기초항공역학
항공기는 인류의 과학, 공학기술의 결정체이다. 기술과 각종 시스템이 고도로 집약된 것이 항공기인 것이다.
그 항공기가 어떻게 자유롭게 비행하는지에 대해서 알기 위해선 그 안에 내포되어 있는 수많은 원리와 기술을 이해해야만 한다. 우선 그 첫 번째로 항공에 관련되 기초 지식들을 소개하고자 한다.
◎ 글을 시작하며
비행기를 날 수 있게 하는 원동력은 무엇일까? 아마도 누구나 '날개가 있기 때문이다'라고 대답할 것이다. 그럼 날개에서 어떤 일이 일어나기 때문에 날 수 있을까? 또 날개만 있으면 다 날 수 있을까? 예를 들어 새를 생각해보자. 새는 날개를 가지고 있어서 날 수 있다. 하지만 모든 새가 다 날 수 있는 것이 아니다. 타조를 생각해 보면 다른 새들과 같이 날개를 가지고 날개 짓을 하지만 날지 못한다. 왜 그럴까? 이런 의문들이 풀리게 된다면, 여러분은 비행기가 어떻게 뜨는가에 대해서 조금은 이해하게 된 것이라고 생각한다. 그럼 지금부터 이것들에 대하여 알아보도록 하자.
◎ 비행기 주위에 발생하는 힘
비행기가 비행 중에 있을 때 비행기에 작용하는 힘은 크게 4가지로 나룰 수 있다. 그것은 바로 추력, 항력, 중력, 양력이다. 우선 추력은 엔진에 의해 앞으로 나가는 힘, 즉 비행기의 속도를 내는 추진력을 의미한다. 그리고 항력은 비행기가 앞으로 나갈 때 비행기의 자체 모양이나 동체나 날개 그 부착물 등에 의해 앞으로 나가는 것을 방해하는 힘 즉 저항력을 의미한다. 또한 중력은 비행기가 날고 있을 때 비행기의 자중에 의해 지구 중심 방향으로 작용하는 힘이다. 그리고 마지막으로 비행기가 나는데 있어서 가장 중요한 힘인 양력이다. 이것은 바로 비행기를 날 수 있게 하는 원동력이다. 이 4가지 힘들이 날개 단면(airfoil)에 작용한다고 생각했을 때 위의 그림과 같이 표시된다.
양력이란 앞에서 말한 것과 같이 비행기에서 뜨는 힘을 지칭한다. 위에서도 말한 것과 같이 비행기를 뜨게 하는 힘이 발생되는데 이것이 바로 양력이다. 동체에서도 날개와 같이 양력이 발생될 수도 있지만 그것은 날개에서 발생되는 양력에 비해 아주 적은 부분을 차지하므로 무시 할 수 있다. 그러므로 양력은 날개에서 생기는 것으로 생각한다. 물론 헬리콥터에서는 회전동력에 의해 블레이드 하나 하나에 의해 양력이 발생한다.
◎ 에어포일 주위의 공기의 흐름
그러면 왜 날개에서는 양력이 발생할까? 날개를 횡축(항공기에 조종석과 꼬리날개를 이은 선에 연장선이라고 가정하자)을 기준으로 단면을 잘라서 나오는 날개단면의 모양을 에어포일(airfoil)이라 한다. 그림과 같이 공기는 에어포일 주위를 흐른다. 실제 에어포일 주위의 공기 흐름은 공기의 성질에 따라서 아주 복잡하게 형성될 수도 있지만, 여기서 공기는 아주 이상적인 성질을 가지고 생각하자.
즉, 에어포일에 달라붙어서 흐른다고 가정하는 것이다.
이 과정은 동일시간 내에 일어나는 것이므로 윗면의 공기입자는 아랫면의 공기입자보다 같은 시간 내에 더 많은 거리를 이동하게 된 것이다. 다시 말해서 날개단면의 윗면과 아랫면을 직선으로 펼쳤을 때 그 길이는 윗면의 길이가 아랫면의 길이보다 더 길기 때문에(왜냐하면, 에어포일의 형상은 윗면이 더 굴곡져 있으므로) 더 많은 거리를 이동했음을 의미한다.
따라서, 동시에 출발한 공기입자 둘이 같이 날개 뒷전(에어포일 제일 뒷쪽)에서 만나게 되므로, 윗면과 아랫면의 속도를 비교해 보면 같은 시간에 상대적으로 많은 거리를 이동한 윗면의 속도가 아랫면의 속도보다 크게 된다. (왜냐하면 속도=이동거리/시간 이니깐) 그러므로 같은 에어포일 내의 윗면과 아랫면이 상대적인 속도 차를 가지게 된다.
압력과 속도는 반비례하므로(베르누이의 법칙에 의거해서) 에어포일 상에서 속도가 더 빠른 윗면이 더 작은 압력을 갖게 되는 것이다. 결국, 위에서 누르는 압력보다 속도가 더 느린 아랫면에서 올려주는 압력이 더 크게 되므로, 항공기를 날게 하는 힘(양력)을 낼 수 있는 것이다.
