무료 공개 · 항공역학 이론 1장

비행기가 공중에 머무는 순간, 기체에는 늘 네 가지 힘이 동시에 작용합니다. 위로 떠받치는 양력(Lift), 아래로 끌어내리는 무게(Weight), 앞으로 미는 추력(Thrust), 뒤로 잡아당기는 항력(Drag)입니다. 이 네 힘의 크기와 방향이 어떻게 균형을 이루느냐가 곧 비행 상태를 결정합니다.

네 힘의 정의와 방향

양력은 날개가 만들어 내는 위쪽 방향의 힘이고, 무게는 기체 전체에 작용하는 중력입니다. 추력은 엔진이나 프로펠러가 만드는 전진하는 힘이며, 항력은 공기를 가르며 전진할 때 이를 방해하는 저항입니다.

여기서 자주 발을 거는 부분이 양력과 항력의 기준 방향입니다. 양력과 항력의 방향 기준은 시위선(Chord Line)이나 지면이 아니라 상대풍(Relative Wind)입니다. 양력은 상대풍에 수직으로, 항력은 상대풍에 평행하게 작용합니다. 받음각이 있으면 시위선과 상대풍이 어긋나므로 "양력은 시위선에 수직"이라는 서술은 기준을 잘못 잡은 흔한 오개념입니다.

전공기력(Total Aerodynamic Force)

날개에 실제로 작용하는 하나의 공기력을 벡터로 보면, 이것을 상대풍에 수직인 성분과 평행한 성분으로 나눈 것이 각각 양력과 항력입니다. 거꾸로 말하면 양력과 항력을 벡터로 합한 것이 곧 그 날개에 작용하는 전공기력(Total Aerodynamic Force)입니다. 양력과 항력은 서로 다른 두 힘이 아니라, 하나의 공기력을 상대풍 기준으로 분해한 두 성분인 셈입니다.

힘의 균형과 비행 상태

수평 직진비행에서는 양력이 무게와 크기가 같고 방향이 반대여서, 양력이 지면에 수직(중력의 반대)인 것처럼 보입니다. 그러나 이것은 수평 직진비행이라는 특수한 경우의 근사일 뿐입니다. 선회에 들어가면 양력 벡터 자체가 기체와 함께 기울어져, 수직 성분으로 무게를 떠받치는 동시에 수평 성분으로 선회에 필요한 구심력을 만듭니다. 상승·강하에서도 양력 방향은 상대풍에 맞춰 함께 기웁니다. 즉 "양력은 항상 위를 향한다"가 아니라 "양력은 항상 상대풍에 수직"이라는 것이 정확한 이해입니다.

비행 중 작용하는 4가지 힘

[그림 2-1] 비행 중 항공기에 작용하는 네 가지 힘 출처: 국토교통부 조종사 표준교재(비행이론) — 항공교육훈련포털(kaa.atims.kr), 공공누리 제3유형

상승 중 힘의 평형과 새 평형에 이르는 과정

등속 상승도 가속이 없는 평형 상태라 네 힘의 합은 0입니다. 다만 경로가 기울어 있으므로 무게를 경로 방향 성분(W·sinγ, γ는 상승각)과 경로에 수직인 성분(W·cosγ)으로 나눠야 합니다. 경로 방향 성분은 항력과 같은 쪽으로 작용하므로 필요한 추력은 T = D + W·sinγ입니다. 상승각 10°면 sin10°≈0.17이라 추력이 항력에 무게의 약 17%를 더한 만큼 필요합니다(FAA PHAK). 날개 양력은 무게의 수직 성분(W·cosγ)만 맡으면 되므로 등속 상승 중 양력은 무게보다 약간 작고, 추력이 위로 기울면 그 위쪽 성분도 양력처럼 거듭니다. 양력이 무게보다 커지는 것은 기수를 들어 상승으로 옮겨 가는 짧은 순간뿐이며, 상승을 지탱하는 것은 잉여추력입니다.

수평비행에서 추력을 늘리면 추력이 항력보다 커져 가속합니다. 속도가 오르면 항력도 커지므로, 항력이 다시 추력과 같아지는 더 높은 속도에서 등속이 됩니다. 이때 고도를 유지하려면 속도 증가에 맞춰 받음각을 줄여 양력=무게를 지켜야 합니다. 추력을 줄이면 반대로 더 낮은 속도에서 안정됩니다. 출력을 그대로 둔 채 상승에 들어가도 무게의 후방 성분이 항력에 더해져 속도가 줄다가, 항력+W·sinγ가 추력과 같아지는 낮은 속도에서 다시 균형을 이룹니다.

양력은 한 가지 원리로만 설명되지 않습니다. 흔히 대립하는 것처럼 소개되는 베르누이(압력) 관점과 뉴턴(운동량) 관점은 사실 같은 현상을 다른 언어로 말하는 동전의 양면입니다.

베르누이 관점 — 윗면 저압·아랫면 고압

날개 윗면에서는 흐름이 빨라지고, 흐름이 빨라진 만큼 그 지점의 정압(static pressure)이 낮아집니다. 반대로 아랫면은 상대적으로 흐름이 느려 압력이 높습니다. 이 윗면 저압·아랫면 고압의 차이를 날개 표면 전체에 걸쳐 적분한 것이 위로 향하는 힘, 곧 양력의 정체입니다.

