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Types of Aircraft Construction

항공기의 동체 구조는 wood truss structure - monocoque shell structure - semimonocoque shell structure 순서로 발전하였다.

Truss Structure

truss structure의 주요 단점은 유선형 모양이 없다는 것이다. truss structure에서는 longerons라 불리는 긴 관들이 서로 용접되어서 튼튼한 골조를 형성한다. 수평 지지대와 수직 지지대가 longerons에 용접되며 이를 끝에서 보면 정사각형이나 직사각형 모양을 이룬다. 모든 방향으로부터 발생할 수 있는 응력에 저항하려면 추가적인 지지대가 필요하다. 동체의 모양을 만들고 덮개를 지탱하기 위해 stingers와 bulkheads(혹은 formers)가 추가된다.

기술의 발전에 따라 항공기 설계자들은 비행기를 유선형으로 만들고 성능을 향상시키기 위해 트러스 부재들을 둘러싸기 시작하였다. 초기에는 천이 사용되었으나 이는 결국 알루미늄과 같은 가벼운 금속으로 대체되었다. 경우에 따라 외부 표면이 비행 하중을 전부, 혹은 비행 하중의 대부분을 지지할 수 있다. 대부분의 현대 항공기는 이러한 응력 외피 구조(stressed skin structure) 형태를 사용하며 이는 monocoque나 semimonocoque로 알려져 있다 . [그림 3-14]

Monocoque

monocoque 구조는 거의 모든 하중을 지탱하기 위해 응력 외피를 사용한다. monocoque 구조는 매우 강하긴 하나 표면의 변형에 대한 내성은 높지 않다. 예를 들어 알루미늄 캔의 끝부분은 상당한 힘을 지지할 수 있으나 만약 캔이 하중을 지지하는 상태에서 옆면이 변형되면 쉽게 무너질 수 있다.

대부분의 비틀림 응력과 휨 응력은 외부 표면에 의해 견뎌진다. 따라서 내부 버팀대의 필요성이 사라졌으며 덕분에 무게가 절약되고 공간이 극대화되었다. monocoque 구조는 초기 항공 산업에서 사용되었지만 이와 연관된 복잡성 때문에 수십 년 동안 다시 나타나지 않았다.

Semimonocoque

semimonocoque는 하부 구조를 사용하며 이 하부 구조는 비행기의 표면과 부착된다. 다양한 크기의 bulkheads 및/혹은 formers와 stringers로 구성된 하부 구조가 동체의 휨 응력을 일부 흡수해서 응력 외피를 보강한다. 동체의 주요 부분에는 wing attachment points와 firewall도 있다. 단발 엔진 비행기의 경우 엔진은 보통 동체의 앞부분에 부착된다. 엔진과 조종실 사이에는 불연성 칸막이가 있으며 이는 우발적 엔진 화재로부터 조종사와 승객을 보호한다. 이러한 칸막이를 방화벽(firewall)이라 부르며 보통 내열성 소재(예를 들어 스테인리스강)로 만들어진다. 허나 새롭게 떠오르는 항공기 구조 공정에서는 복합재가 통합되거나, 혹은 항공기가 복합재로만 이루어진다.

Composite Construction

복합재란 광범위한 용어로 이는 섬유 유리, 탄소 섬유 천, 케블라 섬유 천, 그리고 이 모든 재료의 혼합물과 같은 소재를 의미할 수 있다. 복합재 구조는 두 가지 이점을 제공한다: 매우 매끄러운 표면을 제공함, 그리고 복잡한 곡선이나 유선형 구조를 쉽게 형성할 수 있음. [그림 3-15]

Composite Materials in Aircraft

복합재는 fiber-reinforced matrix systems이다. matrix는 섬유들을 함께 고정하는데 사용되는 접착제로 이것이 경화되면 부품에 형태를 제공하지만 대부분의 하중은 섬유가 지탱한다. 다양한 유형의 섬유와 matrix system이 있다.

항공기에서 가장 일반적으로 사용되는 matrix는 열경화성 플라스틱의 일종인 에폭시 수지이다. 에폭시는 다른 선택지(예를 들어 폴리에스테르 수지)에 비해 강하며 고온 특성이 좋다. 다양한 종류의 에폭시 수지를 사용할 수 있으며 이들의 구조적 특성, 경화 시간 및 온도, 그리고 비용은 광범위하다. 

항공기 구조에 사용되는 가장 일반적인 강화 섬유는 섬유 유리와 탄소 섬유이다. 섬유 유리는 인장 강도, 압축 강도, 그리고 내충격성이 좋다. 또한 취급하기 편리하며 비교적 저렴하여 쉽게 이용할 수 있다. 가장 큰 단점은 무게가 다소 무거우며 제대로 설계된 알루미늄 구조보다 더 가벼운 섬유 유리 구조를 만드는 것이 어렵다는 것이다.

탄소 섬유는 일반적으로 섬유 유리보다 인장 강도와 압축 강도가 더 강하다. 또한 휨 강도가 높으며 섬유 유리보다 상당히 가볍다. 허나 내충격성은 상대적으로 약하다(부서지기 쉬우며 날카로운 충격에 의해 산산조각 나는 경향이 있음). 이는 “toughened” epoxy resin system을 통해 크게 개선될 수 있다. 과거에는 탄소 섬유가 섬유 유리보다 비쌌으나 현재는 가격이 떨어졌다. 제대로 설계된 탄소 섬유 구조는 알루미늄 구조보다 상당히 가벼울 수 있다.

Advantages of Composites

복합재 구조는 금속, 목재, 혹은 직물에 비해 몇 가지 장점이 있으며 가장 자주 언급되는 것은 가벼운 무게이다. 허나 가벼운 무게가 항상 자동으로 따라오는 것은 아니다. 복합재로 항공기 구조를 만든다 하여 가벼운 무게가 보장되는 것은 아니다. 가벼운 무게는 구조, 그리고 사용되는 복합재의 유형에 달려있다.

더 중요한 장점은 복합재로 만들어진 매우 매끄러운 곡선 모양의 공기역학적 구조가 항력을 줄여준다는 것이다. 항공기에 복합재를 사용하면 항력이 감소해서 fixed landing gear를 가지고 있음에도 불구하고 높은 성능을 얻을 수 있다. 또한 복합재는 “스텔스” 항공기의 레이더 신호를 감추는데 도움을 준다. 오늘날 복합재는 글라이더부터 신형 헬리콥터에 이르기까지 다양한 종류의 항공기에서 발견될 수 있다.

부식이 없는 것은 복합재의 세 번째 장점이다. 보잉은 787의 동체를 전부 복합재로 설계하였으며 이 덕분에 이전의 여객기들보다 더 높은 differential pressure(객실 압력과 대기압의 차이)와 더 높은 객실 습도를 가질 수 있다. 엔지니어들은 더 이상 동체 표면의 숨겨진 부분(예를 들어 블랭킷 단열재의 뒷부분)에서 발생한 수분 응축을, 그리고 이로 인한 부식을 걱정하지 않는다. 이는 항공사의 장기 유지보수 비용을 절감시켜 준다.

Disadvantages of Composites

복합재는 고유한 단점들을 가지고 있는데 그 중 가장 중요한 것은 손상에 대한 시각적 증거가 없다는 것이다. 복합재는 충격에 대해 다른 구조 물질들과는 다르게 반응하며 손상의 명확한 징후가 없는 경우가 많다. 예를 들어 자동차가 알루미늄 동체에 부딪히면 알루미늄 동체가 찌그러질 수 있다. 만약 동체가 찌그러지지 않았다면 손상이 없는 것이다. 만약 동체가 찌그러졌다면 손상이 눈에 보이며 수리가 이루어진다.