◎ 날개 상하면의 압력차
압력차가 발생되는 이유는 위아래면의 속도차가 나기 때문일 것이다. 예를 들어 생각해보자. 보통 일상생활에서 쓰이는 종이의 양끝을 잡고, 그 끝의 중간 부분에 여러분들의 아래입술을 종이의 윗면에 대고 바람을 불어보자. (이때 종이가 너무 두껍고 또 무거우면 잘 알 수 없으므로 얇은 종이를 사용하기 바란다.) 이 때 허공에다 바람을 불면 소용이 없고 바람이 종이 윗면을 타고 갈 수 있도록 입술에 댄 종이 부분을 조금 곡면지게 하여 바람을 불어야 한다. 실제로 이렇게 해보면 종이는 아래로 내려가려고 하는 것이 아니라 오히려 위로 뜨려고 할 것이다. 이 이유는 무엇일까? 이것이 바로 비행기가 날 수 있게 하는 원동력이 발생되는 원리이다. 여기서 윗면은 바람으로 인해 속도가 빠르고 아랫면은 정지해 있는 공기이므로 윗면에 비하여 아랫면의 속도가 느린 것이다. 속도가 빠른 종이의 윗면은 속도가 낮은 아랫면보다 상대적으로 낮은 힘이 발생하게 되므로 종이의 상·하면에는 그 만큼의 압력차가 생기는 것이다. 이것이 바로 속도차이에 의해 압력차가 발생되는 것을 보여주는 실질적인 현상이다. 이것을 에어포일에 적용하여 생각해보면 이해가 쉬울 것이다. 여기서 베르누이 방정식을 이용한다면 이해가 좀 더 자세하고 논리적으로 알 수 있을 것이다. 그러나 이 내용은 날틀 창간호에서 다루었기 때문에 여기서는 설명하지 않겠다. 더 관심있는 분들은 날틀 창간호나 다른 서적을 참고하면 더 자세히 알 수 있을 것이다.
◎ 양력발생!!
지금 자신의 손바닥을 가슴 앞에서 마주 대보자. 양쪽에 같은 힘을 주면 아마도 평형상태가 될 것이다. 그러나 여기서 양쪽 손 중 어떤 손이든 간에 힘을 더 많이 주게 되면 힘을 더 많이 주게되는 방향으로 손의 위치가 이동하게 될 것이다. 여기서 힘이 크기가 다르면 힘이 큰 쪽에서 작은 쪽으로 그 둘의 차만큼 힘이 작용한다는 것을 알 수 있을 것이다. 이것을 다시 에어포일에서 생각해보면, 에어포일 위아래에서는 모두 압력이 작용하는데, 크기가 다른 이 압력들은 앞에서와 같이 위아래의 압력차이가 발생하게 된다. 힘은 높은 쪽에서 낮은 쪽으로 발생하게 되므로 압력이 큰 날개 아래면에서, 압력이 작은 날개 윗면으로 어떤 힘이 발생하게 된다. 이 힘이 바로 비행기를 뜨게 해주는 힘인 양력인 것이다. 그러나 날지 못하는 것은 몸무게가 너무 많이 나가서, 즉 양력보다 중력이 크기 때문에 날지 못하는 것이다. 결론적으로 비행기가 날기 위해서는 날개에서 발생되는 양력이 자체 하중보다 많이 발생되어야만 날수 있는 것이다.
◎ 양력이 발생하는 원리를 이용한 것들
우리는 지금까지 양력이 발생되는 원리를 잠시나마 짚어보았다. 우리 주위를 살펴보면 이러한 양력이 발생되는 원리와 유사한 현상을 주위에서 찾아 볼 수 있다.
우선 야구에서 투수가 공을 던질 때 공이 변화하는 곳을 볼 수 있을 것이다. 이것은 투수가 공을 던질 때 공에 회전이 가해지는데 이때 그림과 같이 공이 회전하고 그 주위를 공기가 지나간다. 그러면 공기의 흐름방향과 같은 방향인 곳은 속도가 빠를 것이고 또 반대방향인 곳은 그 만큼 속도가 작을 것이다. 그러므로 이러한 윗면과 아랫면의 속도에 차이로 압력차이가 발생하고 더 나아가서 힘이 발생하게 되고, 이 힘이 공을 변화하게 만들게 된다. 이것을 마그너스(Magnus) 효과라고 한다. 그리고 이런 공의 회전의 방향을 바꾸어 주게 되면 공의 변화하는 방향을 바꿀 수 있는 것이다. 실제로 이러한 마그너스 효과를 공에 적용하게 된다면 공은 떠오르게 될 것이다. 그러나 앞에서의 타조와 같이 대부분의 경우가 양력이 공의 무게를 이기지 못하므로 이런 경우를 보기 힘든 것이다. 만약 충분한 회전과 빠른 속도가 있다면 가능 할 수 있을 것이다.
또 경주용 자동차를 보면 그러한 원리를 이용한 것이 있다. 그것은 앞과 뒤에 달린 스포일러이다. 그것을 측면에서 자세히 살펴보면 에어포일 단면을 뒤집어 놓은 것 같은 모양일 것이다. 이것은 자동차가 빠르게 달리다보면 공기의 저항 뿐 아니라 양력이 발생하여 자꾸만 뜨려고 하는 현상이 발생하게 되는데 특히 경주용 자동차 같은 경우는 빠르게 달리기 위하여 공기의 저항을 최소화하는 유선형 몸체를 사용하고 또 차체도 가볍고 튼튼한 것으로 사용하기 때문에 그러한 영향이 크게 된다. 그러면 자동차 성능에도 많은 영향을 미치게되므로 이러한 장치를 사용한다. 이것을 사용하게 되면 날개에서 양력이 발생되는 원리와 같이 그와 같은 힘이 방향이 반대방향인 즉 땅 쪽으로 발생하게 된다. 그렇게 함으로서 자동차는 땅에 잘 접촉하여 더 빨리 달리 수 있게 되고, 그 만큼 자기의 성능을 발휘할 수 있게 된다.
그 외에도 많은 실질적인 예들이 우리 주위에 많이 있다. 그런 것들을 자신들이 스스로 찾아보는 것도 재미있을 것이다.
