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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 수는 있지만 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.

Aircraft Design Characteristics

항공기 조작 방법은 항공기마다 다르다. 왜냐하면 항공기들은 저마다 다른 방식으로 조종간 압력에 저항하거나 반응하기 떄문이다. 예를 들어 훈련용 항공기는 조종간 압력에 빠르게 반응하는 반면 운송용 항공기는 조종간 압력에 느리게 반응한다. 항공기의 특정 목적을 용이하게 만들기 위해 안정성 조건과 기동성 조건을 고려한 후에 이러한 기능들을 항공기에 설계할 수 있다. 안정성∙기동성∙조종성의 중요한 측면, 안정성∙기동성∙조종성의 분석 방법, 그리고 안정성∙기동성∙조종성과 다양한 비행 조건의 관계가 아래에 설명된다.

Stability

평형 상태를 방해하는 상황들을 수정한 다음 원래의 비행경로로 돌아가려는 항공기의 고유 특성을 안정성이라 부른다. 안정성은 주된 항공기 설계 특성이다. 항공기의 비행경로와 자세는 항공기의 공기역학적 특성, 항공기의 추력 시스템, 그리고 항공기의 구조적 강도에 의해 제한된다. 이러한 제한 사항들이 항공기의 최대 성능과 기동성을 나타낸다. 최대한의 효용성을 위해선 항공기가 뛰어난 비행 기술 없이도 이러한 한계까지 안전하게 제어될 수 있어야 한다. 항공기가 임의의 비행경로를 따라 안정적인 직진 비행을 수행하기 위해선 항공기에 작용하는 힘들이 정적 평형 상태에 있어야 한다. 평형이 흐트러졌을 때 물체가 보이는 반응을 안정성이라 부른다. 안정성에는 두 가지 유형이 있다: 정안정성과 동안정성.

Static Stability

정안정성이란 평형 상태로 돌아가려는 초기 경향을 나타낸다. 여기에서는 특정 pitch, yaw, 혹은 bank 상태에서 방해를 받은 후에 항공기가 나타내는 초기 경향을 의미한다. [그림 5-21]

∙ Positive static stability – 방해를 받은 후 항공기가 원래의 평형 상태로 되돌아가려는 초기 경향.

∙ Neutral static stability – 방해를 받은 후 항공기가 새로운 상태를 유지하려는 초기 경향.

∙ Negative static stability – 방해를 받은 후 항공기가 원래의 평형 상태로부터 계속 멀어지려는 초기 경향.

Dynamic Stability

방해를 받은 후 항공기가 평형 상태로 되돌아가기 위해 나타내는 초기 경향을 정안정성이라 부른다. 초기 경향이 전반적인 경향과 반대일 수도 있으므로 두 가지가 구분되어야 한다. 특정 pitch, yaw, 혹은 bank 상태에서 방해를 받은 후에 항공기가 시간에 따라 나타내는 반응을 동안정성이라 부른다. 이러한 안정성에는 세 가지 하위 유형이 있다: [그림 5-22]

∙ Positive dynamic stability – 시간에 따라 물체가 움직이는 진폭이 감소하여 결국 평형 상태로 되돌아간다.

∙ Neutral dynamic stability – 물체가 움직이는 진폭이 감소하거나 증가하지 않는다.

∙ Negative dynamic stability – 시간에 따라 물체가 움직이는 진폭이 증가하여 점점 발산한다.

항공기의 안정성은 기동성과 조종성에 상당한 영향을 미친다:

∙ 기동성(Maneuverability) – 항공기를 쉽게 기동할 수 있게 해주는, 그리고 기동에 의한 응력을 견딜 수 있게 해주는 품질. 기동성은 항공기의 무게, 관성, 조종면의 크기 및 위치, 구조적 강도, 그리고 엔진에 의해 결정된다. 기동성도 항공기 설계 특성이다.

∙ 조종성(Controllability) – 항공기 기동 시 조종사의 조작에 반응하는 항공기 능력.

Longitudinal Stability(Pitching)

설계자들은 항공기의 세 축에 대해 충분한 안정성이 만들어지도록 노력한다. 허나 가로축에 대한 세로 안정성이 다양한 비행조건에서의 특정 변수들에 의해 가장 큰 영향을 받는다 고려된다.

세로 안정성은 항공기를 가로축에 대해 안정적으로 만드는 특성이다. 이는 항공기의 기수를 위/아래로 움직이는 pitching motion을 수반한다. 세로 불안정성을 가진 항공기는 매우 가파른 자세를 향해 점진적으로 하강/상승하려는 경향이 있다. 따라서 세로 불안정성을 가진 항공기를 비행하는 것은 어려우며 때로는 위험하다.