복합재에 대한 낮은 에너지 충격(예를 들어 공구를 떨어뜨린 경우)은 눈에 보이는 징후를 표면에 남기지 않을 수 있다. 허나 충격 부위 아래에서는 원뿔 모양으로 퍼진 광범위한 박리가 있을 수 있다. 구조물 뒷면의 손상이 심각하고 광범위할 수 있지만 그것이 눈에 보이지 않을 수 있다. 설령 경미하더라도 충격이 있었다 생각된다면 복합재에 익숙한 검사관으로부터 구조물을 검사받아서 손상을 확인하는 것이 좋다. 섬유 유리 구조에서 희끄무레한 영역이 나타났다는 것은 파손이 발생하였음을 암시하는 좋은 정보이다.

중간 정도의 에너지 충격(예를 들어 차량과 부딪힌 경우)은 표면을 국소적으로 찌그러뜨리며 이는 육안으로 확인될 수 있다. 손상 부위는 눈에 보이는 것보다 훨씬 크므로 수리가 필요하다. 높은 에너지 충격(예를 들어 비행 도중 조류나 우박과 충돌한 경우)은 펑크와 심한 구조물 손상으로 이어진다. 중간 정도의 에너지 충격과 높은 에너지 충격에서는 손상이 눈에 보인다. 허나 낮은 에너지 충격은 감지하기 어렵다. [그림 3-16]

충격으로 인해 박리, 표면의 찌그러짐, 혹은 펑크가 발생하였다면 수리가 필수적이다. 수리를 기다리는 동안 손상 부위를 덮어서 비로부터 보호해야 한다. 많은 복합재 부품들이 honeycomb core 상단의 얇은 층들로 구성되어서 “sandwich” structure를 만든다. 이러한 구조는 구조적 강성 측면에서는 우수하지만 수분 침투가 쉬워서 나중에 더 큰 문제로 이어질 수 있다. 수분 침투를 막기 위해 펑크 위에 “speed tape”를 붙이는 것이 좋지만 이는 구조적 수리는 아니다. 손상을 덮기 위해 paste filler를 사용하는 것은 미용상 허용되지만 이 또한 구조적 수리는 아니다.

복합재의 또 다른 단점으로 수지(resin)의 열 손상 가능성이 있다. 에폭시 수지는 보통 화씨 150도 이상에서 약화되기 시작한다. 이 문제를 최소화하기 위해 복합재에 흰색 페인트를 사용하는 경우가 많다. 예를 들어 검정색으로 칠해진 날개의 아랫면은 덥고 화창한 날에 화씨 220도까지 뜨거워질 수 있다. 반면 흰색으로 칠해진 동일한 구조에서는 화씨 140도를 초과하는 경우가 거의 없다. 따라서 복합재 항공기에는 페인트 색상에 대한 특정 권장 사항이 있는 경우가 많다. 항공기를 다시 페인트칠 하는 경우에는 이러한 권장 사항을 따라야 한다. 화재로 인해 열 손상이 발생할 수도 있다. 자그마한 브레이크 화재를 빠르게 소화시켰다 해도 날개 하부 표면, 복합재 착륙 기어, 혹은 wheel pants가 손상될 수 있다.

또한 화학적 페인트 제거액은 복합재에 매우 해로우므로 이를 사용해서는 안 된다. 복합재에서 페인트를 제거해야 하는 경우에는 오직 기계적 방법(예를 들어 grit blasting이나 sanding)만을 사용할 수 있다. 많은 고가의 복합재 부품들이 페인트 제거액으로 인해 손상되었으며 이러한 손상은 보통 복구될 수 없다.

Fluid Spills on Composites

일부 소유자들은 복합재 표면에 연료, 오일, 혹은 유압유가 쏟아진 것을 걱정한다. 에폭시 수지를 사용하는 현대의 복합재에서는 일반적으로 문제가 없다. 이러한 유출물이 페인트를 손상시키지 않았다면 보통 복합재 내부 구조에도 손상을 주지 않는다. 예를 들어 일부 항공기는 밀폐재를 사용하지 않아서 연료가 복합재 표면에 직접 닿는 섬유 유리 연료 탱크를 사용한다. 만약 섬유 유리 구조가 좀 저렴한 형식의 폴리에스테르 수지로 만들어졌다면 에탄올이 혼합된 오토가스(auto gas)를 사용할 때 문제가 발생할 수 있다. 폴리에스테르 수지와 에폭시 수지가 더 비싼 형식인 경우에는 auto gas, 100 octane avigation gas, 그리고 jet fuel이 사용될 수 있다.

Lightning Strike Protection

낙뢰 보호는 항공기 설계에서 중요한 고려 사항이다. 항공기가 번개에 맞으면 매우 많은 양의 에너지가 구조물로 전달된다. 범용 항공 항공기든 대형 여객기든 낙뢰 보호의 기본 원리는 동일하다. 항공기의 크기가 어떠하든 낙뢰로 인한 에너지가 넓은 표면적으로 분산되어야 한다. 이는 평방인치 당 암페어를 무해한 수준으로 낮추기 위함이다.

낙뢰가 알루미늄 비행기에 부딪히면 전기 에너지가 알루미늄 구조물을 통해 쉽게 전달된다. 문제는 에너지가 안전하게 바깥으로 전도되기 전까지 항법 장비와 연료 시스템 등등을 전기 에너지로부터 보호하는 것이다. 항공기의 외부 표면은 저항이 가장 적은 경로이다.

복합재 항공기에서 섬유 유리는 우수한 전기 절연체이다. 반면 탄소 섬유는 전기를 전도하지만 알루미늄만큼 쉽게 전기를 전도하지는 않는다. 따라서 복합재 표면의 바깥층에 추가적인 전기 전도성이 필요하다. 이를 위해 보통 미세한 금속 망(metal mesh)이 표면에 접합된다. 알루미늄 망(aluminum mesh)과 구리 망(copper mesh)이 가장 일반적으로 사용된다. 알루미늄은 섬유 유리에서, 그리고 구리는 탄소 섬유에서 사용된다.

내부 무선 안테나가 있는 복합재 항공기의 경우에는 안테나 영역의 lightning strike mesh에 "windowns"가 있어야 한다. 내부 무선 안테나는 섬유 유리 복합재에 존재할 수 있다. 왜냐하면 섬유 유리는 라디오 주파수를 투과시키지만 탄소 섬유는 그렇지 않기 때문이다.

The Future of Composites

복합재는 2차 세계대전 이후 수십 년 동안 항공기 구조 설계에서 중요한 역할을 담당해 왔다. 복합재의 설계 유연성, 내식성, 그리고 높은 강도는 더욱 혁신적인 항공기 설계를 가능하게 할 것이다. Cirrus SR-20에서 Boeing 787에 이르기까지 복합재가 항공기 제작에 활용되고 있으며 앞으로도 계속 사용될 것이다. [그림 3-17]

Instrumentation: Moving into the Future

최근까지 대부분의 범용 항공 항공기는 종래의 계기들을 장비하였다. 허나 EFD(electronic flight display) system이 출시된 후에는 종래의 계기들이 LCD 화면들로 대체되었다. 첫 번째 화면은 조종사의 좌석 앞에 설치되며 이를 PFD(primary flight display)라 부른다. 대략 계기 패널의 중앙에 위치한 두 번째 화면을 MFD(multi-function display)라 부른다. 이 두 개의 화면은 계기 패널을 정돈함과 동시에 안정성을 증가시켜준다. 이는 기존 아날로그 계기보다 고장률이 훨씬 낮은 반도체 계기를 통해 달성되었다. [그림 3-18]

항전 장비의 발전에 따라 모든 조종사는 기내 비행 제어 시스템에 대해 명확히 알아야 하며 자동화(automation)가 ADM(aeronautical decision-making)과 어떻게 결합되는지 알아야 한다. 이 주제는 Chapter 2, Aeronautical Decision-Making에서 자세히 다루어진다.