그러나 서두에서 말한 것과 같이 비행기의 날개에 양력이 발생된다고 해서 언제나 날게 되는
것은 아니다. 이 양력이 하중보다 크도록 발생되어야만 비행기는 뜨게 되는 것이다. 즉 다시 정리하면 비행기의 엔진에서 나오는 추력이 앞으로 움직이면서 받게 되는 저항, 즉 항력보다 크게 되고, 이 추력에 의해 발생하는 양력이 비행기의 하중, 즉 중량을 이겨야만 비행기는 날게 되는 것이다. 그리고 참고로 우리가 앞에서 생각해왔던 윗면은 곡면이고 아랫면은 평평한 에어포일을 아주 기본적인 모양이다. 에어포일 단면은 수많은 종류가 있고, 또 그에 따라 비행특성이 다 다르다. 지금은 여러 가지 모양의 에어포일을 연구하여 각각의 목적에 맞는 특성을 가진 고성능의 에어포일이 많이 개발되었다. 그 각각의 에어포일의 모양에 따라 날개 주위에 공기 흐름이나 양력, 항력의 발생되는 크기도 각각 다르지만 ss양력이 발생되는 원리는 변함이 없다. 아마 지금도 더 많은 양력을 발생시킬 수 있는 고성능의 에어포일이 계속 연구되고 있을 것이다.
◎ 받음각
이렇게 공기의 에너지 때문에 판이 수직 상방으로 들려지는 힘을 양력(揚力 : Lift))이라고 하고, 판을 뒤로 미는 것과 같이 후방으로 작용하는 힘을 항력(抗力 : Drag)이라고 부른다.
이 경우 판이 무게에 의해서 아래 방향으로 떨어지려는 힘이 작용하게 되는데, 이 힘은 중력(重力 : Gravity)이라고 부른다. 그래서 이 중력은 수직 위로 들어올리려고 하는 양력과 반대되는 힘으로서 작용하게 된다.
그리고 판이 항력에 의해 뒤로 밀리지 않게 전진방향으로 잡아주는 힘도 판에 작용하게 되는데 이 힘을 추력(推進 : Thrust)이라고 하고, 역시 항력과 반대되는 역할을 하게 된다.
판을 약간 기울이면 이렇게 4가지 힘이 종합적으로 발생하게 되는 것이다.
이 경우 받음각은 바람의 방향에 대해서 기울인 판의 각도를 말한다. 아랫쪽 그림에서 보면 평행으로 불어오는 바람의 방향에 대해서 약 30도 정도 판을 기울인 모습이므로 이 판의 받음각은 30도라고 말할 수 있다.
주의할 것은 받음각은 항공기와 지평선 사이의 각이 아니라, 항공기 주날개의 시위선(Chord Line)과 상대풍(Relative wind) 사이의 각을 말하는 것이란 점이다.
-에어포일(Airfoil)의 각부 명칭
윗면과 아랫면(upper surface & lower surface) : 에어포일의 윗쪽과 아랫쪽의 곡면을 말한
다. 공기는 이 에어포일의 면을 따라서 흐르며 양력을 발생시킨다.
앞전(Leading-edge) : 에어포일의 앞부분 끝을 말한다. 저속 항공기의 경우에는 앞전의 모
양이 둥글거나 두텁지만, 고속 항공기일수록 그 두께는 얇아지며 초음속 항공기의 경우에는
쐐기 모양으로 날카로운 앞전모양을 지닌다.
뒷전(Trailing-edge) : 에어포일의 뒷부분의 끝을 말한다. 뒷전의 모양은 일반적으로 직선모양이거나 뾰족한 모양을 가지기 때문에 에어포일을 전체적으로 유선형을 띄도록 해준다.
시위(Chord) : 시위선(Chord line)이라고도 하며 에어포일에서 앞전과 뒷전을 직선으로 이은 선을 말한다.
두께(Thickness) : 시위선에서 수직선을 그었을 때 에어포일의 아랫면과 윗면사이의 수직거리를 말한다. 이때 두께와 시위선과의 비율을 두께비(Thickness ratio)라고 부르고, 가장 두꺼운 곳의 수직선 길이를 최대두께(Max thickness)라고 한다.
평균캠버선(Mean camber Line) : 두께선을 이등분한 점을 연장해서 만든 선으로 에어포일의 모양을 나타내는 선이다.
캠버선(Camber) : 시위선에서 평균 캠버선까지의 길이를 나타내며, 시위선과의 비로서 나타낸다.
앞전 반지름(Leading-edge radius) : 앞전에서 평균 캠버선의 접선에 중심을 두고 앞전의 윗면과 아랫면에 접하도록 그린 원의 반지름을 말하며 앞전 모양을 파악하도록 해준다.
받음각(AOA : Angle Of Attack) : 공기의 진행방향과 에어포일의 시위선과의 사잇각을 말한다. 받음각은 뒤에 설명할 양력과 항력, 비행자세, 실속에 중요한 영향을 미치는 요소다.
-고도, 날개면적, 속도, 받음각과 양력과의 관계
이처럼 비행기가 공중에 뜨는 것은 날개의 모양과 받음각에 의한 것임을 알 수 있었다. 그런데 이 양력은 공기의 밀도와 날개의 면적, 그리고 기류의 속도(즉 비행기의 속도) 등에 따라서도 달라지게 된다.
이들 요소중 공기의 밀도는 밀도가 높을수록 대기압차가 커지기 때문에 밀도가 클수록 양력을 증가시키는 역할을 한다. 따라서 공기밀도가 낮은 고고도(High Altitude)에서는 비행기의 양력도 줄어들 수밖에 없다.
날개면적(Wing Area)은 일반적으로 비행기에 있어서 양력을 발생시키는데 직접적인 역할을 하는 주날개의 면적을 말한다. 따라서 기체 안정과 제어 역할만은 담당하는 꼬리날개나 핀은 면적에 포함시키지 않는다.
