FLYERS

ASPECT RATIO(가로세로비)

ASPECT RATIO란 날개길이(WING SPAN)와 평균시위길이(CHORD)의 비율이다.
ASPECT RATIO는 LIFT/DRAG 특성에서 중요한 요소이다.
같은 받음각(AOA)일때 , ASPECT RATIO가 클수록 WINGTIP VOLTEX가 적어진다. 적은 VOLTEX가 적은 INDUCED DRAG를 만든다.
따라서 ASPECT RATIO가 클수록 LIFT/DRAG RATIO도 커진다.

대부분의 훈련용 항공기나 GENERAL AVIATION 항공기는 높은 ASPECT RATIO의 날개를 채택하였다. 특히 , 높은 받음각(AOA)상태인 상승기동에서 큰 ASPECT RATIO가 좋은 항공기 퍼포먼스를 보여준다.

하지만 ASPECT RATIO를 마냥 크게 할 수 없다. 날개 무게가 증가하므로 WING LOAD가 크게 작용된다. 즉, 고속비행에서 날개의 구조적 강도에 불리하며 , 또한 기동성이 감소한다.

큰 ASPECT RATIO의 장점: induced drag의 감소로 lift 증가 , aspect ratio가 증가하면 양항비(lift-drag ratio)도 증가
단점: 항공기 날개 구조적 안정성 낮음(bending stress 증가) , 날개 무게 증가 , 기동성 저하


참고로 양력은 날개 뿌리부분에서 가장 크게 발생하며 , 날개 끝으로 갈수록 양력이 적게 발생된다.
이 양력발생의 분포도를 이용하여 만든 날개가 타원형날개(ELLIPTICAL WING) 이다.

ref.조종사표준교재2.5 , PM2 22p-24p , jeppesen ppm 3-8

TAPER RATIO(테이퍼 비)

TAPER RATIO란 날개 뿌리 시위 길이와 날개 끝 시위길이의 비율이다. taper ratio가 1이면 , 직사각형의 날개형태이다.

TAPERED WING은 날개무게를 줄이고 , INDUCED DRAG를 감소 시킨다. 특히, 고속에서의 항력감소가 특징이다.

WINGTIP VOLTEX가 작게 발생하여 INDUCED DRAG를 적게 발생시킨다.

테이퍼비가 크다는건 직사각형 형태에 가깝다는 것(rectangular wing) .
테이퍼비가 작다(TAPER WING)는건 작은 WINGTIP VOTEX 로 유도항력이 감소해 양력이 증가.
테이퍼 형태에 따른 날개무게 감소. 또한, WING ROOT의 강도가 좋고, 연료를 더 많이 탑재할 수 있다.

ref.조종사표준교재2.5 , PM2 22p-24p , jeppesen ppm 3-8

날개형상의 종류( WING PLANFORM )

elliptical wing(타원형)= 날개의 양력발생분포도에 따라 고안된 형태. 아음속 비행에서 가장 이상적인 날개 형태. but 스톨에 취약하다( full stall 이전까지 warning이 거의 없다.) 제작이 어렵다.

regular wing(rectangular wing) = wing root에서 먼저 실속이 발생하기 때문에 타원형 날개보다 stall에 안정적이다.
또한 wing root가 먼저 stall 되므로 aileron 조작도 용이하다.

taper wing= elliptical wing 과 rectangular wing을 혼합한 형태로 induced drag를 최소화 하면서 stall warning에 안정성도 취했다. 특히, 고속에서의 drag감소가 특징이다. 날개의 무게 또한 줄어듬. 제작도 용이하다.

sweepback wing = 고속비행에 적합한 형태. 임계마하수(critical mach number)를 높인다. but stall speed를 높이고 , wingtip에서 스톨이 먼저 일어난다. stall 상태에서의 aileron 조작이 어렵다.
* 후퇴익의 leading edge slat과 slot , leading edge flap의 효과는 trailing edge flap보다 크다. 공기흐름의 패턴을 더욱 바꾼다.

forward swept wing = sweepback wing과 마찬가지로 임계마하수를 크게한다. wingtip에서 stall이 먼저 발생하지않는다.
그러나 날개를 비트는 경향이 sweepback wing 보다 크다. 이 경향성이 항공기 구조적 문제를 야기시킨다.

delta wing = 음속을 넘는 속도에서는 60도이상의 후퇴각을 주어야하는데 이는 구조적 안정성을 낮춘다. 그래서 고안된 형태. 초음속 비행에 적합하며, 저속에서 의 유도항력이 크다. 이착륙시에 high speed가 필요해 상업용 항공기에 부적합하다.

*canard(귀날개) = 저속에서의 세로안정성(longitudinal stability)을 확보하기 위해 카나드를 항공기 노즈 부분에 설치하기도 한다. canard는 horizontal stabilizer와 다르게 날개와 같은 위로 양력을 발생시킨다. 그리하여 공기역학적으로 유리하다.
또한 날개보다 낮은 받음각(lower AOA)에서 STALL 현상이 일어나게 설계함으로써, 날개가 STALL되기 전에 NOSE DOWN을 만들어 안정성을 가진다.

