(9) Stalls

Stalls

 

실속은 양력의 급격한 감소로 인해 발생한다. 이는 임계 받음각이 초과될 때 발생하는 날개 표면의 공기 흐름 분리가 원인이다. 실속은 pitch attitude나 airspeed와 관계없이 발생할 수 있다. 실속은 공기역학에서 오해가 많은 분야 중 하나이다. 왜냐하면 몇몇 조종사들은 에어포일이 실속에 빠졌을 때 양력 생산을 중단한다고 믿기 때문이다. 실속 도중 날개는 양력 생산을 완전히 중단한다기보다는 수평 비행을 유지할 정도의 충분한 양력을 생산할 수 없게 된다.

 

양력계수는 받음각에 비례한다. 허나 특정 시점에서 양력계수는 최고점에 도달했다가 떨어지기 시작한다. 이러한 최고점을 최대 양력계수(CL-MAX)라 부른다. 최대 양력계수나 임계 받음각이 초과된 후 날개가 생성하는 양력의 양은 급격하게 감소된다. 그러나 앞서 언급한 바와 같이 양력 생성을 완전히 중단하지는 않는다.

 

대부분의 직선익(straight-wing) 항공기 날개는 wing root가 먼저 실속에 빠지도록 설계된다. wing root가 먼저 임계 받음각에 도달하기 때문에 실속이 wingtip을 향해 바깥으로 진행되며 wingtips의 aileron effectiveness가 유지된다. 이는 항공기의 조종성을 유지시켜준다. wing root가 먼저 실속에 빠지도록 만들기 위하여 다양한 설계 방법이 사용된다. 하나의 설계는 wing root를 더 높은 받음각으로 “twist” 하는 것이다. 날개 앞전의 20 ~ 25% 지점에 stall strips를 설치하는 것 또한 실속을 빠르게 발생시키는 또 다른 방법이다.

(Wash out wing. 출처: boldmethod. wash out의 원리가 궁금하다면? 그림 클릭.)

(Stall strips. 출처: boldmethod. stall strips의 원리가 궁금하다면? 그림 클릭.)

실속 상태에서 날개는 양력 생산을 완전히 중단하지 않는다. 만약 그랬다면 항공기는 지구로 떨어질 것이다. 대부분의 훈련 항공기는 실속 도중 항공기의 기수가 떨어지도록 설계된다. 이는 받음각을 감소시키고 날개를 실속으로부터 회복시킨다. 이러한 nose-down tendency는 CL이 CG의 뒤에 있기 때문에 발생한다. CG range는 실속 회복 특성에 있어 매우 중요하다. 만약 항공기가 CG range 밖에서 운영되면 조종사가 실속을 회복하는데 어려움을 겪을 수 있다. 특히 CG가 후방 한계를 초과할 때 가장 위험하다. 이때 조종사는 받음각을 감소시키기 위한 elevator 힘을 만들어내지 못할 수 있다. 이 경우 항공기는 지면에 충돌하기 전까지 실속 상태를 유지한다.

 

실속 속도는 모든 비행 상황에 대해 고정된 값이 아니다. 허나 항공기는 대기속도, 무게, 하중, 혹은 밀도 고도에 관계없이 항상 동일한 받음각에서 실속에 빠진다. 모든 항공기는 실속에 진입하는 단 하나의 특정 받음각을 가진다. 이러한 실속 받음각은 항공기 설계에 따라 약 16 ~ 20도까지 다양하다.

 

(ATP: 실속 속도는 bank angle, 무게, 하중, 그리고 출력 등등의 영향을 받는다. 그러나 받음각이나 공기 밀도의 영향은 받지 않는다.)

 

(ATP: 난기류는 안정적인 조건의 항공기보다 훨씬 높은 속도에서 실속에 빠질 수 있게 만든다. vertical gust나 wind shear는 상대풍의 급격한 변화를 유발할 수 있다. 이로 인해 받음각이 갑자기 증가하여 실속이 발생할 수 있다. 실속을 발생시킬 만큼 돌풍이 오래 유지되지 않는다. 허나 조종사가 비행경로를 제어하려 시도한다면 실속이 발생할 수도 있다(특히 접근 도중)).

