http://www.rclab.co.kr/TheoryLab/Aerodynamics/chapter3.htm
항공기가 비행을 하게되는 원리, 즉 양력발생의 원리는 1738년 스위스 과학자 다니엘 베르누이가 발견한 베르누이의 원리에 기초한다. 베르누이가 발견한 베르누이의 원리는 단면적이 다른 관(管)내의 유체의 흐름은 항상 전압(total pressure) 즉, 정압(static pressure)과 동압(dynamic pressure)의 합이 일정하다는 것이다.
그림 3-1 관 내의 유체의 흐름
|  (PT: 전압, P: 정압, q: 동압)
다시 쓰면,
 (일정) 관내에서 압력(정압 P1)을 측정해 보면 P1 > P3 > P2 와 같다. 즉, 단면적이 작을수록 압력은 작다. 위 식에서 밀도의 영향을 고려하지 않을 경우, 단면적 2에서 압력이 감소하면 속도가 증가해야 한다. 3의 위치에서는 압력이 다시 올라가고 속도는 감소하기 시작한다. 즉, 베르누이는 단면적이 다른 관 (벤츄리관 등)을 흐르는 공기는"속도가 증가하면 압력이 감소하고, 속도가 감소하면 압력이 증가한다."라는 원리를 발견하였다. 이것이 베르누이의 원리이다. |
아음속 공기 흐름의 정의는 공기가 음속 이하로 움직일 때를 말하며 압력이 변할 때 속도도 어떤 변화를 일으키며 밀도는 너무 적어서 무시할 만큼 변하므로 공기가 비압축성(incompressible)이라고 가정했을 때 밀도의 변화를 무시하므로 단순해진다. 그러나 공기 흐름이 음속(speed of sound)이 되면 공기의 흐름은 압축성(compressible)으로 압축성 효과를 고려하여야 한다.
따라서, 상기의 베르누이의 원리 식에서 아음속 영역에서 밀도는 고려치 않게되고 베르누이의 식은 정압과 유체(공기) 속도만의 함수가 된다.
베르누이의 원리를 이용하여 항공기 날개의 양력발생 원리를 살펴보면,
그림 3-2 베르누의 원리에 의한 양력 발생
그림 3-2의 A와 같이 두 곡면 주위를 지나는 공기의 흐름은 베르누이의 원리에 따라 목(곡면) 부분에서 속도가 커지고 압력이 감소된다. 그림 B와 같이 두 곡면이 그림 A 보다 좀 더 멀어졌을 때도 A의 경우와 마찬가지로 영향을 받으며 그림 C와 같이 위 곡면이 무한한 거리로 멀어졌을 때 즉, 위 곡면이 없을 때도 아래 곡면 윗부분의 압력은 에어포일 밑 부분의 압력보다 낮아지게 된다.
즉, 양력은 에어포일 상면과 하면의 압력차(상면압력 < 하면압력)에 의해 압력이 큰 쪽에서 작은쪽으로 압력차에 의한 힘이 발생하고 바로 이 힘이 양력(lift)이다.
베르누이의 원리는 일상에서 관찰할 수 있습니다. 우리가 흔히 수도꼭지에 달린 호스로 정원에 물을 주거나 물장난을 할 때 물을 더 멀리 더 세차게 뿌리기 위해서 호스 끝 부분을 눌러주게 되는데, 이것은 바로 베르누이의 원리에 따라 단면적이 감소하게 되면 단면적이 작은 곳을 지나게 되는 유체(물)는 압력이 감소하고 속도가 증가하여 물이 더욱더 빠르고 멀리 뿌려지게 되는 것입니다.
여름날 집안에서 시원한 바람을 즐기는 것도 베르누이의 법칙을 이용하여 한 쪽 창문은 활짝 열고, 반대쪽 창문은 조금만 열어서 조금 열어논 창문 곁에 가 있게 되면 좀 더 세고 시원한 바람을 즐길 수 있습니다.
또한, 제트 전투기의 경우 엔진 배출구(tail pipe) 부분이 가변 노즐로써 오므라 들었다 펼쳤다 하면서 단면적이 바뀌는 것을 볼 수 있는데 이 것 역시 베르누이의 원리를 이용하기 위한 것입니다. 즉, 추력을 증가(공기 속도를 증가) 시키기 위해서는 노즐을 오므려 단면적을 줄이고, 추력을 감소(공기 속도를 감소) 시키기 위해서는 노즐을 펼쳐 단면적을 증가시키게 됩니다 (그림 3-3 참조). 그러나 초음속의 영역에서는 추력을 증가시키기 위해서 반대로 노즐을 펼치고 후기연소기(after burner) 등을 작동하게 됩니다. (이 것은 초음속의 영역에서는 공기의 성질이 압축성으로 바뀌어 베르누이 원리가 반대로 되기 때문입니다. "6.1 고속비행 영역"에서 언급하도록 하겠습니다.)
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a. 고속비행 | b. 저속비행 |
그림 3-3 비행속도에 따른 엔진 배출구(tail pipe) 가변노즐 |
에어포일(airfoil)이란, 날개의 단면 형상을 뜻하며 항공기의 날개(wing), 보조익(aileron), 승강타(elevator), 방향타(rudder)와 같은 어떤 단면(section)을 학술적으로 정의하는데 사용한다.
에어포일은 공기보다 무거운 항공기를 비행시키기 위해서 공기 역학적인 효과, 즉 양력은 크고 항력은 작은 에어포일이 요구된다. 양력을 크게 하기 위해서 에어포일은 상면을 둥글게 해주고 뒤를 뾰족하게 하여 유선형으로 한다. 에어포일에 관한 용어의 정의는 그림 3-4와 같다.