후퇴익(sweepback wing)

chord line 에 평행한 사진속의 검은 부분에서만 공기는 가속하게 된다 . 후퇴익은 이 평행하게 흐르는 기류의 양을 줄임으로써 공기를 덜 가속시키고, 이것이 임계 마하수를 높인다.
항공기 동체보다 항공기 날개 윗면이 음속에 먼저 도달하게 된다. 그 이유는 압력이 낮은 항공기 윗면(베르누이)의 공기가 가속하게 되면서 음속에 먼저 도달하기 때문.
이것을 임계마하수(critical mach number)라고 한다.
후퇴익은 이 임계마하수를 높인다. 후퇴익은 날개윗면을 지나는 공기의 가속도를 줄이고, 이것이 임계마하수를 높이는것이다. 또한 후퇴익은 날개 끝에서부터 실속이 일어나게 되어 실속 상태에서 aileron의 조작이 어렵다.

• 후퇴익의 효과는 다음과 같다.

1. 임계마하수를 높인다.
2. directional stability에 기여한다. ( 기수가 slip side 쪽 날개를 가림 )
3. Lateral stability에 기여한다 . ( 상반각 효과를 가짐 )
4. 임계마하수를 높이면서 drag divergence의 속도도 높인다.
5. 천음속구간에서 조종성을 유지시켜준다.
6. 30도 이상의 후퇴익이 효과적이다
7. 마하 2 이상의 속도에선 60도 이상의 후퇴익이 효과적이다.

* 후퇴익에서 leading edge의 high lift device는 trailing edge의 high lift device보다 훨씩 효과적이다.
* 후퇴익의 wingtip에서 shock stall 이 발생하면 날개의 cp는 inward forward로 이동한다.

ref.조종사표준교재2.5 , PM2 22p-24p , jeppesen ppm 3-8 3-10, phak 5-21 , https://www.boldmethod.com/learn-to-fly/aerodynamics/wing-sweep/

WING TWIST OR WASHOUT

wing washout or wing twist 란 항공기 날개의 양력발생 분포를 의도적으로 줄여나가 wingtip에서 적은 양력을 발생시키게 하는 것이다. 그림에서와 같이 입사각(the angle of incidence)을 wingroot에서부터 wingtip까지 점차 줄여나가 wing root에서 날개의 받음각(AOA)가 크고, wingtip으로 갈수록 받음각(AOA)이 적어진다.
이러한 날개의 특성은 스톨이 wingroot에서부터 발생하게 함으로써 stall 상태에서의 aileron 조종성을 증가시켜준다.
또한 wingroot에서 발생한 airflow seperation이 꼬리날개에 buffet 현상을 일으키므로써 stall warning의 역할도 한다.




INDUCED DRAG를 줄이는 방법
1. TAPERED WING OR ELLIPTICAL WING
2. HIGH ASPECT RATIO
3. WING TWIST( Wing washed out 이랑은 다름)
4. WINGLET





ref. PM2 22p -24p . https://www.youtube.com/watch?v=TlNRbQtxa7U

• 양향비(LIFT/DRAG RATIO)

lift/drag ratio 란 양력 대 항력의 비율을 말하는 것이다. 또한 양력계수를 항력계수로 나눈 값과 같다. 양력과 항력 공식을 참조해보면 알 수 있다. 양항비가 크면 1. 장거리 운항에 적합하고 , 2. 항공기무게를 크게 늘릴 수가 있다.

L/D MAX

• L/D MAX 란 양항비가 최대가 대는 지점의 속도이다. 
• PARASITE DRAG와 INDUCED DRAG의 합이 최소가 되는 지점. 즉 TOTAL DRAG가 최소 값을 갖는 속도이다.
• 이 L/D MAX는 딱 한지점에서만 존재한다.
• 이 L/D MAX지점에서 받음각이 더 크게 혹은 더 작게 변화하면 항력은 증가한다.
• LEVEL FLIGHT을 하는 조건으로 표를 참고하면 된다. 낮은 속도에서는 높은 받음각으로 인해 INDUCED DRAG가 크고 , 높은 속도에서는 빠른 속도로인한 PARASITE DRAG가 크다 .
• 즉 받음각은 INDUCE DRAG의 증감을 가져오고 , 항공기 속도는 PARASITE DRAG의 증감을 가져온다.
• 프롭 항공기는 L/D MAX에서 maximum glide range를 얻을 수 있다. 항공기 무게와 상관없이 항상 같은 glide performance를 제공한다.
• GA 항공기에서 L/D MAX 속도보다 낮은 속도는 reverse command 지역이다. 즉, pitch for airspeed , power for altitude
• L/D MAX 속도보다 높은 속도에서는 pitch for altitude , power for speed 이다.

L/D MAX

• 제트 항공기

1. BEST ENDURANCE SPEED ( 최대 운항시간을 확보하는 속도 )

best endurance speed는  fuel flow가 최소인 속도이다

2. BEST CLIMB ANGLE SPEED ( 최고 상승각도의 속도 )

3. BEST GLIDE RANGE SPEED ( 무동력일 경우 가장 먼거리를 이동하는 속도 )

* 제트 항공기에서 L/D MAX 이상의 속도에서 maximum rate of climb 속도가 나온다. 최대 상승률

* 제트 항공기에서 L/D MAX 속도는 maximum climb angle 속도이다.   최대 상승각

* 제트 항공기에서 L/D MAX 이상의 속도에서 BEST RANGE 속도가 나온다. 

• 프로펠러 항공기

1. BEST RANGE SPEED ( 최대운항거리 속도 )

specific range가 최대일때의 속도이다. specific range란 단위연료무게당 이동할수 있는 거리이다.

시간당연료소모율/시속이 최대 값일 때이다.