항공기의 정적 세로 안정성/불안정성은 세 가지 요인에 의해 결정된다:

1. CG에 대한 날개의 위치.

2. CG에 대한 수평 꼬리 표면의 위치.

3. 꼬리 표면의 면적이나 크기.

정적 세로 안정성을 위해선 날개 모멘트와 꼬리 모멘트가 다음과 같은 관계를 가져야 한다: 모멘트들의 균형이 맞는 상태에서 기수가 갑자기 위로 향하였다면 기수가 다시 아래로 향할 수 있도록 날개 모멘트와 꼬리 모멘트가 변화해야 함. 마찬가지로 만약 항공기 기수가 아래로 향하였다면 기수가 다시 위로 향할 수 있도록 모멘트가 변화해야 한다.

대부분의 비대칭 에어포일에서 양력 중심(CL)은 받음각의 변화에 따라 앞/뒤로 이동하는 경향이 있다. 받음각이 증가하면 양력 중심이 앞으로 이동하는 경향을 보이며 반면 받음각이 감소하면 양력 중심이 뒤로 이동하는 경향을 보인다. 즉, 에어포일 받음각이 증가하면 양력 중심이 앞으로 이동해서 날개 앞전이 더 높아지려는 경향이 발생한다. 이러한 경향은 날개에 불안정성을 제공한다. (NOTE: 양력 중심은 CP [center of pressure]라고도 불림).

그림 5-23은 직진수평비행 상태인 항공기를 보여준다. CG-CL-T 선은 항공기의 세로축을 나타낸다.

대부분의 항공기 날개는 CL이 CG 뒤에 오도록 설계된다. 이는 항공기의 기수를 무겁게 만든다. 따라서 기수가 계속하여 아래로 떨어지는 것을 막기 위해 수평 안정판에 downward force가 가해져야 한다. 이를 위해 수평 안정판은 negative AOA로 설정된다. 이렇게 생성된 downward force가 꼬리를 아래로 가해서 균형이 잡힌다. CG-CL-T 선을 지렛대라 생각해보라. CL에서의 upward force, CG에서의 강한 downward force, 그리고 T에서의 약한 downward force가 서로 균형을 이룬다.

설령 수평 비행 도중 수평 안정판이 수평이 된다 해도 날개로부터의 downwash가 안정판의 윗부분을 타격해서 downward pressure가 만들어진다. 이 압력은 특정 속도에서 “지렛대”의 균형을 맞추기에 충분하다. 비행속도가 빠를수록 이러한 downwash가 커져서 수평 안정판의 downward force가 강해진다(단, T-tail 항공기는 그러지 아니함). [그림 5-24] 수평 안정판의 위치가 고정된 항공기의 경우 제조업체는 설계 순항 속도(design cruising speed)에서 최대의 안정성(혹은 균형)이 제공되도록 안정판 각도를 설정한다.

항공기의 속도가 감소하면 날개 위 공기 속도가 감소한다. 날개 위 공기 속도가 감소하면 downwash가 감소하는데 이로 인해 수평 안정판에 가해지는 downward force가 감소한다. [그림 5-25] 그 결과로 항공기의 기수가 낮아져서 날개의 받음각과 항력이 줄어들고 속도가 증가한다. 항공기가 계속 nose-low attitude로 비행하여 속도가 증가하면 수평 안정판의 downward force가 다시 증가한다. 이로 인해 꼬리가 다시 아래로 눌려서 기수가 상승 자세로 높아진다.

상승이 계속되면 속도가 다시 감소하며 꼬리의 downward force도 다시 감소한다(단, 기수가 다시 내려가기 전까지). 항공기는 동적으로 안정적이기 때문에 이번에는 기수가 첫 번째 만큼 낮아지지 않는다. 항공기는 서서히 하강해서 충분한 속도를 얻은 후에 다시 상승을 시작한다. 허나 이번 상승도 첫 번째 상승만큼 가파르지 않다.

이러한 몇 번의 감쇠 진동 후에 항공기는 결국 꼬리의 downward force가 항공기의 하강 경향을 정확하게 상쇄하는 속도에서 안정된다. 이러한 상태에 도달하면 항공기는 다시 균형 잡힌 비행을 수행하며 안정된 비행을 지속한다.

throttle을 닫을 때도 이와 유사한 영향이 발생한다. throttle을 닫으면 날개의 downwash가 감소하며 이로 인해 T지점의 힘은 수평 안정판을 아래로 유지하지 못한다. 허나 항공기는 증속한 후에 다시 적절한 균형을 잡으려 시도하므로 이는 바람직하다.

