(14) High Speed Flight

High Speed Flight

 

Subsonic Versus Supersonic Flow

 

아음속 공기역학에서의 양력 이론은 물체, 그리고 물체가 잠겨 있는 기체(공기)에서 발생하는 힘에 기초한다. 대략 260노트 이하의 속도에서는 공기의 압력이 변화하는 동안 밀도가 거의 일정하게 유지되므로 비압축성으로 간주될 수 있다. 이러한 가정 하에서 공기는 물처럼 작용하며 유체로 분류된다. 아음속 공기역학 이론은 또한 유체 특성인 점성(유체의 한 부분이 다른 부분의 움직임을 막는 경향)을 무시할 수 있다 가정한다. 이는 또한 공기를 이상 유체 공기역학(예를 들어 continuity, Bernoulli’s principle, 그리고 circulation)의 원리에 부합하는 이상 유체로 분류한다.

 

사실상 공기는 압축이 가능하며 점성도 있다. 저속에서는 이러한 특성의 영향을 무시할 수 있다. 허나 속도가 증가함에 따라 압축성의 영향이 특히나 중요해진다. 압축성은 음속에 근접한 속도에서 가장 중요하다. 이러한 속도 범위에서는 압축성이 항공기 주변의 공기 밀도에 변화를 일으킨다.

 

비행 도중 날개는 상부 표면 위의 공기 흐름을 가속하여 양력을 생산한다. 이 가속된 공기는 설령 항공기가 아음속으로 날고 있더라도 음속에 도달할 수 있다. 일부 항공기의 경우 극단적인 받음각일 때 날개 상단 표면 위의 공기 속도가 항공기 속도의 두 배가 될 수 있다. 따라서 항공기는 초음속과 아음속 공기 흐름을 동시에 가질 수 있다. 항공기의 특정 위치(예를 들어 날개의 maximum camber 영역)에서 유속이 음속에 도달할 경우 추가적인 가속은 압축성의 영향(예를 들어 충격파 형성, 항력 증가, buffeting, 안정성, 그리고 조종 어려움)이 시작되게 만든다. 아음속 흐름의 원리는 이 지점 이상의 모든 속도에서 무효해진다. [그림 5-64]

Speed Ranges

 

음속은 온도에 따라 달라진다(참조: 음속의 공식은 331+0.6t 이다). 표준 온도 조건(섭씨 15도)일 경우 해수면에서의 음속은 661노트이다. 40,000ft(온도가 섭씨 –55도인 곳)에서는 음속이 574노트로 감소한다. 고속 비행 및/혹은 고고도 비행 도중에는 속도 값이 “마하수(Mach number)”로 표현된다. 마하수는 현재 대기 조건에서의 음속에 대한 항공기 TAS의 비율이다. 음속으로 비행하는 항공기는 Mach 1.0으로 비행한다. 항공기의 속도 구간은 대략 다음과 같이 정의된다:

 

Subsonic(아음속) - 마하수 0.75 미만

 

Transonic(천음속) - 마하수 0.75 ~ 1.20

 

Supersonic(초음속) - 마하수 1.20 ~ 5.00

 

Hypersonic(극초음속) - 마하수 5.00 초과

 

군용 항공기의 경우 천음속/초음속 범위의 비행이 흔히 발생한다. 그러나 민간 제트 항공기는 일반적으로 마하 0.7 ~ 0.90의 순항 속도 범위에서 운영된다.

 

항공기나 구조물의 어느 부분에 대한 기류가 처음으로 마하 1.0에 도달하는(그러나 초과하지는 않는) 항공기 속도를 “임계 마하수(critical Mach number)”, 혹은 “Mach Crit”라 부른다. 따라서 임계 마하수는 아음속과 천음속 비행 사이의 경계이다. 임계 마하수는 날개와 에어포일 설계에 따라 크게 달라진다. 임계 마하수는 천음속 비행에서 중요한 지점이다. 항공기에 충격파(shock wave)가 형성되면 흐름 분리에 이어 buffet, 그리고 항공기 조작 어려움이 발생할 수 있다. 충격파, buffet, 그리고 흐름 분리는 임계 마하수 이상에서 발생한다. 제트 항공기는 일반적으로 임계 마하수에서, 혹은 그 근처에서 순항할 때 가장 효율적이다. 임계 마하수보다 5 – 10% 높은 속도에서는 압축성의 영향이 시작된다. “drag rise”와 연관되는 것은 buffet(ATP: 혹은 buzz), trim, 안정성 변화, 그리고 조종면 효율성 감소이다. 이 지점이 “drag divergence”이다. [그림 5-65]

