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항공기의 윙 락(Wng Rock)에 대해.araboja

xwing갤로그로 이동합니다. 2022.08.15 01:50:01
조회 25859 추천 226 댓글 360

Wing은 말 그대로 날개고 Rock은 Rock`n Roll 할 때의 그 Rock, 그러니까 바위 말고 흔든다는 의미임.


즉 날개가 흔들리는 상황이란 뜻인데.... 아래 영상을 보면 단박에 이해가 됨.



초반 영상을 보면 F-4 팬텀이 좌우로 크게 흔들거리는데, 잘 보면 에일러론은 움직이지 않음. 즉 조종사가 아무런 조작을 안하고 있는데 저혼자 저렇게 좌우로 기우뚱 거림(뒤쪽 영상은 고받음각 실험하다가 스핀시험하는 건데, 플랫스핀 상태에 빠져서 감속낙하산까지 펼쳤는데 이게 그냥 끊어져버리고 스핀 탈출도 못해서 조종사들이 비상탈출하고 기체는 박살난 상황. 저 시절 전투기들은 초음속 비행 우선이다보니 고받음각 안정성이 별로였음).


그럼 왜 윙락이 생기는가하면 고 받음각 상황에서 날개, 혹은 기타 어느곳에서건 공기역학적으로 좌우 균형이 깨지면 생기는 현상임. 이것도 상황이 여러개인데, 그냥 기수가 옆으로 스윽 돌아가는건 노즈 슬라이스(Nose Slice), 그냥 한쪽 날개가 아래로 푹꺼지듯 한쪽으로 기울고 끝나는건 윙 드랍(Wing Drop), 그리고 저렇게 계속 좌우로 기우뚱 거리는걸 윙 락(Wing Rock)이라고 함.


여기서 다시 금방 와닿지 않는 '받음각'에 대해 잠깐 설명하겠음.


받음각(AoA : Angle of Attack)은 쉽게 말해 비행기가 바람을 받는 각도임. 그냥 생각에 비행기는 기수 방향이 곧 맞바람 방향과 평행이라 생각되지만, 실제 항공기는 전진비행중에도 아주 약간 고개를 들고 비행하게 됨.



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이 그림은 좀 과장되게 그린셈인데, 저 비행기가 저 상태로 기수 방향으로 대각선 위로 상승하는게 아니라, 지면에서 수평으로 이동하는거라 생각하면 됨. 그러면 비행기 입장에서 맞바람 역시 지면과 수평하게 불어올테지만 기수는 위로 들린 상태니까(지면대시 기수가 들린 각도가 Pitch Angle) 맞바람이 일정 각도로 불어오는데 이게 받음각(Angle of Attack)이 되는 셈임.



좀 극단적인 케이스인데, 실험기인 X-31이 30도 넘는 각도의 받음각으로 진입해서 착륙하는 영상임. 얘는 애당초 이런 고받음각 실험을 위해 미국/독일 합작으로 추력편향노즐까지 달아 만든 항공기임(EF2000이랑 비슷하게 생긴게 독일이 참여해서 그런거라는 듯).


이 각도를 받음각이라 하는데 일반적으로 받음각이 커지면 양력, 즉 뜨는 힘이 커짐(더불어 항력, 즉 공기저항도 커짐). 하지만 어느수준을 넘어가면 날개 주변 공기흐름이 엉망이 됨.



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이건 풍동실험실에서 찍은 사진임. 받음각이 높아지니까 날개 위쪽 공기흐름이 이상한 소용돌이 흐름이 생기고 난리가 나는데, 이러면 날개에서 더 이상 양력을 만들지 못하고 항력만 커지게 됨. 이를 실속이라고 함(참고로 항공기 조종사 입장에서 받음각이 너무 커서 생기는 실속 이외에도 속도가 너무 느려서 양력이 충분치 않아서 고도가 떨어지는 것도 실속이라고 하는데, 여기서는 특별히 언급 안하면 받음각 관련 실속만 이야기 하겠음).


그런데 실속만 생기면 그나마 얌전히 기수가 아래로 푹 숙여지는거라서 고도만 어느정도 확보된 상태면 급강하하듯이 강하하면 맞바람 방향과 항공기 방향이 거의 일치하면서 받음각이 작아져서 실속에서 벗어날 수 있음. 문제는 좌우날개 어느 한쪽만 실속에 빠지면 스핀이라 하여 항공기가 빙글빙글 돌면서 낙하하게 됨(위의 F-4 영상의 사례도 그러한 스핀 종류 중 하나).


