비행기 뜨는 원리: 날개를 기울여 보는 양력과 실속

모형이 보여 주는 것

비행기가 뜨는 원리는 날개가 지나가는 공기를 아래로 꺾으면서 윗면 압력은 낮추고 아랫면 압력은 높이는 데 있습니다. 받음각을 키우면 양력이 커지지만, 너무 크면 흐름이 윗면에서 떨어져 나가 실속합니다. 윗면과 아랫면 공기가 뒷전에서 동시에 만날 필요는 없습니다.

무게가 1톤이 넘는 경비행기도 시속 100 km 남짓이면 활주로를 떠납니다. 그 무게를 받치는 것은 얇은 알루미늄 날개 두 장입니다. 이 전시는 그런 날개를 한 토막 잘라 풍동에 넣고, 주위의 공기가 어떻게 흐르는지, 그 흐름이 얼마만큼의 힘이 되는지 보여 줍니다.

무대 위의 단면은 세스나 172에 쓰이는 NACA 2412 날개꼴입니다. 흐름선과 움직이는 점, 외피의 색은 받음각이나 플랩을 바꿀 때마다 브라우저 안에서 새로 계산한 결과입니다. 구석의 숫자판은 같은 받음각과 속도를 비행기 한 대에 적용한 값입니다. 기준 기체는 무게 1,111 kg, 날개 면적 16.2 m², 날개폭 11.0 m인 세스나 172R입니다.

외피가 파란색이면 날개에서 멀리 떨어진 공기보다 압력이 낮은 곳이고, 빨간색이면 높은 곳입니다. 빨간 화살표는 양력, 회색 화살표는 항력이고, 날개 위의 검은 눈금은 비행기의 무게를 나타냅니다. 빨간 화살표 끝이 눈금에 닿으면 날개가 비행기를 떠받치고 있는 상태입니다.

식으로 그리는 날개 모양

1933년 미국 국가항공자문위원회(NACA)는 서로 닮은 날개꼴 78개를 풍동에서 시험한 결과를 보고서 460호로 냈습니다. 이 날개꼴들은 모두 간단한 식 두 개로 만들어집니다. 이름의 네 자리 숫자가 모양을 정합니다. 2412에서 첫 자리 2는 최대 캠버가 시위 길이의 2%라는 뜻입니다. 둘째 자리 4는 그 최대 캠버가 앞에서 40% 지점에 있다는 뜻이고, 마지막 두 자리 12는 두께가 시위의 12%라는 뜻입니다.

캠버선은 x = p에서 이어 붙인 포물선 두 개입니다. x는 앞전을 0, 뒷전을 1로 놓고 시위를 따라 잰 위치입니다.

• x < p일 때: y_c = (m / p²)(2px − x²)
• x ≥ p일 때: y_c = (m / (1 − p)²)((1 − 2p) + 2px − x²)

여기서 m = 0.02, p = 0.4입니다. 두께는 이 캠버선을 감싸듯 붙입니다.

y_t = 5t (0.2969√x − 0.1260x − 0.3516x² + 0.2843x³ − 0.1036x⁴), t = 0.12

보고서 460호는 마지막 계수로 −0.1015를 써서 뒷전에 약간의 두께가 남습니다. 이 모형은 흐름 계산에 뾰족한 뒷전이 필요해서 −0.1036을 써 윗면과 아랫면을 한 점에서 만나게 했습니다. 윗면과 아랫면은 캠버선에 수직 방향으로 y_t만큼 떨어진 점들입니다. 곡률이 큰 앞전과 뒷전 근처에는 점을 더 촘촘히 놓았습니다.

위아래 공기는 다시 만나지 않습니다

양력을 설명할 때 가장 흔히 듣는 이야기는 이렇습니다. 날개 윗면이 아랫면보다 길어서, 윗면을 지나는 공기는 아래쪽 공기와 뒷전에서 동시에 만나려고 더 빨리 흘러야 합니다. 빠른 공기는 압력이 낮으니 날개가 위로 밀린다는 설명입니다.