VMO/MMO는 maximum operating limit speed로 정의된다. VMO는 KCAS(knots calibrated airspeed)로 표시된다. 반면 MMO는 마하수로 표시된다. VMO limit은 일반적으로 낮은 고도에서의 운영과 관련되어 있다. 이는 구조적 하중, 그리고 flutter(흔들림)를 다룬다. MMO limit은 높은 고도에서의 운영과 관련되어 있다. 이는 일반적으로 압축성의 영향, 그리고 flutter와 더욱 관련되어 있다. 낮은 고도에서는 구조적 하중과 flutter가, 그리고 높은 고도에서는 압축성의 영향과 flutter가 우려된다.

이러한 속도를 준수할 경우 dynamic pressure나 flutter로 인한 구조적 문제를, 압축성의 영향(예를 들어 Mach Tuck, aileron reversal, 혹은 buzz)으로 인한 항공기 조종 반응 저하를, 그리고 흐름 분리(충격파로 인한)로 인한 양력 손실이나 진동을 방지할 수 있다. 이러한 현상들은 조종사로 하여금 항공기를 적절하게 제어하지 못하게 만들 수 있다.

 

예를 들어 초기 민간 제트 항공기의 VMO limit은 약 FL310 미만에서 306 KCAS이다(단, 표준 대기에서). FL310에서 MMO 0.82는 306 KCAS와 거의 동일하다. 이 고도 이상에서는 MMO 0.82가 항상 306 KCAS 미만의 속도와 같다. 따라서 MMO 0.82가 운영 한계가 된다. 왜냐하면 MMO limit에 먼저 도달하지 않고는 VMO limit에 도달할 수 없기 때문이다. 예를 들어 FL380에서 MMO 0.82는 261 KCAS 와 동일하다.

 

Mach Number Versus Airspeed

 

마하수에 따라 속도가 어떻게 변화하는지를 이해하는 것은 중요하다. 예를 들어 운송용 제트 항공기의 실속 속도가 고도 증가에 따라 어떻게 변화하는지를 생각해보라. 고도의 증가는 공기 밀도의, 그리고 외부 온도의 감소를 초래한다. 이 항공기가 clean configuration(gear/flap up) 상태이며 무게가 550,000 파운드라 가정하자. 항공기는 해수면에서 대략 152 KCAS에서 실속에 빠질 수 있다. 이는 152 KTAS, 그리고 Mach 0.23과 동일하다(단, 표준 대기에서). FL380에서 항공기는 여전히 152 KCAS에서 실속에 빠질 것이다. 허나 진대기속도와 마하수는 각각 약 287 KTAS, 그리고 Mach 0.50일 것이다.

 

실속 속도는 그대로 유지되지만 마하수와 TAS는 모두 증가하였다. 고도가 증가함에 따라 공기 밀도가 감소한다. 동일한 KCAS에 대해 pitot tube로부터 동일한 압력을 감지하기 위해서는 더 빠른 진대기속도가 필요하다. FL380에서 287 KTAS로 비행하는 날개가 마주하는 동압은 해수면에서 152 KTAS로 비행하는 날개와 동일하다. 그러나 항공기는 더 높은 마하수로 비행하고 있다.