출력이나 추력 또한 불안정한 효과를 가질 수 있다. 왜냐하면 출력이 증가하면 기수가 상승하는 경향이 발생할 수 있기 때문이다. 항공기 설계자는 추력선을 CG 위에 설정하여("high thrust line"이라 불림) 이를 상쇄할 수 있다. [그림 5-26과 27] 이 경우 출력이나 추력이 증가할 때 꼬리에 가해지는 down load가 상쇄될 수 있는 모멘트가 발생한다. 반면 “low thrust line”은 수평 꼬리 표면의 nose-up 영향을 더해주는 경향이 있다. 결론: CG가 CL의 앞에 있고 공기역학적 tail-down force 가 있다면 항공기는 보통 안전한 비행 자세로 되돌아가려 한다.

다음은 세로 안정성을 증명하는 간단한 방법이다. 수평 비행 상태에서 손을 놓아도 될 정도로 항공기를 trim 한다. 그 다음 조종간을 살짝 눌러주어 항공기가 아래로 향하게 만든다. 만약 짧은 시간 내에 기수가 원래의 위치를 향해 상승한다면 항공기는 정적으로 안정적인 것이다. 보통 기수는 원래의 위치(수평 비행 자세)를 통과한 다음 일련의 느릿한 pitching oscillations를 만든다. 만약 진동이 점차 멈추면 항공기는 positive stability를 가지는 것이다. 만약 진동이 불균일하게 계속되면 항공기는 neutral stability를 가지는 것이다. 만약 진동이 증가하면 항공기는 불안정한 것이다.

Lateral Stability(Rolling)

항공기의 세로축에 대한 안정성을 가로 안정성이라 부른다. positive lateral stability는 한쪽 날개가 반대쪽 날개보다 낮아졌을 때 “rolling effect”를 돕는다. 항공기를 가로로 안정적이게 만드는 네 가지 설계 요인이 있다: dihedral(상반각), sweepback(후퇴각), keel effect(용골 효과), 그리고 weight distribution(무게 분배).

Dihedral

일부 항공기는 날개의 tip이 root보다 더 높게 설계된다. 이렇게 날개에 의해 형성된 각도를 상반각이다 부른다. [그림 5-28] 돌풍으로 인해 roll이 발생하면 sideslip이 발생한다. 이러한 sideslip은 상대풍을 slip 방향으로부터 오게 만든다. 이때 바람을 향하여 slip한 날개는 받음각이 증가해서 양력이 증가한다. 반면 풍하쪽 날개는 받음각이 감소해서 양력이 감소한다. 이러한 양력 변화는 풍상쪽 날개를 상승시키려는 rolling moment에 영향을 미친다. 따라서 sideslip이 발생하였을 때 상반각이 안정적 roll에 이바지한다. [그림 5-29]

Sweepback and Wing Location

날개 후퇴각과 날개 위치(예를 들어 저익기와 고익기)는 유효 상반각에 영향을 미칠 수 있는 주요 구성 요소들이다. 저익기의 경우 대략 10도의 후퇴각이 약 1도의 유효 상반각을 제공할 수 있다. 반면 고익기의 경우 대략 10도의 후퇴각이 약 5도의 유효 상반각을 제공할 수 있다.

후퇴날개란 앞전이 뒤쪽으로 기울어진 날개를 의미한다. [그림 5-30] 이러한 항공기에서 slip이 발생하면 낮아진 날개의 앞전이 상대풍에 더 수직으로 놓인다. 이로 인해 낮아진 날개가 더 많은 양력을 생성해서 상승하며 항공기가 원래의 비행 자세로 회복된다.

Keel Effect and Weight Distribution

고익기의 경우 항상 세로축이 상대풍을 향하여 회전하려는 경향이 있다. 이를 종종 용골 효과라 부른다. 고익기가 가로로 안정적인 이유는 바로 날개가 동체의 높은 지점에 부착되어 있기 때문이다. 이러한 구조 때문에 동체는 용골처럼 작용하는데 이는 세로축을 중심으로 항공기에 안정적인 영향을 미친다. 고익기에서 slip이 발생하면 동체의 무게가 진자처럼 작용해서 항공기를 수평 자세로 되돌린다.

가로로 안정된 항공기의 용골 영역은 대부분 CG 위에 배치된다. [그림 5-31] 따라서 slip이 발생하면 항공기의 무게, 그리고 용골 영역 윗부분에 대한 기류의 압력이 항공기를 수평 자세로 되돌리려는 경향을 만든다.

Directional Stability(Yawing)

항공기의 수직축에 대한 안정성을 방향 안정성이라 부른다. 항공기를 설계하는데 있어 방향 안정성은 가장 쉽게 달성되는 안정성이다. vertical fin의 면적과 CG 뒷부분의 옆면적이 풍향계처럼 작용하며 이로 인해 기수가 상대풍 쪽으로 향한다.