그림 3-4 에어포일의 명칭
- 평균 캠버선: (Mean Camber Line): 위 캠버와 아래 캠버의 평균선으로 두께의 중심선이다. 평균 캠버선의 앞끝을 앞전(leading edge), 뒤 끝을 뒷전(trailing edge)이라 부른다.
- 캠버 또는 최대 캠버 (Camber or Maximum Camber): 시위선에서 평균 캠버선까지의 최대 거리
- 시위 (Chord): 앞전과 뒷전을 잇는 직선. 평균 캠버선의 양끝.
- 두께 (Thickness): 시위선에 수직방향으로 잰 윗면과 아랫면까지의 높이. 즉, 에어포일의 최대 두께.
- 앞전 반지름 (Leading Edge Radius): 앞전에서 평균캠버선에 접하도록 그은 직선위에 중심을 가지고 아래 윗면에 접하는 원의 반지름
- 아래 캠버 (Lower Camber): 시위선으로부터 아랫면(lower surface)까지의 거리
- 위 캠버 (Upper Camber): 시위선으로부터 윗면(upper surface)까지의 거리
에어포일은 NACA XXXX와 같이 호칭법에 따라 표시되는데, NACA는 미 항공자문 위원회(NACA: National Advisory Committee for Aeronautics) 계열 에어포일을 의미하고, 첫 번째 숫자는 최대 평균캠버(max mean camber)의 크기를 시위의 백분율로 표시한 값이고, 두 번째 숫자는 최대 평균 캠버의 위치를 앞전으로부터 시위의 십분율로 표시한 값이며, 세 번째와 네 번째 숫자는 최대 두께(max thickness)의 크기를 시위의 백분율로 표시한 것이다.
예를 들면, NACA 2315 는 NACA 계열의 에어포일로써 최대 평균캠버의 크기가 시위의 2%이고, 그 위치는 앞전으로부터 시위의 30% (3/10) 지점에 위치하며, 최대 두께의 크기가 시위의 15%임을 의미한다.
에어포일의 윗 캠버와 아랫 캠버가 동일할 때 에어포일을 대칭익(symmetrical airfoil)이라 한다. 대칭익의 경우 윗 캠버와 아랫 캠버가 동일하므로 평균 캠버선이 시위선과 동일하게 된다. 즉, 캠버 및 최대 평균캠버가 없어지고 최대 두께의 개념만이 존재하게 된다. 따라서 대칭익의 호칭은 NACA 00XX로 표시되며, 이를 NACA 00계열이라 부르며 NACA 00계열 에어포일은 대칭익을 의미한다.
예를 들면, NACA 0009, NACA 0012 등은 대칭익으로서 최대 두께의 크기가 각각 시위의 9%, 12%인 에어포일을 나타낸다.
모형 비행기의 수평/수직 미익의 에어포일은 대부분 NACA 00계열 에어 포일을 사용합니다. 주 날개 에어포일의 경우 대부분의 연습기는 00계열이 아닌 비대칭 에어포일(윗 캠버가 아랫 캠버보다 큰)이나 Clark-Y 에어포일 (윗 캠버는 있으나 아래 캠버는 없는 즉, 아랫면이 평평한 에어포일)을 사용하고, 스턴트기일 경우 NACA 00계열을 많이 사용합니다.
이는 연습기의 경우 큰 추력이 필요치 않고, 필요 추력 일부를 양력으로써 보상할 수 있다는 측면과 안정성 측면에서 항공기의 자세가 흐트러질 경우 양력발생으로 복원력을 확보하기 위해서 비대칭 에어포일 또는 Clark-Y 에어포일을 사용하게 됩니다.
스턴트기의 경우 추력이 충분히 크고 양력이 그다지 필요치 않으며, 비대칭 에어포일에 의한 양력발생 즉, 복원력 발생으로 오히려 안정성이 조종성을 해치게 되므로 조종성을 우선시 하여 대칭 에어포일 즉, NACA 00계열 에어포일을 주 날개의 에어포일로 사용합니다. (안정성과 조종성은 상반관계를 가집니다. 안정성이 크지면 조종성은 떨어지고, 반대로 조종성이 커지면 안정성이 떨어집니다. 자세한 내용은 뒷부분 "4.5 안정성과 조종의 관계"에서 언급하도록 하겠습니다.)
그림 3-4 비대칭, Clark-Y, 대칭 에어포일
받음각(a: angle of attack)이란, 상대풍(w: relative wind)과 시위선(chord line)이 이루는 각이다. 받음각은 수평비행시 시위선과 수평선이 이루는 각이 아니라 시위선과 불어오는 바람의 방향이 이루는 각이다. 그림 3-6과 같이 동일한 비행자세에서라도 돌풍(w`: gust)과 같이 바람의 방향이 날개 하면에서 불어올 경우 받음각은 변화한다 (a → a`).
그림 3-6 받음각의 정의
양력은 받음각에 따라 변한다. 양력은 받음각이 증가할수록 에어포일 하면에 정압(static pressure)의 증가로 상면과 압력차이가 커져서 양력이 증가하게 된다. 그러나 받음각이 증가할수록 에어포일 상면의 압력중심은 앞쪽으로 이동하고 공기의 흐름은 뒷전에 와류(eddy)를 형성하는 경향이 생긴다. 받음각이 충분히 증가하여 에어포일 상면 1/3 이상의 난류(turbulent flow)가 발생하여 이 지점의 압력은 정적이거나 대기압으로부터 양력을 발생하지 못하게 되는데 이 때를 "burble point"라 부르고 이 때의 받음각을 임계 받음각(critical angle of attack)이라 한다. 이 때는 증가된 받음각이 양력을 발생하지 못하고 오히려 양력을 해치는 와류를 형성하게 된다.