2. BEST GLIDE RANGE SPEED ( 무동력에서의 최대거리 확보하는 속도 )

ref.https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/ldrat.html , Airplane Flying Handbook, 4–3, Aerodynamics for Naval Aviators, p. 32–33, Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge, 5–5 through 5–6

항력(DRAG)

항력(DRAG)란 공기흐름에 저항하는 힘으로 항공기의 진행을 방해하는 힘. 항력은 고체가 유체를 통과하면서 생성된다. 항공기 표면 마찰로 인해 유체속도가 느려지면 , 유체의 점성에 의해 항공기 표면을 지나는 공기의 일부분이 속도가 느려지게 되고 , 즉 , 마찰과 점성으로 인해 항력이 생성된다.
항력은 1. 추력에 반대되고 , 2. 상대풍(RELATIVE WIND)과 평행 3. flight path에 평행
양력이 생성되면 항력은 필수적으로 동반되어 진다.

ref. https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/VirtualAero/BottleRocket/airplane/drag1.html , 조종사 표준교재 2.1 , JEPPESEN PPM 3-14

항력을 구하는 공식은 다음과 같다.

항력계수도 양력계수와 마찬가지로 공기의 점성과 공기의 압축성이 풍동실험의 조건과 비슷하다면 항력계수 값이 얼추 비슷하지만, 점성이 크게 달라지거나 , 음속을 넘어서는 고속의 항공기라면 항력계수의 값도 크게 달라질 수 있다.

ref.https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/dragco.html

항력(DRAG)의 종류

항력은 크게 유도항력(INDUCED DRAG) 와 유해항력(PARASITE DRAG)으로 구분짓는다.

유도항력(induced drag)은 양력이 발생함에 따라 필수적으로 생성되는 항력이다.

유해항력(parasite drag)은 항공기 주변 공기의 흐름, 난기류 , 혹은 항공기 형상 등으로 공기의 흐름을 방해 함으로써 나타나는 항력이다.
form drag(형상항력) , skin friction drag (마찰항력)
interference drag(간섭항력) 으로 구분 짓고 ,
초음속 항공기에 적용되는 wave drag(초파항력)도 있다.

PROFILE DRAG는 SKIN FRICTION DRAG와 FORM DRAG를 합쳐 지칭하는 단어이다.

유도항력(induced drag)

유도항력은 양력이 생성됨에 따라 필수적으로 따라오는 항력이다. 받음각(AOA)에 직접적인 연관이 있다.
유도항력의 생성기전은 항공기 날개 위아래면의 압력차로 인해 , 공기가 아래에서 위로 흐르려고하여 와류(voltex)생성 - 와류가 날개 뒤쪽으로 돌아 나가면서 하강기류(downwash) 생성 - downwash가 상대풍의 방향을 아래 쪽으로 바꾸면서 상대풍에 수직으로 발생하는것이 양력인데 상대풍의 방향이 아래쪽으로 바뀌면서 양력의 방향도 약간 뒤쪽으로 바뀌어 작용한다. 여기서 양력은 비행방향에 수직인 성분 , 비행방향에 수평인 성분 으로 나뉘는데, 비행방향과 수평인 성분이 유도항력으로 작용한다.
유도항력은 downwash가 강해짐에 따라 강해진다.
또한 , 속도의 제곱에 반비례한다.
즉 낮은 속도일때 받음각이 커지기 때문에 유해항력(INDUCED DRAG)의 값은 크다.


유도항력을 줄이는 방법은 다시말해 , 1. wingtip voltex를 줄이는 것과 같다.
1. TAPERED WING , ELLIPTICAL WING 사용
2. HIGH ASPECT RATIO 적용
3. WING WASH OUT
4. WINGLET 장착

• 항공기 중량이 증가하면 같은 고도를 유지하기 위해 더 많은 양력이 필요하게 되므로 유도항력이 증가한다.

BANK ANGLE 에 따른 INDUCED DRAG

1. 15도 뱅크 유도항력 7% 증가
2. 30도 뱅크 유도항력 33% 증가
3. 45도 뱅크 유도항력 100% 증가
4. 60도 뱅크 유도항력 300%증가

* BANK ANGLE 에 따른 LOAD FACTOR
1. 45도 1.5 G
2. 60도 2G
3. 70도 3G

LOAD FACTOR 2G 이면 INDUCED DRAG는 4배 증가 . 제곱으로 증가

ref.조종사 표준교재 2.1.3 , jeppesen ppm 3-16 , PM2 20p

유해항력(parasite drag)

간섭항력(interference drag)는 공기의 흐름이 교차되어지는 지점에서 형성된다. 예를 들면 윙루트(wing root ) 같이 두면이 수직으로 되어 있는 부분에서 간섭항력(interference drag)가 발생한다. 수평미익과 수직미익이 연결되는 지점도 마찬가지이다. 랜딩기어도 interfence drag를 생성한다.
두 공기의 흐름이 교차되면서 생기는 항력인 것이다. 이러한 부분에는 fairing 혹인 fillet 을 장착하여 공기의 흐름이 수직으로 교차되어 지지 않게 함으로써 interference drag를 줄인다.

형상항력(form drag)는 항공기 동체와 그 주위를 지나가는 공기의 흐름에 의해 발생되는 항력이다. 공기 흐름이 분리되어 발생한 wake에 의해 발생되는 항력이다.
유선형(streamline)의 형상일 수록 이 form drag를 줄일 수 있다.
WAKE가 클수록 FORM DRAG도 커진다.
항공기 랜딩기어에 FARING을 장착해 형상항력을 줄일 수 있다.