만약 풍향계의 피벗점으로부터 앞뒤 표면에 정확히 같은 양의 바람이 발생하면 앞뒤에 가해지는 힘이 균형을 이루며 이로 인해 방향 이동이 일어나지 않는다. 따라서 피벗점의 앞쪽 면적보다 뒤쪽 면적이 더 커야한다.

때문에 항공기 설계자는 CG 앞부분의 옆면적보다 CG 뒷부분의 옆면적을 더 크게 만들어서 positive directional stability를 보장해야 한다. [그림 5-32] 이로 인해 제공되는 안정성에 추가적인 positive stability를 제공하기 위해 vertical fin이 더해진다. vertical fin은 직진 비행을 유지하는데 있어 화살의 깃털과 비슷한 역할을 한다. vertical fin이 더 뒤에 배치될수록, 그리고 그 크기가 커질수록 항공기의 방향 안정성이 더 커진다.

직진 비행 도중 돌풍으로 인해 항공기가 수직축을 중심으로 약간 회전하면(예를 들어 우측으로) 그 움직임이 fin에 의해 지연 및 정지된다. 왜냐하면 항공기가 우측으로 회전하는 동안 공기가 vertical fin의 좌측에 비스듬히 부딪히기 때문이다. 이로 인해 vertical fin의 왼쪽에 압력이 가해져서 회전 움직임이 저지되며 항공기의 yaw를 늦춘다. 이를 통해 항공기는 풍향계처럼 작용하며 상대풍을 향하여 회전한다. 비행경로의 초기 변화는 보통 heading이 변화한 후에 발생한다. 따라서 우측으로 약간 yawing한 후에 항공기가 초기 경로를 따라 이동하는 짧은 순간이 있다. 이때 항공기의 세로축은 약간 오른쪽을 가리킨다.

이때 항공기는 잠시 측면으로 skid를 하는데 그 순간 항공기가 다시 왼쪽으로 되돌아가려는 경향을 보인다. 즉, vertical fin으로 인해 일시적으로 회복되는 경향이 있다.

이러한 회복 경향은 비교적 느리게 이루어지며 항공기가 skid를 멈추었을 때 종료된다. 회복이 종료되면 항공기는 초기 방향과는 약간 다른 방향으로 비행한다. 즉, 항공기가 초기 heading을 향해 저절로 되돌아가지는 않을 것이다. 때문에 조종사가 초기 heading을 다시 설정해야 한다.

후퇴각을 통해 방향 안정성이 약간 개선될 수 있다. 후퇴각은 주로 고속 비행 도중 압축성이 시작되는 것을 지연시키기 위해 설계된다. 가볍고 느린 항공기의 경우 후퇴각은 압력 중심이 CG에 대해 올바른 지점에 위치하도록 돕는다. 세로로 안정된 항공기의 압력 중심은 CG 뒤에 놓이도록 설계된다.

구조적 이유로 인해 항공기 설계자들은 때때로 날개를 정확히 원하는 지점에 부착할 수 없다. 만약 날개가 앞 쪽 멀리에 동체로부터 수직로 설치되어야 한다면 압력 중심의 위치로 인해 세로 안정성이 떨어진다. 그러나 설계자들은 후퇴각을 통해 압력 중심을 뒤로 이동시킬 수 있다. 후퇴각의 양과 날개의 위치가 압력 중심을 정확한 위치에 배치시킬 것이다.

난기류로 인해 항공기가 한쪽으로 yaw 하면 반대쪽 날개의 앞전 면적이 상대풍에 더 수직으로 놓인다. 전방에 놓인 날개의 대기속도가 증가하여 후방에 놓인 날개보다 더 많은 항력을 얻는다. 전방에 놓인 날개의 추가 항력은 날개를 뒤로 당겨서 항공기를 초기 경로로 되돌린다.

날개가 제공하는 정적 방향 안정성의 양은 보통 작다. 후퇴각도 그 양에 따라 안정성을 제공하긴 하지만 다른 구성 요소들과 비교하였을 때 그 기여도가 비교적 작다.

Free Directional Oscillations(Dutch Roll)

dutch roll은 lateral/directional oscillation이 결합된 것이다. 이는 보통 동적으로 안정적이지만 진동 특성 때문에 안전하지는 않다. 진동의 감쇠는 항공기 특성에 따라 강하거나 약할 수 있다.