날개면적은 양력과 밀접한 관계가 있는데 일단 날개는 그 면적이 크면 클수록 양력이 발생하는 면적도 커지므로 양력은 증가하게 된다. 하지만 날개가 너무 크면 반대로 날개에 작용하는 항력이 커져서 비행기의 속도가 감소되므로, 그 추력을 증가시키지 않으면 양력은 다시 감소하게 된다. 따라서 여기에는 일정한 한도가 있게 마련이다.
속도(speed)와 양력과의 관계는 앞의 경우와는 달리 규칙적이다. 즉, 양력은 속도의 제곱에 비례해서 증가하는 것이다.
그래서 비행기의 속도가 2배로 되면 그 양력은 4배로 되고, 속도가 3배면 양력은 9배로 증가하게 된다.
받음각(AOA : Angle Of Attack)과 양력과의 관계는 항공기 기수를 기울이는 정도(받음각)만큼 힘이 분리되어 수직상방으로 힘이 작용하게 된다는 사실을 알았다. 즉 판에 받음각을 증가하면 증가할수록 양력도 증가하게 된다는 것을 일단 힘의 분리방향으로 이해할 수 있게 된 것이다.
하지만 받음각은 이러한 힘의 분리방향으로 이해하지 않더라도 그 양력이 증가하는 원리를 에어포일 주위를 흐르는 기류의 압력차이로서도 쉽게 알 수 있다.
받음각이 증가하면 증가할수록 기류는 그림 2-4와 같이 에어포일의 앞전 밑에서부터 윗면으로 흐르게 된다는 것이다.
따라서, 받음각이 증가하면 날개 윗면의 길이가 더욱 길어지는 효과가 발생하는 것이다. 따라서 날개 윗면과 아랫면은 압력차이가 더 발생하게 되므로 받음각이 증가하면 증가할수록 발생되는 양력은 증가하게 된다.
날개의 양력은 속도의 제곱에 비례하므로 비행기의 속도가 빠르면 날개의 양력도 증가되고 따라서 날개에 받음각을 주지 않아도 비행기는 유유히 하늘을 날 수 있게 된다.
하지만 비행기의 속도가 적으면 양력도 줄어들기 때문에 그 양력을 보충하기 위해서 비행기는 받음각을 증가시킬 수밖에 없다. 즉, 속도가 떨어짐에 따라 양력을 증가시키기 위해서 계속 기수를 들어 올려야 하는 것이다.
그래서 우리는 착륙하는 비행기들을 유심히 관찰해보면 모두 한결같이 기수를 조금 들고 착륙하는 것을 발견할 수 있다.
-실속(失速 : Stall)이란?
비행기는 날개의 아랫면과 윗면에 공기가 부드럽게 잘 흘러야만 앞서 말한 양력이 잘 발생할 수 있다.
그러나 실제로 기류를 자세히 관찰해보면 기류는 날개표면과의 마찰 때문에 날개 뒷전(Trailing edge)까지 따라 흐르지 못하고 도중에 흩어져서 소용돌이 흐름, 즉 와류(渦流 : Vortex)로 변하게 됨을 알 수 있다.
그림 2-4를 보면 첫 번째 그림의 경우 에어포일을 지난 기류가 뒷전 뒤에서 소용돌이치는 것을 알 수 있으나, 두 번째와 세 번째의 그림처럼 받음각을 증가시키면 증가시킬수록 와류가 뒷전부터 시작하여 점점 날개 윗면을 차지해 가는 것을 볼 수 있다.
이와 같이 날개의 받음각을 증가시키면 양력도 증가하는 반면, 와류가 날개윗면에 발생하여 공기흐름이 원활히 이루어지지 못하게 된다. 따라서 어느 정도 이상의 받음각을 주면 완전히 기류가 날개 윗면에서 떨어져 나가는 현상(박리 : Separation)까지 발생하게 된다.
이와 같이 와류가 날개 윗면에 발생하면 그 부분의 기류속도가 줄어들고 압력이 작용하는 면적이 작아지기 때문에 그만큼 양력이 줄어들게 된다.
따라서 받음각을 너무 많이 주면 날개 윗면이 완전히 와류로 둘러싸이게 되어서 양력이 발생하지 않게 된다.
즉, 비행기를 더 이상 공중에 떠받쳐 주는 힘이 사라지게 되는 것이다. 이러한 현상을 실속(失速 : Stall)이라고 한다.
이러한 실속 현상은 받음각 뿐만아니라 기류의 속도가 일정 속도 미만일 경우에도 발생한다. 따라서 항공기의 속도가 너무 작아 날개가 실속에 이르게 되는 속도를 실속속도(Stall speed)라고 부른다.
항공기는 속도를 가속하는 이륙시보다 속도를 감속하는 착륙시에 속도제어 미숙으로 종종 실속상태에 빠지기도 한다. 따라서 착륙시에는 항공기를 실속속도 이상으로 유지하는 것이 절대적으로 중요하다.
하지만 실속속도보다 훨씬 빠른데도 불구하고 항공기는 가끔 실속상태에 빠지기도 한다.
특히 비행중에 한쪽 날개가 실속상태에 빠져 나선활강 상태에 돌입하는 것을 스핀(spin)이라고도 하는데 이러한 것이 대표적인 예이다.
이러한 비행중 실속은 항공기중에서, 특히 전투기가 급기동을 실시할 때도 발생하게 된다.
항공기의 조종파트에서 다루겠지만 전투기가 급선회를 한다는 것은 기체를 상방향으로 들어올리는 것과 같은 조작과 기동이다.
