초음속 비행(High Speed Flight)
이음속과 초음속 흐름(Subsonic Versus Supersonic Flow),날개에서 발생하는 양력에 대한 이론이 이음속 항공역학이다. 260 knots 이하의 속도에서 공기는 비압축성으로 고려되고 일정한 고도에서 압력이 변하여도 공기밀도는 일정하다고 간주한다. 이러한 가정하에서 공기는 물처럼 움직이고 흐르므로 유체로 간주한다. 이음속에서의 항공역학 이론은 공기의 점성을 무시해도 되며 이상적인 유체에 적용하는 연속성의 법칙, 베르누이 정리(Bernoulli's Principle), 순환이론을 적용한다. 현실적으로, 공기는 압축 가능하고 점성이 있다. 압축성 효과는 저속에서 무시할 정도로 효과가 없으며 속도가 증속 되어 음속의 속도에 가까워지면 압축이 되고, 압축이 되면 공기밀도가 증가하므로 압축성의 효과가 크게 작용한다. 비행 중에 날개가 위쪽 표면에 흐르는 공기는 가속이 되며 양력이 발생한다. 날개 윗면을 흐르는 공기의 속도는, 항공기 주위에 흐르는 공기의 속도보다 빠르므로 비록 항공기가 음속으로 날지 않아도 음속에 도달할 수 있다. 일부 항공기는 받음각이 클 때의 날개 윗면을 지나는 공기의 속도가 항공기 속도의 두 배 정도가 되는 경우도 있다. 이런 경우 항공기에는 이음속과 초음속의 공기흐름이 동시에 존재하게 된다. 흐름의 속도가 음속에 도달하면 날개의 캠버(Camber)가 최고가 되는 지점에서는 공기의 압축효과가 발생하고 그에 따라 충격파가 생겨 항력이 증가하고, 떨림, 안정성과 조종에 어려움이 나타난다. 속도범위(Speed Ranges), 음속은 온도와 관련이 있다. 표준 기온 환경인 15도에서 해수면에서 음속은 661노트이다. 4만 피트에서 온도가 낮은 -55도일 때 음속은 574노트이다. 고속 비행에서 속도는 마하수(Mach number)로 나타내는데 마하수는 진대기 속도와 소리속도의 비율이다. 항공기가 음속과 같은 진대기 속도로 움직이면 마하(Mach) 1.0으로 움직이는 것이다. 항공기 속도는 대략 다음과 같이 구분한다. 이음속-마하 0.75 이하, 천음속-마하 0.75에서 1.20까지, 초음속-마하 1.20에서 5.00까지, 극초음속-마하 5.00 이상. 천음속과 초음속 범위는 일반적으로 군용 항공기에서 나타나고 민간 제트항공기는 보통 순항속도범위가 마하 0.7에서 마하 0.9 사이이다. 항공기에 흐르는 공기흐름의 속도가 항공기의 어떠한 부분에 처음 마하 1.0에 도달(초과하지 않고) 하였을 때를 마하수(critical Mach number) 혹은 마하 임계(Mach Crit.)라 부른다. 임계 마하수는 이음속과 천음속의 사이이고, 날개와 에어포일(Airfoil)의 형태에 크게 영향을 받는다. 임계 마하수는 천음속 비행에서 중요한 고려사항이다. 임계 마하수에 도달하면 충격파(Shock Wave)가 발생하고 공기흐름 분리(Separation)와 떨림(buffet)이 발생하며 이 항공기 조종의 어려움이 나타날 수 있다. 제트항공기는 일반적으로 임계 마하수 근처의 속도에서 비행하는 것이 가장 효율적이다. 임계 마하수 속도보다 5~10% 증가하였을 때, 압축 효과가 시작된다. 압축효과가 생기면 항력이 급격히 증가하게 되며 항력의 증가는 떨림, 트림, 안정성의 변화와 조종 효과 감소가 일어난다. 이러한 현상이 발생하는 지점을 항력의 이탈(Drag divergence)라 한다. Vmo/Mmo는 최대운영 한계속도라 정의된다. Vmo는 수정속도(Calibrated Airspeed(KCAS))로 표시되고, Mmo는 마하수로 표시된다. Vmo는 저고도에서 구조적 하중(structural loads)과 flutter운영에 연관된다. Mmo 고고도에서 압축 효과(compressibility effects)와 flutter에 연관된다. 고도가 낮을수록, 구조적 하중과 흔들림에 영향을 미치고, 고고도일수록 압축 효과와 흔들림에 영향을 미친다. 이 속도를 고수하는 것은 동압(dynamic pressure)이 flutter에 의해 발생하는 구조적 문제(structural problems)를 방지하고 압축효과로 인해 발생되는 현상(Mach Tuck, aileron reversal, or buzz)으로 조종성이 감소되는 것을 방지해 주며 충격파에 의해 떨림과 양력의 손실을 방지한다. 항공기를 조종하는 데 있어서 조종사는 어떠한 것이 일어나도 이를 막아주어야 한다.