그림 3-7 받음각과 양력
수평비행중 항공기에 작용하는 힘은 그림 3-8과 같이 추력(T: thrust), 양력(L: lift), 항력(D: drag), 중력(W: weight)이 있다. 수평 등속비행 중 항공기는 양력과 중력의 크기가 같고, 추력과 항력의 크기가 같다. 수평 등속비행 상태에서 엔진 출력이 증가하면 추력이 항력 보다 커져서 항공기는 가속비행을 하게된다.
그림 3-8 항공기에 작용하는 힘
양력(lift)은 베르누이 원리에 따라 에어포일 상하면의 압력차에 의해 발생하는 항공기를 뜨게하는 힘으로써, 그 크기는:
즉,
[L: 양력 (lb), CL : 양력계수, ρ: 밀도 (slug/ft3), V: 속도 (ft/sec), S: 날개면적 (ft2)] 이다.
항력(drag)이란, 항공기가 전방으로 움직이는데 대한 저항력으로써, 항공기의 날개(wing), 동체(fuselage), 강착장치(landing gear), 스트럿(strut), 미익(stabilizer), 그외 다른 구조부에서 발생하며 항공기의 전진운동을 방해한다. 양력에 도움을 주지 않는 항력을 유해항력(parasite drag)이라 한다.
항력(drag)의 크기는:
즉,
[D: 항력 (lb), CD : 항력계수, ρ: 밀도 (slug/ft3), V: 속도 (ft/sec), S: 날개면적 (ft2)] 이다.
(위 식은 날개에서의 항력을 산출하는 식이며, 항공기 전체의 항력을 산출할 경우 CD 와 S는 항공기 전체에 대해 고려되어야 한다.)
특정 받음각에서 양력과 항력의 비를 그 받음각에서의 양항비(lift to drag ratio)라 하며 다음과 같이 나타낸다.
양항비 
[L: 양력, D: 항력, 
: 동압, S: 날개 면적]
유체의 흐름은 속도에 따라 저속에서는 층류(laminar flow)로, 고속일 때는 난류(turbulent flow)의 흐름 특성을 가진다. 층류란 유체가 나란히 흐트러지지 않고 흐르는 것을 말하고, 난류란 유체가 불규칙하게 뒤섞이어 흐르는 것을 말한다.
유체의 흐름이 층류에서 난류로 바뀌는 것을 천이(transition)라 하고, 천이가 일어나는 레이놀즈수를 임계 레이놀즈수(critical reynolds number)라 한다. 즉, 레이놀즈수가 어느 정도를 넘으면 층류는 난류로 변한다. 레이놀즈 수는 이러한 유체 흐름의 특성을 규정할 때 사용한다.
항공기의 날개를 지나는 공기 흐름은 처음은 층류이다가 앞전으로부터 어느 정도 떨어진 곳에서는 난류로 바뀌게 되어 마찰 저항이 커지게 된다. 항공기는 이러한 마찰 저항을 줄이기 위하여 층류 에어포일을 사용하며 층류가 난류로 바뛰는 것을 될 수 있는 한 늦춰주고(보다 앞전쪽에서 멀리 떨어진 뒷전쪽에서 천이되도록) 있다.
레이놀즈수(Rn: Reynolds Number)는 다음과 같다.
[Rn: 레이놀즈수, ρ: 밀도, V: 공기속도, L: 특성길이(보통 시위로 표시), μ: 점성계수]
위 공식에서 레이놀즈수는 공기밀도, 공기속도, 시위가 클수록 커지고, 점성계수가 클수록 작아짐을 알 수 있다.
붙임각(Incidence Angle)이란, 동체의 기준선 즉, 동체 세로축선(longitudinal axis)과 시위선(chord line)이 이루는 각을 말한다 (그림 3-9). 정확한 붙임각은 항력특성과 세로 안정성(longitudinal stability, "4.3 세로안정성" 참조) 특성을 좋게 한다.
그림 3-8. 붙임각 (Incidence Angle)
- 워시 아웃(Wash Out): 대부분의 항공기는 날개 끝(tip of wing) 보다 날개 뿌리(root of wing)의 붙임각이 크다. 즉, 항공기를 측면에서 바라보았을 때 날개 끝이 뿌리보다 앞으로 숙인 것 처럼 비틀어진 형상을 갖는다. 이러한 형상의 날개를 워시아웃(wash out) 날개라 한다. 워시아웃의 목적은 날개 끝이 뿌리보다 늦게 실속에 들어가게(뿌리보다 붙임각이 작으면 동일한 항공기 자세에서 뿌리보다 상대적으로 받음각이 작아지므로) 해 줌으로써 익단실속(Tip Stall)을 방지하여, 항공기 실속 특성을 좋게하여 주는 것을 목적으로 한다.
(참고: 항공기가 실속시 날개 뿌리에서부터 먼저 실속이 일어나고 점차적으로 날개 끝으로 전파되는 것이 바람직 하다. 날개 끝에서부터 먼저 실속이 일어날 경우 실속이 완만하지 못하고, 실속 후 스핀에 들어가는 특성을 가진다.)
- 워시 인(Wash In): 워시아웃과 반대로 날개 끝(tip of wing)의 붙임각이 날개 뿌리(root of wing)의 붙임각 보다 큰 날개를 워시인(wash in) 날개라 한다. 워시인은 엔진토크(engine torque)를 상쇄시키기 위해서 사용된다. 예를들면, 프로펠러가 우회전(시계방향) 하는 엔진의 토크는 비행기를 종축을 중심으로 왼쪽(프로펠러 회전과 반대방향. 반시계방향.)으로 회전시키려 한다. 이로 인해 좌측날개는 내려와 우측날개보다 낮게 비행하는데, 이를 보완하기 위해서 좌측날개를 워시인(wash in) 하면 양쪽 날개는 평형을 이루게 된다.