따라서 수평비행중인 상태보다 더 많은 상승능력, 즉 양력이 필요하게 된다.
따라서 전투기가 선회하는 모습을 정밀하게 관찰해보면 기체 진행방향에 대해 전투기가 상당히 기수를 치켜들고 있음을 알 수 있다.
즉 고 받음각 상태가 되는 것이다. 그래서 다음에 설명할 공중전 플랩과 같은 고양력장치를 사용하는 것이다.
실속속도에 가까운 저속 상태에서는 급선회에 필요한 양력이 부족하게므로 전투기는 급기동을 할 수가 없다. 바로 이것 때문에 공중전에서 '에너지는 생명이다'라는 말이 적용되는 것이다.
-4가지 항력
항공기가 비행할 때에는 비행을 방해하는 여러 가지 공기의 항력을 받게 된다.
이러한 항력은 형상항력, 표면마찰항력, 유도항력, 조파항력 이렇게 4가지로 나눌 수 있다.
그럼 우선 형상항력부터 살펴보도록 하자.
평판을 공기의 흐름과 직각이 되도록, 즉 받음각이 90도가 되도록 세운다면 판은 공기의 흐름 방향으로 힘을 받게 된다.
이때 공기의 흐름이 평판을 뒤로 미는 것과 같이 작용하는 항력을 형상항력(Profile drag)이라고 한다.
그리고 물체의 표면에 작용하는 공기의 점성 때문에 공기가 물체의 표면과 마찰하면서 작용하는 항력은 표면마찰항력(Skin friction drag)이라고 한다.
하지만 이 항력은 엄밀히 말하자면 형상항력의 범주에 속한다고 할 수 있다.
공기가 비행기에 양력을 발생시킴으로써 날개를 지난 공기의 흐름은 본래의 흐름방향에서 약간 밑으로 처지는 방향으로 흐르게 된다.(downwash)
이에 의해서 날개의 시위에 직각인 방향으로는 공기 흐름의 운동량 변화가 발생하게 되는데, 이에 의하여 양력의 방향이 수직에서 약간 후방으로 기울어져 항력성분이 발생하게 된다.
이렇게 해서 발생하는 항력을 유도항력(Induced drag)이라고 한다.
이 유도항력은 날개에서 양력이 발생하는 한 없앨 수는 없는 항력이다.
조파항력(Wave drag)은 항공기가 초음속비행을 할 때 발생하는 항력으로서 초음속비행시에는 이 조파항력이 항공기에 가장 큰 항력을 주게 된다.
이 조파항력의 원인은 초음속 비행시에 발생하는 충격파 때문인데, 충격파는 곧이어 다루기로 한다.
-충격파와 마하콘
소리가 전해지는 속도는 음속이라고 하는데, 오스트리아의 연구가인 마하의 이름을 따와 일반 적으로 마하(Mach)수로서 표시한다.
따라서 마하 1이라고 하면 그 속도는 소리의 속도와 동일한 것을 뜻한다.
하지만 음속은 공기나 물과 같은 전해지는 매질과 그 매질의 온도에 따라서 변화한다.
따라서 Mach=1.0 이라고 해도 그 실제 속도는 매질의 상태에 따라서 달라지게 된다.
상온 15도의 공기중에서 소리의 속도는 약 340.43m/sec 정도이다. 따라서 항공기의 속도가 마하 1이라고 해도 온도가 낮은 고공을 비행하고 있다면 실제 속도는 이보다 더 적을 것이고, 반대로 더 높은 온도에서 마하 1이라면 이 속도보다 빠르게 날고 있게 되는 것이다.
충격파(Shock wave)는 항공기가 소리의 전달속도에 가까워지거나 보다 빠르게 날고 있을 때 발생한다.
항공기가 음속에 이르게 되면 항공기 바로 앞에 있는 미소한 음파들이 합쳐져서 좁은 띠를 형성하며, 공기흐름이 강하게 압축되기 때문이다.
따라서 이 압축된 공기의 벽이 큰 항력을 발생시키므로 항공기는 초음속 돌파시에 큰 추진력이 필요한 것이다.
그리고 이 항력 때문에 프로펠러기들이나 헬리콥터가 초음속 비행을 하지 못하는 것이기도 하다.
이 압축된 충격파는 항공기자체보다 기류속도가 빠른 날개 윗면부터 먼저 발생하기 시작하여 날개 앞뒤에 생기게 되고, 항공기 전체가 충격파가 발생하게 된다.
이때 발생하는 충격파는 그림과 같이 항공기를 원추형의 끝점으로 두는 거대한 원추형 모양의 충격파가 된다.
이러한 충격파 모양을 마하콘(Mach cone)이라고 한다.
음속돌파시에 발생하는 이 충격파가 지상에 전달되면 '꽈꽝'하는 폭발음이 엄습하게 된다.
만약 낮은 고도에서 이 음속돌파가 이루어졌다면 유리창이 모두 깨지고 약한 구조물은 파괴되는 일이 발생하기 때문에 일반적으로 육지 상공에서의 초음속 비행은 금지되어 있다.
-가로세로비와 테이퍼비
가로세로비(Aspect ratio)는 날개길이를 시위선으로 나눈 값이다. 따라서 가로세로비가 크면 클수록 날개는 글라이더처럼 길게 쭉 뻗게 된다.
앞서 설명한 유도항력(Induced drag)은 날개의 가로세로비가 클수록 작아진다고 했는데 그 이유는 날개의 시위가 짧기 때문에, 힘의 방향이 전방으로 향하게 되는 항력성분도 역시 얼마 작용하지 않기 때문이다.
따라서 이러한 비행기는 양력대 항력비, 즉 양항비가 높아 공중에서 활공 특성 및 고고도 비행특성이 우수하게 된다.