항공기 계기는 아날로그 계기이든 디지털 계기이든 세 가지 종류로 나뉜다: performance, control, 그리고 navigation.

Performance Instruments

성능 계기는 항공기의 실제 성능을 나타낸다. 성능은 altimeter, airspeed indicator, VSI(vertical speed indicator), heading indicator, 그리고 turn-and-slip indicator를 통해 결정된다. 성능 계기들은 항공기가 만들어내고 있는 성능을 직접 반영한다. 항공기의 속도는 속도계를 통해 확인될 수 있다. 고도는 고도계를 통해 확인될 수 있다. 항공기의 상승 성능은 VSI를 통해 확인될 수 있다. 이 외의 성능 계기로는 heading indicator, angle of attack indicator, 그리고 slip-skid indicator가 있다. [그림 3-19]

Control Instruments

조종 계기는 자세 변화와 출력 변화를 즉시 표시한다. 정교한 조정을 허용하기 위해 이 계기들에는 눈금이 매겨진다. [그림 3-20] 자세계는 항공기의 자세를 나타내기 위한 계기이다. 조종 계기는 항공기의 속도나 고도를 표시하지 않는다. 이러한 변수들을 결정하기 위해서는 성능 계기를 참조해야 한다.

Navigation Instruments

항법 계기는 특정 항법 시설이나 fix에 대한 항공기의 위치를 나타낸다. 항법 계기에는 다양한 유형의 course indicators, range indicators, glideslope indicators, 그리고 bearing pointers가 포함된다. 보다 기술적으로 진보한 계기를 갖춘 최신 항공기는 혼합된 정보를 제공하며 이는 조종사에게 더욱 정확한 위치 정보를 제공한다.

항법 계기는 GPS, VOR, NDB, 그리고 ILS 정보를 표시하는 계기들로 구성된다. 이 계기들은 특정 항법 시설이나 fix에 대한 항공기의 위치를 나타낸다. 또한 이 계기들은 항공기가 특정 경로를 유지하도록 조종 정보도 제공한다. 이러한 조종 정보는 2차원(ground-based 항법 정보)이나 3차원(space-based 항법 정보)으로 제공될 수 있다. [그림 3-21 및 22]

Global Positioning System(GPS)

GPS란 미국 국방부가 궤도에 올려놓은 위성 네트워크로 구성된 위성 기반 항법 시스템이다. GPS는 원래 군사적 용도로 사용되었다. 허나 1980년대에 정부는 이 시스템을 민간인이 사용할 수 있도록 만들었다. GPS는 전 세계 어디에서든 24시간 내내 작동한다. 2차원 위치(위도 및 경도)를 계산하고 그 움직임을 쫓기 위해선 GPS 수신기가 최소 세 개의 위성 신호를 자동으로 추적해야 한다. 수신기가 4개 이상의 위성을 확인한 경우에는 사용자의 3차원 위치(위도, 경도, 그리고 고도)를 결정할 수 있다. 신호의 손실과 신호의 모호성을 상쇄하기 위해선 수신기가 그 외의 위성을 확인해야 한다. GPS의 사용 방법에 대해서는 Chapter 17, Navigation에서 자세히 설명되며 AIM에서도 설명된다.

Forces Acting on the Aircraft

추력, 양력, 항력, 그리고 무게는 비행 중인 모든 항공기에 작용하는 힘이다. 이러한 힘이 어떻게 작용하는지를 이해하는 것, 그리고 출력/조종간을 통해 이러한 힘들을 제어하는 방법을 아는 것은 비행에 필수적이다. 이 장은 공기역학에 대하여(설계, 무게, 하중 계수, 그리고 중력이 항공기에 미치는 영향) 설명한다.

직진수평 비가속 비행 상태인 항공기에 작용하는 네 가지 힘은 추력, 항력, 양력, 그리고 무게이다. 이들은 다음과 같이 정의된다:

• 추력 – 엔진/프로펠러에 의해 생성되는 전방 힘. 이는 항력을 극복하거나 대항한다. 일반적으로 추력은 세로축에 평행하게 작용한다(허나 항상 그렇지는 않음).

• 항력 – 날개, 동체, 그리고 그 외 돌출부에 의한 공기 흐름 방해로 발생하는 후방 힘. 일반적으로 항력은 추력에 반대되며 상대풍에 평행하게 작용한다.

• 양력 – 에어포일에 작용하는 공기의 동적 효과에 의해 생성되는 힘. 이는 양력 중심(CL)으로부터 비행경로에 수직으로, 그리고 가로축에 수직으로 작용한다. 수평비행 도중 양력은 무게에 반대된다.

• 무게 – 항공기, 승무원, 연료, 그리고 수하물/화물의 총 무게. 무게는 중력으로 인해 항공기가 아래로 당겨지는 힘이다. 이는 양력에 반대되며 항공기 무게중심(CG)으로부터 아래를 향해 수직으로 작용한다.

안정적인 비행 상태에서는 이러한 힘들의 합이 0이다. 뉴턴의 제 3법칙(작용 반작용의 법칙)에 따르면 안정적인 직진 비행 도중에는 불균형한 힘이 있을 수 없다. 이는 상승/하강 비행에서도 적용된다.

이는 네 가지 힘들이 모두 같다는 의미는 아니다. 대신 서로 대립하는 힘들이 같기에 그 영향이 상쇄됨을 의미한다. 직진수평 비가속 비행 도중 양력은 무게와 동일하며 추력은 항력과 동일하다. 그리고 이와 동시에 양력 및 무게는 추력 및 항력보다 더 크다. [그림 5-1] 따라서 안정적인 비행 도중에는:

• 위로 향하는 모든 힘들(양력뿐만 아니라)의 합이 아래로 향하는 모든 힘들(무게뿐만 아니라)의 합과 같다.

• 앞으로 향하는 모든 힘들(추력뿐만 아니라)의 합이 뒤로 향하는 모든 힘들(항력뿐만 아니라)의 합과 같다.

상승 도중에는 추력의 일부가 위로 향하여 양력처럼 작용하며 무게의 일부는 뒤로 향하여 항력처럼 작용한다. [그림 5-2] 저속비행(slow flight) 도중에도 추력의 일부가 위로 향하여 양력처럼 작용하긴 하나 항공기가 수평비행 상태이기 때문에 무게는 항력에 영향을 주지 않는다.

 

활공 도중에는 무게 벡터의 일부가 전방 비행경로로 향하여 추력으로 작용한다. 즉, 항공기의 비행경로가 수평이 아닌 경우에는 양력, 무게, 추력, 그리고 항력 벡터들이 항상 각각 두 가지 요소로 분해되어야 한다.

