코핀 코너·충격파와 후퇴각 — 조종사 핸드북 5장 (10/11)

앞 편은 중량·CG와 임계 마하였습니다. 이번 편은 같은 실속 보정속도에서 마하·진속도가 커지는 이유, 마하를 일정하게 유지한 상승과 코핀 코너, 경계층, 충격파, 후퇴각, 마하 버핏, 고속 조종면입니다.

마하를 일정하게 유지한 상승과 코핀 코너

우리 목적에서 실속속도는 그대로이지만, 마하 수와 진속도(TAS)는 모두 커졌습니다. 고도가 오르면 공기 밀도가 떨어지므로, 피토관이 같은 보정속도(KCAS) 또는 지시속도(KIAS)를 감지하려면 더 빠른 진속도가 필요합니다(우리 목적에서 KCAS와 KIAS는 서로 가깝습니다). FL 380에서 날개가 느끼는 동압은 287 KTAS일 때, 해면 152 KTAS와 같습니다. 다만 더 높은 마하 수로 나는 것입니다.

또 다른 인자는 음속입니다. 기체에서 온도가 떨어지면 음속도 떨어집니다. 따라서 외기온이 떨어지며 상승하면 음속도 떨어집니다. 해면에서 음속은 대략 661 KCAS, FL 380에서는 574 KCAS입니다. 이 제트 수송기의 실속속도(KTAS)는 해면 152에서 FL 380의 287로 올랐고, 동시에 음속(KCAS)은 661에서 574로 떨어졌으며, 마하 수는 0.23(152 KTAS ÷ 661 KTAS)에서 0.50(287 KTAS ÷ 574 KTAS)으로 올랐습니다. 그동안 실속의 KCAS는 152로 일정했습니다. 이것이 보정속도를 일정하게 두고 고도를 올릴 때입니다. 그러면 조종사가 상승 중 마하를 일정하게 유지하면 어떻게 될까요?

보통 제트 운용에서는 10,000피트까지 250 KIAS(또는 그보다 높게, 예: 중량이 클 때)로 오르고, 그다음 지정된 항로 상승 속도(DC-10이면 약 330)로 오르다가 “20,000피트대 중반”의 어떤 고도에 이르면 순항고도까지 마하를 일정하게 유지하며 오릅니다.

설명용으로, 조종사가 해면에서 FL 380까지 M_MO 0.82로 오른다고 합시다. KCAS는 543에서 261로 떨어집니다. 각 고도의 KIAS도 같은 경향을 따르고, 몇 노트만 다릅니다. 앞에서 본 대로, 상승하며 기온이 떨어지면 음속도 떨어집니다. 마하 수는 그 비행 조건에서 진속도를 음속으로 나눈 값일 뿐입니다. 중요한 점은, 마하를 일정하게 유지한 상승에서는 KCAS(그리고 KTAS·KIAS도)가 떨어진다는 것입니다.

이 일정한 M_MO로 KIAS·KCAS·KTAS가 떨어지며 충분히 높이 오르면, 실속속도에 다가가기 시작합니다. 어느 지점에서는 기체의 실속속도(마하 수)가 그 기체의 M_MO와 같아져, 조종사는 (실속 없이) 늦출 수도, (최대운용속도를 넘기지 않고) 높일 수도 없습니다. 이것을 “코핀 코너(coffin corner)”라고 부릅니다.

경계층

기류의 점성은 표면의 국소 속도를 낮추고, 표면마찰의 원인입니다. 이 장 앞에서 본 대로, 점성 때문에 날개 표면에서 느려지거나 멈춘 공기 층이 경계층(boundary layer)입니다. 경계층 흐름에는 층류(laminar)와 난류(turbulent) 두 종류가 있습니다.

층류 경계층

층류 경계층은 매우 매끄러운 흐름이고, 난류 경계층은 소용돌이나 에디를 포함합니다. 층류는 난류보다 표면마찰 항력이 작지만 덜 안정합니다. 날개 표면의 경계층은 매끄러운 층류로 시작합니다. 앞전에서 뒤로 갈수록 층류 경계층의 두께가 늘어납니다.