윙 락은 스핀처럼 빙글빙글 돌면서 고도를 잃는 상황까진 아니지만, 좌우로 기체가 크게 흔들리는 상황을 말함. 현대 전투기의 경우, 이것이 일어나는 원인은 날개 뿐만 아니라 기수나 꼬리날개 등등 다양한 곳에서 발생하는 소용돌이 흐름이 상호 작용을 일으키는 상황임.





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전투기의 이해 책 산 사람들은 익숙할 사진. 이건 공기는 아니고 흐르는 물에서 염료를 뿜어내는 모형을 넣고 흐름을 관찰하는거임. 물과 공기가 완전히 흐름 특성이 같지는 않지만 염료 등을 사용하기 좋고, 어느정도는 비슷하게 맞출 수 있기 때문에 하는 방법 중 하나. 잘 안느껴지지만 사실 받음각이 큰 상태인데, 그래서 염료들이 그냥 뒤로 흘러나오는게 아니라 소용돌이 흐름처럼 나오다가 뒤에서 그 소용돌이 흐름이 흩어지니까 염료도 흩어진거임.


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이를 좀 더 잘 표현한 그림 중 하나임. 항공기 주변에서 강력한 소용돌이 흐름들(Vortices, 와류라고도 함)이 생기는데 기수(Forebody)에서 생기고, 스트레이크(Strake)에서도 생기고 날개끝(Wing Tip)에서도 생기고 있음. 그런데 이 와중에 한쪽 날개에서만 실속이 생겨서 공기 흐름이 떨어져 나간다던지(Asymmetric Outboard panel separation)하면 좌우 날개 양력이 불균형이 생겨서 기체가 한쪽으로 기울어져 버리고, 스트레이크에서 생긴 소용돌이이 갑자기 터지듯 사라진다던지(Vortex Breakdown)하면 수직/수평꼬리날개 쪽에 영향을 주어 기수가 좌우로 돌아가게 만드는 노즈 슬라이스나 혹은 날개가 푹 꺼지는 윙 드랍을 만들기도 함.


그런데 윙 드랍이 생겨서 한족 날개가 아래로 처지는 짧은 순간, 아래로 처진 날개 방향쪽은 공기흐름이 다시 정상이 되고 반대로 반대쪽이 흐름이 흐트러지면 이번엔 반대 방향으로 기체가 뒤집어지려고 함. 그리고 이걸 계속 반복해서 조종사는 아무런 조작도 안했는데 기체가 좌우로 기우뚱 거리는게 윙 락 현상임.


윙락을 일으키는 요인은 여러가지가 있는데, 기본적으로 초음속 전투기들은 기체 길이에 비해 좌우날개가 짧기 때문에 좌우 방향으로 관성력이 약해서 여객기 같은 것들에 비해 쉽게 좌우로 기울어질 수 있음(사족이지만 이러한 문제는 위에서 팬텀이 겪었던 스핀에 쉽게 빠지는 원인도 되어서 초기 초음속 전투기들은 안 좋은 고 받음각 안정성과 맞물려 스핀에 잘 빠지는 경향이 있었음). 또 날개 형상이나 기수의 형상 등등 여러가지 요인이 영향을 미치게 됨.


이러한 윙드랍내지 윙락 현상은 특히 후퇴각 전투기가 대세가 되면서 문제가 되었는데, 큰 후퇴각을 갖는 초기 제트 전투기들은 윙락에 대한 연구가 부족한 상태에서 조종사들이 몸으로 부딪히며 윙락 현상을 경험해야 했기 때문임. 이후에도 노즈 슬라이스, 윙드롭, 윙락등의 현상에 대해 전투기 개발자들이 잘 알고는 있었지만 당시의 기술로 이걸 완전히 제거하는게 쉽지 않았음.


이것을 제거하는 숨통이 열린게 전투기에 컴퓨터 제어를 본격화하면서 부터임.


보통 여러 조종면을 제어해서 윙락에 빠지기 전에 안정성을 확보하는데, 보통 가장 많이 사용하는게 플랩임.



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요근래 전투기는 대부분 날개 앞전 플랩(Leading Edge Flap)과 뒷전 플랩(Trailing Edge Flap)이 있음(F-16은 저 뒷전 플랩이 좌우 기울어짐 자세제어도 겸하는 에일러론 역할도 겸해서 플랩+에일러론=플래퍼론이라 부름). 쉽게 이야기해서 앞전 플랩은 날개의 실속을 막는 편이고, 뒷전 플랩은 양력 자체를 키우는 역할을 함(자세한 것은 지식의 보고 나무위키의 '플랩' 참조.... 절반 가량 내가 쓴 거임).



