[항공지식] 항공기 날개

2012 포스팅 자료실 2013.01.19 09:33

항공역학 - 항공기의 날개

 

출처 : 전투기의 이해(임상민)

 

 

에어포일

 

비행기의 날개 단면은 새의 날개 단면과 유사하다. 비행기 날개의 단면을 자르면 일반적으로 윗면이 볼록 튀어나온 형태인데, 이러한 비행기의 날개 단면 형태를 에어포일(airfoil)이라 한다. 비행기의 날개는 양력을 담당하는 중요한 부분으로, 비행기의 성능에 많은 영향을 미치게 된다. 따라서 설계 조건을 가장 만족시킬 수 있는 에어포일을 채택하는 것이 무엇보다 중요하다.

 

아음속용 에어포일과 초음속용 에어포일은 상당히 다르다. 음속을 경계로 공기역학적인 환경이 다르게 적용되기 때문이다. 초음속용 및 아음속용 에어포일의 각부 명칭은 거의 일치하므로, 아음속용 에어포일을 예로 에어포일의 각부 명칭을 살펴보자.

 

앞전(leading edge)은 비행기의 진행 방향 쪽에 있는, 즉 에어포일이 시작되는 부분이다. 뒷전(trailing edge)은 에어포일이 끝나는 부분으로 보통 날카롭게 되어 있다. 이 뒷전의 모양을 최대한 날카롭게 제작하는 것이 날개의 성능을 향상시키는 포인트이다. 앞전과 뒷전을 직선으로 연결한 선이 시위선(chord line)이다. 그리고 날개의 윗면과 아랫면을 수직으로 연결한 선의 중심을 연결한선이 캠버선(camber line)이다.

 

대부분의 현대 제트전투기는 초음속 비행이 가능하다. 초음속 전투기의 본격화를 알린 2세대 제트전투기 중에는 초음속 비행이 일상화될 것으로 보고 초음속용 에어포일을 채택한 전투기도 있었다. 1960년대 개발된 F-104 스타파이터 전투기가 대표적인 예이다.

 

최후의 유인전투기라는 별명으로 불린 F-104는 초음속 전투기의 특징을 극명하게 보여준다. 공기역학적 특성을 고려해 만든 다이아몬드형 초음속 에어포일과 면적법칙을 적용한 동체, 단순한 형태의 공기흡입구 콘(intake cone), 초음속에서 항력이 낮은 직선익 등이 바로 그것이다.

 

하지만 초음속용 에어포일은 아음속 영역에서 비행 성능이 좋지 않다는 단점이 있다. 특히 착륙 시에 고속 접근이 필요하기 때문에 제어하기 어려운 것이 큰 단점이다. 이러한 단점으로 인해 최근의 전투기는 아음속과 초음속에서 고루 성능을 낼 수 있는 에어포일을 채택하거나 아음속 성능을 향상시켜주는 공력장치를 추가하는 추세이다.

 

양력과 항력

 

양력은 에어포일의 윗면과 아랫면을 지나는 공기의 특성에 의해 발생하는 압력차로 만들어진다.

 

비행기는 비행기를 위로 뜨게 하는 양력뿐만 아니라 추력(thrust)이 있어야 비행할 수 있다. 추력은 엔진이 발생시키는 힘으로 비행기를 앞으로 전진시키는 역할을 한다.

 

추력과 양력만 존재한다면 영원히 양의 가속만 일어나겠지만, 실제로는 반대방향으로 작용하는 힘도 항상 존재한다. 양력과 반대로 지면 방향으로 작용하는 지구 중력(gravity)이 존재한다. 또 추력의 반대방향으로 작용하는 항력(drag)도 존재한다.

 

 

항력은 비행기가 앞으로 나아갈 때, 공기 마찰 등 저항에 의해 생기는 힘이다. 속도가 중요한 비행기는 항력으로 인해 성능이 결정되는 경우가 많이 때문에 항력을 최소로 줄이는 것이 비행기 형상 설계의 최우선 과제이다.

 

공기는 기본적으로 점성을 가지고 있다. 항력은 이 점성에 의해 발생한다. 항력은 비행기가 앞으로 나아갈 때 추력의 반대방향으로 작용한다. 항력은 그 종류가 다양하다. 공기는 비행기 표면에 마찰하면서 항력을 발생시킨다. 이를 표면마찰항력 또는 마찰항력이라고 부른다. 항공기 구조나 형상에 의해 발생하게 되는 항력은 형상항력(profile drag)이라고 한다.