알아야할 또 다른 중요한 개념은 받음각(AOA)이다. 받음각은 비행기 성능, 안정성, 그리고 조작의 많은 측면들을 이해하는데 필수적이다. 받음각은 에어포일 시위선과 상대풍 사이의 각으로 규정된다.

추력, 항력, 양력, 그리고 무게의 공기역학적 힘을 통해 조종사는 비행을 수행할 수 있다. 이러한 힘에 대한 자세한 설명은 다음과 같다.

Thrust

항공기가 움직이기 위해선 추력이 발생해야 하며 이는 항력보다 커야한다. 항공기는 추력과 항력이 같아질 때까지 계속하여 증속된다. 일정한 비행속도를 유지하기 위해서는 추력과 항력이 동일하게 유지되어야 한다(마치 일정한 고도를 유지하기 위해선 양력과 무게가 같아야 하듯이). 수평 비행 도중에 엔진 출력이 감소되면 항공기 속도가 느려진다. 추력이 항력보다 작은 한 항공기는 계속하여 감속한다. 어느 정도 항공기가 감속하면 항력 또한 감소할 것이다. 추력과 항력이 같아질 때(즉, 대기속도가 안정화될 때)까지 항공기는 계속하여 감속한다.

마찬가지로 엔진 출력이 증가하면 추력이 항력보다 커지고 대기속도가 증가한다. 추력이 항력보다 더 높은 한 항공기는 계속하여 가속한다. 항력과 추력이 같아지면 항공기는 일정한 속도로 비행한다.

직진수평비행은 다양한 속도에서 유지될 수 있다. 조종사는 모든 flight regime에서 항공기를 수평비행 상태로 유지하기 위해 받음각과 추력을 조정한다. 양력은 받음각과 대기속도에 따라 달라진다. 따라서 저속/높은 받음각은 고속/낮은 받음각과 동일한 양의 양력을 생산한다. speed regime는 세 가지 범주로 분류될 수 있다: low-speed flight, cruise flight, 그리고 high-speed flight

속도가 낮을 때 양력과 무게 사이의 균형을 유지하기 위해선 받음각이 비교적 높아야 한다. [그림 5-3] 만약 추력이 감소하여 속도가 감소하면 양력이 무게보다 낮아져서 항공기가 하강하기 시작한다. 이때 수평비행을 유지하기 위해 조종사는 받음각을 증가시킬 수 있다. 비록 항공기는 더 느리게 비행하지만 수평비행을 유지할 것이다. 양력과 무게가 동일해지도록 받음각을 조정한다. 항력과 추력이 같아지는 속도가 만들어지기 전까지는 속도가 자연스럽게 조정될 것이다(단, 조종사가 정확한 속도를 유지하려 시도하지 않는다 가정할 때).

(ATP: 비행기 무게가 증가하면 유해항력의 증가량보다 유도항력이 증가량이 더 커진다. 왜냐하면 증가된 무게를 지탱하기 위해 더 높은 받음각이 필요하기 때문이다.)

slow-speed regime에서의 직진수평비행은 힘의 균형에 대해 몇 가지 흥미로운 조건을 제공한다. nose-high attitude일 때에는 추력의 수직 성분이 항공기를 지탱하는데 도움을 제공한다. 이로 인해 wing loading이 예상보다 적은 경향이 있다.

수평비행 도중 추력이 증가하면 항공기가 증속하고 양력이 증가한다. 양력과 무게 사이의 관계가 유지될 정도로 받음각이 감소하지 않는다면 항공기가 상승하기 시작할 것이다. 추력/속도가 증가함에 따라 받음각을 감소시켜야 한다. 만약 받음각이 너무 빠르게 감소되면 항공기가 하강할 것이고 만약 받음각이 너무 느리게 감소되면 항공기가 상승할 것이다.

추력으로 인해 비행속도가 달라지므로 수평비행을 유지하기 위해선 받음각 또한 변화되어야 한다. 매우 빠른 속도로 수평비행을 수행하는 경우에는 약간의 negative AOA가 필요할 수 있다. 추력이 감소하여 속도가 감소하였을 때 고도를 유지하기 위해선 받음각이 증가되어야 한다. 만약 속도가 상당히 감소하였다면 받음각이 임계받음각까지 증가해야할 것이다. 여기서 만약 받음각이 더 증가하면 날개 실속이 발생할 것이다. 따라서 낮은 추력 및 저속에서는 임계받음각을 초과하지 않도록 조심해야 한다. 만약 비행기에 AOA indicator가 장착되어 있다면 임계 받음각에 접근하고 있는지 확인하기 위해 이를 참조한다.

일부 항공기에서는 받음각 대신 추력의 방향을 변경할 수 있다. 이는 축을 중심으로 엔진을 회전시키거나 배기가스를 벡터링하여 이루어진다. [그림 5-4]

Lift

조종사는 양력을 제어할 수 있다. 조종간이 앞뒤로 이동할 때마다 받음각이 변화한다. 받음각이 증가하면 양력이 증가한다. 항공기가 최대 받음각에 도달하면 양력이 급격하게 감소하기 시작한다. 이는 CL-MAX critical AOA라 알려진 실속 받음각이다. 그림 5-5를 통해 임계 받음각에 도달하기 전까지 양력 계수가 어떻게 증가하는지, 그리고 이후의 받음각 증가서 양력 계수가 어떻게 감소하는지 확인한다.

(ATP: 즉, 양력 계수는 실속 속도에서 최대가 된다.)

날개는 새로운 공기를 지속적으로 “attacking”하지 않는 한 효과적일 수 없다. 항공기가 계속 비행하기 위해서는 에어포일이 계속 움직여야 한다. 이는 항공기의 전진 속도에 의해 달성된다. 양력은 항공기 속도의 제곱에 비례한다. 예를 들어 200노트로 전진하는 비행기는 100노트로 전진하는 비행기보다 4배의 양력을 가진다(단, 받음각과 이 외의 모든 요인들이 일정하게 유지되는 경우).

위의 양력 방정식은 속도가 두 배로 증가하면 양력이 네 배가 된다는 것을 뒷받침한다. 따라서 속도는 양력 생산에 중요한 요소이다. 양력은 공기 밀도, 에어포일 속도, 날개 표면 면적, 그리고 특정 에어포일에 대한 양력 계수와의 관계를 통해 결정된다.

이를 통해 항공기가 증속하면 일정한 고도에서 수평비행을 계속할 수 없다는 것을 알 수 있다(단, 받음각이 일정한 경우). 양력이 증가할 것이고 이로 인해 항공기는 상승할 것이다. 따라서 항공기를 직진수평 상태로 유지하기 위해서는 속도가 증가할 때 양력을 일정하게 유지해야 한다. 이는 보통 기수를 낮춰서 받음각을 감소시킴으로써 달성된다. 반대로 항공기가 감속하면 속도가 낮아지므로 충분한 양력을 유지하기 위해 받음각을 증가시켜야 한다. 물론 실속을 피하기 위해 받음각을 늘리는 양에는 한계가 있다.

모든 받음각은 이에 상응하는 수평 비행 속도를 가지고 있다(단, 이 외의 모든 요인들이 일정한 경우). 에어포일은 항상 동일한 받음각에서 실속에 빠지므로 무게가 증가하면 양력 또한 증가해야 한다. 받음각이 임계 받음각 직전으로 유지되고 있을 때 양력을 증가시키는 유일한 방법은 속도를 증가시키는 것이다(flaps나 그 외 고양력 장치가 없음을 가정).