 

고려해야 할 또 다른 요인은 음속이다. 기체의 온도가 감소하면 음속이 감소한다. 따라서 고도가 상승함에 따라 외부 온도가 감소하여 음속이 떨어진다. 해수면에서는 음속이 대략 661 KCAS인 반면 FL380에서는 574 KCAS이다. 따라서 운송용 제트 항공기의 실속 속도(KTAS)가 152(해수면에서)에서 287(FL380에서)로 증가하였다. 이와 동시에 음속(KCAS)은 661에서 574로 감소하였고 마하수는 0.23(152 KTAS를 661 KTAS로 나눔)에서 0.50(287 KTAS를 574 KTAS로 나눔)으로 증가하였다. 그동안 실속에 대한 KCAS는 152로 일정하게 유지된다. 이는 고도 증가 도중 항공기가 일정한 KCAS를 유지할 때 나타나는 일을 설명한다. 그렇다면 상승 도중 마하수를 일정하게 유지한다면 어떻게 될까? 일반적인 제트 비행기의 경우 10,000ft까지는 250 KIAS로 상승한다. 그 다음 “mid-twenties” 고도에 도달하기 전까지는 특정 en route climb airspeed로 상승한다. 이후에는 일정한 마하수로 순항 고도까지 상승한다.

 

설명을 위해 해수면으로부터 FL380까지 MMO 0.82로 상승한다 가정하자. KCAS는 543에서 261로 향한다. 각 고도에서의 KIAS 또한 같은 양상을 따를 것이며 KCAS와 단지 몇 노트만 차이난다. 항공기가 상승함에 따라 온도가 떨어지면서 음속이 감소함을 상기하라. 마하수는 현재 비행 조건에서의 진대기속도 대 음속의 비율이다. 여기서 중요한 것은 일정한 마하수로 상승 도중 KCAS(그리고 KTAS나 KIAS 또한)가 떨어지고 있다는 것이다.

 

만약 KIAS∙KCAS∙KTAS의 감소와 함께 이러한 일정 MMO로 충분히 높게 상승한다면 항공기는 실속 속도에 접근하기 시작할 것이다. 어느 시점에서 항공기 마하수 단위 실속 속도가 MMO와 같을 수 있다. 이때 조종사는 감속을 할 수 없으며(실속 때문에) 가속을 할 수도 없다(항공기의 max operating speed 때문에). 이를 “coffin corner”라 부른다.

(출처: boldmethod)

Boundary Layer

 

공기의 점성 특징은 표면의 일부 지점 속도를 감소시켜 표면 마찰을 유발한다. 이전 장에서 논의한 바와 같이 날개 표면에서 점성에 의해 느려지거나, 혹은 멈추는 공기 층이 경계층이다. 경계층 흐름에는 두 가지 유형이 있다: 층류와 난류.

 

Laminar Boundary Layer Flow

 

층류 경계층은 매우 매끄러운 흐름이다. 반면 난류 경계층은 소용돌이를 포함한다. 층류는 난류보다 표면 마찰 항력이 적지만 안정성이 떨어진다. 날개 표면 위의 경계층 흐름은 매끄러운 층류에서 시작된다. 흐름이 앞전으로부터 뒤로 진행됨에 따라 층류 경계층의 두께가 증가한다.

 

Turbulent Boundary Layer Flow

 

앞전으로부터 어느 정도 떨어진 지점에서 매끄러운 층류가 분해되어 난류로 전환된다. 항력의 관점에서 볼 때 층류에서 난류로의 천이(transition)가 최대한 뒤쪽에서 이루어지는 것이, 혹은 많은 날개 표면이 경계층의 층류 이내에 있는 것이 좋다. 그러나 층류의 낮은 에너지는 난류 층보다 더 갑작스럽게 분해되는 경향이 있다.

 

Boundary Layer Separation

 

점성 유동과 관련된 또 다른 현상은 분리(separation)이다. 분리는 공기 흐름이 에어포일로부터 박리될 때 발생한다. 층류 경계층에서 난류 경계층으로, 그 다음에는 흐름 분리로 이어지는 것이 자연스러운 진행 단계이다. 흐름 분리는 높은 항력을 생성하며 궁극적으로 양력을 파괴한다. 경계층 분리 지점은 받음각이 증가함에 따라 날개 전방으로 이동한다. [그림 5-66]

(ATP: 높은 받음각에서 경계층은 정체 및 정지하려는 경향이 있다. 이러한 상황에서 공기 흐름은 표면으로부터 분리되어 상부 표면 주위를 순환한다. 그리고 실속이 발생한다.)