경계층(Boundary Layer)
공기는 점성이 있으므로 날개표면을 따라 흐르면 점성으로 인하여 공기분자가 표면에 달라붙게 된다. 그러나 표면으로부터 조금 떨어진 곳의 공기분자의 속도는 점점 더 커져서 어느 거리 이상이 되면 점성의 영향을 받지 않아 자유흐름의 속도와 같게 된다. 공기입자가 점성의 영향을 받아 속도의 변화가 생기는 얇은 층을 경계층(boundary layer)이라 한다. 경계층 내부에서의 흐름은 그 모양에 따라 층류(Laminar flow)와 난류(Turbulent flow)로 구분된다. 층류 흐름(Laminar Boundary Layer Flow), 층류 흐름은 인접한 유체 층 사이에서 흐름의 혼합이 없는 굉장히 부드러운 흐름이다. 라미나 흐름은 터뷸런트 흐름보다 적은 표면 마찰 항력을 만들지만 덜 안정적이다. 날개 표면의 경계층은 부드러운 층류 흐름으로 시작한다. 흐름은 앞전(Leading Edge)에서 뒤쪽으로 갈수록 경계층은 두꺼워진다. 난류 경계층 흐름(Turbulent Boundary Layer Flow), 앞전에서 조금 뒤쪽에서는, 부드러운 층류흐름이 깨지고 난류 흐름으로 바뀐다. 항력의 생성지점은 층류에서 난류로 바뀌거나 넓은 양의 날개 표면이 라미나 경계층 흐름으로 존재하는 가능한 날개의 뒤쪽에서 이루어지는 것이 바람직하다. 층류흐름은 에너지가 낮으며 난류흐름보다 갑자기 깨지는 경향이 있다. 경계층 분리(Boundary Layer Separation), 경계층 내에서 유체가 표면을 따라 흐르다가 표면으로부터 떨어지는 현상을 분리(separation)라고 하고 분리가 일어나는 점을 분리점(separation point)이라 한다. 분리가 일어나는 이유는 점성에 의한 표면마찰항력 때문에 공기입자는 에너지를 점점 잃게 되고 에어포일 뒤로 갈수록 점점 커지는 압력 때문에 공기흐름이 방해를 받는다. 따라서 공기입자의 속도가 점차 줄어들게 되고 결국은 표면에서 흐름이 떨어져 나가게 된다. 경계층 분리점은 받음각이 증가함에 따라 날개의 앞쪽으로 이동한다. 와류 발생기(Vortex Generator)는 초음속 비행에서 충격파가 경계층 분리를 예방하거나 늦춰주는 데 사용된다. 와류발생기는 작고 낮은 가로세로비의 12도에서 15도 사이의 받음각을 가지는 에어포일로서 주로 에일러론(Aileron) 앞의 날개나 다른 조종면의 몇 인치 옆에 위치하게 되고, 와류 발생기는 경계층 발 위에 와류를 생성하여 공기흐름을 섞어 경계층 내의 공기흐름에 많은 에너지를 가지게 해 주어 분리를 지연시켜 준다. 충격파(Shock Wave), 비행기의 속도가 음속에 가까워지면 날개 근처에서 충격파가 발생하고, 비행체의 속도가 음속을 초과함에 따라 기수를 꼭짓점으로 하는 마하 원뿔이라는 원뿔 모양의 파면이 발생하고 원뿔면 위에서 충격파가 나타난다. 충격파가 통과할 때에는 압력, 밀도, 속도 등이 급격히 증가한다. 충격파가 기류에 수직으로 형성되면, 일반적인 충격파라고 부르고 충격파의 뒤쪽으로는 즉시 이음속으로 변화된다. 일반적인 충격파를 지나는 초음속 기류는 다음과 같은 변화를 겪게 된다. 기류가 이음속으로 느려진다, 충격파 바로 뒤쪽의 기류가 방향이 변하지 않는다, 파의 뒤쪽에 있는 기류의 정압과 밀도가 증가한다, 기류의 에너지가 감소한다. 충격파는 항력을 증가시킨다. 충격파의 주요한 현상 중의 하나는 충격파의 뒤쪽에 고압 지역이 형성된다는 것이다. 고압 지역의 불안정과, 기류의 속도 에너지가 충격파를 지나면서 열로 변환된다는 사실이 항력의 증가에 기여하는 요소이며 항력은 결과적으로 기류의 분리를 더욱 크게 한다. 