뉴턴 관점 — 공기를 아래로 꺾어 내리는 내리흐름(Downwash)

같은 상황을 운동량으로 보면, 날개는 지나가는 공기를 아래쪽으로 꺾어 내립니다. 이 아래로 향한 공기의 흐름이 내리흐름(Downwash)입니다. 공기를 아래로 밀어낸 만큼, 작용·반작용(뉴턴 제3법칙)에 따라 날개는 위로 밀려 올라갑니다.

두 설명은 "받음각과 캠버가 흐름을 휘게 만든다"는 하나의 사실을, 한쪽은 압력으로 다른 한쪽은 운동량으로 표현한 것입니다. 압력 차이를 면 전체로 적분한 값과 공기의 운동량 변화량은 결국 같은 크기의 양력을 가리킵니다. 그래서 어느 한쪽이 대부분을 만들고 다른 쪽 기여는 미미하다는 식으로 나눌 수 없습니다.

흔한 오개념 — 동시 통과 이론

"윗면이 아랫면보다 길어서, 갈라진 공기가 뒷전에서 다시 만나려고 윗면에서 더 빨라진다"는 통속적 설명(동시 통과 이론)은 근거가 틀렸습니다. 실제로 윗면을 지난 공기는 아랫면 공기보다 오히려 먼저 뒷전에 도달합니다. 또 이 설명대로라면 위아래가 대칭인 평판이나 대칭형 날개는 양력을 낼 수 없어야 하지만, 실제로는 받음각만 있으면 평판도 대칭 날개도 양력을 냅니다. 양력의 본질은 윗면 길이가 아니라 흐름을 휘게 만드는 받음각과 캠버에 있습니다.

양력의 크기를 결정하는 변수

양력의 크기는 다음 식으로 정리됩니다.

L = CL · ½ρV² · S

여기서 CL은 양력계수(받음각으로 조절), ρ는 공기밀도, V는 속도, S는 날개면적입니다. 양력을 직접 결정하는 것은 이 네 가지이며, 추력은 이 식 어디에도 등장하지 않습니다. 추력은 속도를 바꿔 양력에 간접적으로 작용할 뿐 양력 크기를 직접 결정하지 않습니다. 특히 밀도는 1차로, 속도는 제곱으로 작용한다는 점이 중요합니다. 속도가 2배가 되면 V²이 4배가 되어 양력도 4배가 되고, 고도가 올라가 밀도가 절반이 되면 같은 양력을 유지하기 위해 속도(TAS)를 √2 배(약 1.4배)로 높여야 합니다.

받음각별 에어포일 압력 분포와 CP 변화

출처: 국토교통부 조종사 표준교재(비행이론) — 항공교육훈련포털(kaa.atims.kr), 공공누리 제3유형

무게와 외장이 바뀔 때 — 양력식으로 읽기

받음각이 같으면 CL도 같습니다. 같은 고도(같은 밀도)에서 더 무거운 무게를 떠받치려면 남은 변수인 속도를 키워 동압을 늘려야 하고, 속도가 오르면 항력도 커지므로 이를 이길 추력·출력도 함께 늘려야 합니다. 같은 CL에서 무게가 50% 늘면 필요한 속도는 약 22.5%(√1.5배), 필요 추력은 50%, 필요 마력은 약 84% 늘어납니다(NAVWEPS 00-80T-80). "같은 받음각·같은 고도·더 무거운 무게"라면 속도와 출력을 모두 높여야 한다는 뜻입니다.

비행 중 CL 자체를 키우는 조작은 두 가지입니다. 받음각을 키우거나, 뒷전 플랩을 내려 캠버를 키우는 것입니다. 플랩은 같은 받음각에서 CL과 유도항력을 함께 키우고 CLmax도 높입니다(FAA PHAK 6장). 추력은 속도를 바꿔 양력의 크기에 간접적으로 작용할 뿐 CL을 바꾸지 못하고, 랜딩기어 전개도 CL은 키우지 못한 채 주로 유해항력을 늘립니다.

받음각(Angle of Attack)은 시위선과 상대풍이 이루는 각도입니다. 이 하나의 각도가 양력계수(CL)를 결정하고, 어느 한계를 넘는 순간 실속으로 이어지기 때문에 비행이론에서 가장 중요한 변수 중 하나입니다.

받음각과 양력계수(CL)의 관계

받음각이 커지면 양력계수도 커집니다. 받음각 0도부터 약 10도 부근까지는 1도당 CL이 거의 일정하게 늘어나는 선형 구간입니다. 이 구간에서는 받음각과 CL이 사실상 비례한다고 봐도 좋습니다.

수평비행에서는 양력 = 무게가 고정되므로, L = CL · ½ρV² · S에서 속도 V가 줄면 CL을 키워 보상해야 합니다. 즉 속도를 줄이면 받음각이 함께 올라갑니다. 속도가 절반이 되면 V²이 1/4이 되어 CL이 4배 필요하고, 그만큼 받음각도 크게 세워야 합니다. 저속일수록 받음각이 커진다는 사실이 여기서 나옵니다.