vortex generator는 천음속(transonic) 비행 도중 충격파(shock wave)로 인한 경계층 분리를 지연, 혹은 방지하기 위해 사용된다. 이들은 공기 흐름에 대해 12 ~ 15도의 받음각으로 배치되는 낮은 가로세로비의 에어포일이다. 이는 일반적으로 aileron, 혹은 그 외 조종면의 전방을 따라 수인치 간격으로 위치된다. vortex generator는 와류를 생성하는데, 이 와류는 항공기 표면 바로 위의 높은 에너지 기류를 경계층과 혼합한다. 이는 더 높은 표면 유속을 형성하며 경계층의 에너지를 증가시킨다. 이로 인해 흐름 분리가 만들어지기 위해서는 더 강한 충격파가 필요해진다.

(출처: boldmethod)

(출처: boldmethod)

(출처: boldmethod)

(ATP: 날개에 장착된 vortex generators는 날개의 초음속 기류에 의한 항력을 감소시킨다. 이는 고속에서의 drag divergence를 지연시키며 aileron effectivenss를 유지하는데 도움을 제공한다.)

 

(ATP: 느린 속도의 laminar airflow를 빠른 속도로 대체하는 다양한 방법을 통해 날개의 흐름 분리를 지연할 수 있다. 한 가지 방법은 vortex generators를 사용하는 것이다. 이는 날개의 윗면에 부착되어 있다. vortex generators는 날개 표면을 거칠게 만들어 난류 흐름을 만드는데, 이는 공기의 속도를 증가시킨다. 또 다른 방법은 slots를 통해 고압의 공기를 날개, 혹은 flap의 위로 향하게 만드는 것이다.)

 

Shock Waves

 

비행기가 아음속으로 비행할 경우 전방의 공기는 비행기가 다가오고 있음을 “경고” 받는다. 이는 소리의 속도(음속)로 비행기 앞에 전달되는 압력 변화 덕분이다. 이러한 경고 때문에 공기는 비행기가 도착하기 전에 옆으로 이동하기 시작함으로써 항공기가 쉽게 지나가도록 준비된다. 비행기의 속도가 음속에 도달하면 압력 변화가 더 이상 전방의 공기에 경고를 줄 수 없다. 왜냐하면 비행기가 그 자체의 압력파를 따라가고 있기 때문이다. 더 정확히 말하면 공기 입자들이 비행기 앞에서 쌓인다. 이는 비행기 바로 앞부분의 기압/밀도 상승과 함께 유속의 급격한 감소를 초래한다.

 

비행기의 속도가 음속을 초과하면 전방 압축 공기의 압력/밀도가 증가한다. 이로 인해 비행기 전방의 어느 정도 거리까지 압축 영역이 확장된다. 기류의 어느 시점에서는 비행기의 접근에 대한 사전 경고가 없었기 때문에 공기 입자는 완전히 방해받지 않는다. 다음 순간 공기 입자들은 온도, 압력, 밀도, 그리고 속도에 대해 급격한 변화를 겪는다. 방해받지 않는 공기와 압축 공기 사이의 경계를 충격파(shock wave), 혹은 압축파(compression wave)라 부른다. 초음속 기류가 방향 변화 없이 아음속으로 느려질 때에도 이와 같은 종류의 wave가 형성된다(예를 들어 날개의 캠버 부분 위를 지나는 기류가 음속으로 가속된 이후 maximum camber를 지나면서 아음속으로 감속할 때). 충격파는 초음속 범위와 아음속 범위 사이의 경계로서 형성된다.

 

충격파가 기류에 수직으로 형성될 경우 이를 “normal” shock wave라 부른다. wave의 바로 뒤에 있는 흐름은 아음속이다. normal shock wave를 통과하는 초음속 기류는 다음과 같은 변화를 겪는다:

 

• 기류가 아음속으로 느려진다.

 

• 충격파 바로 뒤의 공기 흐름은 방향을 바꾸지 않는다.

 

• wave 뒤에 있는 기류의 정압/밀도가 크게 증가한다.

 

• 기류의 에너지(총압 = 동압 + 정압)는 크게 감소한다.