SKIN FRICTION DRAG는 항공기 표면의 거친부분에 의해 생성된다. SURFACE AREA , ROUGHNESS , AIRSPEED 에 관련이 있다.
아무리 매끈한 동체도 현미경으로 관찰하면 거친표면이다.
공기의 얇은 층이 이 거친표면에 정체되면서 발생하는 항력이다. 이러한 이유로 항공기 리벳을 평평하게 만들었다.

조파항력(wave drag)은 항공기가 천음속 혹은 초음속 비행을 할 때 발생하는 항력이다. 천음속 항공기도 항공기 형태에 따라 부분적으로 음속을 넘을 수 있다.(민항기의 항공기 날개 위 등) . wave drag가 생성되는 속도를 항력발산 마하수(DRAG RISE DRAG DIVERGENCE) 라고하며 , 이 항력발산을 지연시키고자 sweep back (후퇴익) 모양의 날개를 채택했다.

속도에 따른 INDUCED DRAG & PARASITE DRAG

속도가 2배 유해항력은 4배증가
STALL SPEED에 가까울때 INDUCED DRAG는 가장 크고 , PARASITE DRAG는 가장 작다.
INDUCED DRAG는 속도에 반비례
PARASITE DRAG는 속도의 제곱으로 커진다.




ref. 조종사 표준교재 2.1.3 , JEPPESEN PPM 3-15 , PM2 17p-20p

 wingtip voltex

날개끝 와류(wingtip voltex)란 항공기 날개 위아래 압력차이로 인해 발생하는 와류 현상. 

고압지역인 날개 아래의 공기가 저압지역인 날개 위로 공기를 밀어 올림으로써 발생한다.

이 날개끝 와류(wingtip voltex)는 유도항력(induced drag)를 생성, 양력의 감소를 가져온다.

유도항력(induced drag)이란 양력(lift)이 후방으로 작용하는 것. 공기의 흐름이 날개를 지나면서 , 아래쪽으로 흐름방향이 바뀌게 되어 발생.

즉, 이 induced drag 때문에 total lift action은 relative wind에 수직이 아닌 약간 뒤쪽으로 작용한다.

wingtip voltex가 날개뒷전의 공기흐름을 뒤쪽 하방(downward)으로 당겨 내림으로써 유도항력(induced drag)가 형성된다. 즉, 상대풍의 각도를 뒤쪽 아래쪽으로 바꾸어 total lift의 방향이 수직이아닌 약간 뒤쪽으로 발생하는 것이다.

또한 이러한 wingtip voltex는 받음각(AOA)에 따라 커진다. 즉, 받음각(AOA)이 크면 wintip voltex가 커지고 결과적으로 induced drag도 커지게 된다.

ref. 조종사 표준교재 16p, jeppesen ppm 3-16

wingtip voltex를 줄이는 winglet

winglet은 항공기 wingtip voltex를 줄여 drag를 감소시키려는 역할을 한다.

이러한 winglet은 voltex를 작게 하고, 작은 voltex는 적은 drag를 형성한다.

결과적으로 항공기의 연료효율을 좋게 하려는 목적이 있다.

윙렛의 종류

1. classic winglet - 초창기 윙렛 모양으로 날개의 90도 꺽인 방향으로 부착된 윙렛형태. inteference drag가 증가했다.

2. blended winglet - inteference drag 감소를 위해 날개와의 경계가 부드러운 형태가 되도록 고안한 형태

3. wingtip fence - 에어버스에서 고안한 형태로 위아래의 방향으로 부착되어 있다.

4. sharklet - 에어버스에서 개발한 형태로 윙팁과 윙렛의 연결부가 곡선형태를 띈다.

5. raked wingtip - 윙렛은 아니다. 윙팁의 후퇴각을 더주는 형태. 

6. split scimitar winglet - 스플릿 시미터 윙렛은 날개 끝에 위아래로 갈라진 칼 시미터 처럼 생겼다고 해서 붙여진 이름이다. 윙렛의 한 종류 . 

7. AT winglet - advanced techknowledge의 약자로 , 보잉사에서 개발한 최신 윙렛이다 b737 MAX항공기에 장착하며 , 대한항공에서 제조한다.

기압고도(pressure altitude)는 해당 지역의 기압치 대신 29.92inhg를 세팅하였을 때 고도이며 , 전이고도(transition altitude)이상의 고도에서는 기압고도를 모두 사용하도록 통일 되어진다.

절대고도(absolute altitude)는 AGL(above ground level) 해수면이 아닌 지표면 혹은 장애물 으로 부터의 실제 고도이며, 절대고도의 측정은 항공기 radio altimeter로 전파를 이용하여 측정한다.

진고도(true altitude)란 MSL(mean sea level) 에서 부터의 고도이다. 전이고도(transition altitude)미만에서는 고도계가 진고도를 지시하도록 local altimeter setting을 하여야 한다.

밀도고도(density altitude)는 pressure altitude 에서 공기의 비표준온도를 수정(non standard temperature를 보정)한 고도이며, 항공기 퍼모먼스에 직접적으로 연관이 있는 고도이다. 온도가 상승하면 밀도고도도 상승하고 항공기 퍼포먼스는 저하된다.

지시고도(indicated altitude) 란 고도계의 기압세팅을 하였을때 고도계가 지시하는 고도이다.