임계 받음각과 CLmax

받음각을 계속 키우면 CL은 무한정 커지지 않습니다. 어느 각도에서 최댓값 CLmax에 도달한 뒤, 그 각도를 넘으면 CL이 급격히 무너집니다. 이 CLmax에 해당하는 받음각을 임계 받음각(Critical AOA)이라 하며, 통상 15~20도 범위(일반적인 훈련기 익형은 15~16도 부근)입니다. 임계 받음각을 넘어 CL이 무너지는 현상이 곧 실속(Stall)입니다.

중요한 점은 실속이 임계 받음각을 통과하는 순간에 갑자기 시작되는 것이 아니라는 것입니다. CLmax에 닿기 전부터 날개 윗면에서 흐름이 부분적으로 박리(Separation)되기 시작하고, CL은 여전히 증가하되 증가율이 점점 둔화됩니다. 받음각 13~15도 부근에서는 같은 1도를 더 키워도 CL 증가폭이 절반 이하로 떨어집니다.

실속의 예고 신호

박리된 흐름이 수평 안정판이나 동체를 때리면서 Buffet(판떨림) 진동이 조종실로 전달됩니다. 이 진동이 자연적인 실속 경고로 작용하며, 여기에 Stall Warning Horn, Stick Shaker(실속 직전 작동) 같은 인공 경고가 더해집니다. 손에 Buffet이 느껴지는 순간 받음각을 줄이거나 추력을 더해 실속에서 빠져나와야 하며, 대응이 늦을수록 회복이 어려워집니다.

받음각과 안전 마진

속도가 줄어 받음각·CL이 커진다는 것은 곧 임계 받음각까지 남은 안전 마진이 줄어든다는 뜻입니다. 실속속도 식 Vs = √(2W / (ρ · S · CLmax))도 같은 내용을 말합니다. CLmax를 거의 다 쓰는 저속일수록 실속까지의 여유가 사라집니다. 저속 비행이 위험한 이유는 단순히 양력이 모자라서가 아니라, 양력을 유지하려 받음각을 키우다 임계 받음각 마진이 사라지고, 거기서 조금만 더 당기면 CL이 무너지며 양력 자체가 사라지기 때문입니다. Flap 같은 고양력장치가 CLmax를 키워 실속속도를 낮추는 것도 이 마진을 확보하기 위한 장치입니다.

CLmax와 임계 받음각은 따로 움직입니다

CLmax는 양력계수의 최댓값이고 임계 받음각은 그 최댓값이 나오는 각도라서 서로 다른 값입니다. 한쪽이 크다고 다른 쪽이 정해지지 않습니다. 뒷전 플랩은 캠버를 키워 CLmax를 늘리지만 최대 양력이 나오는 받음각은 오히려 낮추고, 앞전 슬롯·슬랫은 캠버를 거의 바꾸지 않은 채 박리를 늦춰 더 큰 받음각에서 더 큰 CLmax를 냅니다(NAVWEPS 00-80T-80). 그래서 "CLmax가 크면 임계 받음각이 반드시 작아진다"는 틀린 일반화입니다. 날개 면적이 같을 때 CLmax가 크면 확실히 말할 수 있는 것은 실속속도가 낮아져 이착륙 거리가 줄고, 저속 여유와 탑재 여유가 커진다는 점입니다.

상승 중 받음각 = 자세각 − 상승각

상대풍은 비행경로와 평행하고 방향이 반대입니다(FAA AFH 용어집). 그러므로 돌풍이 없다면 받음각은 시위선과 비행경로가 이루는 각이고, 시위선이 수평선과 이루는 각(자세각)에서 비행경로가 수평선과 이루는 각(상승각)을 빼서 구합니다. 시위선을 수평선 위 20°로 유지하며 상승각 17°로 오르고 있다면 받음각은 20° − 17° = 3°입니다. 기수가 높다고 받음각이 큰 것이 아니며, 같은 자세라도 경로가 아래로 꺾이면 받음각은 커집니다. 동체 세로축 기준 피치각을 쓴다면 날개 붙임각(Angle of incidence)만큼 보정해야 합니다.

레이놀즈 수(Reynolds Number, RN)는 흐름 속 관성력과 점성력의 비를 나타내는 무차원수입니다. RN = V·l/ν(속도 × 기준 길이 ÷ 동점성계수)로 정의되므로, 속도가 빠를수록·날개 시위가 길수록 커지고, 동점성계수가 커지는 아주 높은 고도에서는 작아집니다. 같은 날개골이라도 레이놀즈 수가 달라지면 경계층의 성질이 바뀌고, 그에 따라 최대양력계수와 항력이 달라집니다.

레이놀즈 수에 따라 달라지는 경계층

난류 경계층은 층류 경계층보다 표면 가까이의 운동에너지가 커서, 날개 뒤쪽의 역압력 구배를 더 오래 견딥니다. 그래서 레이놀즈 수가 커지면 박리가 늦어지고 최대양력계수(CLmax)가 커집니다. 흐름이 더 큰 받음각까지 붙어 있으므로 실속 받음각도 대체로 높아지고, CLmax가 커진 만큼 실속속도는 낮아집니다. 반대로 레이놀즈 수가 낮으면 에너지가 작은 층류 경계층이 일찍 떨어져 형상항력이 커집니다. 골프공의 딤플은 일부러 경계층을 난류로 바꿔 이 박리를 늦추는 장치입니다.