난기류로 인해 항공기의 오른쪽 날개가 아래로 밀리면 기수가 상대풍과 정렬되기 전에 positive sideslip angle이 날개를 가로로 수정한다. 날개가 위치를 수정하는 동안 lateral/directional oscillation이 발생할 수 있으며 이로 인해 두 번의 진동(roll과 yaw)이 항공기의 기수로 하여금 숫자 8을 그리게 만든다. 이 진동들의 크기는 거의 비슷하지만 그 위상은 서로 다르다.

고속 후퇴익 설계를 제외한 대부분의 최신 항공기에서는 Dutch roll이 몇 주기 이내에 자동으로 사라진다(단, 돌풍이나 난기류가 계속되는 경우 제외). 계속하여 Dutch roll를 수행하는 경향을 가진 항공기에는 보통 gyro-stabilized yaw dampers가 장착된다. 제조업체는 강한 방향 안정성과 적은 방향 안정성의 중간을 찾으려 노력한다. 항공기는 Dutch roll 경향보다 “spiral instability” 경향을 갖는 것이 더 바람직하기 때문에 대부분의 항공기는 이러한 특징으로 설계된다.

Spiral Instability

항공기의 정적 방향 안정성이 상반각의 영향에 비해 매우 강하면 spiral instability가 존재한다. 돌풍이나 sideslip에 의해 항공기의 가로 평형이 방해되면 강한 방향 안정성으로 인해 기수가 상대풍으로 yaw 하려는 경향을 보인다. 허나 상대적으로 약한 상반각은 가로 균형을 회복하는데 뒤처진다. 이러한 yaw로 인해 회전 모멘트의 바깥에 있는 날개는 안쪽 날개보다 더 빠르게 앞으로 이동하며 그 결과로 양력이 더 커진다. 이는 overbanking tendency를 생산하며 만약 수정되지 않으면 bank angle이 점점 더 깊어진다. 이때 항공기를 상대풍과 정렬시키려는 강한 방향 안정성으로 인해 기수가 더 낮은 자세를 취한다. 천천히 아래로 향하는 spiral을 대처하지 못하면 점점 spiral dive가 깊어진다. spiral이 발산하는 속도는 매우 점진적이므로 조종사가 어려움 없이 제어할 수 있다.

많은 항공기들이 이 특성의 영향을 어느 정도 받긴 하지만 이는 다른 매개변수들에 비해 안정적일 수 있다. 이러한 경향 때문에 무한정 손을 놓고 항공기를 비행할 수는 없다.

이러한 불안정성을 수정하거나 제거하기 위한 조종 장치(wing leveler)가 연구되고 있다. 조종사는 spiral이 많이 발달된 후에 회복을 적용할 때 주의해야 한다. 왜냐하면 구조에 과도한 하중이 가해질 수 있기 때문이다. spiral instability의 부적절한 회복으로 인해 많은 사망자가 발생해왔다. spiral이 발생하였을 때 감속을 위해 back elevator force를 가하면 선회반경이 좁아지고 load factor가 커진다. spiral이 장시간 회복되지 못하면 구조적 파괴나 지면 충돌이 발생한다. 수평 참조선이 사라지거나, 계기로 항공기를 제어할 수 없거나, 혹은 이들이 조합되면 이러한 상황이 발생할 수 있다.

Effect of Wing Planform

날개 성능과 비행 특성을 배울 때 날개 planform의 영향을 이해하는 것이 중요하다. planform은 위에서 바라보는 날개의 모양으로 이는 3차원 공기 흐름을 다룬다. 가로세로비, 테이퍼비, 그리고 후퇴각은 planform 설계의 구성 요소들이다. 이는 날개의 전반적인 공기역학적 특성에 매우 중요하다. [그림 5-33]

가로세로비는 날개의 폭과 시위선의 비율이다. 테이퍼비는 planform이나 thickness 중 하나에 적용될 수 있다(혹은 둘 다 적용될 수도 있음). 간단히 말해 이는 시위선이나 날개 두께가 wing root에서 wingtip을 향해 감소하는 것이다. 후퇴각은 날개, 수평 꼬리, 혹은 그 외 에어포일 표면이 뒤로 꺾인 것을 의미한다.

날개의 planform이 변경될 수 있는 두 가지 방법이 있으며 이들은 날개의 공기역학적 특징에 영향을 미친다. 첫 번째는 가로세로비에 변화를 주는 것이다. 가로세로비는 일반적인 날개의 3차원 특성과 양항비를 결정하는 주요 요인이다. 가로세로비 증가는 항력을 감소시켜(특히 높은 받음각에서) 상승 자세에서의 날개 성능을 향상시킨다.