NASA 글렌 연구센터는 이 「같은 시간 도착」 이론을 가장 널리 퍼진 잘못된 양력 설명 가운데 하나로 꼽습니다. 문제는 두 가지입니다. 두 공기 덩어리가 뒷전에서 다시 만나야 할 물리적 이유가 없습니다. 그리고 이 이론으로 구한 속도로는 실제 날개가 만드는 양력에 한참 못 미칩니다. NASA 자료에 따르면 실제로는 윗면 공기가 이 이론이 요구하는 것보다 훨씬 빠르게 흐르고, 뒷전에도 먼저 도착합니다.

모형에서 직접 확인할 수 있습니다. 「시간 표시」를 켜면 왼쪽에서 같은 순간에 출발한 점들이 주황색 선으로 이어집니다. 날개를 지나면서 이 선은 윗면 쪽이 앞으로 휘어 나가고 아랫면 쪽은 뒤처집니다. 받음각 3.5°에서 흐름을 위아래로 나누는 선의 양쪽, 시위의 0.02 배만큼 떨어진 곳에서 출발한 두 공기 덩어리를 따라가 보면 뒷전 도착 시간이 0.24 차이 납니다(시위를 바람 속도로 지나는 시간을 1로 둔 값). 윗면 덩어리가 뒷전에 닿을 때 아랫면 덩어리는 아직 시위의 80% 지점쯤에 있습니다. 시속 180 km(초속 50 m)에 시위 1.47 m라면 그 차이는 0.24 × 1.47 m ÷ 50 m/s = 약 7밀리초입니다. 두 덩어리는 그 뒤로도 다시 만나지 않습니다.

숫자로 따져 보면 「같은 시간」 설명이 왜 맞지 않는지 분명해집니다. 이 단면의 윗면은 아랫면보다 1.4%밖에 길지 않습니다(시위를 1로 놓으면 1.028과 1.014). 윗면 공기가 1.4%만 빨리 흐른다면 위아래 압력 차는 동압의 (1.014² − 1) = 0.029배이고, 양력계수로는 0.03 정도입니다. 흐름 계산은 받음각 6°에서 0.99를 내놓습니다. 30배가 넘는 값이고, 이때 윗면 공기는 바람보다 1.9배 빠르게 흐릅니다. NASA가 지적하듯 라이트 형제의 날개는 윗면과 아랫면 길이가 똑같은 얇은 곡판이었지만 충분한 양력을 만들었습니다.

양력은 실제로 어디서 나올까

받음각을 가진 날개나 휘어진 날개는 지나가는 공기를 아래로 꺾습니다. 뒷전 뒤의 흐름선을 보면 날개를 떠나는 공기가 살짝 아래를 향합니다. NASA는 이를 한 문장으로 정리합니다. 양력은 기체의 흐름이 고체에 의해 꺾일 때 생깁니다.

이 힘을 합산하는 방법은 두 가지이고, 결과는 같습니다. 하나는 표면 전체의 압력을 더하는 방법으로, 외피의 색이 보여 주는 것이 이것입니다. 윗면은 압력이 낮고 아랫면은 높습니다. 다른 하나는 꺾인 공기의 운동량 변화를 더하는 방법이고, 뉴턴의 제3법칙에 해당합니다. NASA의 「베르누이와 뉴턴」 자료는 두 쪽 모두 옳으며, 논쟁은 둘 중 하나를 잘못 적용하는 데서 생긴다고 설명합니다.

흐름이 갈라지는 자리도 눈여겨볼 만합니다. 받음각 6°에서 공기는 앞전보다 조금 아래의 주황색 정체선에서 날개에 부딪힙니다. 그 선 바로 위의 공기는 앞전을 거슬러 돌아 올라간 다음 윗면으로 흘러갑니다. 이렇게 급하게 도는 곳에서 압력이 가장 낮아집니다. 계산으로는 앞전 바로 뒤의 압력계수가 −2.5이고, 정체선에서는 +1입니다.