스케일 효과(Scale Effect)

레이놀즈 수에 따라 공력 특성이 달라지는 현상을 스케일 효과라고 합니다. 레이놀즈 수가 커지면 날개골의 최대양력계수는 커지고 항력계수는 작아지며, 피칭 모멘트는 거의 변하지 않습니다. 변화의 폭은 층류가 우세한 낮은 레이놀즈 수 구간에서 크고, 난류가 우세한 높은 구간에서는 작습니다. 실제 비행하는 항공기는 수백만 이상의 레이놀즈 수에서 난류 경계층이 우세한 반면, 풍동의 축소 모형은 약 10만~500만 범위라 층류의 영향이 큽니다. 그래서 모형 시험값을 그대로 쓰지 않고 스케일 보정을 거쳐 실기 특성과 맞춥니다.

시험에서 갈리는 지점

• 레이놀즈 수 ↑ → 난류 천이가 앞당겨짐 → 박리 지연 → CLmax ↑·실속속도 ↓
• 레이놀즈 수 ↑ → 항력계수 ↓ (변화는 낮은 레이놀즈 수 구간에서 큼)
• 레이놀즈 수를 낮추는 조건: 느린 속도, 작은 날개, 아주 높은 고도
• "레이놀즈 수가 커지면 층류 구간이 늘어 박리가 빨라진다"는 방향이 거꾸로 된 오답입니다.

항력은 크게 두 계열로 나뉩니다. 양력과 직접 관계없이 전진을 방해하는 유해항력(Parasite Drag)과, 양력을 만드는 과정에서 부산물로 따라오는 유도항력(Induced Drag)입니다. 전체항력 = 유해항력 + 유도항력이며, 이 둘의 성격이 정반대라는 점이 항력 단원의 핵심입니다.

유해항력 ① 마찰항력 — 경계층과 표면 조도

마찰항력(Friction Drag)은 공기의 점성 때문에 날개 표면에 생깁니다. 공기는 점성 때문에 표면에 달라붙어 속도가 느려진 얇은 층, 곧 경계층(Boundary Layer)을 만듭니다. 이 경계층 안에서 공기와 표면이 서로 미끄러지며 마찰이 발생합니다. 마찰항력은 표면 면적과 표면 조도(거칠기)에 비례하므로, 젖은 면적이 넓거나 표면이 거칠수록 커집니다.

경계층의 상태가 마찰의 크기를 좌우합니다. 층류 경계층은 공기가 가지런히 층을 이뤄 흘러 표면 마찰이 작지만, 운동에너지가 적어 압력이 높아지는 구간(역압력 기울기)을 만나면 표면에서 쉽게 떨어집니다(박리에 약함). 난류 경계층은 공기가 뒤섞여 흘러 마찰항력이 더 크지만, 운동에너지가 많아 역압력을 견뎌 표면에 더 오래 붙어 있습니다(박리에 강함). Vortex Generator는 일부러 난류 경계층을 만들어, 약간의 마찰항력을 감수하는 대신 박리(실속)를 늦추는 장치입니다.

유해항력 ② 형상항력 — 압력항력과 흐름 박리

형상항력(Form Drag)은 물체의 형상 때문에 그 뒤쪽에 생기는 압력 차이로 발생해 압력항력(Pressure Drag)이라고도 합니다. 공기가 물체를 지날 때 뒤쪽에서 흐름이 표면을 따라가지 못하고 떨어져 나가면(박리), 그 뒤에 압력이 낮은 후류(Wake) 영역이 생깁니다. 앞쪽 고압과 뒤쪽 저압의 차이가 물체를 뒤로 잡아당기는 항력이 됩니다. 박리가 심할수록, 즉 물체가 뭉툭하고 후류가 넓을수록 형상항력이 급격히 커집니다. 유선형(Streamlining) 설계가 뒤쪽을 뾰족하게 다듬어 박리를 줄이고 후류를 좁혀 형상항력을 낮추는 것이 이 원리입니다. 착륙장치(Gear)를 내렸을 때 항력이 크게 느는 주된 원인도 바퀴·다리 구조물이 기류에 정면 노출되며 형상항력이 급증하기 때문입니다.

유해항력 ③ 간섭항력 — 부품 접합부의 기류 간섭

간섭항력(Interference Drag)은 날개와 동체, 동체와 엔진 나셀, 날개와 파일런처럼 여러 부품이 만나는 접합부에서 각 부품 주위의 흐름이 서로 간섭하며 추가로 생기는 항력입니다. 부품들이 따로 떨어져 있을 때 각각 만드는 항력의 단순 합보다, 붙여 놓았을 때의 항력이 더 큰데 그 차이가 곧 간섭항력입니다. 접합부에서는 두 흐름이 합류하며 압력 분포가 교란되고 국부적으로 박리가 일어나 와류와 난류가 생깁니다. 특히 날개-동체 결합부(Wing Root)처럼 예각으로 만나는 부위에서 심한데, 예각 안쪽에서 흐름이 급격히 감속·박리되기 쉽기 때문입니다. 이를 줄이려고 결합부를 매끄러운 곡면으로 처리하는 페어링(Fairing)을 적용합니다.