 

유도항력(induced drag)은 양력의 영향으로 발생하게 되는 항력이다. 그리고 비행기가 초음속으로 비행할 때 발생하게 되는 충격파에 의한 조파항력도 대표적인 항력 중 하나이다.

 

초음속에서는 양력 중심이 변하기 때문에 양력 중심의 변화만큼 조종면을 움직여 자세를 안정시키는 조작이 필요하다. 이러한 조작을 트림이라고 하는데, 트림으로 인해 발생하게 되는 항력을 트림항력(trim drag)이라고 한다. 트림항력은 양력 중심의 변화가 큰 델타익 비행기에서 상대적으로 크게 발생한다.

 

양력이나 항력에 바람의 동압에 관한 항을 나누면 계수(에어포일에서는 Cl 또는 Cd, 날개에서는 CL 또는 CD)로 표현할 수 있는데, 이를 각각 양력계수, 항력계수라고 한다. 이는 에어포일이나 날개의 양력 특성을 설명하는 수치로 전투기 자료에서 자주 접하게 된다.

 

 

날개 형태

 

직선익

 

직선익은 저속에서 안정성이 우수하고, 날개 끝부분에 실속이 잘 걸리지 않는 특성이 있다. 하지만 날개 끝 내리흐름이 커서 구조적 안정성이 낮고, 유도항력이 커서 1차대전 이후에는 자취를 감추었다. 하지만 직사각형 모양이라서 쉽고 값싸게 재작할 수 있기 때문에 속도가 빠르지 않은 저속 항공기, 특히 경비행기의 날개로 주로 사용하기도 한다. 직사각형 형태는 아니지만 직선 형태의 주익을 가진 제트전투기로는 미국의 P-80, F-84, FH-1, 영국의 미티어 등이 있다.

 

타원익

 

타원익은 직선익과 특성이 유사한데, 날개에서 발생되는 이상적 양력 분포에 맞춰 날개를 설계했기 때문에 직선익보다 전체적으로 더 양력효율이 높다. 그리고 내리흐름의 크기가 전 날개에 걸쳐서 일정하기 때문에 실속 성능과 유도항력제어 성능이 우수하다. 하지만 타원형이라서 구조적으로 제작이 어렵기 때문에 거의 사용하지 않는다. 2차대전 당시 영국본토항공전에서 활약한 스핏파이어 전투기는 주익이 타원익인 대표적인 전투기이다. 

 

테이퍼익

 

직선익의 단순한 구조와 타원익의 공기역학적인 특성을 절충한 날개가 테이퍼익(taper wing)이다. 테이퍼익은 날개가 끝으로 갈수록 좁아진다. 날개 뿌리와 날개 끝 시위의 비는 테이퍼비(taper ratio)라고 한다. 테이퍼익은 2차대전 중 많은 전투기가 채택하여 그 성능을 입증했다.

 

날개 끝으로 갈수록 시위가 작은 테이퍼익을 사용하는 이유는 양력 특성에 따른 구조적인 이유 때문이다. 만약 날개와 동체의 연결 부분이 날개 끝보다 좁으면 무게가 집중되는 연결 부위의 강도를 크게 높여야 하기 때문에 구조상의 문제가 발생하게 된다.

 

테이퍼익은 초음속에서 성능이 우수한 편이기 때문에 현대 제트전투기에서 다시 재평가되고 있다. 테이퍼익을 채택한 전투기로는 F-104, F/A-18, P-51, Bf 10 등을 예로 들 수 있다.

 

후퇴익

 

후퇴익(swept wing)은 직선익에 비해 직진비행에서 안정성이 우수하며, 항력이 적게 발생한다는 특성이 있다. 특히 음속 돌파 시 충격파 발생을 지여시켜주기 때문에 다른 형태의 주익보다 더 쉽고 더 빠르게 항공기를 음속에 도달할 수 있게 해준다.

 

후퇴익이 충격파 발생을 지연시키는 원리를 다음과 같다. 날개를 후퇴익으로 하면 정면에서 불어오는 기류는 후퇴각을 따라서 흐르는 기류와 후퇴각과 직각인 기류로 나눠서 생각할 수 있다. 이 중에서 후퇴각을 따라서 흐르는 기류는 날개 끝 방향으로 향하기 때문에 날개에서 발생하는 양력이나 항력에 직접적인 영향을 미치지 않는다. 즉, 후퇴익에 직접적인 영향을 미치는 기류는 후퇴각과 직각인 기류뿐이다. 후퇴각과 직각인 기류의 속도는 실제 기류의 속도보다 작기 때문에 항공기의 속도가 빨라져도 실제 날개에 영향을 미치는 기류의 속도는 느리기 때문에 충격파 발생을 지연시킬 수 있는 것이다.