또한 양력과 항력은 공기의 밀도에 따라 직접적으로 달라진다. 밀도는 몇 가지 요인에 의해 영향을 받는다: 압력, 온도, 그리고 습도. 18,000ft의 고도에서는 공기의 밀도가 해수면 공기밀도의 절반이 된다. 따라서 고고도에서 양력을 유지하기 위해선 특정 받음각에 대해 더 높은 진대기속도로 비행해야 한다.

따뜻한 공기는 시원한 공기보다 밀도가 낮다. 그리고 습한 공기는 건조한 공기보다 밀도가 낮다. 따라서 따뜻하고 습한 날에는 시원하고 건조한 날보다 특정 받음각에 대해 더 높은 진대기속도로 비행해야 한다.

밀도가 낮아지면 다른 요인들 중 하나가 증가되어야 수평비행이 유지될 수 있다. 보통 속도나 받음각이 증가되는데 왜냐하면 이들은 조종사가 직접 제어할 수 있기 때문이다.

양력은 날개 면적에 의해 달라진다. 200 평방피트의 면적을 가진 날개는 100 평방피트의 날개보다 특정 받음각에 대해  두 배 더 많은 양력을 생산한다.

조종사의 관점에서는 양력과 비행속도가 주된 공기역학적 요소이다. 왜냐하면 이들은 쉽고 정확하게 제어될 수 있기 때문이다. 물론 고도를 변경하여 밀도를 조절할 수도 있고 날개 면적을 조절할 수도 있다(단, 항공기가 날개 면적을 넓히는 유형의 flaps를 갖춘 경우). 그러나 대부분의 상황에서는 조종사가 양력과 비행속도를 제어한다. 예를 들어 직진수평 순항비행을 수행하고 있을 때 조종사는 항공기의 비행속도에 맞춰 양력을 조정하여 고도를 유지한다. 착륙을 위한 접근을 수행하고 있을 때 최대한 느린 속도로 착륙하길 원한다면 항공기의 무게와 양력이 동일하게 유지될 정도로 받음각을 최대한 증가시켜야 한다.

Lift/Drag Ratio

양항비(L/D)는 날개의 항력에 대해 발생하는 양력의 양이다. 양항비는 에어포일 효율성을 나타낸다. 양항비가 높은 항공기는양항비가 낮은 항공기보다 효율적이다. 양력과 항력이 안정된 비가속 비행 상태에서는 특정 받음각에 대한 양항비를 계산할 수 있다. [그림 5-5]

양력계수는 무차원수로 이는 양력 표면에 의해 생성되는 양력, 동체 주변 유체의 동압, 그리고 동체와 연관된 기준넓이(reference area)와 관련이 있다. 항력계수 또한 무차원수로 이는 유체(예를 들어 공기)에 놓인 물체의 항력을 정하는데 사용된다. 항력계수는 항상 특정 표면적과 관련된다.

양항비는 양력계수를 항력계수로 나누어서 결정된다. 이는 양력 방정식을 항력 방정식으로 나누었을 때 계수를 제외한 모든 변수들이 상쇄되는 값과 동일하다. 양력 방정식과 항력 방정식은 다음과 같다(L = 양력 [파운드 단위], D = 항력, CL = 양력계수, p = 밀도 [입방피트 당 슬러그 단위], V = 속도 [초 당 피트 단위], q = 평방피트 당 동압 [= 1/2pv2], S = 양력 표면 면적 [평방피트 단위], CD = 동압에 대한 항력 압력의 비율):

보통 낮은 받음각에서는 항력계수가 낮다. 이때는 받음각이 약간 변해도 항력계수가 크게 변하지 않는다. 반면 높은 받음각에서는 받음각이 약간만 변해도 항력에 큰 영향을 일으킨다. 에어포일 모양과 받음각 변화는 양력 생산에 영향을 미친다.

그림 5-5에서 양력계수 곡선(빨간색)은 20도의 받음각에서 최대에 도달한 후 급격히 감소한다. 따라서 20도의 받음각은 임계 받음각이다. 항력계수 곡선(주황색)은 14도의 받음각에서 매우 빠르게 증가하며 21도의 받음각에서는 양력 곡선을 완전히 넘어선다. 양항비(녹색)는 6도의 받음각에서 최대에 도달한다. 즉, 이 각도에서 가장 적은 항력에 대해 가장 많은 양력을 얻을 수 있다.

최대 양항비(L/D MAX)는 특정 양력계수 및 받음각에서 발생한다는 것을 주목한다. 만약 항공기가 최대 양항비에서 안정적으로 운영된다면 총 항력은 최소이다. 최대 양항비에 대한 받음각보다 받음각이 높거나 낮아지면 양항비가 낮아지며 이는 특정 항공기의 양력에 대한 총 항력을 증가시킨다. 그림 5-6은 “total drag”라 표시된 파란색 선의 가장 낮은 부분을 통해 최대 양항비를 보여준다. 항공기의 외장은 양항비에 큰 영향을 미친다.

Drag

항력이란 항공기의 움직임을 막는 힘이다. 항력에는 두 가지 유형이 있다: 유해 항력(parasite drag)과 유도 항력(induced drag). 첫 번째 항력은 비행을 돕는 기능을 하지 않기 때문에 “parasite”라 불린다. 두 번째 항력은 에어포일이 양력을 생산한 결과로 발생한 것이기 때문에 “induced”라 불린다.

Parasite Drag

유해항력은 항공기의 움직임을 늦추기 위해 작용하는 모든 힘들로 구성되어 있다. 이는 양력 생산과 관련이 없는 항력이다. 유해항력에는 세 가지 유형이 있다: 형상 항력(form drag), 간섭 항력(interference drag), 그리고 표면 마찰 항력(skin friction drag).

Form drag

형상 항력은 항공기의 모양과 그 주변 공기 흐름으로 인해 형성되는 항력이다. 여기에는 엔진 카울링, 안테나, 그리고 기타 구성 요소들의 공기역학적 형상이 있다. 항공기와 기타 구성 요소들 주위를 이동하기 위해 분리된 공기는 항공기를 통과한 후에 다시 합류한다. 공기가 빠르고 부드럽게 다시 합류하는 정도가 저항의 크기를 나타내며 이를 극복하기 위해서는 추가적인 힘이 필요하다. [그림 5-7]

평평한 판(flat plate)이 가장자리 주위의 공기를 어떻게 소용돌이치게 만드는지 확인한다 [그림 5-7]. 항공기 설계 시 가장 쉽게 줄일 수 있는 것은 바로 형상 항력이다. 이는 최대한 많은 부품들을 유선형으로 설계함으로써 이루어진다.