난류 경계층

앞전에서 어느 거리 뒤로 가면, 매끄러운 층류가 무너져 난류로 전이합니다. 항력 관점에서는 층류에서 난류로의 전이를 날개에서 가능한 한 뒤에 두거나, 날개 표면의 많은 부분이 경계층의 층류 구간에 있게 하는 것이 좋습니다. 다만 에너지가 낮은 층류는 난류층보다 더 갑자기 무너지는 경향이 있습니다.

경계층 박리

점성 흐름과 관련된 또 다른 현상은 박리(separation)입니다. 박리는 기류가 익형에서 떨어져 나갈 때 일어납니다. 자연스러운 진행은 층류 경계층 → 난류 경계층 → 기류 박리입니다. 기류 박리는 항력을 크게 만들고 결국 양력을 없앱니다. 받음각이 커지면 경계층 박리점은 날개에서 앞으로 이동합니다.

와류 발생기(vortex generator)는 천음속 비행에서 충격파가 유발하는 경계층 박리를 늦추거나 막기 위해 씁니다. 가로세로비가 작은 작은 익형으로, 기류에 대해 받음각 12°~15°로 둡니다. 보통 에일러론이나 다른 조종면 앞쪽 날개를 따라 몇 인치 간격으로 달아, 경계층 기류와 바로 위 고에너지 기류를 섞는 와류를 만듭니다. 표면 속도가 커지고 경계층 에너지가 늘어나, 기류 박리를 만들려면 더 강한 충격파가 필요해집니다.

충격파

항공기가 아음속으로 날 때, 앞쪽 공기는 음속으로 전달되는 압력 변화로 “경고”를 받습니다. 이 경고 때문에 항공기가 도착하기 전에 공기가 옆으로 비키기 시작해, 쉽게 지나가게 준비됩니다. 항공기 속도가 음속에 닿으면, 압력 변화는 더 이상 앞쪽 공기를 경고할 수 없습니다. 항공기가 자기 압력파를 따라잡고 있기 때문입니다. 대신 공기 입자가 항공기 앞에 쌓여, 바로 앞에서 흐름 속도가 급격히 떨어지고 기압과 밀도가 그만큼 커집니다.

항공기 속도가 음속을 넘으면, 앞쪽 압축된 공기의 압력과 밀도가 커지고, 압축 영역이 항공기 앞 어느 거리까지 뻗습니다. 기류의 어느 지점에서는 공기 입자가 완전히 교란되지 않은 채 — 항공기의 접근을 미리 경고받지 못한 채 — 다음 순간에 같은 입자가 온도·압력·밀도·속도의 갑작스럽고 격한 변화를 겪게 됩니다. 교란되지 않은 공기와 압축 공기 영역의 경계를 충격파 또는 “압축”파라고 합니다. 같은 종류의 파는, 초음속 기류가 방향 변화 없이 아음속으로 느려질 때마다 생깁니다. 예를 들어 날개의 캠버 구간에서 기류가 음속까지 가속된 뒤, 최대 캠버 구간을 지나며 아음속으로 감속될 때입니다. 충격파는 초음속과 아음속 구간의 경계로 생깁니다.

충격파가 기류에 수직으로 생기면 “수직” 충격파(normal shock wave)라고 하고, 파 바로 뒤의 흐름은 아음속입니다. 초음속 기류가 수직 충격파를 지나면 다음 변화를 겪습니다.

• 기류가 아음속으로 느려집니다.
• 충격파 바로 뒤의 기류는 방향이 바뀌지 않습니다.
• 파 뒤 기류의 정압과 밀도가 크게 커집니다.
• 기류의 에너지(전압 — 동압+정압으로 나타냄)가 크게 줄어듭니다.