 

충격파 형성으로 인해 항력이 증가한다. 충격파의 주요 영향 중 하나는 wave의 바로 뒤에 높은 압력 영역이 형성되는 것이다. 높은 압력 영역의 불안정성, 그리고 기류의 속도 에너지 중 일부가 wave를 통과하면서 열로 변환된다는 점이 항력 증가의 기여 요인이다. 그러나 흐름 분리로 인한 항력이 훨씬 크다. 충격파가 강한 경우 경계층은 흐름 분리를 견딜 수 있는 충분한 운동 에너지를 갖지 못할 수 있다. 충격파의 형성, 그리고 흐름 분리로 인해 천음속 영역에서 발생하는 항력을 “조파 항력(wave drag)”이라 부른다. 속도가 임계 마하수의 약 10%를 초과하면 조파 항력이 급격하게 증가한다. 이 지점을 넘어 초음속 범위를 향해 비행 속도를 높이려면 추력(출력)의 상당한 증가가 필요하다. 여기에서 에어포일의 모양, 그리고 받음각에 따라 경계층이 다시 부착될 수 있다.

 

normal shock wave가 날개의 상부 표면에 형성된다. 그리고 아래 표면에 추가적인 초음속 흐름 영역과 normal shock wave가 형성된다. 비행 속도가 음속에 가까워질수록 초음속 흐름 영역이 커진다. 그리고 충격파는 뒷전 근처로 이동한다. [그림 5-67]

“drag rise”는 buffet(Mach buffet), trim과 stability의 변화, 그리고 조종면 효율성 감소와 관련이 있다. 흐름 분리로 인한 양력 손실은 downwash의 감소를, 그리고 날개 양력 중심 위치의 변화를 초래한다. 흐름 분리는 날개 뒤쪽에 난류 후류(turbulent wake)를 형성한다. 이는 꼬리 표면을 buffet(진동)하게 만든다. 수평 꼬리가 제공하는 nose-up/nose-down pitch control은 날개 뒤쪽의 downwash에 의해 달라진다. 따라서 downwash가 증가하면 꼬리 표면의 받음각이 사실상 증가하므로 꼬리 표면의 pitch control effectiveness가 감소한다. CP의 움직임은 날개의 pitching moment에 영향을 미친다. 만약 CP가 뒤로 이동하면 “Mach tuck”, 혹은 “tuck under”라 불리는 하강 모멘트가 생성된다. 만약 CP가 앞으로 이동하면 nose-up 모멘트가 생성된다. 이는 많은 터빈 항공기에서 T-tail 구성(수평 안정판을 날개의 난기류로부터 가능한 한 멀리 떨어뜨리는)을 개발하는 주요 이유이다.

 

(출처: youtube/flight-club)

 

Sweepback

천음속 비행의 어려움은 충격파로 인한 흐름 분리와 관련되어 있다. 따라서 흐름 분리를 지연시키거나, 혹은 완화하는 모든 수단이 공기역학적 성능을 향상시킨다. 한 가지 방법은 날개 후퇴각(sweepback)이다. 후퇴각 이론은 다음과 같은 개념에 기초한다: 기압 배치와 충격파 형성에 영향을 미치는 것은 오직 날개 앞전에 수직인 공기 흐름 성분만이다. [그림 5-68]

  

직선익 항공기에서는 기류가 날개 앞전을 90도로 타격한다. 이 전체 충격은 압력과 양력을 발생시킨다. 후퇴각이 있는 날개는 90도보다 작은 각도에서 공기 흐름을 타격한다. 후퇴각의 기류는 날개로 하여금 실제보다 더 느리게 날고 있다 여겨지게 만든다. 따라서 충격파의 형성이 지연된다. 날개 후퇴각의 장점으로는 임계 마하수의 증가, force divergence Mach number의 증가, 그리고 항력 발산이 정점이 되는 마하수의 증가 등이 있다. 즉, 후퇴각은 압축성의 영향이 시작되는 것을 지연시킨다.

(ATP: 천음속 항공기가 후퇴각을 사용하면 drag rise가 지연 및 감소한다. 또한 천음속 비행 도중 기동성을 유지시켜준다. 약간의 후퇴각은 이점을 거의 제공하지 않는다. 최소한 30 ~ 35도의 후퇴각을 사용해야 상당한 이점을 얻을 수 있다.)