참고 — 조파항력

이상의 세 가지는 아음속에서 늘 존재하는 유해항력이며, 고속(천음속·초음속)에서는 여기에 충격파 형성으로 발생하는 조파항력(Wave Drag)이 추가됩니다. 조파항력은 저속 비행에는 나타나지 않는 고속 전용 항력입니다.

유도항력 — 익단와류에서 시작되는 부산물

유도항력은 양력을 만드는 과정에서 필연적으로 따라오는 항력입니다. 발생 과정을 단계로 풀면 다음과 같습니다.

1단계 — 익단와류(Wingtip Vortex) 형성. 날개는 아랫면 압력이 높고 윗면 압력이 낮습니다. 날개 중앙부에서는 위아래 기류가 날개 면에 막혀 섞이지 못하지만, 날개 끝에서는 막는 것이 없습니다. 아랫면의 고압 공기가 날개 끝을 돌아 윗면 저압 쪽으로 말려 올라가면서 회전하는 흐름, 곧 익단와류가 형성됩니다.

2단계 — 내리흐름(Downwash). 익단와류는 날개 안쪽으로 아래 방향의 유도 기류, 곧 다운워시를 만듭니다.

3단계 — 유효 받음각 감소. 다운워시가 날개에 부딪히는 공기 흐름의 방향을 아래로 꺾어, 날개가 실제로 느끼는 유효 받음각(Effective AOA)을 줄입니다.

4단계 — 양력 벡터 후경사. 유효 받음각이 줄면 양력 벡터가 뒤쪽으로 기울어집니다. 이 뒤로 기운 성분이 비행 방향에 반대로 작용하는 항력, 곧 유도항력입니다.

유도항력과 종횡비(AR)

유도항력 계수는 다음 식으로 표현됩니다.

CDi = CL² / (π · e · AR)

여기서 CL은 양력계수, e는 오스왈드 효율 계수(Oswald efficiency factor, 타원형 날개가 이론 최대 1.0, 실제 날개는 0.7~0.9), AR은 종횡비(Aspect Ratio, 날개 길이의 제곱을 면적으로 나눈 값)입니다. 이 식에서 두 가지가 드러납니다.

첫째, 분자에 CL²이 있으므로 유도항력은 CL의 제곱에 비례합니다. 저속일수록, 무거울수록, 하중계수가 클수록 큰 CL을 써야 하므로 유도항력이 비선형으로 급증합니다. 예컨대 2g 기동으로 CL이 2배가 되면 유도항력은 4배가 됩니다.

둘째, 분모에 AR이 있으므로 종횡비가 클수록 유도항력이 작아집니다. AR이 2배가 되면 유도항력 계수는 절반으로 줄어듭니다. 스팬이 길수록 익단와류의 영향이 날개 안쪽까지 덜 미쳐, 같은 양력을 내는 데 필요한 유효 받음각이 작아지기 때문입니다. 글라이더가 AR 20~30의 긴 날개를 쓰는 이유가 여기 있습니다. 윙렛(Winglet)이나 샤크렛(Sharklet)은 날개 끝에 수직 면을 세워 아랫면에서 윗면으로 말려 올라가는 기류 유출을 차단합니다. 익단와류가 약해지면 다운워시가 줄고 유도항력이 감소하는데, 이는 날개 길이를 크게 늘리지 않고 유효 종횡비를 키우는 효과와 같아 운송기 연료를 수 퍼센트가량 절감합니다.

총항력 곡선 — 두 항력의 합

두 항력은 속도에 정반대로 반응합니다.

저속에서는 무게를 떠받치려 큰 CL을 써야 하므로 유도항력이 매우 크고, 속도가 오를수록 빠르게 작아집니다. 반대로 유해항력은 동압(½ρV²)이 커지는 고속에서 커집니다. 이 두 곡선을 더한 것이 총항력 곡선이며, 두 항력이 정확히 같아지는 속도에서 총항력이 최소가 됩니다. 이 최소점이 바로 양항비(L/D)가 최대가 되는 속도이자 최소항력 속도(Vmd, Minimum Drag Speed)입니다. 이보다 느리면 유도항력이, 빠르면 유해항력이 총항력을 다시 끌어올립니다.

속도에 따른 총항력·유해항력·유도항력

[그림 4-21] 총 항력 곡선 출처: 국토교통부 조종사 표준교재(비행이론) — 항공교육훈련포털(kaa.atims.kr), 공공누리 제3유형

날개 끝 와류와 다운워시

[그림 1-21] 날개 끝 와류 출처: 국토교통부 조종사 표준교재(비행이론) — 항공교육훈련포털(kaa.atims.kr), 공공누리 제3유형

날개끝 와류가 남기는 후류

유도항력을 만드는 날개끝 와류는 항공기가 지나간 뒤에도 한동안 남아 뒤따르는 항공기에 위험이 됩니다. 와류는 무겁고·느리고·깨끗한 형상(Heavy·Slow·Clean)일 때 가장 강하고, 지면 가까이에서는 좌우로 약 2~3kt씩 퍼집니다. 약한 측풍이나 약 45도 후방의 약한 배풍(Light Quartering Tailwind)에서는 와류가 활주로 위에 가장 오래 남습니다. 회피 절차와 간격은 이론 학습 「Weather › 착빙·난류·윈드시어 › 후류난류 — 날개끝 와류와 회피 간격」에 정리돼 있습니다.