흐름선을 계산하는 방법

흐름선은 패널법으로 구합니다. 단면을 곧은 조각(패널) 120개로 나누고, 패널마다 소스(공기가 솟아나는 분포)를 얹고, 단면 전체에는 같은 세기의 소용돌이(와류)를 둡니다. 세기는 공기가 어떤 패널도 뚫고 지나가지 않고, 뾰족한 뒷전에서 매끄럽게 떠나도록 정합니다. 뒷전에서 매끄럽게 떠나야 한다는 조건을 쿠타 조건이라고 부르며, 양력의 크기는 이 조건으로 정해집니다. 세기를 알면 어느 점에서든 속도를 구할 수 있고, 흐름선은 왼쪽에서부터 한 걸음씩 따라가며 그립니다.

이 계산은 포텐셜 흐름입니다. 공기에 마찰이 없고 압축되지 않는다고 보기 때문에 경계층이 없고, 그것만으로는 실속이나 항력을 예측하지 못합니다. 받음각이 작고 경비행기 정도의 속도라면 흐름선과 압력 분포를 잘 보여 줍니다. 단면만 놓고 계산하면 받음각 0°에서 양력계수 0.26이 나오고, 1°마다 약 0.12씩 커집니다.

모형에서 일부러 단순하게 만든 부분은 두 가지입니다.

• 실속을 넘은 받음각에서는 계산을 실속 직전 각도로 묶어 두고, 그 결과를 원하는 각도만큼 돌린 다음, 윗면 뒤쪽의 떨어져 나간 흐름은 규칙으로 그립니다. 그 자리에서 맴도는 점들은 흐름이 떨어졌다는 표시일 뿐이고, 계산한 후류가 아닙니다.
• 숫자판의 값은 패널법에서 나오지 않습니다. 실제 날개는 끝에서 양력을 잃고 마찰도 있어서, 아래에서 설명하는 유한 날개의 양력 곡선을 따로 씁니다.

양력 식으로 숫자 확인하기

날개의 양력은 다음 식으로 구합니다.

L = ½ ρ v² S C_L

ρ는 공기 밀도, v는 속도, S는 날개 면적, C_L은 양력계수입니다. 숫자판은 지금 값으로 이 식을 그대로 보여 줍니다. 모형은 해수면 표준 대기의 밀도 ρ = 1.225 kg/m³와 세스나의 날개 면적 16.2 m²를 씁니다. 무게는 1,111 kg × 9.81 m/s² = 10,899 N, 약 10.9 kN입니다.

시속 220 km로 수평 비행할 때. 220 km/h는 초속 61.1 m이므로 ½ρv² = 0.5 × 1.225 × 61.1² = 2,287 Pa입니다. 필요한 양력계수는 10,899 ÷ (2,287 × 16.2) = 0.294입니다.

양력 곡선. 날개 전체로 보면 C_L = a (α − α₀)입니다. 얇은 날개 이론으로 구한 2412 단면의 무양력각 α₀는 −2.08°입니다. 캠버가 있어서 받음각 0°에서도 양력이 생깁니다. 기울기 a는 얇은 날개 이론의 단면 값인 라디안당 2π에서 출발해, 날개폭이 유한한 만큼 a = 2π ÷ (1 + 2π ÷ (π e AR))로 줄입니다. 가로세로비는 AR = b² ÷ S = 11.0² ÷ 16.2 = 7.47이고, e = 0.8은 가정한 효율 계수입니다. 그러면 a는 라디안당 4.71, 1°당 0.0822입니다. NASA의 내리흐름(downwash) 자료에도 C_L = C_L0 ÷ (1 + C_L0 ÷ (π AR))라는 같은 꼴의 보정식이 있는데, e = 1인 경우에 해당합니다.

따라서 필요한 받음각은 α = −2.08° + 0.294 ÷ 0.0822 = 1.5°입니다. 안내 5단계의 값이 이것입니다. 세스나의 순항 속도로 알려진 122노트(226 km/h)에 같은 계산을 하면 C_L = 0.279, α = 1.3°가 나옵니다.

속도의 제곱. 속도를 110 km/h에서 220 km/h로 두 배 올리면 동압은 네 배가 됩니다. 속도 막대를 움직여 보면 양력이 속도보다 훨씬 빠르게 변합니다.