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근데 사진은 일단 F-16을 들고 오긴 했는데, F-16은 사실 윙락하고는 인연이 없는 전투기이긴 함. 이건 천음속 영역(마하 0.8~0.9 정도)에서 F-16 모형가지고 실험한 자료임. X축인 쎄타 값이 항공기의 기수 들림 각도인 피치각도인데, 풍동모형이라서 전투기의 받음각이라 봐도 무방함. Y축은 롤 안정성에 대해서 어떤 수치로 표현한건데, 숫차가 클 수록 불안정해진다는 것을 의미함. 천음속 영역이라서 받음각은 16도 정도까지만 측정했는데(저 속도에선 고 받음각 기동이 어려움) 풍동 실험은 여러가지 플랩 각도에서 대해서 실험한 결과임. 15/0은 앞전 플랩이 15도 펼쳐지고, 뒷전 플랩이 0인 상태라는 의미임. F-16은 본래 받음각에 따라 앞전 플랩이 자동으로 변하는데 보면 흰색 동그라미 부분이 그 지점임. 받음각이 낮을 때는 0/0이었다가 받음각이 커지면 점차 앞전 받음각을 내려서 최종적으로 15/0으로 됨(흰색 동그라미들). 근데 앞전 플랩을 받음각 따라 움직이지 않아도 사실 윙 드랍이나 윙 락이 생기는 불안정성은 보이지 않음.


(사족이지만... 행여 이것만 보고 F-16이 받음각에 대한 특성이 엄청 좋다고 오해할까봐 적자면, F-16은 동세대 전투기중에 받음각에 대한 제한치가 좀 낮은 편임. 받음각 25도 이상이 되면 조종사 입력은 무시하고 무조건 수평꼬리날개가 최대각도로 작동해서 받음각을 낮추는 방향으로 제어가 들어감. 왜냐하면 받음각 32도가 넘어가면 윙락이나 이런게 아니라 딥 스톨이라는 매우 빠져나오기 힘든 실속 상태에 빠지기 때문임. 이걸 회복하려면 비행제어컴퓨터의 명령을 무시하고 조종사의 조작만으로 빠져나오도록 오버라이드 스위치를 켜고 조작해야 하는데, 이렇게 조작을 해도 보통 1분당 1만 피트(대충 3km) 이상의 속도로 추락해버림).



이번엔 F/A-18C의 사례임.




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F/A-18의 경우에는 만약 날개 앞전/플랩을 제어하지 않을 경우(0/0/0인 경우), 마하 0.8이면(위쪽 그래프) 받음각 10도 이상이 되면 갑자기 급 불안정해지는 특성이 있음. 마하 0.85에서는 고작 받음각 6도에서 이미 불안정해질 기미가 보임. 하지만 실제 운용중인 F/A-18은 고받음각에서 불안정성이 없는데, F-16의 사례와 마찬가지로 비행제어 컴퓨터가 받음각에따라 플랩 각도를 조절하기 때문임(흰색 동그라미).




F-35의 경우에도 재미있는 실험결과가 있는데, F-35C(항모탑재형)은 본래 풍돌실험결과 윙락이 발생할 위험이 있었음.



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F-35C의 날개는 항모탑재를 위해 날개가 접히게 되어 있고, 이탓에 날개 안쪽/바깥쪽 앞전 플랩이 따로 움직임. 그리고 본래 이렇게 움직일때 서로 충돌 방지를 위해 약간의 틈이 있음. 또한 날개 안쪽/바깥쪽 앞전 플랩의 힌지(경첩)부분의 위치가 서로 다르고 속도나 받음각에 따라 앞전 플랩이 꺾이는 각도가 달랐었음. 그런데 풍동실험 결과 이 부분이 문제를 일으킬 소지가 다분했음.





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위 그래프를 보면 기존 날개 형상 (동그라미가 찍힌 선)과 개선한 날개 형상을 비교한 것임. 본래 설계 형상은 날개 앞전 플랩 안쪽/바깥쪽이 꺾이는 각도가 달라서 각각 12.5도 15.5도로 움직이고 그 사이에 틈사이도 있었음. 위 그래프에서 Y축 방향인 Pp-V 값이 0.002 이상이면 불안정하단 소리인데, 마하 0.85에서는 고작 받음각 8도에서도 이미 크게 불안정해졌음.


그래서 바꾼 새 날개(new wing)은 날개 앞전 플랩 사이 틈을 메꾸고, 날개 앞전 플랩의 안쪽/바깥쪽이 같은 각도로 움직이게 하는 것임. 그 결과 12.5도로 플랩을 내린 결과 받음각 13도 부근을 제외한 전 구간에서 안정성을 보였음.