최소 필요마력 속도(Vmp)와 외장 변화

필요마력은 항력×속도이므로 유해항력에 드는 마력은 속도의 세제곱에 비례합니다(속도 2배 → 유해항력 4배, 그 마력 8배). 그래서 필요마력이 최소인 속도(Vmp)는 Vmd보다 느린 약 76% 지점이고, 여기서는 총항력의 75%가 유도항력, 곧 유해항력이 유도항력의 1/3입니다. 두 항력이 같아지는 곳은 Vmd(L/Dmax)뿐입니다(NAVWEPS 00-80T-80). 무게가 늘면 L/Dmax를 얻는 속도는 높아지지만 L/Dmax 값은 그대로이고, 고도가 높아지면 L/Dmax를 얻는 EAS는 같지만 TAS는 커집니다. 기어·플랩·스피드브레이크를 내리면 주로 유해항력이 늘고(효율계수 e도 낮아질 수 있어 유도항력도 다소 늘어남), L/Dmax 값이 줄며 그 값을 얻는 속도도 낮아집니다.

양항비(L/D, Lift-to-Drag Ratio)는 같은 양력을 얻는 데 항력을 얼마나 적게 치르는지를 나타내는 효율 지표입니다. 이 값 하나가 활공 성능과 항속·체공 성능을 동시에 지배하기 때문에, 성능 단원의 여러 "최고" 속도가 모두 이 지점에서 만납니다.

양항비 최대점(L/Dmax)의 의미

앞서 총항력 곡선에서 유해항력과 유도항력이 같아지는 속도에서 총항력이 최소가 된다고 했습니다. 총항력이 최소인 그 지점이 곧 양항비가 최대가 되는 지점(L/Dmax)이며, 그 속도가 최소항력 속도(Vmd)입니다. 이 한 점에서 여러 운영 속도가 동시에 결정됩니다.

최소항력 속도(Vmd) — 피스톤기와 제트기의 차이

일반적인 피스톤기는 깨끗한 형상(Clean)에서 Vmd가 약 1.3 VS이지만, 제트기는 보통 1.5~1.6 VS입니다. 제트기 날개는 고속 비행에 맞춰 설계돼 무게에 비해 면적이 작고, 가로세로비가 낮고(시위가 길고 날개폭이 짧음), 날개골이 얇습니다. 모두 충분한 양력을 얻으려면 속도가 필요하다는 뜻입니다. 후퇴익은 앞전에 수직인 기류 성분만큼만 유효 양력을 내므로 저속에서 한 번 더 불리합니다.

Vmd보다 느린 쪽에서는 속도가 줄수록 항력이 늘고, 늘어난 항력이 다시 속도를 줄이는 속도 발산이 생길 수 있습니다(속도 불안정). 피스톤기는 Vmd 아래로 내려가면 비행 특성 변화로 잘 드러나 예측하기 쉽지만, 제트기는 Vmd 부근에서 다른 뚜렷한 변화 없이 속도 안정성만 사라집니다. 이를 알아채지 못하면 자세는 정상으로 보이는데 같은 출력에서 큰 강하율이 생길 수 있어, 제트기 조종에서 가장 중요한 특성 가운데 하나로 꼽힙니다.

활공 성능 — 활공비는 곧 L/D

추력이 없는 활공에서는 양력과 항력의 비율 그 자체가 활공 각도를 결정합니다. 활공 중 힘의 균형을 보면 항력 = W·sinθ, 양력 = W·cosθ(θ는 활공각)가 성립하고, 이 둘을 나누면 tanθ = D/L = 1/(L/D)입니다. 따라서 활공비(Glide Ratio) = 1/tanθ = L/D가 됩니다. L/D가 15인 항공기는 고도 1 단위를 잃는 동안 수평으로 15 단위를 나아갑니다.

여기서 식을 보면 무게 W가 완전히 약분되어 사라집니다. 즉 최대 활공거리(활공비)는 무게와 무관합니다. 200톤 대형기든 2톤 소형기든 날개 형상이 같아 같은 L/Dmax 받음각을 유지하면 동일한 활공비를 얻습니다. 무거워지면 양력과 항력이 같은 비율로 커지므로 그 비(L/D)는 변하지 않기 때문입니다.

무게와 Best Glide Speed

무게는 활공비는 바꾸지 않지만 그 활공비를 얻기 위한 속도는 바꿉니다. L = ½ρV²·S·CL = W에서 L/Dmax 받음각의 CL을 유지한 채 W가 커지면 V²이 커져야 하므로, Best Glide Speed는 √W에 비례해 빨라집니다. 무게가 21% 늘면(√1.21 ≈ 1.1) 속도는 약 10% 빨라져야 합니다. 결과적으로 무거운 항공기는 같은 각도로 같은 거리를 활공하되, 더 빠르게 가라앉아 체공 시간이 짧아집니다. 운영 매뉴얼에 무게별 Best Glide Speed 차트가 실리는 이유입니다.

정확한 속도 유지가 활공거리를 결정한다

Best Glide Speed보다 느리면 유효 받음각이 L/Dmax를 넘어 유도항력이 급증하고, 빠르면 유해항력이 지배해 둘 다 활공비가 나빠집니다. L/Dmax 속도에서만 총항력이 최소, 곧 활공비가 최대입니다. 그래서 엔진 고장 시 가장 먼저 잡아야 할 것이 탑재 중량에 맞는 정확한 Best Glide Speed입니다.

