익형(airfoil)

익형(에어포일)이란 공기역학적인 힘으로 양력을 얻기위해 만들어진 구조물이다.
평평한(flat surface)표면도 양력을 얻을 수 있지만 받음각(AOA)에 따른 항력이 크므로 효율적인 형태는 아니다.
즉, 항력(DRAG)를 줄이고 양력(LIFT)를 많이 얻기 위해 고안된 형태가 AIRFOIL(익형)이다.
표면을 지나가는 공기의 흐름이 AERODYNMIC FORCE를 만들어 그에 대한 반작용을 얻도록 만들어진 구조물.
통상적으로 항공기 날개가 AIRFOIL의 대표적인 형태.
항공기 날개 뿐만 아니라 horizontal stabilizer , vertical stabilizer , propeller blades 등도 모두 에어포일의 한 종류이다 . 또한, control suface , secondary control surface 등도 에어포일의 형태이다.
에어포일의 형태에는 여러 종류가 있는데, 항공기의 순항속도 혹은 목적에 따라서 형태가 상이하다.
아래의 그림을 참고한다.

ref. phak figure 4-6 airfoil design

* subsonic (아음속) 민간항공기의 순항속도
* transonic (천음속) 음속이하 혹 음속이상의 속도가 공존하는 속도
* supersonic(초음속) 음속보다 빠른속도 음속 mach 1.0 =약 1200km/h
* hypersonic(극초음속) 음속의5배 이상의 속도




음속은 온도에 비례하므로 고도가 상승될수록 음속은 줄어들고 mach number는 증가한다 .

critical mach number(임계마하수) 란 항공기가 음속에 도달하는 속도이며, 항공기 어느 한 부분이라도 음속에 도달한다면(보통 항공기 날개 윗면이 먼저 음속에 도달한다) 그 속도가 critical mach number이다.
계기속도(IAS), TAS , GS 와는 상이할 수 있다.

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위의 그림을 참고한다.

chord line 이란 leading edge 에서부터 trailing edge 까지 직선으로 연결한 line이다.

mean camber line 이란 사진에서는 camber line 으로 표시되어 있는데 에어포일 두께의 중심선들만을 연결한 line 이다.

camber 란 chord line 과 mean camber line 의 높이 차이를 말한다.

에어포일은 NACA0000 4자리 코드 혹은 NACA00000 5자리 코드로 분류한다.
4자리 코드의 첫번째 digit은 max. camber의 크기를 시위(코드라인)의 백분율로 표시
두번째 digit은 max. camber의 위치를 앞전으로부터 시위(코드라인)의 십분율로 표시
세번째 네번째 digit은 AIRFOIL 최대두께를 시위(코드라인)의 백분율로 표시한 것이다.


결론적으로 양력(lift)은 공기흐름(airflow)의 방향이 얼만큼 바뀌느냐에 따라 결정되어지기 때문에
항공기 날개 익형(airfoil)이 탄생하게 되었고 , 익형의 특성인 곡률(camber)이 증가함에 따라 양력(lift)도 증가한다.

ref.https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/VirtualAero/BottleRocket/airplane/shape.html

Effect of Shape on Lift

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경계층(BOUNDARY LAYER)

경계층(boundary layer)이란 항공기 날개표면으로부터 일정 구간안에서 공기의 속도가 변화하는 층을 말한다. 이 특성은 공기의 점성에 의해 발생한다.
경계층 안에서는 사진과 같이 층류(laminar flow)와 난류(turbulent flow)로 구분 짓는다.

층류(laminar flow)란 유체의 흐름이 일정하며 층이 붕괴되지않는 흐름이다. 난류(turbulent flow)보다 표면마찰항력(skin friction drag)를 작게 만든다. 하지만 덜 안정적이다.
그래서 항공기에 voltex generator를 설치해 경계층분리(air flow seperation)을 예방하거나 지연시킨다.
voltex generator는 boundary layer 위에 와류(voltex)를 생성하여 공기 흐름을 섞으므로써 boundary layer 안에 에너지를 추가시켜 공기흐름 분리를 지연시킨다.

난류(turbulent flow)란 boundary layer안에서 공기흐름 즉 유체의 흐름이 무질서하고 비정상적인 흐름이다.

이 층류(laminar flow)와 난류(turbulent flow)는 레이놀즈 수(reynolds number)로 알아볼 수 있다.
레이놀즈 수(Reynolds number)는 관성의 의한 힘 과 점성의 의한 힘의 비율을 나타내는 수다.
층류는 점성에 의한 힘이 지배적이고, 난류는 관성에 의한 힘이 지배적이다.
레이놀즈 수 2100미만 이면 층류 , 4000초과 이면 난류 , 2100-4000 사이의 값은 trasition point라 한다.

위 그림에서 자세하게 표현되어있다.
separation point란 공기의 흐름이 분리혹은 박리 되어 떨어져나가는 지점으로, 이 separation point 이후 후류(wake)가 생성된다.
분리가 일어나는 이유는 공기흐름이 표면마찰항력(skin friction drag) ( skin friction drag는 전단응력때문에 발생)
때문에 점차 에너지를 잃어 속도가 느려지고, 날개뒷전으로 갈수록 압력이 높아짐에 따라 공기흐름이 압력을 이기지 못하고 역류(역압력구배)하며 결국 흐름이 분리되어 떨어져 나가는 것(후류 wake)이다.

받음각(AOA)가 증가함에 따라 separation point는 앞전(leading edge)쪽으로 이동한다.
받음각이 증가하면 , 항공기 CP는 전방으로 이동한다
플랩은 항공기 CP를 후방으로 이동시킨다

ref. https://www.grc.nasa.gov/www/K-12/airplane/boundlay.html , 조종사표준교재 2.9.2 , jeppesen ppm 3-7