표준 기준면(standard datum plane) 이란 높이의 기준점이 되는 면을 의미하며, 이 기준면이 0m가 된다. 15'c ,29.92inhg해수면의 높이를 표준기준면으로 정하며 3-5년 간의 평균 해수면의 높이를 기준면으로 한다.

encoding altitude는 mode c transponder에서 송출하는 고도로 트랜스폰더상의 고도이며 29.92 inhg를 기준으로한다.


ref. phak 8-6 , 조종사표준교재 159p

고도계 수정치(altimeter setting)란 고도계를 수정하는 방법을 이야기한다. QFE , QNH , QFF , QNE의 방법이 있다.

QFE(현지기압, field elevation pressure)
공항공식표고(official elevation of the aerodrome)에서의 기압값, QFE를 기준으로 하여 기압고도계를 세팅한 항공기는 공항 공식 표고점(예:인천공항 6.9m)에 있을 경우 고도계 값은"0"으로 표시된다.
* 기압측정 기준 고도는 ARP를 사용한다. runway threshold가 ARP와 7ft 이상 차이 날 경우 runway threshold 고도를 사용한다.

QFF(해면기압, mean sea-level pressure)
QFF는 공항 기압계 설치지점으로부터 평균해수면(mean sea-level)까지를 실제대기조건으로 현재온도를 적용한다. QFF와 QNH의 차이는 대기의 상태가 국제표준대기와 명확히 다를 때(예를 들면, 기온이 높고 고도가 높은 공항) 확연히 구별된다. 해면경정이란 공항 기압계 설치지점부터 해수면까지를 ISA 기준으로 보는 방법이다.
즉 , QFF는 공항표고의 온도에서 평균해수면의 온도까지 실제대기조건으로 측정한 기압 수정 방법이다.
즉, QNH는 공항표고에서부터 평균해수면까지를 ISA 기온감률조건으로 가정하여 측정한 기압 수정 방법이다.
온도가 ISA 감률조건이라고 가정하여 해면경정

QNH(고도계 수정치, atmospheric pressure at nautical height)
현지기압(QFE)에서 해수면까지를 ICAO 표준대기 값(ISA)을 적용하여 해면경정한 값. QNH로 기압고도계를 세팅한 항공기가 공항 공식 표고에 있을경우 고도계 값은 공항의 공식표고 값(예: 인천 6.9m)을 나타낸다.

QNE(고도계 수정치, 전이고도(14,000ft) 이상에서 사용)
QNE는 기압고도계의 표준대기 1013.2hPa로 맞추는 고도계 수정치이며 QNE로 공항의 착륙지점까지의 고도를 알 수 있다. 대양 상공을 비행하거나 특정고도 이상의 고공을 비행할 때에는 동일한 QNE를 사용하여 항공기 충돌을 방지한다.

ref. 항공기상 업무지침 190p

전이고도(transition altitude) 란 항공기의 수직고도가 공항주변 MSL를 기준으로 통제되는 고도를 말한다.
transition height 란 AGL airport reference point 기준으로 항공기 수직고도가 통제되는 고도를 말한다.
전이층(transition layer) 이란 전이고도와 전이비행고도의 사이에 있는 층을 말한다. 전이층을 통과하며 강하하는 항공기는 QNH 고도계 세팅을 하여야 하며 , 전이층을 통과하여 상승하는 항공기는 QNE 고도계 세팅을 하여야 한다.
전이비행고도(transition level) 란 FL(flight level)을 사용 가능한 가장 낮은 고도를 말한다. transition level 부터 FL을 사용하여야 한다.

ref. jeppesen airway manual 110p

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

양력(lift)이란 유체(물이나 공기)의 흐름방향(flow direction aka relative wind)에 대해 수직으로 작용하는 힘이다.

*상대풍(relative wind)이란 항공기 진행방향(flight path)과 정반대 되는 방향. lift는 relative wind에 수직으로 발생하고, drag 때문에 total aerodynamic force는 약간 뒤쪽으로 발생한다.
즉 , 양력은 1. relative wind 2. flight path 의 수직으로 발생
즉 , 항력은 1. relative win 2. flight path 의 반대방향으로 발생

부력은 유체나 물체가 정지해 있어도 생성되는 힘이지만, 양력은 유체나 물체중 하나는 흘러야 한다. 즉, 유체 혹은 물체의 움직임이 필요하다는 차이점이 있다.


양력은 아래와 같은 이유로 생성된다.
a) 뉴튼의 제3법칙(작용. 반작용)
b) 날개 윗면과 아랫면의 압력차(베르누이의 정리에 의해 유체의 속도가 빨라지면 압력 감소)

추가적인 양력은
a) 코안다 효과
b) 마그누스 효과
등에 의해 생성된다.

양력 발생의 원리에 잘못된 이론 몇 가지를 알아본다.
a. 벤츄리 효과(ventury effect)
b. 동시 통과 이론(equal transit time)
c. 물수제비 이론(skipping stone)

정확한 양력의 계산은 나비에-스토크스 방정식으로 구할 수 있지만 , 아직 풀리지 않은 난제이며 , 정확한 해가 없어 근삿값으로 유추해볼 수 있다.
나비에-스토크스 방적식이란 뉴튼의 제2법칙(f=ma)에 유체의 압축성과 점성을 고려한 식이다.
유체의 점성을 고려하지 않고 압축성만 고려한다면 오일러 방정식(f=ma에 유체의 압축성을 고려한 식) 이 적용된다.
참고로 속도는 세기와 방향성을 가지며, 속력은 세기만 가진다.