실속

양력이 받음각에 비례해 곧게 늘어나는 데에는 한계가 있습니다. NASA 자료는 얇은 날개의 양력이 대략 ±10° 안에서 받음각에 비례하며, 실속 각도를 수학적으로 예측하기는 매우 어려워 풍동 시험에 의존한다고 설명합니다. 실속을 넘으면 경계층이 윗면에서 떨어져 나가 날개의 실질적인 모양이 바뀌고, 양력이 줄어듭니다.

모형은 플랩을 올린 날개의 최대 양력계수를 1.5로 가정하고, 17.2°에서 그 값에 닿도록 마지막 2° 구간을 둥글게 꺾었습니다. 그러면 실속 속도는 다음과 같습니다.

v_s = √(2W ÷ (ρ S C_Lmax)) = √(2 × 10,899 ÷ (1.225 × 16.2 × 1.5)) = 초속 27.1 m, 약 97 km/h

받음각을 17° 너머로 올리면 무대에서 세 가지가 함께 바뀝니다. 흐름선이 윗면 뒤쪽에서 들뜨고, 외피의 파란색이 옅어지고, 항력 화살표가 길어집니다. 양력 곡선 위의 점은 꼭대기를 넘어 내려갑니다.

플랩

플랩은 단면 뒤쪽 25%이고, 시위의 75% 지점에 경첩이 있습니다. 플랩을 내리면 캠버선 뒤쪽이 아래로 휘어서 어느 받음각에서나 양력이 커집니다. NASA는 플랩이 실질적인 캠버를 키워 양력을 늘리고, 뒤를 향한 넓은 면적이 항력을 더해 착륙 전에 속도를 줄이는 데 도움이 된다고 설명합니다.

숫자판에서 플랩 30°는 같은 받음각의 양력계수에 0.6을 더합니다. 무양력각으로 치면 −2.08°에서 −2.08° − 0.6 ÷ 0.0822 = −9.4°로 옮겨 갑니다. 최대 양력계수는 1.88로 올라가는데, 이 값은 플랩을 다 내렸을 때의 실속 속도가 세스나 172R의 공개 수치(동력 끔, 플랩 내림)인 87 km/h(47노트)가 되도록 맞춘 것입니다. 플랩에 관한 이 두 숫자는 측정값이 아니고, 그 공개 수치 하나에 맞춘 모형의 가정입니다.

시속 100 km에서 ½ρv²는 473 Pa이고, 날개에 필요한 C_L은 1.42입니다. 플랩을 내리면 α = −9.4° + 1.42 ÷ 0.0822 = 7.9°로, 실속까지 6.6°의 여유가 있습니다. 플랩을 올린 채로 같은 양력을 내려면 약 15°가 필요하고, 실속까지 2°도 남지 않습니다. 비행기가 플랩을 내리고 착륙하는 이유가 여기에 있습니다.

패널법만으로 계산하면 플랩의 효과가 훨씬 크게 나옵니다(받음각 0°에서 단면의 양력계수가 0.26에서 2.40으로). 경계층을 모르는 계산이기 때문입니다. 실제 플랩에서는 경계층 때문에 공기가 경첩의 꺾인 면을 끝까지 따라가지 못해서, 늘어나는 양력이 이보다 작습니다.

날개 속 구조

「속 보기」를 켜면 외피가 투명해집니다. 경비행기 날개는 얇은 껍데기를 안에서 받쳐 모양을 유지합니다. 주 날개보는 단면이 가장 두꺼운 부분 가까이에 있는 보로, 굽힘 하중 대부분을 동체로 전달합니다. 뒤 날개보는 날개 상자를 닫고 플랩 경첩을 받칩니다. 리브는 외피를 날개꼴 모양으로 붙잡아 두며, 무게를 줄이려고 구멍을 뚫어 놓았습니다. 이 모형의 날개보는 시위의 27%와 71% 지점에 있습니다. 보기 쉽게 정한 위치이고, 세스나 도면을 옮긴 것은 아닙니다.