이렇게 군용기중에 유도항력을 줄이기 위해서 설계한 항공기로는 U-2 고고도 정찰기가 대표적이다.
테이퍼비(Tapet ratio)는 동체에 붙어 있는 날개쪽, 즉 날개뿌리와 날개끝의 시위와의 비율을 말한다.
따라서 그림과 같이 테이퍼비가 크면 클수록 날개 끝이 좁아지는 형태의 날개가 된다.
일반적으로 항공기는 날개 끝으로 갈수록 시위가 작아지는 테이퍼비를 지니고 있으며, 이렇게 생긴 이유는 양력특성에 따른 구조적인 이유 때문이다.
만약 날개가 동체와 연결되어 있는 부분이 끝부분보다 더 좁으면 모든 무게가 집중되는 연결부위의 강도를 크게 높여야 하기 때문이다.
-상반각
우리가 자주 보는 항공기들은 앞에서 보았을 때 날개 뿌리보다 날개끝이 윗 방향에 있는 경우가 많다.
이 경우 날개가 수평보다 위로 올라간 각도를 상반각(上反角 : Dihedral)이라고 한다.
상반각은 항공기가 비행중에 발생하는 옆미끄러짐에 대한 안정성(가로안정성-Static lateral stability)을 갖게 해주기 때문에 특히 여객기에 있어서는 필수적으로 사용되고 있다.
이렇게 안정성을 주는 이유는 그림과 같다. 일단 상반각을 갖는 항공기가 그림처럼 오른쪽 방향으로 미끄러지면 오른쪽 날개는 상반각 만큼 윗방향으로 속도성분이 증가하고, 이는 곧 양력증가로 이이져 오른쪽 날개는 왼쪽 날개보다 들리게 된다. 따라서 더 이상 기체가 오른쪽 방향으로 미끄러지는 것을 막게되는 것이다.
이는 마치 배가 무게중심(CG : Center of Gravity)을 물에 떠있게 하는 부력중심보다 아래로 내리기 위하여 그림처럼 역삼각형 모양의 아랫부분을 갖고 있는 것과 흡사한 안정성이다.
이 경우에도 배가 만약 오른쪽으로 기울어진다면 그만큼 오른쪽 부분의 부력이 증가하여 배는 왼쪽으로 복원되어 기울어지지 않고 안정을 유지하게 되는 것이다.
-고양력장치
항공기는 가능하면 저속으로 착륙을 해야만 정확하고 안전하게 활주로에 진입할 수 있을 뿐만아니라 활주거리도 단축시킬 수 있다.
특히 비행갑판의 면적이 작은 항공모함에 착함하는 항공기라면 저속진입은 더욱 절실한 문제가 된다.
하지만 앞서 살펴보았듯이 항공기의 속도가 저속이면 날개에서 발생되는 양력도 그만큼 줄어들게 된다.
따라서 공중에 체공하기 위해서는 최소한 실속속도보다는 높아야 한다.
하지만 저속의 단발 프로펠러 비행기들과 달리 초음속 군용기들은 접근속도가 200km/h를 넘곤 한다.
따라서 착륙속도를 낮추고, 저속에서도 항공기를 안전하게 떠 있게 해줄 수 있는 목적으로 날개에 고양력장치가 장착되게 되었다.
고양력장치로서 대표적인 것은 앞전플랩과 뒷전플랩이 있으며 작동되는 방식에 따라 여러 가지 방식으로 다시 분류된다.
앞전플랩(Leading edge flap)은 에어포일에서 앞전부분이 아랫방향으로 움직이도록 설계된 장치를 말하는 것으로서 앞전에 작용하는 힘을 분산시킴으로써 항력을 크게 증가시키지 않으면서도 날개의 최대양력을 증가시킨다.
또 F-14 톰캣전투기 경우와 같이 앞전 플랩과 날개와의 틈(slot)이 벌어져 있으면, 이곳을 통과한 기류가 날개 윗면의 흐름박리를 감소시킬 수 있으므로 저속에서도 양력을 증가시키며 실속을 더욱 지연시킬 수 있다.
뒷전플랩(Trailing-edge flap)은 날개 뒷전의 일부분이 앞전플랩과 같이 아랫방향으로 작동되도록 설계된 장치를 말한다.
이 뒷전 플랩은 대부분의 항공기가 장착하고 있는데, 일반적인 고양력장치나 플랩하면 바로 이 뒷전플랩을 말하는 것이다.
뒷전플랩이 작동되면 날개의 시위가 증가된 것과 같은, 즉 날개가 넓어진 효과가 발생하므로 받음각이 일정한 경우 양력이 증가함과 동시에 실속에 이르는 받음각이 줄어들게 된다.
따라서 날개의 플랩을 작동시키면 같은 양력을 발생시키더라도 항공기는 더욱 저속에서, 낮은 받음각으로 착륙을 할 수 있게 되는 것이다.
비교적 최근에 설계된 전투기들은 날개 뒷전에 부착된 에일러론까지도 고양력장치로 활용하려는 경향 때문에 에일러론이 담당하던 롤링(rolling) 조작은 수평꼬리날개의 작동각을 서로 엇갈리게 하여 조작하게 하는 차등꼬리날개(Differential tail, Taileron)형식을 채택하기도 한다.
그러한 대표적인 군용기는 F-14, F-111, Su-24, 재규어, 토네이도 등을 들 수 있다.
F-16기종의 경우에는 조종면에 해당하는 에일러론까지 착륙장치 작동과 동시에 약 20도 정도늘 변위시켜 플랩과 같은 효과를 낼 수 있도록 하는 플래퍼론(Flaperon)방식을 채택하여 부족한 뒷전플랩 면적을 보완하고 있다.