 

후퇴익을 기체 진행 방향으로 자르게 되면 에이포일의 두께는 더욱 얇아지는 효과를 갖게 된다. 이렇게 되면 초음속 비행에 더욱 유리하게 되기 때문에, 후퇴익은 초음속 성능이 요구되는 전투기에 주로 적용되어왔다.

 

하지만 후퇴익은 고유의 단점을 갖고 있다. 후퇴익의 특성상 날개 위를 흐르는 공기는 날개의 바깥쪽으로 흐른다(out flow). 따라서 날개 뿌리에서 와류가 계속 합쳐져 날개 끝 부분에 이르러서는 양력이 거의 발생하지 않는 상태에 빠지게 된다. 즉, 날개 뿌리 부분을 상승시켜 기수가 갑자기 들리는(pitch up) 현상이 일어난다. 또한 날개 끝 실속은 날개 끝에 위치한 에일러론의 작동도 방해한다. 그래서 이러한 후퇴익의 단점을 보완하고자 초기의 후퇴익 전투기들은 날개에 경계층판을 붙이기도 했다. 후퇴익을 사용한 전투기로는 F-86, F-8, MiG-15, BAC 라이트닝 등을 예로 들 수 있다.

 

전진익

 

전진익(forward swept wing)은 양력을 발생시키는 주익의 좌우 끝이 동체에 붙어있는 날개 뿌리보다 앞쪽에 있는 날개를 말한다.

 

전진익은 후퇴익과 마찬가지로 고속비행에 유리하다. 그러나 후퇴익과 반대로 전진익은 불안정성이 높다. 따라서 전진익은 안정성을 우선시하는 항공기에는 적합하지 않지만, 기동성을 우선시하는 전투기에는 적합하다. 그동안 전진익을 전투기에 적용하고자 많은 연구가 있었는데, 전진익 전투기의 고기동성을 연구한 대표적인 실험항공기로는 NASA의 X-29, 수호이의 Su-47(S-37) 등을 예로 들 수 있다.

 

전진익은 고속으로 비행할 경우 날개에 걸리는 불안정한 하중이 지속적으로 증가하여 날개가 뒤틀리거나 끊어지는 발산현상(divergence)이 일어나기도 한다. 이처럼 전진익은 불안정한 하중의 증가로 날개가 뒤틀리거나 끊어질 수 있는 단점이 있다.

 

또한 전진익은 후퇴익과 반대로 날개 안쪽으로 기류가 흐르기(in flow) 때문에 날개에서 발생하는 충격파가 날개 뿌리로 모이게 된다. 이는 고속비행 시 날개 뿌리 근처의 구조피로도를 증가시킨다. 이와 같은 전진익의 단점들을 극복하고자 X-29는 탄소강화섬유 복합재로 날개 뿌리 구조를 강화하고, 작은 귀날개인 카나드를 부착했다.

 

델타익

 

델타익(delta wing)은 음속 이상의 고속비행에 사용할 목적으로 개발한 날개이다. 아음속 이하로 비행하는 항공기는 작은 후퇴각으로도 충분하지만, 마하 2급 이상의 고속비행을 목적으로 한다면 60도 이상의 후퇴각을 갖는 날개가 적합하다. 하지만 60도 이상의 후퇴각을 주면 구조적으로 날개를 제작하기가 어렵기 때문에 이러한 문제를 극복하기 위해서 델타익이 탄생하게 되었다.

 

델타익은 앞전의 후퇴각이 크면서도 날개의 중심 뼈대인 날개보(spar)가 날개의 뒷전을 동체와 직각으로 가로지를 수가 있기 때문에 날개를 매우 강하게 만들 수 있다는 장점이 있다. 하지만 주익의 가로세로비가 작기 때문에 저속 순항 시 유도항력이 크게 발생하여 안정성과 기동성이 떨어지는 단점이 있다.

 

그리고 플랩과 같은 일반적인 고양력장치를 쓸 수 없기 때문에 착륙시 부족한 양력을 보완하기 위해 고받음각 상태로 착륙해야만 한다는 것도 큰 단점이다. 이러한 단점을 보완하고자 델타익은 더블델타익, 카나드델타익, 오지익(ogee wing : 날개 앞전이 굽어 있는 델타익)과 같은 다양한 날개로 파생되기도했다. 델파익을 사용한 전투기로는 F-102, F-106, 미라주 3, 미라주 2000, 테자스 등을 예로 들 수 있다.