양력공식

CL=양력계수
S=날개단위면적
P=공기밀도
V=항공기속도

양력계수란 양력(lift)을 받음각(AOA)에 따라 측정한 값이다. 풍동실험을 통해 값이 산출되며, 익형(AIRFOIL)의 형태에 따라 값이 달라지므로 , 각각의 익형(AIRFOIL)마다 풍동실험을 통해 양력계수를 산출한다. 즉, 조종사는 받음각(AOA)을 변화시키므로써 양력계수(CL)를 변화시킬 수 있다.

200mph이하의 속도에서는 양력계수의 값이 꽤 정확하지만 , 200mph이상 혹은 음속의 속도에서는 공기의 압축성 때문에 값이 부정확해진다. 또한, 공기의 점성이 풍동실험의 조건과 크게 다르다면 양력계수 또한 부정확한 값이 될 수 있다.

ref.https://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/liftco.html , JEPPESEN PPM 3-6

차례대로 하나씩 살펴본다.

뉴튼의 제3법칙(작용. 반작용):항공기 날개(airfoil)를 지나는 air flow의 방향이 아래로 휘어지게 되고(날개 airfoil 형태 혹은 AOA에 따라 공기 흐름의 방향이 아래쪽으로 흐르게 된다), 그(DOWNWASH)에 대한 반작용으로 위로 작용하는 힘이 발생하여 양력이 발생한다.

ref.https://wright.nasa.gov/airplane/newton3.html

베르누이의 정리: 결론부터 말하자면 양력을 발생시키는 원리로써는 불완전한 이론이다. 벤츄리 관내에서만 증명된 이론이다. 하지만 에어포일을 지나는 유체의 압력 차이를 설명할 수 있는 이론이다.

베르누이의 정리란 질량 보존의 법칙을 유체역학에 적용한 것이다. (정압(static pressure) + 동압(dynamic pressure) = 총 압(total pressure) 총압은 항상 일정하다는 방정식

ref.https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/wrong3.html

이를 증명하는 실험이 벤츄리관 실험이다.
벤츄리관 실험: 총 압(total pressure)이 항상 어느 지점에서나 같아야 하므로, 면적이 좁은 ventury throat(사진)에서는 유체의 속도가 빨라지므로써 총압(total pressure)이 같게 되는 결과 값을 나타낸다.

벤츄리관 실험의 결론: 유체 속도가 빠르면 압력이 낮다.

참고로 ventury effect를 이용한 항공 계기는 pitot tube가 있다.

이 베르누이의 정리는 양력을 설명함에 있어서 한계가 있다.
A) The theory is based on an analysis of a Venturi nozzle. But an airfoil is not a Venturi nozzle.
항공기 날개 에어포일 주변의 공기는 벤츄리관처럼 갇혀있지 않다.
B) The Venturi analysis cannot predict the lift generated by a flat plate.
익형(airfoil) 형태가 아닌 평평한 물체에서의 양력 설명을 할 수 없다. 라이트 형제의 초기 비행기는 곡률(camber)이 0 였지만 양력이 발생한다.
C) This theory deals with only the pressure and velocity along the upper surface of the airfoil. It neglects the shape of the lower surface. 항공기 날개 윗면의 익형(airfoil) 형태에 따라 벤츄리 효과가 일어난다는 것인데, 항공기 날개 아랫면도 양력 발생에 영향을 끼친다.

ref.https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/wrong3.html

추가적인 양력을 발생시키는 a) 코안다 효과 b) 마그누스 효과를 살펴본다.

코안다 효과(coanda effect)란 제트 유체가 물체 표면을 따라 더욱 달라붙어 흐르려고 하는 경향성이다. 제트 유체란 주변 흐름보다 더 빠른 유체의 흐름을 말한다.
이것은 베르누의 정리(속도가 빠르면 압력이 낮아지고, 속도가 느리면 압력이 높아진다)와 관련이 있다.

원리는 물체의 윗면에서 제트 유체가 흐르면 상대적 저기압이 되고 상대적으로 고기압인 물체 상부 주변의 공기가 제트유체를 누르면서 제트유체가 물체에 달라붙어 흐르려는 경향성을 가지는 것이다.
예를 들어 입으로 바람을 부는 행위 , 헤어드라이기 등을 생각하면 이해가 쉽다. 코안다 효과의 실생활에서의 활용은 다이슨 에어 랩, 무풍 선풍기 등이 있다.

코안다 효과(coanda effect)를 이용하여 만든 항공기 보잉사 YC-14 항공기, 안토노브 an-72가 있다.
코안다 효과를 이용하여 항공기 날개에 수직적인 힘을 추가할 수 있고, 상대적으로 더 높은 AOA에서도 흐름 박리(airflow separation)를 더 지연시키는 효과가 있다.

마그누스 효과(magnus effect)란 코안다 효과와 마찬가지로 베르누이의 정리가 기반이 되는 현상이다.
유체 속을 회전하며 나아가는 물체의 회전 방향은 저기압 , 반대방향은 고기압이 형성되고, 이로 인해 수직으로 발생하는 힘이 magnus force이다.

마그누스 효과(magnus effect)를 활용하여 나는 비행기 실험.