충격파가 생기면 항력이 커집니다. 충격파의 주된 효과 하나는 파 바로 뒤에 밀도가 큰 고기압 영역이 생기는 것입니다. 이 고기압 영역의 불안정과, 기류가 파를 지나며 속도 에너지의 일부가 열로 바뀐다는 사실이 항력 증가에 기여하지만, 기류 박리로 생기는 항력이 훨씬 큽니다. 충격파가 강하면, 경계층이 기류 박리를 견딜 운동에너지가 부족할 수 있습니다. 천음속 영역에서 충격파 형성과 기류 박리로 생기는 항력을 “파항력(wave drag)”이라고 합니다. 속도가 임계 마하를 약 10% 넘으면 파항력이 급격히 커집니다. 이 지점을 넘어 초음속 구간으로 속도를 올리려면 추력이 상당히 더 필요하고, 그 구간에서는 익형 형상과 받음각에 따라 경계층이 다시 붙을 수 있습니다.

수직 충격파는 날개 윗면에 생기고, 아랫면에도 초음속 흐름의 추가 영역과 수직 충격파가 생깁니다. 비행 속도가 음속에 다가가면 초음속 흐름 영역이 커지고 충격파는 뒷전에 더 가까워집니다.

“항력 상승(drag rise)”과 함께 오는 것은 버핏(마하 버핏(Mach buffet)), 트림·안정성 변화, 조종력 효과 감소입니다. 기류 박리로 양력이 줄면 하향류가 줄고 날개의 압력중심 위치가 바뀝니다. 기류 박리는 날개 뒤에 난류 후류를 만들어 꼬리 면을 버핏(진동)시킵니다. 수평꼬리가 제공하는 기수 올림·기수 내림 피치 조종은 날개 뒤 하향류에 의존합니다. 따라서 하향류가 늘면, 꼬리 면이 보는 받음각이 사실상 커져 수평꼬리의 피치 조종 효과가 떨어집니다. 날개 압력중심의 이동은 날개 피칭 모멘트에 영향을 줍니다. 압력중심이 뒤로 가면 “마하 턱(Mach tuck)” 또는 “턱 언더(tuck under)”라고 하는 다이빙 모멘트가 생기고, 앞으로 가면 기수 올림 모멘트가 생깁니다. 이것이 많은 터빈 항공기에 T-tail 형상이 발달한 주된 이유입니다. 수평안정판을 날개 난류에서 가능한 한 멀리 두기 위해서입니다.

후퇴각

천음속 비행의 어려움 대부분은 충격파가 유발하는 흐름 박리와 관련됩니다. 따라서 충격 유발 박리를 늦추거나 완화하는 어떤 수단이든 공기역학 성능을 개선합니다. 한 방법이 날개 후퇴각(sweepback)입니다. 후퇴각 이론은, 압력 분포와 충격파 형성에 영향을 주는 것은 날개 앞전에 수직인 기류 성분뿐이라는 개념에 바탕합니다.

직선 날개 기체에서는 기류가 날개 앞전에 90°로 부딪혀, 그 전면 충격이 압력과 양력을 만듭니다. 후퇴각이 있는 날개는 같은 기류가 90°보다 작은 각으로 부딪힙니다. 후퇴 날개의 이 기류는 날개로 하여금 실제보다 느리게 난다고 믿게 하는 효과가 있어, 충격파 형성이 늦춰집니다. 날개 후퇴의 이점에는 임계 마하, 힘이산 마하(force divergence Mach number), 항력 상승이 정점에 이르는 마하가 커지는 것이 포함됩니다. 곧 후퇴는 압축성 영향의 시작을 늦춥니다.

항력계수가 급변하는 마하를 “힘이산” 마하라고 하며, 대부분의 익형에서 보통 임계 마하보다 5~10% 큽니다. 이 속도에서 충격파 형성이 유발하는 기류 박리는 항력·양력·피칭 모멘트 계수에 상당한 변동을 만들 수 있습니다. 압축성 영향의 시작을 늦추는 것 외에, 후퇴각은 항력·양력·모멘트 계수 변화의 크기도 줄입니다. 곧 후퇴각을 쓰면 힘이산이 “부드러워집니다.”