 

임계 받음각이 초과되는 비행 상황에는 보통 세 가지가 있다: 저속, 고속, 그리고 선회.

 

직진수평비행 도중 항공기가 실속에 빠질 수 있는 한 가지 방법은 저속으로 비행하는 것이다. 대기 속도가 감소할 경우 고도 유지에 필요한 양력을 발생시키기 위해 받음각을 늘려야 한다. 속도가 낮아질수록 받음각은 더 증가해야 한다. 결국 날개가 항공기를 지탱하기에 충분한 양력을 생산하지 못하는 받음각에 도달하면 항공기가 가라앉기 시작한다. 여기서 속도가 더 줄어들면 항공기는 실속에 빠진다. 왜냐하면 받음각이 임계 받음각을 초과하여 날개 위의 공기 흐름이 붕괴되기 때문이다.

 

허나 날개는 어떠한 속도에서도 과도한 받음각에 진입할 수 있다. 예를 들어 100노트로 하강하던 도중 조종사가 elevator control을 급격하게 당겼다. [그림 5-38] 중력과 원심력은 비행경로의 즉각적인 변화를 방해한다. 허나 항공기의 받음각은 꽤나 낮은 상태에서 높은 상태로 급격하게 변화한다. 다가오는 공기에 대한 항공기의 비행경로가 상대풍의 방향을 결정하기 때문에 받음각이 갑자기 증가한다. 항공기는 정상적인 실속 속도보다 훨씬 높은 속도에서 실속 받음각에 도달할 것이다.

수평 선회 실속 속도는 직진수평비행 실속 속도보다 높다. [그림 5-39] 선회 도중 항공기의 무게에 원심력이 추가된다. 따라서 날개는 원심력과 무게에 의해 가해지는 하중을 상쇄하기 위해 추가 양력을 발생시켜야 한다. 선회 도중 추가 양력은 back pressure를 통해 얻어진다. 이는 날개의 받음각을 증가시킨다. bank angle이 증가함에 따라 받음각도 증가해야 한다. 받음각이 과도해지면 항공기는 언제든 실속에 빠진다.

 

항공기의 공기역학적 균형을 맞추기 위해 보통 CL은 CG의 뒤에 배치된다. 이는 항공기를 nose-heavy 상태로 만든다. 허나 수평 안정판이 이러한 상태를 상쇄한다. 실속 순간 날개의 양력이 감소하고 downward tail force가 감소하면(혹은 upward force가 발생하면) 불균형 상태가 발생한다. 이로 인해 항공기가 CG를 중심으로 회전하면서 갑자기 하강하기 시작한다. nose-down attitude 도중 받음각이 감소하고 대기 속도가 증가한다. 날개 위로 부드러운 공기 흐름이 흐르고 양력이 복구되며 항공기가 다시 비행하기 시작한다. 이러한 회복이 완료되기까지 상당한 고도가 손실될 수 있다.

 

에어포일 모양 또한 고려되어야 한다. 예를 들어 항공기 표면에 얼음, 눈, 그리고 서리가 쌓이게 되면 날개 위의 부드러운 공기 흐름이 방해를 받는다. 이로 인해 임계 받음각보다 낮은 받음각에서 경계층이 분리된다. 양력이 크게 감소하며 항공기 성능이 변화한다. 비행 도중 얼음이 쌓이면 항공기 무게가 증가하며 양력 생산 능력이 감소한다. [그림 5-40] 날개 상부 표면에 0.8mm 정도의 얼음이 있다면 항력이 증가하며 양력이 약 25% 감소한다.

 

조종사들은 지역이나 계절에 상관 없이 18,000ft 이내의 고도에서(때로는 그 이상의 고도에서도) 착빙을 조우할 수 있다. 소형 항공기는 착빙에 가장 취약하다. 왜냐하면 이들은 착빙이 널리 퍼져있는 낮은 고도를 비행하기 때문이다. 또한 이러한 항공기들은 착빙 방지 장치를 갖추지 않는다.

 

착빙은 기온이 영하일 때 구름 내에서 발생할 수 있다. 과냉각 물방울이 항공기에 부딪히면 착빙이 형성된다(과냉각 물방울은 설령 온도가 섭씨 0도 이하이더라도 액체 상태를 유지한다).