Interference Drag

간섭 항력은 공기 흐름이 교차하는 지점에서 발생한다. 여기에서 와류나 난류가 생성되거나 원활한 공기 흐름이 제한된다. 예를 들어 날개와 동체가 교차하는 지점(wing root)에서 상당한 간섭 항력이 형성된다. 동체 주위를 흐르는 공기가 날개 위를 흐르는 공기와 충돌하면 원래의 기류들과 다른 새로운 기류로 합쳐진다. 가장 큰 간섭 항력은 두 표면이 수직으로 만날 때 발생한다. 이러한 경향을 줄이기 위해 fairing이 사용된다. 만약 전투기가 두 개의 wing tank를 장비하였다면 전체 항력은 탱크 각각의 항력 합보다 크다. 왜냐하면 이들이 간섭 항력을 생성하기 때문이다. 양력 표면과 외부 구성 요소들(예를 들어 레이더 안테나) 사이의 거리와 fairings는 간섭 항력을 줄인다. [그림 5-8]

Skin Friction Drag

표면 마찰 항력은 항공기 표면의 공기 접촉으로 인한 공기역학적 저항이다. 모든 표면은 아무리 매끄럽다 해도 현미경으로 보면 거친 표면을 가진다. 날개 표면과 직접 접촉하는 공기 분자는 사실상 움직이지 않는다. 날개 표면 위의 각 분자 층들은 자유 흐름 속도(free stream velocity)에 도달하기 전까지는 조금씩 더 빠르게 움직인다. 날개와 자유 흐름 속도 층 사이의 영역은 카드 두께만하다. 이를 경계층(boundary layer)이라 부른다. 경계층의 상단에서 분자들의 속도가 증가하여 경계층 바깥에 놓인 분자들과 같은 속도로 움직인다. 분자들이 움직이는 실제 속도는 날개의 모양, 날개를 흐르는 공기의 점성, 그리고 날개를 흐르는 공기의 압축성에 따라 달라진다.

경계층 바깥의 공기 흐름은 경계층 가장자리의 모양에 반응한다. 경계층은 모든 물체에 대해 해당 물체의 물리적 모양과는 약간 다른 “effective” shape를 제공한다. 경계층은 물체로부터 분리될 수도 있으며 이로 인해 물체의 물리적 모양과는 매우 다른 effective shape가 만들어질 수도 있다. 경계층의 이러한 변화는 양력의 급격한 감소와 항력의 증가를 발생시킨다. 이때 에어포일은 실속에 빠진 것이다.

표면 마찰 항력의 영향을 줄이기 위해 항공기 설계자들은 매입형 리벳(flush mount rivets)을 통해 날개 표면 위로 돌출되는 것들을 제거한다. 또한 매끄럽고 광택이 나는 마감재는 날개 표면을 가로지르는 공기의 전이(transition)에 도움을 준다. 항공기 표면의 때는 공기 흐름을 방해하여 항력을 증가시킨다. 따라서 항공기 표면을 깨끗한 상태로 유지해야 한다.

Induced Drag

두 번째 항력은 바로 유도 항력이다. 기계적으로 작동하는 어떤 시스템도 100% 효율적일 수 없다. 즉, 필요한 일(work)은 시스템 내에서 소모되는 추가적인 일(work)을 희생해야만 얻을 수 있다. 시스템의 효율성이 높을수록 이러한 희생이 적어진다.

수평비행 도중 날개는 양력을 생성한다. 허나 이는 특정 페널티를 희생해야만 얻어질 수 있다. 이러한 페널티가 유도 항력이다. 유도 항력은 에어포일이 양력을 생성할 때마다 발생한다.

에어포일은 자유 흐름의 에너지를 사용하여 양력을 생산한다. 에어포일이 양력을 생성할 때 날개 아랫면의 압력은 윗면의 압력보다 크다(베르누이의 원리). 이로 인해 공기는 wing tip 아랫면의 고압 영역으로부터 윗면의 저압 영역으로 흐르려는 경향을 보인다. wing tip 근처에서 이러한 압력들이 균일해지려는 경향이 있으며 이로 인해 날개 아랫면에서 윗면으로 향하는 흐름이 만들어진다. 이러한 흐름은 wing tip 주변 공기에 회전 속도를 부여하며 이로 인해 에어포일 뒤로 와류(vortices)가 만들어진다.

항공기를 꼬리에서 바라보았을 때 와류는 우측 wing tip에서 반시계 방향으로, 그리고 좌측 wing tip에서 시계 방향으로 돈다. [그림 5-9] 공기가 날개 뒤쪽에서 흘러 나오면서 아래로 기울어지는데 이를 downwash라 부른다. 그림 5-10은 공중에서의 downwash와 지면에서의 downwash를 보여준다. 와류가 tip 바깥쪽에서는 upward flow를 발생시키고 tip 안쪽에서는 downwash flow를 발생시키는 것을 확인할 수 있다. 이러한 downwash는 양력 생산에 필요한 downwash와 다르다.

downwash는 상대풍을 아래로 향하게 만든다. 따라서 downwash가 많을수록 상대풍이 아래로 향한다. 양력은 항상 상대풍에 수직이므로 이는 매우 중요하다. 그림 5-11을 보면 downwash가 적을 때 양력 벡터가 중력에 대해 더 수직으로 발생한다는 것을 알 수 있다. downwash가 많아지면 양력 벡터가 뒤로 향해서 유도 항력이 만들어진다. 게다가 날개가 downwash와 vortices를 생성하려면 에너지가 필요한데 이 에너지가 항력을 만든다.

와류의 크기와 힘이 커질수록, 그리고 이로 인하여 에어포일 윗면의 downwash 성분이 커질수록 유도 항력의 영향이 커진다. 에어포일 윗면의 downwash는 양력 벡터를 뒤로 구부리는 것과 동일한 영향을 미친다. 이는 rearward lift component를, 즉, 유도 항력을 생산한다.

에어포일 윗면에 더 높은 음압을 생성하기 위해 에어포일이 높은 받음각으로 설계될 수 있다. 대칭 에어포일의 경우 받음각이 0일 때 압력차가 발생하지 않으며 이로 인해 downwash와 유도 항력이 발생하지 않는다. 어떤 경우에도 받음각이 증가하면 유도 항력이 비례하여 증가한다. 즉, 속도가 낮아질수록 받음각이 증가해야 하며 이로 인해 유도항력이 커진다. 유도 항력은 대기속도의 제곱에 반비례한다.

반대로 유해 항력은 대기속도의 제곱에 비례한다. 따라서 안정된 상태에서 항공기가 실속 속도에 가까워지면 유도 항력이 급증하여 총 항력이 커진다. 마찬가지로 항공기가 VNE(never-exceed speed)에 가까워지면 유해 항력이 급증하여 총 항력이 커진다. 그림 5-6을 보면 특정 대기속도에서 총 항력이 최소가 된다. 최대 항속거리 계산 시 이 지점에서 항력을 극복하기 위한 thrust required가 최소가 된다. 최대 항속시간(minimum power required)은 그래프의 다른 지점에서 발생한다.

Weight

중력이란 물체를 지구 중심으로 끌어당기는 힘이다. CG는 항공기의 모든 무게가 집중되는 지점으로 간주될 수 있다. 만약 항공기가 정확한 CG에서 지탱된다면 어떠한 자세에서도 균형을 잡을 수 있다. CG의 위치는 안정성에 큰 영향을 미친다. 따라서 항공기에서 CG는 매우 중요하다. CG가 허용되는 위치는 각 항공기의 설계에 의해 결정된다. 설계자는 압력 중심(CP)을 얼마나 멀리 이동시킬지를 결정한다. 항공기의 무게는 CG에 집중되고 양력의 공기역학적 힘은 CP에서 발생한다는 것을 이해해야 한다. CG가 CP보다 앞에 있으면 항공기의 기수가 nose down 하려는 경향이 만들어진다. 만약 CP가 CG의 앞에 있으면 nose up pitching moment가 생성된다. 따라서 설계자들은 비행 평형을 유지하기 위해 특정 비행 속도에 대한 CP를 CG의 후방한계 뒤로 고정한다.