그래프로 보는 L/Dmax — Drag Polar

받음각을 바꿔 가며 CL과 CD를 한 쌍씩 찍어 이은 곡선을 항력극선(Drag Polar)이라 합니다. 이 곡선에서 원점으로부터 어떤 점까지 그은 직선의 기울기는 그 점의 CL/CD, 곧 양항비입니다. 원점에서 곡선에 그을 수 있는 직선 중 기울기가 가장 가파른 것이 곡선에 닿는 접선이고, 그 접점이 양항비가 최대인 지점입니다. 이 접점은 CL이 가장 큰 CLmax 지점과는 다른, 조금 더 낮은 CL에 위치합니다. 양항비가 최대인 점은 양력이 가장 큰 점도, 항력이 가장 작은 점도 아닌, CL과 CD의 비가 가장 좋은 점이라는 데 핵심이 있습니다.

바람이 있을 때의 활공 속도

Best Glide Speed는 무풍에서, 곧 공기 기준으로 활공거리가 가장 긴 속도입니다. 바람은 공기 기준 활공비를 바꾸지 않지만 지면 기준 거리를 바꿉니다. 배풍에서는 지상속도가 커져 더 멀리, 정풍에서는 지상속도가 작아져 덜 멀리 갑니다(FAA AFH 3장). 그래서 강한 정풍에서 지면 거리를 늘리려면 best glide보다 약간 빠르게 날아 정풍에 밀리는 시간을 줄입니다(AFH 9장). 배풍에서는 반대로 best glide와 최소 침하 속도 사이로 조금 느리게 날되, 최소 침하 속도보다 느리게 날지는 않습니다(FAA Glider Flying Handbook 5장). 최소 침하 속도는 체공 시간을 가장 길게 하는 속도이지 거리를 늘리는 속도가 아닙니다.

지면효과(Ground Effect)는 날개가 지면에 가까울 때 익단와류가 억제되어 유도항력이 줄고 양력이 약간 늘어나는 현상입니다. 이착륙처럼 지면에 근접한 단계에서 반드시 나타나므로, 그 방향을 정확히 아는 것이 중요합니다.

메커니즘 — 와류 억제와 다운워시 감소

날개 아랫면과 지면 사이의 공간이 좁아지면, 아랫면 고압 공기가 날개 끝을 돌아 윗면으로 말려 올라가는 익단와류가 지면에 의해 억제됩니다. 익단와류가 약해지면 그것이 만들던 다운워시(내리흐름)도 줄어듭니다. 다운워시가 줄면 날개가 느끼는 유효 받음각이 커져, 같은 기하학적 받음각에서도 CL이 커지고 유도항력이 줄어듭니다. 핵심은 어디까지나 익단와류 억제와 다운워시 감소이지, 날개 면적이나 크기가 실제로 변하는 것이 아닙니다. 지면효과를 "지면에 가까워질수록 커지는 저항"으로 거꾸로 이해하거나, 날개 위 기류 가속(양력 발생 원리 자체)과 혼동하기 쉬우나, 본질은 와류 억제로 인한 유도항력 감소입니다.

효과가 나타나는 고도

지면효과는 날개폭(Wingspan) 이하 고도에서 나타나기 시작해, 날개폭의 약 1/2 이내에서 뚜렷해집니다. 지면에 가까울수록 급격히 커지는데, 날개 길이의 약 1/4 고도에서 유도항력이 대략 1/4 줄고, 1/10 고도까지 내려오면 거의 절반 가까이 감소합니다. 여기서 기준은 고도의 절대값이 아니라 날개폭이라는 점이 중요합니다. 날개폭 35미터급 항공기의 지면효과 영역도 그 정도이지 1,000피트 같은 큰 값이 아니어서, 이륙 후 금방 빠져나오게 됩니다.

운영상의 양면성

지면효과는 이착륙에서 두 얼굴을 보입니다.

이륙 시 — 지면 부근에서는 유도항력이 줄어 더 낮은 속도에서도 부양할 수 있습니다. 그러나 충분한 속도 없이 지면효과의 힘만으로 떠올랐다가 그 구간을 벗어나는 순간, 눌려 있던 다운워시가 돌아오면서 유도항력이 회복(증가)되고 양력이 갑자기 부족해집니다. 이때 줄어든 양력을 채우려면 받음각을 더 키워야 하며, 순간적인 Nose-up 경향도 나타납니다. 무거운 이륙에서 이 짧은 구간의 침하가 위험 요소가 됩니다.

착륙 시 — Flare 단계에서 지면효과가 항공기를 활주로 위에서 더 오래 떠 있게 만들어, 접지 지점이 예상보다 길어지는 플로팅(Floating) 현상이 나타납니다. 그래서 접근 속도를 정확히 관리해 과도한 속도로 지면효과 구간에 들어가지 않도록 해야 합니다.

정리하면, 지면효과 안으로 들어가면 유도항력 감소·양력 증가, 지면효과를 벗어나면 유도항력 회복·양력 감소로 받음각 증가가 필요합니다. 이 방향을 반대로 외우지 않는 것이 실전 문제의 핵심입니다.