양력 발생과 관련하여 잘못된 이론들을 살펴본다.

a. 벤츄리 효과(ventury effect)

위에서 설명했듯이 베르누이의 정리에서의 벤츄리 효과는 양력을 설명함에 있어서 한계가 있다.
A) The theory is based on an analysis of a Venturi nozzle. But an airfoil is not a Venturi nozzle.
항공기 날개 에어포일 주변의 공기는 벤츄리관처럼 갇혀있지 않다.
B) The Venturi analysis cannot predict the lift generated by a flat plate.
익형(airfoil) 형태가 아닌 평평한 물체에서의 양력 설명을 할 수 없다.
라이트 형제의 초기 비행기 혹은 곡률(camber)이 0 인 항공기도 양력이 발생한다.
C) This theory deals with only the pressure and velocity along the upper surface of the airfoil. It neglects the shape of the lower surface. 항공기 날개 윗면의 익형(airfoil) 형태에 따라 벤츄리 효과가 일어난다는 것인데, 항공기 날개 아랫면도 양력 발생에 영향을 끼친다.

ref.https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/wrong3.html

b. 동시 통과 이론(equal transit time)

베르누이 정리를 바탕으로 한 이론이다. 항공기 윗면이 곡률(camber)로 인해 아랫면보다 길이가 길어 속도가 빠르다는 이론으로 틀린 이론이다.

풍동실험에서의 증명.
항공기 앞전(leading edge)에서 갈라진 airflow는 항공기 뒷전(trailing edge)에서 만나지 않는다.

ref.https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/VirtualAero/BottleRocket/airplane/wrong1.html

c. 물수제비 이론(skipping stone)

공기 분자가 날개의 아랫면에 부딪혀 양력이 발생한다는 이론이다.
a) his theory is concerned with only the interaction of the lower surface of the moving object and the air.
단지 날개의 아랫면의 상호작용만을 다루었다.
b) Because this theory neglects the action <--> reaction of molecules striking the upper surface.
날개의 윗면에서도 분자의 상호작용이 있는데 무시한 이론이다.

하지만 특정 조건에서는 맞는 이론이다. 고속의 항공기가 고고도의 저밀도 상공을 지날 때에는 성립된다. 예를 들어 스페이스 셔틀이 10,000 mph(초음속)에서 지구 대기권에 들어오려고 할 때는 성립한다. 지구 대기는 고밀도이기 때문에.

ref.https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/VirtualAero/BottleRocket/airplane/wrong2.html

CP(center of pressure) 란 항공기 날개 에어포일의
압력 중심점이다.

AOA가 증가하면 CP는 앞으로 이동
AOA가 감소하면 CP는 뒤로 이동한다.
FLAP을 전개하면 CP는 후방으로 이동한다

ref. 조종사 표준교재 14p-16p , https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/cp.html

참고로, 보통의 항공기에서 무게 중심점(CG)은 압력 중심점(CP)보다 앞쪽에 있도록 요구한다.
무게 중심점(CG)이 압력 중심점(CP)보다 앞쪽에 있으므로 NOSE DOWN MOMENT가 발생하고, 이 NOSE DOWN MOMENT가 항공기 안정성을 부여한다. (CP = CL)
항공기 nose가 pitch up 할수록 항공기 꼬리날개의 tail down force는 줄어듬(꼬리날개의 받음각 감소).
받음각 증가하면 , 꼬리날개 받음각 감소하여 taildown force 감소 .
받음각 감소하면 , 꼬리날개 받음각 증가하여 , taildown force 증가
그 결과, pitch up 된 노즈가 down 되려는 moment 발생.
반대의 경우 , 항공기 nose가 pitch down 할수록 항공기 꼬리날개의 tail down force가 증가(꼬리날개의 받음각 증가)되어 nose pitch up moment를 만든다.
이러한 작용이 longitudinal stability를 증가시킨다.

• CG가 앞으로 이동할수록( forward CG) 위 표와 같은 효과들이 나타나게 된다.

1. FWD CG인 경우

a.longitudinal stability 증가
b. lower cruise speed.( fwd cg때문에 증가된 tail down force를 상쇄하기 위해 같은 속도에서 더 큰 받음각이 필요하다 )
c. higher stall speed ( fwd cg 때문에 증가된 tail down force를 상쇄하기 위해 즉 동 lift를 생성하기 위한 속도와 받음각이 더 필요하다 )
d. easy to recover stall

2. AFT CG인 경우

a. longitudinal stability 감소
b. high performance
c. lower stall speed
d. hard to recover stall

* 일반적으로 landing gear를 extend 하면 cg는 약간 전방으로 이동한다.
* 반대로 landing gear를 retract 하면 cg는 약간 후방으로 이동한다.

ref. jeppensen ppm 528p


*받음각( AOA ) 는 1. 양력 , 2. 항력 , 3. 속도를 컨트롤한다.
* 고고도에서는 저고도 보다 같은 양력을 만들어내기 위해 더 빠른 TAS가 필요하다. 공기의 밀도가 낮기 때문이다.
*즉 같은 AOA 와 같은 고도에서 비행하기 위해선 고도가 상승할수록 더 빠른 TAS가 필요하다.
*항공기는 이러한 뉴튼의 제2법칙(작용. 반작용) 혹은 압력의 차이들을 이용하여 공중으로 부양(LIFT)되기 때문에 익형(airfoil)의 형태를 날개에 적용함으로써 양력의 효과를 극대화하고 항력을 최소화시켰다.

대기는 지구를 감싸고 있는 공기이며, 질소 78% , 산소 21% 다른 가스 1% 로 구성되어져 있다.

산소의 대부분은 지표면으로부터 35,000ft 미만에 존재한다.

공기는 30km에 90%가 존재한다.