후퇴 날개의 단점은 날개 뿌리보다 날끝에서 실속하는 경향입니다.

경계층이 날끝을 향해 스팬 방향으로 흐르며 앞전 근처에서 박리하는 경향이 있기 때문입니다. 후퇴 날개의 날끝은 날개의 뒤쪽(양력중심 뒤)에 있으므로, 날끝 실속은 양력중심을 날개에서 앞으로 옮겨 기수를 더 올리게 합니다. 날끝 실속 경향은 후퇴와 테이퍼가 겹칠 때 가장 큽니다.

T-tail 형상은 이 실속 상황을 더 나쁘게 만들 수 있습니다. 꼬리 조종면 버핏 형태의 실속 전 경고가 거의 또는 전혀 없기 때문입니다.

T-tail은 날개 후류 위에 있어 날개가 실속하기 시작한 뒤에도 효과가 남아, 조종사가 알지 못한 채 날개를 훨씬 큰 받음각의 더 깊은 실속으로 몰아넣을 수 있습니다. 수평꼬리 면이 날개 후류에 묻히면 승강타가 전혀 듣지 않아, 피치 자세를 낮추고 실속을 깨는 것이 불가능해질 수 있습니다. 실속 직전과 직후 구간에서 후퇴 날개 기체의 양항 특성(특히 저속에서 항력이 엄청나게 커지는 것)은, 피치 자세 변화 없이 강하 경로가 점점 가팔라지게 해 받음각을 더 키울 수 있습니다. 이 상황에서는 신뢰할 수 있는 받음각 정보가 없으면, 기수 내림 자세와 속도 증가가 회복이 되었다는 보장이 아니며, 이 단계에서 승강타를 당겨 올리면 기체를 실속 상태로 붙잡아 둘 뿐입니다.

T-tail 항공기의 특성은, 극단적인 기수 높음 자세로 실속하면 기수가 사납게 올라가 회복이 어렵거나 격해진다는 것입니다. 스틱 푸셔(stick pusher)가 이런 실속을 억제합니다. 실속속도보다 대략 1노트 위에서, 미리 프로그램된 스틱 힘이 스틱을 자동으로 앞으로 밀어 실속이 진행되지 않게 합니다. 스틱 푸셔가 만드는 기수 내림이 기체에 과도한 하중을 걸지 않도록 G-리미터를 넣을 수도 있습니다. 반면 “스틱 셰이커(stick shaker)”는 속도가 실속속도보다 5~7% 높을 때 실속 경고를 줍니다.

마하 버핏 경계

마하 버핏은 날개 위 기류 속도의 함수이지, 반드시 항공기 속도의 함수는 아닙니다. 날개에 양력 요구가 너무 클 때 — M_MO 근처에서 속도가 너무 빠르거나 받음각이 너무 높을 때 — “고속” 버핏이 납니다. 훨씬 낮은 속도에서 버핏을 겪는 경우도 있고, 이것을 “저속 마하 버핏(low-speed Mach buffet)”이라고 합니다.

중량과 고도에 비해 너무 느려 높은 받음각이 필요한 항공기가 저속 마하 버핏이 나기 가장 쉬운 상황입니다. 이 매우 높은 받음각은 날개 윗면 기류 속도를 키워, 고속 버핏 상황과 같은 충격파·버핏 효과가 나게 합니다. 날개 받음각은 항공기의 고속·저속 경계 어느 쪽에서든 마하 버핏을 유발하는 데 가장 큰 영향을 줍니다. 받음각을 키우고, 날개 위 기류 속도를 키우고, 마하 버핏 가능성을 키우는 조건은 다음과 같습니다.