플랩은 비단 이착륙시에만 활용되는 것이아니라 그림의 F-5E 에어포일과 같이 전투기동시에 부족한 양력을 보완하기 위하여 기동성을 향상시킬 목적으로 사용되기도 한다.
이와같이 기동성증가 목적으로 플랩이 사용될 때 이러한 플랩을 공중전플랩(ACM flap) 또는 기동플랩(Manoeuvre flap)이라고 한다.
날개형태별 장단점
항공기를 위에서 내려다보았을 때 주날개의 형태는 각 기종마다 모두 특이하다. 날개형태 에 따라서 항공기의 성능이 크게 좌우되기 때문이다.
항공기 주날개는 그 형태에 따라 직선익, 타원형 날개, 후퇴 날개, 전진 날개, 삼각날개, 가변 날개 등으로 나뉜다.
-직선익
직선익은 저속에서의 안정성이 우수하고, 날개 끝부분에 실속이 잘 걸리지 않는 특성이 있다.
그리고 직사각형 모양이라서 주날개를 쉽고, 강하게 제작할 수 있기 때문에 속도가 빠르지 않은 중저속 항공기, 특히 경비행기에 주로 사용되는 날개이기도 하다.
-타원익
타원익 직선익과 특성이 비슷하다고 할 수 있는데, 날개에서 발생되는 양력분포에 따라 부드러운 곡선으로 날개를 설계했기 때문에 직선익보다 전체적으로 더 양력효율이 높다. 하지만 타원형이라서 구조적으로 제작이 어렵기 때문에 거의 사용되지 않는 날개이기도 하다.
제 2차 세계대전 당시 영국 본토방공전(Battle of Britan)에서의 활약으로 유명했던 스핏파이어 전투기의 주날개 형태이기도 하다.
-후퇴익
후퇴익(Swept wing)은 가장 기본적인 날개인 직선익과 비교하여 직진시에 안정성이 우수하며, 항력이 적게 발생한다는 특성이 있다.
특히 음속 돌파시에 생기는 충격파의 발생을 지연시켜주기 때문에 다른 형식의 주날개보다 더 쉽고 더 빠르게 항공기를 음속에 도달할 수 있게 해주는 장점을 갖고 있다.
이것이 가능한 이유는 다음과 같다.
후퇴익 정면에서 불어오는 기류는 후퇴각 방향으로 흐르는 기류와 그 기류에 직각인 기류로 분할하여 생각할 수 있다.
이중에서 후퇴각을 따라서 흐르는 기류는 날개 끝 방향으로 향하기 때문에 날개에서 발생하는 양력이나 항력에 직접적인 영향을 미치지는 않는다.
즉, 후퇴익에 직접적인 영향을 미치는 기류는 후퇴각의 직각인 방향의 기류 흐름이라고 볼 수 있는 것이다.
따라서 후퇴각이 클수록 후퇴각 방향의 기류흐름은 커지게되니까, 그만큼 실제 날개에 영향을 미치는 기류는 실제 항공기 속도보다 늦출 수 있는 것이다.
그래서 후퇴익은 초음속돌파에 매우 효과적인 것이다.
하지만 후퇴익 고유의 단점 또한 갖고 있다.
후퇴익 그 날개 특성상 날개 위를 흐르는 공기가 그림과 같이 바깥쪽을 흐르게(Out flow) 된다.
따라서 날개 뿌리부분부터의 와류가 날개 끝으로 가면서 계속 합쳐져 날개 끝에 이르러서는 양력이 거의 발생하지 않는 상태에 빠지게 된다.
즉 날개끝에서 실속(翼端失速 : Wing tip stall)현상이 벌어지는 것이다.
이 날개끝 실속은 날개뿌리부분의 상대적인 상승을 가져와 기수가 갑자기 들리는 현상을 유발시킨다.
그리고 더욱더 심각한 현상은 이 실속이 날개 끝에 위치한 에일러론의 작동까지도 방해한다는 것이다.
따라서 이러한 단점을 막기 위하여 과거의 후퇴익 항공기들은 날개에 경계층판을 붙이기도 했다.
-전진익
일반적으로 전진익(Forward swept wing)이란 양력을 발생시키는 주날개의 좌우 끝이 날개가 동체에 붙어있는 동체뿌리보다 앞쪽에 있는 날개를 말한다.
전진익 항공기의 장점은 후퇴익 효과와 같이 고속비행이 가능하다는 것에 있다.
그리고 후퇴익과는 반대로 전진익 자체가 불안정성을 갖고 있기 때문에 조종성의 극대화를 추구할 수 있다는 것도 하나의 장점이다. 따라서 고기동성 연구를 목적으로 NASA에서 X-29라는 유명한 전진익 실험기를 만들기도 했다.
하지만 전진익은 아직 완전히 실용화된 기술은 아니다. 단점을 완전히 극복하지 못했기 때문이다.
전진익 항공기의 경우 날개와의 연결부위, 즉 날개뿌리는 항공기의 하중이 많이 걸리는 부분이기도 하다.
그래서 항공기가 고속으로 비행하게 될 경우에는 날개에 걸리는 하중이 지속적으로 증가하게 되며, 이 하중으로 인해 날개는 계속 뒤틀림이 발생하게 된다.
이렇게 하중이 증가하는 악순환으로 인해 날개가 일그러지거나 끊어지는 현상(발산현상 : Divergence)이 전진익의 단점인 것이다.
또한 전진익은 그림과 같이 후퇴익과 반대로 날개 안쪽으로 기류가 흐르기(In flow) 때문에 날개에서 발생하는 충격파가 날개뿌리로 모이게 된다.