모형항공기의 붙임각(Incidence Angle), 워시인(Wash In)/워시아웃(Wash Out):
붙임각은 언급한 바와 같이 비행기를 측면에서 바라보았을 때 날개의 시위선(chord line)과 동체축이 이루는 각입니다. 워시인과 워시아웃 날개는 쉽게 말해서 비틀어진(꼬인) 날개를 의미합니다. 워시인과 워시아웃은 상기에서 언급한 목적으로 실제 항공기에서 적용되나, 모형비행기에서는 잘 적용이 되지 않습니다.
모형항공기의 경우, 기동특성을 좋게하기 위하여 헬리콥터 로터블레이드(rotor blade)에 적용되는 예는 있습니다. 헬리콥터는 블레이드가 회전시 회전속도가 빠를수록 후퇴하는 블레이드(위에서 바라보았을 때 원의 좌측은 전진 운동, 우측은 후퇴를 하죠.)에서 익단실속(tip stall)이 발생하기 쉽습니다. 이 경우 블레이드에 워시아웃을 해 주면 익단실속이 지연되고 빠른 속도에서도 실속특성이 좋아져서 안전성이 보완되어, 기동특성이 좋아지게 됩니다. ("7.0 헬리콥터 이론"에서 자세히 언급하겠습니다.)
헬리콥터 블레이드의 익단실속은 호버링과 같은 저속회전에서는 잘 발생하지 않고 고속 회전에서 잘 발생하기 때문에, 호버링을 연습하는 초보자의 경우는 필요없으나, 플라잉(flying)과 메뉴버(manuever)를 연습하는 고급자의 경우 워시아웃된 블레이드를 장착, 비행하는 것이 좋다고 할 수 있습니다.
모형비행기의 날개는 대부분 워시인/아웃 없이 곧게 뻗은 날개 형상을 가집니다. 우리가 흔히 모형비행기를 제작할 때, 뒤틀림 없이 제대로 제작하기 위해서 "Robart"사에서 나온 "Incidence Meter (Incidence Guage라고도 합니다.)"라는 측정 기구를 사용하는데 이는 기구이름이 말해 주듯 날개 제작시 날개의 각 부분의 붙임각(incidence angle)을 측정하여 일정한 붙임각을 갖는지 여부 즉, 날개가 뒤틀렸는지(꼬였는지) 여부를 알 수 있게 해 주는 기구입니다.
모형항공기의 엔진토크(Engine Torque) 상쇄, Side Thrust:
상기에 언급된 워시인(wash in) 날개가 실제 항공기에서 엔진 토크 상쇄를 목적으로 사용된다고 언급하였습니다만, 모형 비행기에서는 엔진토크 상쇄를 위한 방법으로 "Side Thrust Angle"을 사용합니다.
물리 현상중 하나로 "자유단(free end, 고정되지 않은 끝)을 갖는 동일축상의 물체는 한쪽을 회전시켜 주면 다른 한쪽은 반대쪽으로 회전하려는 경향"이 있습니다. 비행기의 경우, 자유단(공중을 비행) 동일축상(동체 세로축) 두 물체(프로펠러와 동체)중 한쪽을 회전시켜주면(프로펠러) 다른 한쪽(동체)은 반대쪽으로 회전하려는 경향이 생기고 이것이 바로 "토크 효과(Torque Effect)"입니다. 헬리콥터의 테일로터도 바로 토오크를 상쇄하기 위해서입니다. 모형비행기의 경우 앞에서 바라보았을 때, 엔진이 반시계 방향으로 회전하고 항공기는 시계방향으로 회전하게 됩니다.
모형비행기의 엔진을 설치할 때 위에서 바라보면 동체 세로축에 대해서 약간 오른쪽으로 비껴 장착을 하는데 이 것을 "Side Thrust"라고 하며, 이 때 동체 세로축과 엔진축이 이루는 각을 "Side Thrust Angle"이라 합니다. Side Thrust는 엔진을 비껴 장착함으로써 "동일축상"이라는 조건을 없애게 되어 엔진 토크를 상쇄하게 됩니다. 오른쪽으로 비껴 장착을 하는 것은 토오크 효과를 없애기 위해서 비행기 동체가 회전하려는 반대쪽으로 장착하기 위함입니다. Side Thrust Angle은 토크가 큰 엔진일수록 즉, 2행정 엔진보다는 4행정 엔진의 경우 더욱더 커지게 됩니다.
Down Thrust:
위에서 side thrust에 대해서 언급하였기 때문에 "그러면, Down Thrust는?" 이라고 반문하시는 분이 계실 것 같아 언급합니다. 모형비행기의 경우 엔진 장착시 비행기 측면에서 바라보았을 때, 동체 세로축보다 조금 아래로 경사지게 장착하는 경우가 있는 데, 이를 "Down Thrust"라고 합니다. Down Thrust는 모형비행기 성능을 위해 고려된 익형(에어포일)에 따른 양력발생(비대칭, Clark-Y 등), 붙임각(incidence angle) 등의 효과를 상쇄시켜 원할한 수평비행을 위하여 부여하게 되는 것입니다. 대부분의 연습기, 스포츠(펀플라이)기 등의 경우에는 비대칭 에어포일 및 붙임각이 있으므로 엔진 장착시 down thrust를 주게 됩니다. 반대로, 대칭에어포일을 사용하고 붙임각이 없는 전문 스턴트기(F3A 기종)의 경우는 down thrust가 없습니다.