이륙 계산으로 알 수 있는 것

100 km/h에서 모형의 무게를 받치려면 C_L = 1.42가 필요합니다. 이것은 지정된 이륙 속도가 아니라, 선택한 속도와 밀도에서의 힘의 균형입니다. 이륙하려면 활주로에서 가속하고, 승강타로 기수를 들 수 있어야 하며, 장애물을 넘는 상승 경로도 확보해야 합니다. 양력 식에는 이런 조건이 들어 있지 않습니다. 산수가 맞더라도 이 식만으로 안전한 활주로 길이를 구할 수는 없습니다.

밀도와 면적을 그대로 두고 속도를 120 km/h로 바꾸면 어떨까요? 초속 33.3 m이고 동압은 약 681 Pa입니다. 수평 비행에 필요한 계수는 10,899 ÷ (681 × 16.2) = 0.988이 됩니다. 100 km/h일 때보다 작은 받음각으로 같은 무게를 받칠 수 있습니다. 비행기가 가벼워진 것이 아니라 날개에 작용하는 압력의 규모가 커진 것입니다. 반대로 받음각을 고정하면 늘어난 양력은 비행기를 가속하며, 저절로 수평 비행이 되는 것은 아닙니다.

계산으로 구한 한계와 운항 속도는 구별해야 합니다. 세스나 172R 정보 매뉴얼은 엔진 출력이 없는 상태의 실속 속도를 플랩을 올렸을 때 51 KCAS, 내렸을 때 47 KCAS로 제시합니다. KCAS는 노트로 나타낸 보정대기속도이지 대지속도가 아닙니다. 따라서 모형의 플랩을 올린 실속 속도 97 km/h는 근삿값이며 매뉴얼의 모든 수치를 재현하지 않습니다. 플랩을 완전히 내렸을 때의 계수는 공개된 실속 속도에 맞췄지만, 그 값이 맞는다고 전체 공력 모형이 검증되는 것은 아닙니다.

이 그림을 조종 절차표로 사용하면 안 됩니다. 매뉴얼의 성능표에는 무게와 플랩 설정, 대기 조건이 명시되어 있고 지상 활주 거리와 장애물을 넘는 거리가 구분됩니다. 실제 조종사는 해당 항공기의 최신 매뉴얼을 사용합니다. 아래 보관본 정보 매뉴얼은 수치 설명용이지 운항용이 아닙니다.

속도 표시보다 임계 받음각이 중요한 이유

최대 C_L 약 1.5는 이 화면에 쓰는 가정이지 모든 날개의 성질이 아닙니다. 최대치는 단면 형상과 경계층 상태에 따라 달라지고 표면 오염의 영향도 받습니다. 레이놀즈수는 점성과 관성의 상대적인 영향을 나타냅니다. 매끄러운 포텐셜 흐름 그림이나 최대 계수 하나로는 이런 차이를 모두 담지 못합니다. 실제 날개의 한계는 풍동 시험과 비행 시험으로 확인해야 합니다.

경계층은 마찰 때문에 공기가 느려지는 외피 바로 옆의 얇은 영역입니다. 앞전 근처에서 압력이 가장 낮아진 뒤 뒷전으로 갈수록 압력이 대체로 회복됩니다. 경계층 공기는 높아지는 압력을 거슬러 가야 합니다. 운동량을 너무 많이 잃으면 표면에서 떨어질 수 있습니다. 받음각이 커지면 압력 회복이 더 가팔라져 넓은 박리 영역이 생길 수 있습니다. 날개를 계속 기울여도 양력이 끝없이 늘지 않는 이유입니다.

플랩은 캠버를 늘리지만 앞전 슬랫은 다른 방식으로 작용합니다. 슬랫은 날개 앞쪽에 틈을 열고 흐름과 압력 분포를 바꿔 주날개가 박리 전에 더 큰 받음각에서 작동하도록 돕습니다. 일부 고양력 장치는 유효 면적도 늘립니다. 각 장치에는 자체 시험 자료가 필요하며 모든 항공기에 적용되는 배율은 없습니다. 이 전시에는 뒷전 플랩과 함께 슬랫도 있지만, 그 효과는 패널 계산이 아니라 규칙으로 넣은 것입니다. 최대 양력계수를 0.45 더해 실속이 약 5° 늦게 옵니다. 실제 슬랫은 따로 시험 자료가 필요합니다.