만약 충격파가 강하다면, 경계층은 공기흐름을 유지할 충분한 운동 에너지를 가지지 못하게 된다. 항력은 충격파 형성과 흐름의 분리로 인해 천음속 지역을 발생시킨다. 속도가 임계 마하수의 10%를 넘었을 때, 파 항력(wave drag)은 급격히 증가한다. 이 지점 뒤에서 에어포일 모양과 받음각에 의존하는 초음속 범위와 속도의 증가를 위해 고려할 만한 파워(power)의 증가가 요구된다. 일반적인 충격파는 날개 표면의 위쪽에 형성되고 추가적인 지역에 초음속 흐름이 형성되고 아래쪽 표면의 일반적인 충격파가 생긴다. 비행속도가 초음속에 다다를 때, 초음속 흐름의 범위가 넓어지고 충격파는 뒷전으로 이동한다. 버펫(buffet, 마하 버펫(Mach buffe)으로 알고 있다). 트림(trim), 안정성의 변화와 조종압(control pressure) 성능의 감소로 항력(drag) 증가가 나타난다. 공기흐름(airflow)의 분산 때문에 양력(lift)의 손실은 내리 흐름의 손실과 날개의 압력중심(center of pressure)의 위치를 변화시킨다. 공기흐름의 분산은 날개 뒤에 난기류를 만들고, 이는 꼬리 표면에 버펫(진동)을 만들어낸다. 수평꼬리 날개로 인한 기수(nose)의 상승과 하강의 조종은 날개 뒤의 내리 흐름(down wash)에 달려있다. 따라서 꼬리의 표면이 만드는 받음각(AOA)의 효율적인 증가 때문에 내리 흐름이 증가는 수평꼬리 날개(horizontal tail wing)의 피치(pitch) 컨트롤 효과를 감소시킨다. 날개 압력중심의 움직임은 날개의 피치 움직임에 영향을 끼친다. 만약 압력중심이 앞으로 움직이면, "마하 턱"(Mach tuck)이나 "턱 언더"(Tuck under)라는 강하(dive) 움직임이 발생하며, 압력중심이 뒤로 움직인다면, 기수 상승 현상이 일어난다. 이것은 날개의 터뷸런스(Tubulance)로 실용적이며 수평 안정판을 두는 많은 터빈(Turbine) 동력 항공기의 T 꼬리날개(T-tail wing) 모양을 발전시키려는 주 이유이다.
후퇴각(SWEEPBACK)
천음속(Transonic) 항공기 대부분의 나쁜 특성은 흐름 분산으로 인한 충격 파동(shock wave)이다. 그러므로 분산으로 발생한 충격을 늦추거나 완화시키려는 수단들이 있으며 이는 공기역학 성능을 향상한다. 하나의 방법으로 날개 뒤쳐짐(Sweepback)이 있다. 날개 뒤처짐 이론은 충격 파동의 모양과 압력분배에 영향을 끼치는 날개의 앞전(leading edge)에 수직적인 공기흐름 요소에 의한 개념에 기초한다. 직선 날개 항공기에 공기흐름은 날개 앞전 90도 부분을 치게 되고, 이는 양력과 압력을 만들어낸다. 뒤처짐을 가진 날개는 90도보다 작은 각도의 비슷한 공기흐름에 의해서 막히게 된다. 뒤로 쳐진 날개의 공기흐름은 실제보다 더 느리게 비행한다고 느끼게 하는 효과를 가진다. 따라서 충격파동의 효과는 늦추어지게 된다. 날개 뒤처짐의 이점은 충격 마하수의 증가, 마하수의 분산 힘, 항력을 최대로 하는 마하수가 있다. 다른 말로 바꾸어 보자면 날개 뒤처짐은 압축효과의 하나를 늦추어지게 한다. 항력의 성능의 큰 변화를 만드는 마하수는 분산 힘(force divergence) 마하수로 불리며, 5~10%의 충격 마하수를 초과한다. 이 속도로, 충격 파동 형상에 의한 공기흐름 분산은 항력, 양력, 피치 모멘트(moment) 효과의 변화 강도를 감소시킨다. 다른 말로, 뒤처짐 날개의 사용은 분산 힘을 부드럽게 한다. 