 

항력 계수의 급격한 변화를 일으키는 마하수를 “force divergence” Mach number(ATP: 혹은 drag rise)라 부른다. 대부분의 에어포일에서 이는 일반적으로 임계 마하수보다 5 ~ 10% 높다. 이 속도에서의 충격파 형성으로 인한 흐름 분리는 항력, 양력, 혹은 pitching moment 계수에 상당한 변화를 일으킬 수 있다. 후퇴각은 압축성의 영향을 지연시킬뿐만 아니라 항력, 양력, 혹은 모멘트 계수의 변화 정도도 줄여준다. 즉, 후퇴각을 사용하면 force divergence가 약해진다.

 

후퇴각의 단점은 실속이 wing roots가 아닌 wingtips에서 발생하는 경향이 있다는 것이다. [그림 5-69] 왜냐하면 경계층은 tips를 향해 날개 길이(spanwise) 방향으로 흐르려는 경향이 있으며 앞전 근처에서 분리되는 경향이 있기 때문이다. 후퇴각 날개의 tips는 날개의 뒷부분(CL의 뒷부분)에 있다. 따라서 wingtip stall은 CL을 앞으로 이동시켜 기수가 더 위로 향하게 만든다. tip stall의 경향은 후퇴각과 테이퍼가 결합될 경우 가장 크다.

(ATP: 후퇴익 비행기의 wingtips에서 먼저 shock-stall이 발생한 경우 양력 중심은 안쪽으로, 그리고 앞쪽으로 이동한다.)

(ATP: 후퇴익 비행기의 wing root에서 shock-induced separation이 발생한 경우 양력이 손실된다. 이로 인해 수평꼬리의 downwash가 감소하여 diving moment가 형성될 것이며 항공기에 "Mach tuck"이 발생할 것이다.)

실속 상황은 T-tail에 의해 악화될 수 있다. 이러한 구성은 꼬리 조종면의 buffet을 통한 사전 실속 경고를 거의, 혹은 전혀 제공하지 않는다. [그림 5-70] T tail은 날개가 실속에 빠지기 시작한 이후에도 wing wake 위에 있어서 여전히 효과적이다. 때문에 조종사가 실수로 날개를 훨씬 더 높은 받음각의 실속으로 향하게 만들 수 있다. 만약 수평 꼬리표면이 날개의 후류에 묻히게 되면 elevator effectiveness가 사라질 수 있다. 이로 인해 pitch attitude 감소를 통한 실속 회복이 불가능할 수 있다. pre-stall/post-stall 구간에서의 후퇴각 항공기 양력/항력 특성은 pitch attitude의 변화가 없는 상태에서 점점 더 하강하는 비행경로를 만들어내 받음각을 더욱 증가시킬 수 있다(특히 저속에서 항력이 엄청나게 증가한 상태에서). 이러한 상황에서 만약 신뢰할만한 받음각 정보가 없다면 nose-down pitch attitude와 속도 증가가 회복에 영향을 미치고 있음을 보장하지 못한다. 또한 이 단계에서 up-elevator는 항공기를 실속 상태로 유지할 수 있다.

극단적인 nose-high attitudes로 실속에 빠져있을 경우 기수가 급격히 상승하여 회복이 어려워지는 것이 T-tail aircraft의 특징이다. stick pusher는 이러한 유형의 실속을 억제한다. 실속 속도보다 약 1노트 높은 지점에서 pre-programmed stick force가 자동으로 조종간을 앞으로 움직여서 실속이 발생하는 것을 방지한다. stick pusher에 의해 생성된 pitch down이 항공기에 과도한 하중을 가하는 것을 방지하기 위하여 G-limiter가 시스템에 통합될 수도 있다. 반면 “stick shaker”는 대기 속도가 실속 속도보다 5 ~ 7% 높을 때 실속 경고를 제공한다.

 

Mach Buffet Boundaries

 

mach buffet은 날개 위를 흐르는 공기 속도의 함수이다. 대기 속도가 너무 빠른 경우, 혹은 MMO 근처에서 받음각이 너무 높은 경우에는 날개에 너무 많은 양력 수요가 발생하여 “high-speed” buffet이 일어난다. buffet을 훨씬 더 낮은 속도에서 경험할 수도 있다. 이를 “low-speed Mach buffet”이라 부른다.