 

가변익

 

가변익(swing wing/variable geometry wing)은 항공기의 속도에 따라서 날개의 모양을 바꾸어 각 날개의 장점을 최대한 활용한다는 개념의 날개이다. 가변익은 저속 시에는 양력 특성이 우수하고 안정된 비행 성능을 제공하는 직선익 형태를 갖추고, 천음속에서나 음속을 돌파할 때는 후퇴익을, 초음속일 때는 수평미익과 연계해 델타익과 같은 날개 형태를 유지한다. 따라서 전체 속도 대역에서 양호한 비행 특성을 보인다는 장점이 있다.

 

장점만 본다면 가변익은 이상적인 날개 형태라고 할 수 있으나, 실제로는 날개 연결 부위의 작동장치와 강도 문제로 기체의 무게가 증가되어, 고정익에 비해 성능 향상이 크다고 볼 수는 없다. 가변익은 날개를 움직이기 위한 복잡한 시스템이 필요하기 때문에 항공기 가격이 비싸고 유지비용이 많이 들어 일부 전투기 기종만 채용하고 있다. 가변익을 사용한 전투기로는 F-111, F-14, MiG-23, 토네이도 등을 예로 들 수 있다.

 

카나드

 

항공기의 안정성(stability)이란, 항공기가 어떤 간섭에 의해 평형상태가 흐트러지면 다시 원래의 평형상태를 유지하려는 내재된 특성을 말한다. 공중에서는 3차원 운동이 이뤄지기 때문에 항공기의 안정성은 가로축(lateral axis) 운동인 피칭(pitching), 세로축(longitudinal axis) 운동인 롤링(rolling), 수직축(vertical axis) 운동인 요잉(yawing)에 의해 좌우된다.

 

기체좌표계에서 수직축을 중심으로 비행기의 기수가 좌우로 움직이는 운동을 요잉, 기수부터 꼬리까지 잇는 세로축을 중심으로 움직이는 운동을 롤링, 날개 끝과 끝을 연결하는 가로축을 기준으로 상하로 움직이는 운동을 피칭이라고 한다.

 

롤링 모멘트에 대한 안정성은 가로 안정성(lateral stability)이라고 하고, 피칭 모멘트에 대한 안정성을 세로 안정성(longitudinal stability), 요잉 모멘트에 대한 안정성을 방향 안정성(directional stability)이라고 한다.

 

세로 안정성을 확보하기 위해 비행기에는 수평안정판이 달려 있다. 주익이 양력을 발생시키는 역할을 한다면, 수평안정판은 안정성을 확보하는 역할을 한다. 일반적으로 수평안정판은 동체 뒤에 달려 있기 때문에 수평미익으로도 불린다. 일부 전투기에는 동체 앞에 수평안정판이 달린 경우도 있는데, 동체 앞에 달린 이 수평안정판을 카나드(canard : 귀날개)라고 한다.

 

카나드형 비행기는 최오의 동력 비행기인 라이트 형제의 플라이어 1호에도 적용되었을 정도로 역사가 오래되었다. 그러나 카나드형 비행기가 재평가를 받게 된 것은 그리 오래되지 않았다. 카나드를 부착한 제트전투기로는 1960년대에 개발된 스웨덴읜 J 37 비겐이 유명하다. 그 후 유럽에서 개발된 유로카나드(유로파이터, 라팔, JAS 39), 러시아의 MiG-1.44가 델타익과 카나드를 결합한 형태를 취하고 있다.

 

유로카나드들은 모두 델타익이라는 공통점을 가지고 있다. 민간기 설계자로 유명한 버튼 루탄(Burt Rutan)의 항공기들을 보아도 주익은 후퇴각이 큰 테이퍼익이다. 즉, 큰 후퇴각으로 인해 저속 성능과 이착륙 성능이 떨어지는 항공기에는 공통적으로 카나드가 달려 있음을 알 수 있다.

 

앞서 후퇴익과 델타익에서 설명했듯이 후퇴각이 큰 날개는 저속 시 날개 끝에서 박리현상이 발생한다. 따라서 후퇴익과 델타익을 채용한 전투기의 착륙 속도는 다른 날개 형태의 전투기보다 빠른 편이다. 카나드는 이러한 기종의 저속 특성을 보완해주는 역할을 한다.