가로세로비(Aspect Ratio)란 날개의 길이(b: wing span)와 시위(c: chord)의 비를 말한다. 날개의 길이(wing span)는 날개 끝(wing tip)에서 날개 끝까지의 길이를 말한다. 시위(chord)는 직사각형 날개의 경우 일정하나, 테이퍼 날개(taper wing)나 타원형 날개의 경우 평균시위를 적용한다. (그림 3-10)
그림 3-10 가로세로비 (Aspect Ratio)
가로세로비(AR: Aspect Ratio)는 다음과 같다.
[AR: 가로세로비, b: 날개길이(wing span), c: 시위길이(chord length), S: 날개면적(wing area)]
상기 식에서 알 수 있듯이 가로세로비가 큰 날개는 길이(b)가 길고 폭(c)이 좁은 날개를 의미하고, 가로세로비가 작은 날개는 길이(b)가 짧고 폭(c)이 넓은 날개를 뜻한다.
항공기가 비행할 때 날개끝에는 소용돌이(vortex)가 발생하고 날개를 내리 누르는 하향공기흐름(downward air flow)이 발생한다. 이 하향공기흐름에 의해 유도되는 항력을 유도항력이라 한다. 일반적으로 하향공기흐름은 가로세로비가 작을수록 많이 일어난다. 날개에 작용하는 전체항력은 크게 이 유도항력과 형상항력으로 구성되는데, 형상항력은 표면 마찰력(skin friction)과 에어포일 형상에 따라 발생하는 항력이다. 따라서, 가로세로비가 작을수록 날개 전체에 작용하는 항력은 더욱더 커진다고 볼 수 있다.
그림 3-11 가로세로비가 양력/항력에 미치는 영향
실험결과 그림 3-11에서 보는 바와 같이 가로세로비가 클수록, 상대적으로 양력이 크고 항력이 작음을 알 수 있다. 이는 가로세로비가 클 수록 양항비 즉, L/D (CL/CD)이 커짐을 알 수 있다.
따라서 이론상으로 고찰해 볼 때 가로세로비가 큰 날개일수록 이상적인 날개라고 할 수 있으나 가로세로비가 커 질수록 구조강도가 문제가 되므로 항공기 설계시 가로세로비를 제한하고 있다. 보통의 항공기의 경우 가로세로비가 8.5 미만이며, 글라이더나 시험 항공기의 경우 20 이상으로 사용하기는 하나 구조강도의 세심한 분석이 요구된다. 고속으로 비행할수록 항공기는 강도가 더 중요시 되므로 가로세로비가 작은 날개를 취하게 되고 고속항공기(high speed aircraft)의 경우 가로세로비가 3.0~3.5 정도로 작은 것도 있다.
항공기가 착륙하기 위한 최소 착륙속도 즉, 실속속도(Vs)는 다음과 같다.
[VS: 실속속도(ft/sec), W: 중량(lbs), ρ: 공기밀도(slug), CLmax: 최대 양력계수, S: 날개면적(ft2)]
위 식에서 알 수 있듯이, 착륙속도를 줄이기 위해서는 공기밀도는 불변이므로 중량 W를 줄이거나 날개면적 S 또는 최대양력계수 CLmax 를 증가시켜야 한다. 고양력 장치(High Lift Devices)란, 이와 같이 착륙시 최대양력계수를 증가시키고 실속속도를 줄이기 위한 장치이다.
고양력장치에는 일반적으로 에어포일의 모양(캠버, 면적)을 변화시키는 방식의 플랩(Flap)과 경계층을 제어하는 방식의 슬롯(Slot) 등이 있다.
- 플랩 (Flap): 플랩은 날개의 뒤쪽에 붙어있는 보조면(auxiliary surface)으로써 플랩을 내려 에어포일의 캠버를 증가시키고, 날개의 면적을 크게 함으로써 CL과 CD 값을 증가시킨다. (그림 3-12)
그림 3-12 플랩사용시 CL 및 CD의 변화
| 플랩을 사용함으로써 항공기는, - 산, 언덕과 같은 장애물 위에서 급강하 착륙이 가능하며,
- CD가 증가하여 공기 브레이크(air brake) 역할을 해서 착륙거리를 단축시킬 수 있다.
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플랩의 종류에는 다음 그림 3-13과 같은 플래인(plain), 슬롯(slot), 스플릿(split), 파울러(fowler)플랩 등이 있다.
그림 3-13 플랩의 종류
| - 플래인 플랩 (Plain Flap): 날개의 뒷전에 힌지(hinge)로 간단하게 장착되어 있으며 날개의 캠버(camber)를 바꾸어서 받음각을 크게 해주는 결과를 가져온다.
- 슬롯 플랩 (Slot Flap): 플래인 플랩과 유사하며, 날개와 특별한 외형을 가진 플랩의 앞전과의 사이에 간격(gap)이 있다. 이 간격으로 날개 하면의 높은 에너지의 공기가 상면의 경계층을 가속시켜 고양력 계수 상태에서 공기 흐름의 분리를 지연시켜준다. 슬롯 플랩은 플레인 플랩이나 스플릿 플랩에 비해서 CLmax가 크고 항력이 적다.
- 스플릿 플랩 (Split Flap): 날개의 뒤 밑부분에 힌지로 장착된 평판 (flat surface)으로 구성되어 있다. 이 플랩은 플래인 플랩에 비하여 CLmax 값이 크나 난류 웨이크(turbulent wake)가 발생되어 항력도 커진다.