뒤처짐 날개의 단점은 날개 뿌리(wing root)보다 날개 끝(wing tip)에서 더 날개 뒤처짐이 작아진다는 것이다. 이러한 이유는 경계 층(boundary layer)이 날개 앞전 가까이의 분리와 날개 끝 사이로 흐르는 경향이 있기 때문이다. 뒤처진 날개의 끝은(압력중심 뒤에서) 날개의 앞부분이기 때문에, 날개 끝 실속(stall)은 기수(nose)를 더 상승하게 하면서 날개의 앞으로 양력중심이 움직이게 된다. 날개 끝 실속의 경향은 뒤처지며 테이퍼형(taper type) 날개에 가장 최대로 나타난다. 실속은 꼬리 조종면(control surface) 버펫의 모양에 실속 경보(stall warning)가 없는 T 꼬리날개 형태로 축약된다. T 꼬리날개는 조종사가 더 큰 받음각에도 깊은 실속이 일어나도 날개를 움직이도록 하며, 날개가 실속이 일어난 후에 날개의 파동 위에 효과적으로 나타난다. 만약 수평 꼬리날개 면이 날개의 파동에 묻혀 기수를 낮추어 실속을 깨는 것이 불가능하게 된다면, 엘리베이터(elevator)의 모든 효과를 잃어버릴지 모른다. 실속 전이나 실속 후 바로 날개 뒤처짐 날개를 가진 항공기의 양항비(lift drag ratio)의 질은(특히, 낮은 속도에서 항력의 큰 증가 상황) 피치의 변화 없이 항공기의 강하를 만들 수 있으며, 이는 받음각을 증가하게 한다. 이러한 상황으로, 신뢰할 수 있는 받음각의 정보 없이, 속도가 증가하게 되는 기수 하강의 피치 자세는 회복이 된다는 보장이 없으며, 이 단계에 상승하는 엘리베이터 움직임은 항공기 실속을 막아줄지 않을지 모른다. 회복이 어려운 매우 높은 기수의 자세에 실속이 일어날 때, 피치를 상승시키는 것은 T 꼬리날개 항공기의 특징이다. 스틱 퍼셔(stick pusher)는 이러한 실속을 만든다. 실속 속도 이상의 약 1노트에서, 프로그램화된 스틱 앞의 힘은 자동으로 스틱 뒤로 움직일 것이며 이것은 실속의 성장을 막아줄 것이다. G진폭제한기(G-Limiter)는 스틱 퍼셔에 의해 발생하는 피치 하강이 항공기의 초과하중을 막는 시스템을 실행시킨다. 반대로 "스틱 셰이커"(Stick shaker)는 속도가 5에서 7% 실속 속도 위에 있을 때 실속 경보를 만들어낸다. 마하버펫경계층(Mach Buffet Boundaries), 마하 버펫(mach buffet)은 날개 위 공기흐름의 속도 기능이다. 항공기의 속도에는 필요하지 않다. 인가받은 최대 마하속도(Mmo) 근처 높은 받음각 또는 고속도든, 날개에 많은 양력 요구가 만들어진다. 버펫이 매우 저속일 때 나타나는 저속 마하 버펫 현상이 있다. 큰 받음각이 필요한 고도나 무게에서 저속의 항공기흐름은 주로 저속 버펫을 만든다. 이 큰 받음각은 충격파동과 버펫의 같은 효과가 고속의 버펫 현상이 발생할 때까지 날개 위에 증가하는 공기흐름 속도 효과를 가진다. 날개의 받음각은 항공기의 저속의 경계층 또는 고속 경계층에 마하 버펫을 야기하는 큰 효과를 가진다. 받음각, 날개 위의 공기흐름 속도, 마하 버펫의 변화를 증가시키는 조건은, 고고도 - 항공기가 더 높이 날수록 공기는 더 얇아지며, 수평을 유지하기 위해 필요한 양력을 만들기 위해 요구되는 받음각은 더욱 커진다. 무거운 무게 - 항공기가 무거워질수록 날개 또는 비슷한 모두 다른 요소들의 양력은 커지며, 받음각도 커진다. 하중(G-force) - 항공기의 G-하중의 증가는 항공기의 무게 증가와 같은 효과를 가진다. 하중의 증가는 선회(turning)에 의해서, 거친 컨트롤 사용, 터뷸런스라면, 날개의 받음각 증가의 효과는 같다.