• 높은 고도 — 높이 날수록 공기가 희박해 수평 비행에 필요한 양력을 만들려면 받음각이 더 필요합니다.
• 무거운 중량 — 기체가 무거울수록 날개가 만들어야 하는 양력이 커지고, 다른 조건이 같으면 받음각도 커집니다.
• G 하중 — 기체에 걸리는 G 하중이 늘면 중량을 키운 것과 같습니다. 선회, 거친 조종, 난기류 어느 쪽이든, 날개 받음각을 키우는 효과는 같습니다.

고속 비행 조종면

고속 항공기에서 비행 조종면은 주 조종면과 보조(또는 부가) 조종면으로 나뉩니다. 주 조종면은 피치·롤·요 축으로 기체를 기동하며, 에일러론, 승강타, 방향타를 포함합니다. 보조 또는 부가 조종면에는 탭, 앞전 플랩, 뒷전 플랩, 스포일러, 슬랫이 있습니다.

스포일러는 날개 윗면에서 양력을 깨거나 줄입니다. 고속 항공기는 항력 낮은 클린 설계 때문에, 속도를 줄이는 스피드 브레이크로 스포일러를 씁니다. 접지 직후 스포일러를 펴 양력을 버리고 날개에서 바퀴로 중량을 옮겨 제동을 좋게 합니다.

제트 수송기는 에일러론이 작습니다. 뒷전을 가능한 한 많이 플랩에 써야 해서 에일러론 공간이 제한됩니다. 또 재래식 크기 에일러론은 고속에서 날개를 비틀게 됩니다. 그래서 추가 롤 조종을 위해 스포일러를 에일러론과 함께 씁니다.

어떤 제트 수송기는 에일러론이 두 쌍입니다. 외측 저속 에일러론 한 쌍과 내측 고속 에일러론 한 쌍입니다. 이륙 후 플랩을 완전히 올리면, 외측 에일러론은 페어링된 위치에서 자동으로 잠깁니다.

롤 조종에 쓸 때, 올라가는 에일러론 쪽 스포일러가 펴져 그 쪽 양력을 줄여 날개를 내립니다. 스피드 브레이크로 펴 둔 상태에서도 롤 조종에 쓸 수 있습니다. 차동(differential) 형이면 한쪽은 더 펴지고 다른 쪽은 들어갑니다. 비차동(non-differential) 형이면 한쪽은 더 펴지지만 다른 쪽은 들어가지 않습니다. 스피드 브레이크로 완전히 펴 두면, 비차동 스포일러는 펴진 채로 에일러론을 보조하지 않습니다.

매끄러운 실속과, 기류 박리 없이 더 높은 받음각을 얻으려면, 날개 앞전이 기류가 더 높은 받음각에서도 붙어 있을 수 있는, 잘 둥글고 거의 뭉툭한 형상이어야 합니다. 이 형상이면 기류 박리는 뒷전에서 시작해 받음각이 커질수록 앞으로 서서히 진행됩니다.

고속 비행에 필요한 뾰족한 앞전은 급실속을 만들고, 기류가 날카로운 곡선을 따라가지 못해 뒷전 플랩 사용을 제한합니다. 기류는 중간 받음각에서 윗면에서 꽤 갑자기 떨어져 나가려 합니다. 뒷전 플랩을 써서 C_L-MAX를 키우려면, 기류 박리 없이 날개가 더 높은 받음각으로 가야 합니다. 그래서 이륙·상승·착륙의 저속 특성을 개선하려고 앞전 슬롯, 슬랫, 플랩을 씁니다. 이 장치들은 뒷전 플랩만큼 강력하지는 않지만, 고양력 뒷전 플랩과 전 스팬으로 함께 쓰면 효과적입니다. 이 정교한 고양력 장치의 도움으로 기류 박리가 늦춰지고 C_L-MAX가 상당히 커집니다. 실제로 실속속도가 50노트 줄어드는 것도 드물지 않습니다.

다음 편은 가변 받음각 수평안정판, 유압 조종, 5장 요약입니다.

이 글은 미국 연방항공청(FAA)의 Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge(FAA-H-8083-25B)(퍼블릭 도메인)를 번역·재구성한 시리즈입니다.