허나 가로세로비가 증가하면 날개폭의 길이가 증가하는데, 이에 따라 날개 구조의 무게가 증가한다. 즉, 동일한 하중을 지탱하기 위해 날개가 더 무거워야 한다. 때문에 무게 증가로 인하여 장점(항력 감소)의 일부가 손실된다. 따라서 이 두 가지 상충 조건으로부터 최상의 결과를 얻기 위한 절충안이 필요하다.

planform을 바꾸는 두 번째 방법은 tapering(root에서 tip까지의 시위선 길이를 줄이는 것)이다. 일반적으로 tapering은 항력 감소(특히 고속에서 효과적)와 양력 증가를 유발한다. 또한 날개의 무게가 절약되어 구조적인 이점도 발생한다.

대부분의 훈련 비행기와 범용 항공 비행기는 높은 양력 계수에서 운영되므로 높은 가로세로비를 필요로 한다. 매우 빠른 속도에서 운영되도록 개발된 비행기는 더 높은 aerodynamic cleanness를, 그리고 더 높은 강도를 요구하므로 낮은 가로세로비를 필요로 한다. 매우 낮은 가로세로비는 높은 wing loadings를, 그리고 높은 실속 속도를 초래한다. 낮은 가로세로비가 후퇴각과 결합될 경우 이는 높은 가로세로비 비행기와 매우 다른 비행 특성을 나타낸다. 이러한 비행기들은 매우 정교하고 전문적인 비행 기술을 요구한다(특히 저속에서). 반면 높은 가로세로비 비행기들은 부적절한 비행 기술에 대해 더 관대하다.

타원형 날개는 이상적인 아음속 planform이다. 왜냐하면 특정 가로세로비에 대해 최소의 유도 항력을 제공하기 때문이다. 허나 이 날개의 실속 특성은 직사각형 날개보다 떨어진다. 이는 비교적 제작하기도 어렵다. 테이퍼형 에어포일은 무게와 강도의 관점에서 바람직하다. 그러나 타원형 날개만큼 공기역학적으로 효율적이지는 않다. 타원형 날개의 공기역학적 효율을 유지하기 위해 직사각형 날개와 테이퍼형 날개를 조정하기도 한다. 이는 wing twist를 통해, 그리고 에어포일 변화를 통해 이루어진다. 타원형 날개는 incipient stall에 도달하기 전까지는 최상의 양력 계수를 제공한다. 그러나 complete stall에 대한 사전 경고를 거의 제공하지 않는다. 또한 aileron effectiveness 부족으로 인해 가로 방향 제어가 어려울 수 있다.

이에 비해 직사각형 날개는 wing root에서 먼저 실속에 빠지는 경향이 있다. 그리고 충분한 실속 경고와 충분한 aileron effectiveness를 제공한다. 또한 직사각형 날개는 일반적으로 꽤나 안정적이다. 따라서 이는 저가의 저속 비행기 설계에서 선호된다.

Aerodynamic Forces in Flight Maneuvers

Forces in Turns

직진수평비행중인 항공기의 양력과 무게는 다음과 같이 작용한다. [그림 5-34] 만약 항공기에 bank가 가해지면 양력은 무게에 반대로 작용하지 않는 대신 bank 방향으로 작용한다. 항공기 선회 시 양력은 선회의 중심쪽으로, 그리고 가로축으로부터 수직으로 작용한다.

정지해 있거나 직진하는 물체는 다른 힘에 의해 작용하기 전까지는 정지해 있거나 계속하여 움직인다(관성의 법칙 [뉴턴의 제 1법칙]). 항공기가 선회를 수행하기 위해서는 측면으로 향하는 힘이 필요하다. 정상 선회도중 이 힘은 bank를 통해 양력이 안쪽으로, 그리고 위쪽으로 가해지면 발생한다. 선회 도중 양력은 서로 직각을 이루는 두 가지 구성 요소로 분리된다. 하나는 “양력의 수직 성분(vertical component of lift)”으로 이는 무게(중력)에 반대로 작용한다. 다른 하나는 “양력의 수평 성분(horizontal component of lift)”으로 이는 선회의 중심을 향해 작용한다. 양력의 수평 성분이란 항공기를 선회시키기 위해 항공기를 직진비행경로로부터 당기는 힘이다. 원심력이란 항공기의 방향 변화에 대한 반작용으로 이는 양력의 수평 성분과 동일하며 서로 반대로 작용한다. 이는 항공기를 선회시키는 힘이 rudder에 의해 만들어지지 않는 이유를 설명한다. rudder는 항공기의 세로축 경로를 상대풍과 정렬시키기 위해 사용된다. 항공기의 기수와 꼬리가 같은 경로를 따라 이동하는 선회가 좋은 선회이다. 만약 선회 도중 rudder를 사용하지 않으면 항공기의 기수가 선회 바깥으로 yaw 한다. 선회 진입 시 rudder를 사용하여 기수가 상대풍에 연장되도록 만든다. 선회가 완성되면 rudder는 이제 필요하지 않다.