대기는 a)온실효과(태양 복사에너지를 흡수)로 지구의 열을 가두는 역할, b)산소와 이산화탄소를 공급(식물의 광합성 및 동물의 호흡), c)해로운 태양자외선(오존층 보호) 및 d)우주에서의 외부 물체로부터 지구를 보호(대기권으로 들어오는 물체를 연소)하는 역할을 한다.

대류현상은 uneven heating 에 기인하며, 따뜻한 공기는 팽창하여 밀도가 낮고 , 차가운 공기는 수축하여 밀도가 높은 특징이 있다. 고로 , 따뜻한 공기는 상승 , 팽창 하려는 성질이 있고, 차가운 공기는 하강 , 수축 하려는 성질이 있다.

water vapor를 많이 가질 수록 밀도는 낮아진다.

ref. ac 00-6b , pm2 12-3 ,  네이버 백과사전 

대기권은 온도를 기준으로 layer를 구분 지었다.

기온감률(temperature lapse rate)란 고도에 따른 기온 변화율이다.

극지방 보다 적도지방의 대류권계면의 고도가 높기 때문에 , 적도지방에서는 TS 뇌우가 상당히 높은 고도에서 존재할 수 있다. 

기온감률의 종류는 다음과 같다.

환경기온감률( environmetal lapse rate ) - ICAO에서 규정한 기온감률 1000FT 당 2도

건조단열기온감률( dry adiabatic lapse rate ) - 1000ft 당 3도

습윤단열기온감률( moisture adiabatic lapse rate ) - 1000ft 당 1.5도 . 이러한 이유는 물이 응축될 때 잠열을 방출하기 때문이다.

이슬점 감률은 1000ft 당 0.5도 .

즉, 구름의 운저고도를 구할 때 1000ft 당 2.5도의 기온감률로 계산하여 운저고도를 예측 할 수 있다.

ref. pm2 335p - 337p

공기는 유체이며, 유체의 특성인 점성(viscosity)을 가지고 있다. 항공역학적으로 이 점성의 특성과 관련하면,  항공기 표면 공기의 흐름에 대해 어느 정도의 저항을 가지고, 그리하여 날개의 표면에서 유체의 속도에 영향을 받는 층이 생긴다.이 층을 경계층(boundary layer)라고 한다. 즉, 공기의 경계층(boundary layer)에서 마찰로 인해 속도가 느려지면 저항이 유발되고, 이 저항이 날개 공기흐름을 방해하여 항력(Drag)를 만든다.

ref. phak , ppm , 조종사 표준교재

ISA(international standard atmosphere) 표준대기 값 해수면 평균대기압 1013.2mb / 29.92inhg , 15'C 59'F , 1000FT당 2'C 감률 , 1000FT당 1inhg , 1000FT당 30hpa 감소값을 가진다. ISA 기준 36,000ft -56.5'c 까지 

대기압을 이용한 계기는 속도계(ASI), 고도계(ALT), 승강계(VSI) , MANIFOLD PRESSURE INDICATOR 있다.

대략 18,000FT 상공에서 평균해수면 대기압보다 절반의 대기압 값을 가진다. 

열권(termosphere)는 고도가 상승함에 따라 온도가 증가한다. 전리층 , 오로라 , 유성 현상이 나타나는 층이다.전리층이 존재한다. 이 전리층은 전파를 반사하는 특성이 있어 원거리 통신에 유용하다.

중간권(mesosphere)에서는 다시 고도가 상승함에 따라 온도가 감소한다. 중간권에 topside가 지구에서 온도가 가장 낮은 부분이다. 유성 , 야광운 등의 특징이 있다.

ref. ac 00-6b 1.3.3 , 네이버 백과사전

성층권(stratosphere)은 오존이 밀집되어 있는 오존층이 존재한다. 이 오존층이 자외선을 흡수하기때문에 고도가 상승함에 따라 온도가 상승. 그리하여 대기가 안정되어 있다.  성층권에서의 비행은 연료효율감소 , 방사선수치 증가 등의 단점이 있다.

ref. ac 00-6b 1.3.2 

대류권계면(tropopoause)는 대류권과 성층권 사이의 층이다. 대류권계면의 높이는 극지방에서 낮고(대략 20,000ft) , 적도지방에서 상대적으로 높다(대략 65,000ft). 또한 여름에 높고 , 겨울에 낮다. 대류권계면에선 급격한 기온감률의 변화가 있다. 일반적으로 -55'c ~ -65'c 의 온도를 가진다. 1. 윈드시어와 2. 제트기류 3. thunderstorm , 4. CAT 현상이 존재한다.

* 적도 부근에서 권계면의 두께가 극지방보다 두껍다.

* ISA 조건에서 tropopause 는 -56.5도 , 36,000ft에 존재한다.

ref. atp gleim 15.10 , pm2  

대류권(troposphere)는 약 36,000ft까지 이다. 고도가 상승함에 따라 온도가 감소한다. 대부분의 water vapor를 가지고 있다. 그리하여 대류현상과 기상현상이 대류권에서 주를 이룬다. 여름에 높아지고 겨울에 낮아진다 

ref. ac 00-6b 1.3.1 , atp gleim 15.10 , pm2 

전리층이란 열권에 존재하며 태양 복사 에너지에 의해 공기가 전리되어 있는 층이다. 즉, 전파통신을 할때 전파가 전리층에 반사되어 장거리 통신이 가능하다.

칼만선(karman line)은 대기권과 우주를 경계짓는 선이다. 100km 80km 논란중이다.

ref. 네이버 백과사전

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.

* 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.

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

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