이는 곧 날개뿌리근처의 구조 피로도를 증가시켜 고속비행기에는 간단히 적용시키기가 어렵게 된다.
그래서 X-29기는 이러한 단점을 극복하기 위해 탄소강화섬유 복합재로 날개뿌리 구조를 강화시키고, 카나드라고 부르는 작은 귀날개를 달기도 했다.
-델타익
델타익(Delta wing)은 음속 이상의 고속비행에 사용할 목적으로 개발된 날개이다.
아음속이하를 비행하는 항공기는 작은 후퇴각으로도 충분하지만 마하 2급이상의 고속비행을 목적으로 한다면 60도 이상의 후퇴각을 갖는 날개가 적합하다.
하지만 구조상으로 60도 이상의 후퇴각을 주면 초음속에서 견딜 수 있는 날개를 제작하기가 어려워진다.
그래서 이러한 문제를 극복하기 위해서 델터익이 탄생한 것이다.
델터익은 앞전의 후퇴각이 크면서도 날개의 중심 뼈대인 날개보(Spar)가 날개의 뒷전을 동체와 직각으로 가로지를 수가 있기 때문에 날개를 매우 강하게 만들 수 있다는 것이 장점이다. 또한 음속부근에서 공기역학적 중심의 변화가 거의 없다는 것도 장접으로 꼽힌다.
하지만 이렇게 고속비행에 적합한 반면 저속에서는 기동성이 떨어지는 것이 단점이다.
그 리고 주날개의 가로세로비가 작기 때문에 저속 순항시 유도항력이 크게 발생하고, 안정성이 나빠진다는 것도 단점에 해당한다.
그리고 일반적인 고양력장치를 쓸수 없으므로 저속 착륙시에는 부족한 양력을 보완하기 위하여 매우 큰 받음각을 취한상태로 착륙해야만 한다는 것도 역시 무시할 수 없는 장점이다.
따라서 이러한 단점을 보완하고자 더블 델터익, 카나드 델터익, 오지익과 같은 다양한 날개가 파생되었다.
-가변익
위에서 살펴보았듯이 날개는 그 형태에 따라서 각각 다양한 특성을 나타내었다. 그래서 항공기의 속도에 따라서 날개의 모양을 바꾸어 각 형식의 장점을 최대한 활용한다는 개념의 날개가 바로 가변익(Swing wing/Variable Geometry wing)이다.
그래서 가변익은 저속시에는 양력특성이 우수하고 안정된 비행성능을 제공하는 직선익과 같은 형태를 갖추고, 천음속에서나 음속 돌파할 때에는 후퇴익을, 초음속일때는 삼각익과 같 은 날개형태를 유지한다.
따라서 이러한 장점만 본다면 가변익은 이상적인 날개형태라고도 할 수 있으나 실제로는 날개 연결부위의 작동장치와 강도문제로 중량이 증가되어, 결국 고정형 날개에 비해서 크게 성능이 향상된다고 볼 수는 없다.
이러한 복잡한 시스템을 사용하므로써 발생하는 유지비용과 항공기 단가를 생각한다면 가변익은 아직은 특수목적의 날개라고 할 수 있겠다.
면적법칙
면적법칙(Area rule)은 1953년경에 발견된 법칙으로서 초음속을 넘지 못하던 YF-102 요격기를 구제한 법칙으로서 유명하다.
당시 YF-102는 센추리 시리즈(F 일련번호 100번대를 말함)로서 당연히 음속을 돌파해야 했음에도 불구하고 마하 0.98에 머물렀기 때문에 미공군에 채용되지 못할 위기에 처해있었다. 하지만 면적법칙을 적용함에 따라 겨우 음속을 돌파하여 미공군이 정식으로 채택하게 된 것이다.
면적법칙은 항력이 동체와 날개의 단면적의 합으로서 이루어진다는 법칙이다. 따라서 이 법칙을 적용시키면 큰 항력이 발생하는 날개와 동체의 연결부위를 오목하게 만들어서 동체의 단면적에 날개의 단면적을 흡수시킬 수가 있게 된다. 그래서 결국 항공기 전체로 보면 마치 날개의 단면적이 사라진 듯한 효과를 낼 수 있는 것이다.
이 법칙은 당시 막 쏟아져 나온 초음속 군용기에 유행처럼 적용되었고, 우리 공군이 보유한 F-5 계열 전투기의 동체 중앙동체에도 그 흔적이 진하게 남아 있다.
공기흡입구
공기 흡입구는 엔진의 연소에 필요로 하는 공기를 엔진에 공급하는 역할을 한다. 하지만 군용기의 경우는 급기동이나 초음속비행 때문에 일반적인 항공기와는 조금 다른 공기흡입구 형상을 지닌다.
군용기에 대한 자료들 중에서, 특히 전투기 자료들을 보면 가변식 공기 흡입구와 고정식 공기 흡입구에 대한 언급도 자주 나올 것이다.
초음속상태의 공기가 엔진의 압축기에 그대로 들어오게 된다면 충격파도 함께 직접 들어옴 은 물론이고 엔진이 필요로 하는 공기의 양을 제대로 공급할 수가 없게 된다.
따라서 마하수 2 이상의 군용기의 경우에는 그림에서 예로든 F-15와 같은 가변공기흡입구를 가질 수밖에 없게된다.
그림에서 보면 왼쪽에 있는 F-15는 아음속상태의 공기흡입구로서 내부의 램프는 작용하지 않고 있다.
하지만 오른쪽의 F-15는 흡입구가 위로 들리면서 내부의 램프들이 경사지게 작동되어 충격파나 공기가 직접 엔진으로 들어오지 않도록 하는 구조를 이루고 있음을 알 수 있다.