항공기는 보트나 자동차처럼 조종되지 않는다. 항공기를 선회시키기 위해서는 반드시 bank가 가해져야 한다. bank가 가해지지 않으면 항공기가 직진비행경로로부터 벗어날 힘이 없다. 반대로 bank가 가해지면 항공기가 선회한다(단, 선회의 안쪽으로 slip하지 않은 경우). bank가 가해질 때마다 항공기는 선회를 수행하려 시도한다. 따라서 직진수평비행을 수행하는 조종사는 이 사실을 명심해야 한다.

bank가 가해진다 하여 총 양력이 달라지지는 않는다. 대신 bank가 가해지면 양력이 수직 성분와 수평 성분으로 나뉘기 때문에 항공기 무게를 지탱하는 양력의 양은 줄어든다. 따라서 추가 양력이 생성되지 않으면 고도가 떨어진다. 때문에 양력의 수직 성분이 다시 무게와 같아질 때까지 받음각을 증가시켜야 한다. 양력의 수직 성분은 bank angle이 증가할수록 감소하므로 받음각이 점진적으로 증가해야 한다. 수평 선회를 수행할 때 기억해야 할 중요한 것은 고도를 유지하기 위해선 양력의 수직 성분이 무게와 같아야 한다는 것이다.

특정 속도에 대한 항공기의 선회율은 양력의 수평 성분 크기에 따라 달라진다. 양력의 수평 성분은 bank angle에 비례한다. 즉, bank angle이 증가하거나 감소함에 따라 양력의 수평 성분이 증가하거나 감소한다. bank angle이 증가하면 양력의 수평 성분이 증가하여 선회율(ROT – rate of turn)이 증가한다. 결과적으로 특정 속도에 대한 선회율은 bank angle을 통해 제어될 수 있다.

수평 선회 도중 고도가 유지될 수 있을 정도로 충분한 수직 양력 성분을 만들려면 받음각이 증가되어야 한다. 에어포일의 항력은 받음각에 정비례하므로 양력이 증가할수록 유도 항력이 증가한다. 때문에 이로 인하여 bank angle에 비례해서 대기 속도가 줄어든다. bank angle이 작으면 대기 속도가 약간 감소한다. 허나 bank angle이 크면 대기 속도가 많이 감소한다. 수평 선회 도중 대기 속도가 감소하지 않도록 추력(출력)을 가해야 한다. 필요한 추력의 양은 bank angle에 비례한다.

선회 도중 대기 속도가 증가하면 양력이 추가된다. 만약 일정한 고도를 유지하고 싶다면 이러한 추가 양력을 보상하기 위해 받음각을 감소시키거나  bank angle을 증가시켜야 한다. bank angle을 일정하게 유지하고 받음각을 감소시키면 선회율이 감소한다. 속도가 증가할 때 선회율을 일정하게 유지하기 위해서는 받음각을 일정하게 유지하되 bank angle을 증가시켜야 한다.

대기 속도가 증가하면 선회 반경이 증가하며 선회 반경이 증가하면 원심력이 증가한다. 올바르게 선회가 수행되면 양력의 수평 성분이 원심력과 정확히 동일하며 서로 반대로 작용한다. 일정한 선회율로 수평 선회를 수행하던 도중 대기 속도가 증가하면 선회 반경이 증가한다. 이는 원심력을 증가시키므로 양력의 수평 성분을 증가시켜서(즉, bank angle을 증가시켜서) 균형을 맞추어야 한다.

slipping turn 도중 항공기는 현재 사용 중인 bank에 비해 적절한 선회율로 선회하지 않는다. 왜냐하면 항공기가 선회 경로의 바깥쪽으로 yaw 하기 때문이다. 선회율에 비해 너무 많은 양의 bank가 사용되었기에 수평 양력 성분이 원심력보다 크다. [그림 5-35] bank를 줄여주거나, 선회율을 증가시키거나, 혹은 이 둘을 조합하면 수평 양력 성분과 원심력 사이의 평형이 다시 설정된다.

skidding turn이란 수평 양력 성분에 비해 원심력이 커서 항공기가 선회 바깥으로 잡아당겨지는 것이다. 선회율이 bank angle에 비해 너무 크다. bank를 증가시키거나, 선회율을 감소시키거나, 혹은 이 둘을 조합하면 skidding turn이 수정된다.