지면효과에 따른 항력·양력 변화

[그림 1-26] 지면효과로 인한 항력과 양력의 변화 출처: 국토교통부 조종사 표준교재(비행이론) — 항공교육훈련포털(kaa.atims.kr), 공공누리 제3유형

날개골의 모양을 말할 때 쓰는 선과 각은 몇 개뿐이지만, 어느 선을 기준으로 재느냐에 따라 정의가 갈립니다. FAA PHAK와 NAVWEPS 00-80T-80의 정의를 기준으로 정리합니다.

시위선과 평균캠버선 — 직선과 곡선

둥글게 앞을 향한 끝이 앞전, 얇고 가늘어지는 뒤끝이 뒷전입니다. 시위선(chord line)은 앞전과 뒷전을 잇는 직선이고, 평균캠버선(mean camber line)은 윗면과 아랫면에서 같은 거리에 있는 점들을 이은, 두 면의 한가운데를 지나는 선입니다. 시위선은 평균캠버선의 양 끝을 잇는 선이기도 합니다. PHAK는 시위선에서 윗면·아랫면까지의 거리로 그 지점의 윗면 캠버·아랫면 캠버의 크기를 나타낸다고 설명하고, NAVWEPS는 평균캠버선이 시위선에서 가장 멀리 떨어진 거리를 최대 캠버라 부르며 시위 길이에 대한 백분율로 적습니다. 두께도 최대 두께와 그 위치를 시위에 대한 백분율로 나타내며, 이것이 두께비입니다.

대칭형과 캠버형 날개골

대칭형은 평균캠버선이 시위선과 겹쳐 캠버가 0입니다. 받음각 0°에서 양력이 0이고, 양력이 변해도 압력중심이 공력중심에 머물러 움직이지 않습니다. 캠버형은 받음각 0°에서도 양력을 내며 양력이 0이 되는 받음각이 음수입니다. 양력이 0일 때도 기수 내림 모멘트가 있고, 양력이 커지면 압력중심이 공력중심 쪽으로 이동합니다. 같은 두께에서 캠버를 더하면 최대 양력계수가 커집니다. 한편 양력곡선 기울기는 날개골이 달라도 거의 같아, 저양력 구간에서는 받음각 1°에 양력계수가 약 0.1씩 늡니다.

두께비 — 저속 최대 양력계수와 고속 임계마하수

NAVWEPS의 비교에서 12% 단면은 6% 단면보다 최대 양력계수가 약 70% 크고, 실속 받음각도 약 9°에서 14°로 커집니다. 양력곡선 기울기는 두께와 관계없이 거의 같으므로, 실속 전 같은 받음각에서 내는 양력은 큰 차이가 없고 두께의 이득은 주로 최대 양력계수에서 나타납니다. 두꺼운 날개골은 여러 고양력장치(플랩 등)를 썼을 때 얻는 이득도 더 큽니다. 반대로 최대 양력계수를 높이는 큰 두께와 캠버는 임계마하수를 낮춥니다. 임계마하수를 높이려면 두께비와 캠버를 작게 하고, 초음속에서는 조파항력이 두께비의 제곱에 비례하므로 날개골을 얇게 만들어야 합니다.

붙임각과 받음각 — 시위선을 같이 쓰지만 다른 변이 다르다

받음각은 시위선과 상대풍이 이루는 예각이고, 붙임각은 시위선과 그 날개가 붙은 항공기 세로축이 이루는 예각입니다. 세로축은 기체에 고정된 선이므로 붙임각은 제작 때 정해져 조종 입력으로 바뀌지 않고, 상대풍은 비행경로를 따라 바뀌므로 받음각은 비행 중 계속 변합니다. 기수 자세(세로축과 수평선의 각)와 받음각은 다른 각입니다. 수평비행에서는 상대풍이 수평으로 들어오므로 받음각 = 기수 자세 + 붙임각입니다. 세로축을 수평으로 두고 수평비행하면 날개에는 붙임각만큼의 받음각이 걸립니다. 상승·강하 중에는 비행경로가 기울어 이 단순 합이 성립하지 않습니다.

정체점 — 받음각이 커지면 앞전 아래로

정체점은 다가온 흐름이 윗면과 아랫면으로 갈라지는 앞전 부근의 점입니다. 이곳에서 국부 속도는 0이 되고 동압이 모두 정압으로 바뀌므로, 정압이 자유흐름의 전압(정압 + 동압)과 같아집니다. 피토관이 재는 압력도 이 전압입니다. 받음각을 양으로 주면 날개 앞에 올리흐름이, 뒤에 내리흐름이 생기고 앞쪽 정체점은 앞전 아래로 내려갑니다.

시험에서 갈리는 지점

• 시위선은 앞전·뒷전을 잇는 직선, 평균캠버선은 두 면의 한가운데를 잇는 선입니다. 둘을 바꾼 보기가 함정입니다.
• 받음각과 붙임각의 기준선은 모두 시위선입니다. 붙임각은 피치 조작으로 바뀌지 않습니다.
• 수평비행의 받음각은 기수 자세 + 붙임각입니다.
• 두꺼운 날개골은 최대 양력계수와 플랩 이득이 크고, 임계마하수는 낮습니다.
• 받음각이 커지면 정체점은 위가 아니라 앞전 아래(하면) 쪽으로 이동합니다.