 

무게 및 고도에 비해 너무 느린 속도로 비행하여 높은 받음각이 필요한 경우 low-speed Mach buffet이 발생할 가능성이 가장 높다. 이러한 높은 받음각은 날개 윗면의 기류 속도를 증가시키는 효과가 있다(단, high-speed buffet 상황에서와 동일한 충격파 및 buffet이 발생하기 전까지). 날개의 받음각은 항공기의 high-speed boundary, 혹은 low-speed boundary에서 Mach buffet을 유도하는데 가장 큰 영향을 미친다. 받음각, 날개 위 공기 흐름 속도, 그리고 Mach buffet 가능성을 증가시키는 조건은 다음과 같다:

 

∙ High altitudes – 항공기가 더 높이 날수록 공기가 희박해진다. 따라서 수평 비행 유지를 위한 양력을 생산하는데 요구되는 받음각이 더 커진다.

 

∙ Heavy weights – 항공기가 무거울수록 날개에 필요한 양력이 커진다. 다른 모든 요소가 동일하다면 받음각이 더 커진다.

 

∙ G loading – 항공기의 G loading 증가는 항공기의 무게가 증가하는 것과 동일한 영향을 미친다. G force의 발생 원인이 무엇이든(선회, 거친 조종간 사용, 혹은 난기류) 상관없이 날개 받음각 증가의 효과는 동일하다.

 

High Speed Flight Controls

 

고속 항공기의 경우 flight controls가 primary flight controls와 secondary(혹은 auxiliary) flight controls로 나뉜다. primary flight controls는 pitch, roll, 그리고 yaw 축을 중심으로 항공기를 조종한다. 여기에는 ailerons, elevator, 그리고 rudder를 포함한다. secondary(혹은 auxiliary) flight controls는 tabs, leading edge flaps, trailing edge flaps, spoilers, 그리고 slats를 포함한다.

 

spoilers는 날개의 상부 표면에서 사용된다. 이는 양력을 감소키기 위해 사용된다. 고속 항공기는 항력이 낮도록 설계되기 때문에 감속을 위한 speed brakes로서 spoiler를 사용한다. 착륙 직후 spoilers를 연장하여 양력을 감소시키면 항공기의 무게가 날개로부터 바퀴로 전달된다. 이는 더 나은 제동 성능을 위함이다. [그림 5-71]

 

운송용 제트 항공기는 작은 ailerons를 가진다. ailerons를 위한 공간은 제한적이다. 왜냐하면 flaps를 위해 날개 뒷전이 최대한 많이 필요하기 때문이다. 또한 종례의 aileron 크기는 고속에서 날개 비틀림을 유발할 수 있다. 이러한 이유로 spoilers가 ailerons와 함께 사용되어 부가적인 roll control을 제공한다.

 

일부 운송용 제트 항공기는 두 세트의 ailerons를 가진다: 한 쌍의 outboard low-speed ailerons, 그리고 한 쌍의 high-speed inboard ailerons. 이륙 후 flaps가 완전히 접히면 outboard ailerons는 자동으로 faired position(유선형으로 되는 위치)에 고정된다. (ATP: 고속에서 outboard ailerons를 사용할 경우 공기역학적 하중이 wingtips를 비튼다. 때문에 outboard ailerons는 저속에서만 사용된다. inboard ailerons는 저속 및 고속에서 사용된다.)

roll control을 위해 spoilers를 사용할 경우 up aileron 쪽 spoiler가 연장된다. 이는 해당 부분의 양력을 감소시켜 날개가 떨어지게 만든다. spoilers가 speed brakes로서 연장된 상태에서도 여전히 roll control을 위해 사용될 수 있다. 만약 spoilers가 differential type이라면 한쪽은 더 확장되고 다른 한 쪽은 접힌다. 만약 spoilers가 non-differential type이라면 한쪽은 더 확장되나 다른 한쪽은 접히지 않는다. non-differential spoilers가 speed brakes로서 완전히 연장된 상태일 경우 이는 ailerons를 보조하지 않는다.

