도 감소, 승강타 효과 감소, 착륙단계에서 착륙자세로 기수변경 못하고 접지, 심한 Hard L/D 이나 NOSE가 먼저 접지되어 Structure Damage 초래

1.3. 후방한계 위치시의 영향

1.3.1. 종안정성은 감소되어 매우 불안정하고 조종이 곤란

1.3.2. 이륙: PITCH UP 위한 TAIL DOWN FORCE 감소

→ Rotate시 급격한 Pitch Up을 유발, 부양직후 Stall 가능성 증대

돌풍이나 측풍상태에서는 GROUND LOOP나 FLIP 가능성 증가

1.3.3. 순항: 조종 어렵고 ELEV' TRIM 효과 거의 없음

1.3.4. 착륙: 착륙위한 감속시 부주의한 STALL 진입 가능

→ STALL에 빠르고 쉽게 진입 가능, SPIN 진입 가능성도 커짐

※ SPIN : Stall Speed 이하에서 좌우날개 양력차이로 인한 Yawing 발생

※ CP :날개에 있는 압력 중심점(양력의 중심점)