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이건 그 불안정성을 좀 더 잘 표현한것임. 좌우로 회전하는 방향으로는 아무런 고정을 하지 않아 마음대로 돌아갈 수 있는 풍동 모형을 설치해서 실험한 결과임. 원래의 설계 안(위쪽 그래프)은 마하 0.85, 앞전 플랩 12.5/15.5도 내린 상태에서 좌우로 엄청나게 흔들리고 있음. X축이 시간(초)이고 Y축이 좌우로 기울어진 각도를 의미하는데 모형이라 가벼운 탓도 있겠지만 좌우로 60도를 거의 1초에 한 번 왕복하고 있음.


반면에 새 날개로 같은 조건에서 실험하니까 좌우로 거의 움직이지 않고 있음.



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하지만 날개 앞전 플랩 각도에 따라서, 특정 비행상황이 되면 불안정성이 보이기 때문에 이러한 상황을 피하기 위해서는 비행상황에 따라 날개 앞전을 제어 할 것을 추천하고 있음(이 논문은 실험에 관한 논문이어서 추천만 하고 있음).



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논문의 실험결과를 실제 반영했는지, 실전 배치된 F-35C는 날개 앞전 안/팍이 꺾이는 경첩(힌지) 위치도 쭉 이어지고 서로 같은 각도로 움직이며, 사이에 틈새도 없음. 더불어 논문에서 추천한, 비행상황별로 날개 앞전 각도를 조절하라는 것도 아마 적용되지 않았을까 싶음(한편 논문에서는 그 외에도 와류 발생기라 하는 돌기물을 날개 윗부분에 달라는 대안도 제시했는데 이건 채택 안한 듯. 스텔스에 안좋을테니 뭐...).



기존 호넷에 비해 수퍼호넷은 일부 비행상황에서 윙 드랍 현상이 발견 됨. 수퍼호넷은 기존 호넷을 기반으로 개발한다는 개념이다 보니 반대로 0부터 시작하는게 아니라고 워낙 개발기간이 촉박하게 주어졌는데, 문제는 시제기(사실상 저율 생산기)에서 일부 천음속 구간에서 윙드랍 현상이 발견 됨. 보잉은 일단은 날개 앞전 플랩 제어를 조절해서 대략 80%가량은 문제를 해결했음. 문제는 나머지 20%를 해결해야 했는데, 여기서 NASA로부터 여러가지 도움을 받았음. NSAS는 몇 가지 대안을 제시했고 그중 최종적으로 채택된게 날개 접힘 부분 위쪽에 덮개를 추가하는 거였음.



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보다 시피 천음속 (마하 0.8 이상 정도)면 날개 주변에서는 초음속 흐름이 생겨서 충격파가 생김. 날개 위쪽은 비행기 비행속도보다 빠르게 공기가 흐르기 때문임. 그리고 이 충격파와 날개 위쪽 흐름이 복잡하게 얽혀서 원치 않는 윙 드랍을 만들었고, NASA는 윙펜스를 비롯해서 몇 가지 대안을 제시했는데 빠른시간내에 만족할 만한 대안은 날개 위쪽 접힘 부분을 완전히 덮는 덮개(Prous Wing Fold Fairing)를 만드는거였음.





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다만 이 문제 해결 이 외에도 수퍼호넷은 저속에서 또 다른 윙락 현상이 보고되는데, 이번엔 LEX VENT라는 부분이 문제였음. 스트레이크 안쪽 일부분이 아래로 열리면서 일부 공기가 날개 위쪽으로 빠져나가게 해서 저속에서 날개 흐름을 개선시키는 장치인데, 이게 일정 받음각 이상에서 불필요한 윙 락 문제를 일으켰음. 몇 가지 실험을 해봤지만 답이 없어서 결국 LEX VENT는 이미 만들긴 했지만 사용하지 않도록 프로그램을 수정했음.





세줄요약


1. 고 받음각에서, 혹은 고속에서는 저 받음각에서도 윙락을 비롯한 여러가지 기체가 불안정해지는 상황이 발생한다.

2. F-16 같은 특이케이스를 제외하면, 현대 전투기들은 전투상황에서 발생할 수 있는 상황에서 불안정성이 발생할 수 밖에 없다.

3. 보통 이 상황이 발견되면 비행제어 소프트웨어를 수정해서 플랩 스케쥴등을 변경하지만, 그것만으로 해결 안되면 일부 형상수정이 불가피하다.