 

매끄러운 실속, 그리고 흐름 분리 없이 높은 받음각을 얻기 위해서는 날개의 앞전이 둥글고 뭉툭한 모양이어야 한다. 이로 인해 공기 흐름이 높은 받음각에서도 부착될 수 있다. 이 모양을 사용하면 흐름 분리가 뒷전에서 시작되며 받음각이 증가함에 따라 점점 앞으로 진행된다.

 

고속 비행에 필요한 날카로운 앞전은 갑작스러운 실속을 초래하며 trailing edge flaps의 사용을 제한한다. 왜냐하면 공기 흐름이 날개 앞전 주위의 날카로운 곡선을 따라 흐르지 못하기 때문이다. 적당한 받음각일 때 공기 흐름이 상부 표면에서 갑자기 분리되려는 경향이 있다. trailing edge flaps를 활용하여 CL-MAX를 증가시키기 위해선 날개가 흐름 분리 없이 높은 받음각으로 이동해야 한다. 따라서 이륙, 상승, 그리고 착륙 도중의 저속 특성을 향상하기 위해 leading edge slots∙slats∙flaps가 사용된다. 이러한 장치들은 trailing edge flaps만큼 강력하지는 않다. 허나 trailing edge flaps와 함께 이들이 전체 날개 길이에 걸쳐 사용될 경우 매우 효과적이다. 이러한 고양력 장치 덕분에 흐름 분리가 지연되며 CL-MAX가 상당히 증가한다. 실제로 실속 속도가 50노트 감소하는 것이 일반적이다.

 

대형 운송용 제트 항공기의 운영 조건들은 많은 pitch trim 변화를 요한다. 몇 가지 운영 조건들은 다음과 같다:

 

∙ 넓은 CG 범위

 

∙ 넓은 속도 범위

 

∙ leading edge/trailing edge high-lift devices의 사용으로 인한 많은 trim 변화를 수행할 수 있는 능력(단, 남아 있는 elevator의 양을 제한하지 않으면서)

 

∙ trim drag를 최소로 유지

 

이러한 조건들은 variable incidence horizontal stabilizer를 사용함으로써 만족된다. fixed-tail aircraft의 경우 많은 trim 변화는 많은 elevator 조작을 필요로 한다. 이렇게 조작이 커질 경우 같은 방향을 향한 elevator 움직임이 거의 남지 않는다. variable incidence horizontal stabilizer는 trim 변화를 줄이기 위해 설계되었다. stabilizer는 elevator보다 크다. 따라서 큰 각도로 움직일 필요가 없다. 이는 elevator로 하여금 꼬리 날개에 유선형으로 놓이게 해주며 위아래로 최대 범위까지 이동할 수 있게 해준다. variable incidence horizontal stabilizer는 대부분의 pitch control이 처리되도록, 그리고 나머지는 elevator에서 처리되도록 설정될 수 있다. variable incidence horizontal stabilizer를 장비한 항공기의 elevator만을 따로 떼어서 보면 fixed-tail aircraft의 것에 비해 더 작으며 덜 효과적이다. 다른 조종면과 비교하였을 때 variable incidence horizontal stabilizer는 그 효과가 매우 강력하다.

 

운송용 제트 항공기의 크기, 그리고 높은 속도 때문에 조종면을 움직이는데 필요한 힘이 조종사의 힘을 초과할 수 있다. 따라서 조종면은 유압, 혹은 전기 동력 장치에 의해 작동한다. 조종실에서 조종간을 움직이면 조종 각도가 신호로 보내진다. 그리고 동력 장치가 조종면을 특정한 위치에 둔다. 동력 장치가 완전히 고장 난 경우 control tabs를 직접 제어함으로써 조종면의 움직임에 영향을 미칠 수 있다. control tab을 움직이면 공기역학적 균형이 깨져서 조종면이 움직인다.

(ATP: manual reversion이라고 불리는 이러한 수동 백업이 control tabs를 연결한다. 조종사는 조종간을 움직여 control tabs를 조작할 수 있다. 이를 통해 조종면이 움직인다.)