- 파울러 플랩 (Fowler Flap): 슬롯 플랩과 유사하나 트랙(track)을 따라 플랩이 뒤로 움직이는 것이 다르다. 플랩이 뒤로 움직였을 때는 날개의 시위가 증가하여 전체 날개 면적이 증가된다. 파울러 플랩은 CLmax 가 크게 증가되나 항력은 최소의 변화를 하는 것이 특징이다.
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- 슬롯 (Slots): 플랩이 날개의 캠버와 면적을 변화시킴으로써 CL 과 CD 값을 변화시키는데 비해, 슬롯(slot)은 날개 하면의 높은 에너지의 공기를 날개 상면의 경계층으로 유입시켜 공기 흐름의 박리(separation) 현상을 지연시킴으로써 CL 과 CD 값을 변화시키는 역할을 하는 장치이다. (그림 3-14)
그림 3-14 슬롯에 의한 공기흐름의 영향
기초물리학 "1.6 에너지"에서 언급한 "역학적 에너지 보존의 법칙"에 따라 상승 비행중 비행기는 고도에 의해 위치 에너지를 얻게 되고 확보한 위치 에너지만큼 운동에너지 즉, 추진 에너지를 소비하게 된다. 다시말해서 비행기의 상승이란 마력(horsepower)이 고도로 바뀌는 것이다.
비행기의 상승성능은 고도에 의해 현저한 영향을 받는데, 이는 고도 증가에 따라 공기 밀도가 감소하여 항공기 엔진의 출력이 저하되기 때문이다. 엔진에 흡입되는 공기의 체적은 일정하지만 고공에서는 공기 밀도가 작기 때문에 질량이 감소하여 적절한 혼합 개스를 공급하지 못하여 엔진의 출력이 저하된다.
따라서, 최대 상승속도(maximum climb speed)는 고도가 높아지면 감소하는데, 특정 고도에 이르면 더 이상 상승하지 못하고 상승속도가 0이 된다. 이 고도를 절대상승한계(absolute ceiling)라 한다. 절대상승한계까지는 상승에 장시간이 소요되고 실측하기가 곤란하므로 보통 실용상승한계(service ceiling)를 많이 사용하는데, 이는 상승속도가 100 ft/min 일 때의 고도를 말한다.
항공기의 상승성능(climb performance)을 나타내는 상승률(RC: rate of climb)은 다음과 같다.
[R.C: 상승률(ft/min), HPa: 이용마력, HPr: 필요마력, W: 중량(lbs)]
상기 식에서 잉여마력 (Excess Power = HPa - HPr)이 클수록 즉, 추력이 클수록, 중량이 가벼울수록 상승률이 높아지고 상승 성능이 좋은 것을 알 수 있다.
활공비행(gliding flight)이란 엔진 추력이 없는 무동력 상태에서 행하는 비행으로 비행경로는 전방 하방을 향하며, 상대풍은 후방 상방으로 작용하여 날개의 공기 흐름은 합력을 만든다. (그림 3-15)
그림 3-15 활공비행 (Gliding Flight)
이 때 비행경로(flight path)와 수평선이 이루는 각을 활공각(gliding angle)이라 하고 활공각은 다음과 같이 구해진다.
[γ: 활공각(degree), D: 항력(lbs), L: 양력(lbs)]
위 식에서 최소의 활공각을 얻기 위해서는 양력이 크고 항력이 작아야 하며, 바꾸어 말해서 양항비(L/D)가 커야 함을 알 수 있다. "3.7 가로세로비"에서 우리는 '가로세로비가 크면 양항비가 크다'라는 것을 알았는데, 즉, "가로세로비가 클수록 양항비가 크고 활공각이 작아진다"라는 것을 알 수 있다.
일반적으로 글라이더의 경우 길이(wing span)가 길고 폭(chord)이 좁은 날개, 즉 가로세로비(aspect ration)가 큰 날개를 가집니다. 따라서, 글라이더는 일반 비행기보다 큰 가로세로비로 인해 양항비(L/D)가 커지게 되고, 궁극적으로 작은 활공각(gliding angle)을 가지게 됩니다. 이것이 바로 글라이더가 활공비행을 잘 하는 이유입니다.
모형비행기에서도 보통의 비행기 보다 가로세로비가 좀 더 길게 설계된 비행기들(예: 일본 테트라사 "플라밍고" 등)은 다른 비행기에 비해서 유난히 활공성능이 좋은 것을 알 수 있습니다. 멀리서 엔진이 정지하더라도 무난히 활공을 하여 활주로에 안전하게 착륙할 수 있습니다.
일반적으로 연습기의 경우 가로세로비가 큰 비행기가 많은데, 이는 활공성능 외에 가로 안정성이 좋아서 초보자가 연습하기에 좋기 때문입니다. 반대로 좋은 가로 안정성은 가로 조종성을 해쳐서 롤링등의 기동을 수행하기가 어렵습니다.
원운동을 하고 있는 물체는 원의 중심으로 작용하는 힘이 있는 한 그 방향으로 운동을 계속하며, 이 힘을 구심력(centripetal force) 이라 한다. 또한, 물체가 원운동할 때 관성에 의하여 원운동으로부터 이탈하려는 힘이 발생하는데 이 힘이 원심력(centrifugal force)이다. 물체는 이 구심력과 원심력이 평행을 이룰 때 원운동을 행한다.
원심력의 크기는,
[C: 원심력, m: 질량, v: 속도, r: 원의 반경]
비행기가 선회비행시 날개와 수평면이 이루는 각을 경사각(bank angle)이라 한다. 비행기가 일정 반경의 수평선회 비행을 하기 위해서는 양력의 크기가 중량과 원심력이 만드는 합력의 크기와 같고 적절한 경사각을 가져야 한다. 그림 3-16은 비행기가 선회비행시 힘의 관계를 보여준다.