 

카나드는 주익 앞에 달려 있고, 카나드를 지나는 공기의 유동은 큰 와류를 만든다. 이 와류는 운동량이 커서 주익 뿌리에서 떨어져나가려는 공기를 끝까지 이끌고 뒷전까지 나아간다. 이처럼 카나드는 실속을 억제하기 때문에 전투기의 저속 성능을 높이는 데 기여한다. 카나드형 전투기를 정면에서 볼 때 카나드의 위치가 보통 주익과 같거나 높은 것은 바로 이러한 이유 때문이다. 카나드가 없는 전투기는 주익 앞에서 와류를 발생시키는 스트레이크나 날개 뿌리 앞전을 연장한 LERX(leading Edge Root eXtension) 등을 설치하여 실속을 방지하고, 높은 받음각에서의 비행 성능을 향상시키고 있다.

 

카나드를 사용하는 또 다른 이유는 카나드 자체가 양력을 발생시켜 전투기 전체의 양력 효율을 증가시키기 때문이다. 수평미익은 주익의 유동에 의해 내리흐름을 받는 데 반해, 카나드는 올림흐름(up wash)을 받기 때문에 같은 가로 안정성을 주면서도 양력 효율을 증가시킬 수 있다.

 

카나드의 단점은 조종석과의 위치관계상 조종사의 시야를 가리게 된다는 것이다. 유로파이터나 JAS 39의 카나드 위치를 보면 카나드가 조종석 어깨 아래 부분에 위치하고 있어 좌우 하방 시야를 가리고 있다. 카나드로 인해 가려지는 시야 면적은 상당하기 때문에 근접공중전에서 카나드는 장애요인으로 작용할 수도 있다. 이러한 단점에도 불구하고 카나드가 전투기에 사용되는 이유는 단점을 상쇄시킬 만큼 공력 성능이 좋아지기 때문이다.

 

받음각

 

받음각(angle of attack)은 주익을 절단한 면의 기준선, 즉 에어포일의 시위선과 날개로 들어오는 공기와의 각도를 말한다. 이때 날개로 들어오는 공기를 상대풍이라고 한다.

 

날개 위가 볼록한 캠버가 있는 에어포일은 받음각이 0도에서도 양력이 발생한다. 에어포일마다 다르겠지만 받음각이 15~20도까지 올라가면 양력계수도 일정하게 증가한다. 받음각에 대한 양력계수 곡선을 보면 일정 받음각에서 최대의 양력계수가 나온 뒤에 계수가 떨어지는 것을 볼 수 있는데, 이 지점이 실속받음각 또는 최대양력받음각이라고 한다. 이 실속받음각 이상으로 비행기가 비행하면 날개 뒷전에서 급격한 박리가 일어나 양력을 발생시키지 못하는 실속 상태에 빠지게 된다.

 

전투기는 이착륙 시에 저속에서 양력을 발생시키기 위해 받음각을 높이기도 하지만 전투 중이거나 다른 기타 상황에서 받음각을 의도적으로 높이기도 한다. 이때 받음각 증가에 따른 실속을 지연시키고자 고양력장치를 사용한다. 플랩(flap)이나 앞전 슬랫(slat) 등이 이러한 대표적인 고양력장치이며, 특히 공중전에서 사용되는 플랩을 공중전 플랩이라고 한다.

 

공중전 플랩을 작동시키면 실속받음각이 커지고, 실속받음각이 커지면 최대양력계수가 커지게 되며, 최대양력계수가 커지면 선회율이 향상된다. 현대 전투기에는 급격한 받음각 증가에 따른 실속을 막기 위해 실속 경보장치가 장착되어 실속을 방지해주고 있다.

 

면적법칙

 

면적법칙(area rule)은 비행기의 동체와 날개의 단면을 합한 모양이 유선형 모양이면 전체 형상항력이 줄어든다는 법칙이다. 면적법칙은 2차대전 말까지는 별다른 주목을 받지 못했지만, 초음속 방공전투기로 개발된 F-102가 면적법칙을 적용하여 음속을 돌파하자 주목받게 되었다.

 

F-102는 음속을 돌파할 수 있도록 설계했지만 시제기가 마하 0.98밖에 기록하지 못하자, 기체의 중간 동체 부분을 면적법칙을 적용하여 콜라병 같은 형태로 오목하게 재설계함으로써 시제기가 음속을 무난히 돌파할 수 있었다.

 

면적법칙이 적용된 형상은 마하 2이상에서 오히려 항력이 증가하는 특성을 보인다. 따라서 마하 2 이상인 전투기에 면적법칙을 적용하는 것은 최대속도를 저하시키는 결과를 초래한다. 면적법칙은 엔진의 추력이 충분하지 못하던 2세대 전투기에 주로 적용되었고, 강력한 엔진을 장착한 3세대 이후의 전투기 형상 설계에는 적용되지 않고 있다.

 

 

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