무게는 양력과 분명한 관계를 가진다. 이 관계는 간단하지만 공기역학을 이해하는데 있어 중요하다. 양력은 상대풍과 항공기 가로축에 수직으로 작용하는 상방 힘이다. 항공기 무게를 상쇄하기 위해서는 양력이 필요하다. 안정된 수평 비행 상태에서 양력과 무게가 같다면 항공기는 평형 상태에 놓이며 위/아래로 가속하지 않는다. 만약 양력이 무게보다 작어지면 항공기가 하강할 것이다. 만약 양력이 무게보다 커지면 항공기가 상승할 것이다.

(ATP: 조종사는 받음각을 변화시킴으로써 양력, 속도, 그리고 항력을 제어할 수 있다.)

(ATP: 다음은 bank angle에 따른 유도 항력 공식의 예이다.)

Wingtip Vortices

Formation of Vortices

에어포일은 양력뿐만 아니라 유도 항력도 만들어낸다. 에어포일이 양의 받음각일 경우 에어포일 상단과 하단 사이에 압력 차이가 발생한다. 날개 윗면의 압력은 대기압보다 작고 아랫면의 압력은 대기압과 같거나 더 크다. 공기는 항상 고압에서 저압으로 이동한다. 따라서 에어포일 바닥으로부터 동체 바깥을 향해 날개 끝단을 중심으로 이동하는 공기가 발생한다. 이러한 공기 흐름은 날개 끝단으로부터 "유출"되어 와류(vortex)라 불리는 공기 소용돌이를 형성한다. [그림 5-12]

이와 동시에 상부 표면의 공기는 동체를 향하여, 그리고 뒷전을 향하여 흐르려는 경향이 있다. 이러한 기류도 날개 안쪽 뒷전에서 와류를 형성한다. 허나 fuselage가 안쪽으로 향하는 흐름을 제한하기 때문에 와류가 미미하다. 따라서 흐름의 제한이 없는 날개 끝단에서 흐름의 방향이 가장 크게 편향된다.

공기가 날개 끝단을 중심으로 위쪽으로 감길 때 이는 downwash와 결합하여 빠르게 회전하는 trailing vortex를 형성한다. 이러한 와류는 항력을 증가시킨다. 왜냐하면 난류를 생성하는데 에너지가 소비되기 때문이다. 에어포일이 양력을 생성할 때마다 유도 항력이 발생하며 wingtip vortices가 생성된다.

받음각이 증가함에 따라 양력이 증가하는 것처럼 유도 항력 또한 증가한다. 이는 받음각이 증가할수록 에어포일 상단과 하단 사이의 압력 차이가 커지고 그 결과 측면 공기 흐름이 더 커지기 때문이다. 그 결과 더 격렬한 와류가 형성되어 더 많은 난류와 유도 항력이 발생한다.

와류의 강도는 항공기의 무게에 비례한다. 그리고 항공기의 날개 길이와 속도에는 반비례한다. 항공기가 무겁고 느릴수록 받음각은 커지고 wingtip vortices는 강해진다. 따라서 항공기는 이륙, 상승, 그리고 착륙 구간에서 최대 강도의 wingtip vortices를 생성한다. 이러한 와류는 비행에 특히 위험한 항적 난기류(wake turbulence)를 발생시킨다.

Avoiding Wake Turbulence

wingtip vortices는 항공기가 “heavy, clean, slow”일 때 가장 크다. 이러한 상황은 접근이나 출항 도중에 가장 흔하게 발생한다. 왜냐하면 항공기가 이착륙에 필요한 양력을 생성하기 위해 받음각이 높은 상태이기 때문이다. wake turbulence를 통과하여 비행할 가능성을 최소화하기 위해 다음을 참조한다:

∙ 다른 항공기의 비행경로를 통과하여 비행하지 않는다.

∙ 선행 항공기가 rotate한 지점 이전에 rotate를 수행한다.

∙ 다른 항공기의 비행경로로부터 1,000ft 이내의 고도를 비행하지 않는다. [그림 5-13]

∙ 선행 항공기의 접근 경로 상공을 비행하여 활주로에 접근한다. 그리고 선행 항공기가 착지한 지점을 지나서 착륙한다. [그림 5-14]

바람은 항적 난기류를 피하는데 있어 중요한 요소이다. 왜냐하면 wingtip vortices는 바람의 속도에 따라 편류하기 때문이다. 예를 들어 10노트의 바람은 와류를 1분 안에 약 1,000ft 편류시킨다. 선행 항공기가 존재하는 경우 조종사는 이착륙 지점을 선택할 때 풍향/풍속을 고려해야 한다. 만약 선행 항공기의 이착륙 지점을 확신할 수 없다면 약 3분의 시간이 항적 난기류 소산을 위한 안전 여유를 제공한다. [그림 5-15] wake turbulence에 대한 자세한 내용은 AC 90-23, Aircraft Wake Turbulence를 참조한다.

Ground Effect

항공기는 착륙 직전에 갑자기 하강하려 하지 않으려 한다. 이는 날개와 지면 사이에 갇힌 공기가 마치 air cushion처럼 작용하기 때문이다. 이러한 현상을 지면 효과(ground effect)라 부른다.

비행 중인 항공기가 지표면, 땅, 혹은 수면으로부터 수 피트 이내에 들어오면 항공기 주변의 3차원 흐름 패턴에 변화가 발생한다. 왜냐하면 날개 주변 기류의 수직 성분이 지표면에 의해 제한되기 때문이다. 이는 날개의 upwash, downwash, 그리고 wingtip vortices를 변화시킨다. [그림 5-16] 지면효과는 비행 중인 항공기 주변의 기류 패턴과 지면(혹은 수면)의 간섭으로 인해 발생한다. 지면 효과에 의해 tail surfaces와 fuselage의 공기역학적 특징이 변화하긴 하지만 날개의 공기역학적 특성이 가장 크게 변화한다. 날개가 지면 효과를 조우한 다음 일정한 받음각으로 유지될 경우 upwash, downwash, 그리고 wingtip vortices가 감소한다.

유도 항력은 양력을 발생시키는 에어포일 작업의 결과이다. 높은 받음각에서는 유도항력의 양이 많다. 이는 실제 비행 도중 저속에 해당하므로 유도항력은 저속에서 우세하다 할 수 있다. 그러나 지면 효과로 인한 wingtip vortices 감소는 날개 길이 방향 양력 분포(spanwise lift distribution)를 변화시킨다. 이는 또한 유도 받음각(induced AOA)과 유도 항력을 감소시킨다. 따라서 지면 효과 내에서는 동일한 양력계수를 위해 더 낮은 받음각이 필요하다. 만약 일정한 받음각이 유지된다면 양력계수가 증가한다. [그림 5-17]

또한 지면 효과는 속도에 대한 thrust required를 변화시킨다. 유도 항력은 저속에서 우세하다. 따라서 저속에서 지면 효과로 인한 유도 항력 감소는 thrust required(유해 항력 + 유도 항력)를 상당히 감소시킨다. upwash, downwash, 그리고 wingtip vortices가 변화하기 때문에 지면 효과와 관련된 계기 시스템 위치(설치) 오차에 변화가 발생할 수 있다. 대부분의 경우 지면 효과는 static source의 국부적 압력을 증가시킨다. 이는 대기 속도와 고도 지시를 낮아지게 만든다. 따라서 항공기는 이륙에 필요한 대기속도보다 낮은 속도에서 부양할 수 있다.