그림 3-16 선회비행시 항공기에 작용하는 힘
위의 그림에서 그림 A는 항공기에 작용하는 힘이 균형을 이루어 항공기가 일정 회전반경과 일정 고도를 갖는 수평 선회비행시 힘의 관계를 보여주고 있다. 양력은 중량과 원심력이 만들어내는 합력과 크기가 같고 방향이 반대로 항공기는 평형을 이룬다.
그림 B의 경우는 항공기가 선회비행시 경사각(bank angle)이 적은 경우인데, 이때 양력은 정확하게 합력과 반대 방향으로 작용하지 않고 새로운 합력이 비행기를 밖으로 미끌어지게 하는 스키드(skid) 현상을 발생시킨다.
그림 C의 경우는 항공기가 선회비행시 경사각(bank angle)이 과도한 경우로써, 이때 양력은 정확하게 합력과 반대 방향으로 작용하지 않고 새로운 합력이 비행기를 안쪽으로 미끌어지게 하는 슬립(slip) 현상을 발생시킨다.
그림 D의 경우는 항공기가 선회비행시 정확한 경사각을 가지고 있으나, 양력이 합력보다 작아서 항공기는 하강 선회를 하게 된다.
그림 E의 경우는 항공기가 선회비행시 정확한 경사각을 가지고 있으나, 양력이 합력보다 커서 항공기는 상승 선회를 하게 된다.
모형비행기를 배울 때 가장 먼저 배우게 되는 것이 수평 선회비행입니다. 위 그림에서 알 수 있듯이 수평 선회비행의 핵심은 항공기가 적절한 경사각과 양력을 가지도록 하는 것입니다. 선회비행을 하기 위해서는 에일러론(aileron)과 엘리베이터(elevator)를 적절하게 잘 조작하여야 깨끗하고 멋진 선회비행을 할 수 있습니다. 선회비행의 일반적인 조작은 에일러론으로 경사를 준 후 엘리베이터를 일정량 계속 당기면서 고도를 유지하는 것입니다.
위의 그림 B와 같이 경사각이 모자라서 스키드가 일어날 경우 에일러론을 더 조작해서 경사각을 더 크게하면 비행기는 동일 반경의 수평선회를 하게됩니다. 반대로 그림 C와 같이 경사각이 과도해서 슬립이 일어날 경우는 에일러론을 경사진 반대쪽으로 조작하여 경사각을 줄여줌으로써 동일 반경의 수평선회를 할 수 있습니다.
상승/하강 선회일 경우, 그림 D와 같이 양력이 모자라서 하강선회가 일어나면 당기고 있는 엘리베이터의 조작량을 좀 더 늘려서 양력을 보충해 줌으로써 수평선회를 하게 됩니다. 그림 E와 같이 양력이 과도하여 상승선회가 일어날 경우 당기고 있던 엘리베이터의 조작량을 조금 줄여서 양력을 줄여 줌으로써 수평선회를 하게 됩니다.
실속이란, 높은 받음각에 의해 상대풍 속도와 관계없이 양력을 발생시키지 못하게 되는 현상을 말하며 갑작스런 고도 강하 또는 스핀과 같은 비정상 비행의 원인이 된다. 실속이 일어나면, 날개의 뒤쪽에서 박리(separation)된 공기흐름의 후류가 기체가 진동시키는 버펫팅(buffetting)을 발생시키고 승강키의 효율이 감소하여 쉽게 제어할 수 없는 기수내림(nose-down) 현상이 일어난다.
그림 3-17 양항곡선과 실속
| 실속은 특정받음각(양력곡선이 직선에서 곡선으로 바뀌는)에서 공기의 흐름이 날개 뒷전부분으로부터 떨어지는 박리(separation)가 일어나고 최대 양력계수(CLmax) 직후 갑자기 양력이 감소하고 항력이 커지면서 일어난다. (그림 3-17) 박리가 일어나면 박리의 후류가 날개나 꼬리날개를 진동시키는 버펫팅 현상이 일어나게되고 버펫팅은 최대양력계수 지점에서 가장 강하게 나타난다. 그림 3-17에서보는 양력곡선의 직선이 곡선으로 바뀌는 커브 구간이 완만하지 않고 급격하게 감소하는 곡선을 그리는 항공기일수록 실속이 일어나기 쉽다. 실속이 일어나는 최대양력계수 때의 받음각을 실속각이라 한다. |
스핀(spin) 이란, 자전(autorotation) 현상과 수직강하가 결합된 복합적 비정상 비행운동을 말한다.
그림 3-18 스핀(Spin) 운동 | 받음각이 실속각 이하인 경우 롤링(rolling) 운동으로 날개를 경사지게 하여 회전운동을 하게하면 날개는 회전을 시작하나 차차로 회전속도를 감소하여 다시 정지한다. 그러나 받음각이 실속각보다 클 경우에는 약간의 롤링 운동으로 교란을 주면 날개는 회전을 시작하고, 회전은 점차적으로 빨라져서 결국에는 일정회전수로 회전을 계속한다. 이 현상을 자전(autorotation) 이라 부르며, 자전은 스핀 형상의 기초가 된다. 스핀에는 크게 수직스핀(vertical spin)과 수평스핀(flat spin) 두 가지가 있다. - 수직스핀 (Vertical Spin) (그림 3-18 A):
정상스핀이라고도 부르며, 그림 A에서 보는 바와 같이 비행기의 중심은 연직방향의 축을 향해 나선을 그리며 원 운동을 한다. 이때 비행기의 받음각 a는 20~40° 정도이고, 낙하속도는 비교적 적은 40~80 m/s 정도이다. 이와 같은 스핀을 수직스핀이라 부르며, 용이하게 회복이 가능한 특수 비행법의 한 가지로 사용된다.