특정 선회율을 유지하기 위해선 대기 속도에 따라 bank angle을 변화시켜야 한다. 이는 고속 항공기에서 특히 중요하다. 예를 들어 400mph에서 표준율 선회(초당 3도)를 수행하기 위해서는 약 44도의 bank가 가해져야 한다. 이러한 bank angle에서는 항공기 양력의 약 79%만이 수직 성분을 구성한다. 손신될 양력의 수직 성분을 보상하기 위해 받음각을 충분히 증가시키지 않는 한 고도가 손실된다.

Forces in Climbs

안정적인 상승 비행 도중 발생하는 양력은 안정적인 수평 비행 도중 발생하는 양력과 동일하다(단, 동일한 대기속도인 경우). 상승이 설정될 때 항공기의 비행경로가 변경되지만 상승된 비행경로에 대한 날개의 받음각은(그리고 양력도) 다시 원래의 값으로 되돌아온다. 그림 5-36을 보면 상승 초기에 순간적인 양력 변화가 있다. 바로 상승을 수행하기 위해 back elevator pressure가 처음 적용되었을 때 양력 변화가 발생한다. 항공기의 기수가 높아지면 받음각이 증가해서 순간적으로 양력이 증가한다. 이 순간 양력이 무게보다 커져서 항공기가 상승을 수행하기 시작한다. 비행경로가 상승경로에서 안정되면 받음각과 양력 다시 수평 비행 값으로 되돌아간다.

출력 변화 없이 상승에 진입하였다면 속도가 점진적으로 감소한다. 왜냐하면 수평비행 도중 사용되었던 출력으로 상승을 수행하기엔 thrust required가 충분하지 않기 때문이다. 비행경로가 위로 기울어지면 항공기 무게의 구성 성분이 총 항력과 같은 방향으로 작용하며 이로 인해 총 유효 항력이 증가한다. 때문에 총 유효 항력이 출력보다 커져서 속도가 줄어든다. 속도가 줄어들면 총 항력이 추력과 동일해지기 전까지 항력도 점점 감소한다. [그림 5-37] 가속도로 인해 속도 변화는 점진적으로 발생하며 이는 항공기 크기, 무게, 총 항력, 그리고 그 외 요인들에 의해 달라진다.

보통 추력/항력과 양력/무게는 속도가 안정화되었을 때 다시 균형을 이룬다(단, 출력 변화가 없었다면 직진수평비행을 수행했을 때보다 낮은 속도에서). 상승 도중 항공기의 무게는 아래뿐만 아니라 뒤(항력)로도 작용한다. 따라서 수평비행을 수행했을 때와 동일한 속도를 유지하기 위해선 출력이 더 필요하다. 필요한 출력의 양은 상승 각도에 따라 달라진다. power available이 충분하지 못할 정도로 상승이 가팔라지면 속도가 느려진다.

안정적인 상승에 필요한 추력은 상승 각도에 따라 [항력 + 무게의 x%]로 계산된다. 예를 들어 10도 상승 시 [항력 + 무게의 17%]에 해당하는 추력이 필요하다. 수직 상승을 수행하기 위해서는 [항력 + 무게]에 해당하는 추력이 필요하다. 따라서 상승 성능을 위한 상승 각도는 무게의 일부를 극복하는데 사용될 수 있는 excess thrust에 따라 달라진다. 항공기는 excess thrust로 인해 상승을 유지할 수 있다. 즉, excess thrust가 없으면 항공기는 더 이상 상승할 수 없다. 이때 항공기는 “absolute ceiling”에 도달한 것이다.

Forces in Descents

직진수평비행으로부터 하강에 진입하면 항공기에 작용하는 힘들이 변화한다. 다음 예시에서 항공기는 직진수평비행으로부터 출력 변화 없이 하강한다.

하강을 시작하기 위해 조종간에 forward pressure를 가하면 받음각이 순간적으로 감소한다. 처음에는 항공기의 가속도로 인해 비행경로가 잠시 변화하지 않는다. 이때 받음각이 감소해서 총 양력이 줄어든다. 이제 무게가 양력보다 더 크므로 항공기가 하강하기 시작한다. 이와 동시에 비행경로가 수평경로에서 하강경로로 변경된다. 수평비행을 유지할 정도의 양력을 생성하지 못하는 것과 양력 감소를 혼동하지 않는다. 비행경로는 남은 추력과 elevator를 통해 조절된다.

직진수평비행 도중 유지하였던 속도로 하강하기 위해서는 하강 진입 시 출력을 감소시켜야 한다. 하강을 시작하면 비행경로를 따라 전방으로 작용하는 무게의 구성 성분이 증가하며 이는 하강 각도에 비례한다. 반대로 level off를 수행하면 비행경로를 따라 전방으로 작용하였던 무게의 구성 성분이 감소하며 이 또한 하강 각도에 비례한다.