지면 효과가 커지기 위해서는 날개가 지면에 상당히 가까워야 한다. 지면 효과의 직접적인 결과 중 하나는 양력계수가 일정할 때 지면으로부터의 날개 높이에 따라 유도 항력이 변화하는 것이다. 날개가 지면으로부터 wingspan 높이에 있을 경우 유도 항력은 1.4% 감소한다. 허나 날개가 지면으로부터 1/4 wingspan 높이에 있을 경우 유도 항력은 23.5% 감소한다. 그리고 날개가 지면으로부터 1/10 wingspan 높이에 있을 경우 유도 항력은 47.6% 감소한다. 따라서 날개가 지면에 매우 가까운 경우에만 유도 항력이 크게 감소한다. 때문에 지면 효과는 이착륙 도중에 가장 일반적으로 인지된다.

이륙 도중 지면 효과는 몇 가지 중요한 관계들을 생성한다. 이륙 후 지면 효과를 벗어나는 항공기는 착륙 도중 지면 효과에 진입하는 항공기와 정반대의 상황을 직면한다. 지면 효과를 벗어나는 항공기는 다음을 경험한다:

∙ 동일한 양력계수를 유지하기 위해선 받음각을 증가시켜야 함.

∙ induced drag와 thrust required가 증가함.

∙ 안정성이 감소하며 순간적인 nose-up 변화가 발생함.

∙ static source 압력이 감소하여 지시 속도가 증가함.

이착륙 도중에는 지면 효과를 고려해야 한다. 예를 들어 이륙 도중 조종사가 항공기와 지면 효과 사이의 관계를 이해하지 못할 경우 권장 이륙 속도에 도달하지 못하여 위험한 상황이 발생할 수 있다. 지면 효과로 인한 항력 감소 때문에 항공기가 권장 속도보다 훨씬 낮은 속도에서 이륙할 수 있는 것처럼 보일 수 있다. 속도가 부족한 상태로 항공기가 지면 효과를 벗어나 상승할 경우 더 큰 유도 항력으로 인해 상승 성능 한계에 도달할 수 있다. 극심한 조건에서(예를 들어 높은 총 무게, 높은 밀도 고도, 그리고 높은 온도) 속도가 부족한 상태로 이륙하였다면 설령 항공기가 부양했다 하여도 지면 효과를 벗어날 수는 없을 것이다. 이 경우 항공기가 다시 활주로에 안착할 수도 있다.

조종사는 속도가 부족한 상태에서 항공기를 이륙시키려 시도해서는 안 된다. 충분한 초기 상승 성능을 위해서는 제조업체의 권장 이륙 속도가 필요하다. 또한 landing gear/flaps를 올리기 전에 상승을 확실히 설정하는 것도 중요하다. positive rate of climb가 설정된 후에, 그리고 safe altitude에 도달한 후에 landing gear/flaps를 올려야 한다.

착륙 도중 항공기가 일정한 받음각으로 지면 효과에 도달하면 coefficient lift 증가 및 trust required 감소로 인하여 “floating”이 발생할 수 있다. 지면 효과 내에서는 항력이 감소하여 감속도가 줄어든다. 따라서 높은 속도에서 flare가 시작될 경우 상당한 floating이 발생할 수 있다. 지면 효과는 wingspan보다 낮은 고도에서 가장 크게 나타난다. 접근의 최종 단계에서 항공기가 지면에 가까워짐에 따라 출력 감소가 필요하다. 이는 지면 효과로 인한 양력 증가를 상쇄하기 위함이다. 그렇지 않을 경우 항공기가 glidepath(GP) 위로 상승한다.

Axes of an Aircraft

항공기의 축들은 항공기의 CG를 통과하는 세 개의 가상 선으로 구성된다. 이러한 축들은 항공기가 회전하는 가상의 축으로 간주될 수 있다. 세 개의 축들은 서로 90도 각도로 CG를 통과한다. 기수로부터 꼬리로 향하는 선에 평행한 축이 세로축(longitudinal axis)이고, 한 쪽 wingtip으로부터 다른 쪽 wingtip으로 향하는 선에 평행한 축이 가로축(lateral axis)이며, 이 두 축과 직각을 이루는 축이 수직축(vertical axis)이다. 비행 자세가 바뀔 때마다 항공기는 세 개의 축들 중 하나 이상을 통해 회전한다. [그림 5-18]

세로축에 대한 항공기의 움직임은 좌우로 움직이는 배의 roll과 비슷하다. 사실 항공기의 세 축에 대한 움직임을 설명하기 위한 명칭들은 원래 해양 용어이다. 항공기와 배의 움직임이 유사하기 때문에 이러한 용어들이 항공 용어에도 채택되었다. 항공기의 세로축에 대한 움직임을 ”roll“, 가로축에 대한 움직임을 ”pitch“, 그리고 수직축에 대한 움직임을 ”yaw“라 부른다. yaw는 항공기 기수의 왼쪽/오른쪽 움직임이다.

일반적인 비행기의 세 가지 움직임(roll, pitch, 그리고 yaw)은 세 가지 조종면에 의해 제어된다. roll은 aileron을 통해, pitch는 elevator를 통해, 그리고 yaw는 rudder를 통해 제어된다. 이러한 조종면들의 사용 방법은 Chapter 6, Flight Controls에서 설명된다.

Moment and Moment Arm

자유롭게 회전하는 물체는 항상 CG를 중심으로 회전한다. 항공기가 CG를 중심으로 회전하는 경향을 수학적으로 측정한 것을 “moment”라 부른다. 모멘트는 (적용된 힘 x 힘이 적용된 거리)로 계산된다. moment arm은 힘이 적용된 지점과 datum 사이의 거리를 의미한다. weight and balance 계산 시 모멘트는 inch-pounds 단위로 표시된다.

항공기 설계자는 항공기 CG의 전방 위치와 후방 위치를 최대한 20% MAC 지점에 가까이 배치한다. 추력 선(thrust line)이 CG를 수평으로 통과하도록 설계되면 출력 변화 시 항공기가 pitch를 하지 않으며 power-on/power-off 상태에서 추력으로 인해 모멘트가 차이가 발생하지 않는다. 설계자는 항력의 위치를 어느 정도 제어할 수 있긴 하지만 항상 항력이 CG를 통과하도록 만들 수는 없다. 허나 설계자들이 가장 쉽게 제어할 수 있는 한 가지가 있는데 바로 꼬리의 크기와 위치이다. 최대한 추력 · 항력 · 양력으로 인한 모멘트를 작게 만드는 것, 그리고 꼬리를 올바르게 위치시켜서 모든 비행 조건에 대해 항공기의 세로 균형이 유지되는 수단을 제공하는 것이 설계자들의 목표이다.

조종사는 항공기에 작용하는 힘의 위치를 직접 제어할 수 없다(단, 받음각을 변화하여 양력 중심을 제어하는 것 제외). 조종사가 힘들의 크기를 조절할 수 있긴 하지만 이러한 변화는 다른 힘들을 변화시킨다. 따라서 조종사는 다른 힘들의 영향을 변화시키지 않으면서 하나의 힘만을 변화시킬 수 없다. 예를 들어 대기속도가 바뀌면 양력, 항력, 그리고 꼬리의 up/down force가 변화한다.

일부 항공기의 경우 무게 변화에 의해 CG 위치가 바뀔 수 있다. 연료 소모에 의한, 그리고 승객이나 화물의 적재/하역에 의한 모멘트를 상쇄하기 위해 trimming devices(예를 들어 elevator trim tabs와 adjustable horizontal stabilizers)가 사용된다.