- 수평스핀 (Flat Spin) (그림 3-18 B):
스핀성능이 나쁜 비행기나 혹은 보통의 비행기에도 조종의 실수나 돌풍등의 원인으로 수직스핀의 상태보다 점점 받음각이 증가하여 60° 가까이 되고 기체 세로축은 거의 수평에 가깝고 각속도는 점점 빨라지고 회전반경이 작은 나선을 그리면서 낙하하게 된다. 이와 같은 스핀을 수평스핀이라 부르며, 회복이 극히 곤란하다.
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모형 비행기로 비행을 할 경우 초보자들이 엔진이나 송수신기에 아무 이상이 없는데 너무쉽게 어처구니 없이 비행기를 추락시키는 경우가 종종 있습니다. 스틱 키미스(key mistake)가 아닌 잘못된 조작으로 비행기를 추락시키게 되는 경우는 크게 실속(stall)과 커플링(coupling)이 있습니다.
실속은 위에서 언급한 바와 같이 양력을 잃는 것이고, 커플링이란 비행기의 운동모멘트 즉, 피칭(pitching), 롤링(rolling), 요잉(yawing) 모멘트가 잘못된 조종으로 서로 복합되어 일어나는 현상으로 쉽게 말하면 비행자세가 흐트러져 피칭, 롤링, 요잉이 서로 중첩되어 빠른속도의 비정상 회전을 유발하여 미처 손을 써보지 못하고 추락하게 됩니다. 이때 비행기의 비행은 스냅롤(snap roll)의 변형된 형상을 가집니다.
실속 (Stall):
실속의 경우 가장 흔한 예가 착륙시 엘리베이터 조작량의 과다로 비행기 기수가 많이 처든 상태(큰 받음각으로) 로 진입할 경우 날개 후부의 공기가 박리(separation) 현상을 일으키고 엘리베이터는 효율이 감소하여 쉽게 제어할 수 없는 기수내림(nose down) 현상이 일어나고 비행기는 갑자기 고도를 잃고 추락하게 되는데, 이는 위에서 살펴 본 바와 같이 큰 받음각, 낮은 속도(상대풍 속도보다 비행속도가 작아지기 쉬움)에서는 실속에 들어가기 위한 아주 좋은 조건이 형성되기 때문입니다.
또 다른 흔한 예는 이륙시 과다한 엘리베이터 조작으로 수반되는 경우가 많은데, 비행기가 운동에너지를 잃어 버리고 실속이 생겨 엘리베이터 조작이 힘들어지고 기수내림 현상이 일어나며 실속에 들어가게 됩니다. 이륙시 실속이 일어날 때 만약 약간의 롤링이 있을 경우, 즉, 날개가 기울어져 있을 경우 비행기는 스톨턴(stall turn)을 하듯이 옆으로 빙그르르 돌아가면서 추락하는 그라운드 루프(ground loop) 현상이 수반되기도 합니다. 이는 자전(autorotation) 현상의 초기 모습입니다.
모형비행기 비행시 실속을 방지하기 하기 위해 중요한 것은 무엇보다도 처음 대하는 비행기의 실속특성을 초반에 충분히 파악을 하는 것입니다. 높은 고도에서 저속비행으로 실속을 유발해 본다든가 하는 것도 좋은 방법 중 하나입니다.
실속으로 부터의 회복방법은 받음각의 감소와 엔진 추력의 증가를 빠른시간 내에 수행하는 것입니다. 실속으로부터의 탈출은 비행기가 가벼울수록 쉽습니다. 무거운 비행기는 실속에 특히 주의가 요구됩니다. 실속속도가 큰 즉, 무게(W)가 무겁고, 최대양력계수(CLmax)가 작고(대칭 에어포일 등), 날개면적(S)이 작은 ("3.8 고양력장치" 실속속도 식" 참조) 비행기는 착륙시 속도를 조금 빠르게(실속속도 이상) 접근하는 것이 좋습니다.
스핀 (Spin):
모형비행기에서의 스핀은 손쉬우면서도 화려한 비행중 하나입니다. 하얀 스모크를 뿌리며 플랫스핀을 하는 모형비행기를 바라 보는 것은 환상 그 자체입니다. 위에서 언급할 때 실제 비행기에서는 스핀이 비정상 비행이며 특히, 수평스핀(flat sipn)의 경우 탈출하기가 극히 힘들다고 하였는데 모형비행기에서는 의외로 쉽게 회복이 가능합니다. 이는 모형비행기가 실제 항공기 보다 추력대 중량비(T/W): Thrust to Weight Ratio가 크고 관성모멘트(inertia moment)가 작기 때문입니다. 즉, 실제 항공기에 비해 추력이 충분히 크고 무게가 가볍게 제작이 되고 따라서 관성력도 작기 때문에 수평스핀과 같은 운동에서 탈출도 용이하다는 것입니다.
또한 모형항공기는 무인 항공기이기 때문에 실제에서는 금기시 되는 인체가 견딜 수 있는 하중계수 영역(일반적으로 잘 훈련된 전투조종사의 경우 -4g ~ +9g 정도입니다.) 밖의 영역에서도 기체 구조강도만 충분하다면 얼마든지 비행이 가능 하다는 잇점도 있습니다.
"실제 항공기에서는 힘든 비행이 모형에서는 가능하다는 것 이것이 모형항공기 비행의 매력이 아닌가 싶습니다."