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T-50이런 시험을 개발전에 했냐, 아닌가란 이야기가 잠깐 게시판에 보이던데, 당연히 개발 과정에서 이와 관련된 실험을 지상과 공중등에서 했음. 훈련기다보니 안정성 요구도 많아서, 요근래 전투기들과 마찬가지로 공력적으로 일부 방향으로 일부러 불안정하게 만들어지긴 했지만 비행제어 시스템이 이를 막아주고 실속이나 스핀상황에도(훈련등을 위해 강제로 진입하는 상황이 아닌 이상)쉽게 빠지지 않고 일단 빠지면 비행제어시스템이 다시 빠져나오게 만들었음. 이건 뭐 요근래 전투기면 당연한 기능들이고...


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T-7의 윙락 문제의 경우, 사실 앞서의 타 전투기들 사례를 보면 알겠지만, 비행제어 컴퓨터가 들어가 있는 항공기가 일반적으로 윙락 발생시 가장 먼저 조치하는 것은 비행제어 소프트웨어 수정을 통해서 앞/뒷전 플랩 작동 스케쥴을 조정하는거임. 그래서 보잉이 T-7에 하겠다는 조치자체는 이상할게 없는거고.


문제는 보통 이 윙락 현상을 풍동실험을 통해서 먼저 발견하는데(물론 풍동실험만으로 못찾는 경우도 있다고는 해도) 비용/시간 단축하겠다고 풍동실험없이 컴퓨터 해석만으로 덤볐다가 윙락을 발견해서 스타일을 구겼다는거임. 사실 윙락 발생시 원인을 규명하고 개선책을 마련하는 가장 좋은 방법은 풍동실험과 컴퓨터 해석(CFD)을 같이 수행해서 상호 보완하는거임. 앞서의 F/A-18E/F의 윙락 문제도 미 해군이 빨리 해결해놓으라고 닥달하는 와중에 풍동실험과 전산해석과 비행시험 데이터를 상호보완해서 그나마 큰 수정 없이 빠르게 대응한게 앞전 플랩 스케쥴 변경 + 날개 위 페어링 변경 + LEx VENT 기능 삭제임. 대략 완전해결에 1년 정도 걸리긴 했는데 윙락 발생영역 피해서 다른 실험들은 계속 하면서 해결한거라 생각보다 시간지연이 크진 않았던걸로 알고 있음.


근데 이제 봐야 할 것은, 보잉이 과연 이번에도 문제를 빠르게 해결할 것인가임. 사실 제일 빠르게 해결하는 방법은 아마도 풍동실험을 추가로 하는 것일텐데, 이러면 '풍동 없이 개발하겠다.'라는 보잉의 마케팅 이미지를 엄청 구기게 될 수 밖에 없음. 물론 풍동실험보다 더 정확한 비행시험데이터를 일부 이미 획득했고, 이것으로 컴퓨터 해석(CFD)결과를 보정할 수 있지만 문제는 그렇게 해도 컴퓨터 해석결과가 과연 전부 정확하냐임. 최악의 경우 컴퓨터 해석 결과를 보정하기 위해 거꾸로 비행시험을 여러차례 더 해야 할 수 있는데, 이건 풍동시험보다 돈이 더 깨지는 일임.


본래 엔지니어들 교육할 때 매번 하는 소리가 설계할때 초반에 돈과 시간 아끼지 말고 여러가지 변수를 고려해서 다양하게 설계해서 문제를 미리미리 대처하라는 거임. 왜냐하면 초반에 설계 수정은 금방하지만, 다 만들어놓고 수정하려면 상당한 시간과 비용이 깨지기 때문임.


개인적인 견해로, 아마도 보잉이 T-7의 윙락 문제는 어떻게든 해결해낼거임. 이쪽과 관련해서 수퍼호넷 개발 당시 여러모로 고생을 했던 곳이니까(그때 고생한 엔지니어들과 데이터들이 아직 잘 남아 있다는 전재하에. 사실 90년대 말엽에 있던 문제라서 정년과 보잉의 정책(돈 많이 먹는 나이 든 엔지니어 먼저 내보내기)을 생가갛면, 데이터는 몰라도 그때 개발 참여한 사람들이 아직까지 많이 남아있을지도 좀 의문이긴 함..). 근데 해결과정에서 자존심 무릎쓰고라도 풍동실험해서 깔끔하게 해결하면 그나마 스타일 구기고 일정 좀 지연하더라도 다행인거고, 어떻게든 컴퓨터 해석만으로 하겠다고 덤비다가 추가로 뭔가 실수라도 하면 아마 이미지는 더더욱 곤두박질 칠거임.





출처: 군사 갤러리 [원본 보기]

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