실속은 날개에 요구하는 힘과도 관계가 있습니다. 고도를 유지하는 정상 선회에서는 무게보다 큰 합력을 받쳐야 합니다. 최대 계수가 같다면 실속 속도는 하중배수의 제곱근에 비례해 커집니다. 따라서 같은 비행기도 선회 중에는 더 높은 속도에서 임계 받음각에 이를 수 있습니다. 이 숫자판은 양력과 무게만 비교하고 뱅크각이나 기동 하중을 모사하지 않습니다. 화면에서 균형으로 표시되어도 실제 비행의 안전 표시가 아닌 이유입니다.

날개 끝 와류가 만드는 항력

양력을 만드는 날개는 대체로 아래쪽 압력이 위쪽보다 높습니다. 자유로운 날개 끝에서는 공기가 끝을 돌아 흐르고 뒤쪽에 말려 올라간 후류가 생깁니다. 그 하강 운동은 국소적인 상대풍 방향을 바꿉니다. 그러면 공기력에는 위쪽 성분과 함께 뒤쪽 성분도 생깁니다. 이 뒤쪽 성분이 유한한 날개의 양력 발생에 따르는 유도항력입니다.

NASA의 식은 C_Di = C_L² ÷ (π e AR)입니다. 화면의 AR = 7.47과 가정한 e = 0.8을 넣으면 C_L = 0.294일 때 C_Di는 약 0.0046이고, C_L = 1.42일 때는 약 0.107입니다. 저속에서 계수가 크게 늘었다고 힘도 같은 비율로 늘지는 않습니다. 동압도 바뀌기 때문입니다. 같은 무게와 날개로 수평 비행하면 속도가 느릴수록 유도항력이 커집니다. 유해항력은 대체로 반대 경향이므로 가장 느리거나 가장 빠른 비행이 최소 전체 항력을 보장하지는 않습니다.

윙렛은 날개 끝의 하중 분포와 흐름을 바꿉니다. 공기가 끝을 돌아가는 것을 완전히 막는 마개가 아니고 양력을 만드는 비행기의 후류를 없애지도 않습니다. NASA는 윙렛을 장착한 보잉 707 계열 항공기의 비행 시험에서 연료 사용량이 6.5% 줄었다고 보고합니다. 특정 시험 프로그램의 결과이지 모든 여객기와 노선에 적용되는 절감률은 아닙니다. 같은 자료는 일부 작은 시험 형상이 표면적을 늘려 오히려 항력을 키웠다고 설명합니다.

여기 보이는 것은 단면이며 항공기 전체의 후류가 아닙니다. 유한 날개폭 보정은 숫자상의 양력 곡선에 반영되지만 색깔 흐름선은 날개 끝 와류를 계산하지 않습니다. 무대의 가까운 날개 끝에 그린 나선은 양력계수가 클수록 커지도록 규칙으로 그린 그림이며 계산한 후류가 아닙니다. 윙렛 조작은 없습니다. 설계자는 글라이더의 긴 날개나 공항 게이트의 날개폭 제한, 날개 굽힘 하중을 고려해 날개폭 확대와 끝 장치 사이에서 선택합니다. 항력 감소 이득은 추가 구조물과 공기에 닿는 면적의 비용을 감당해야 합니다.

공기가 희박하면 이륙 활주가 길어집니다

고도 슬라이더가 해수면에 있을 때 화면은 1.225 kg/m³를 씁니다. 슬라이더는 표준 대기를 따르며 에베레스트 높이인 8,849 m에서는 약 0.475 kg/m³가 됩니다. 종이 위 비교에서는 무게와 면적, 계수를 그대로 두고 ρ = 1.0 kg/m³라고 가정합니다. 같은 진대기속도에서 양력은 원래의 1.0 ÷ 1.225 = 0.816배가 됩니다. 같은 양력을 회복하려면 속도를 √(1.225 ÷ 1.0) = 1.107배로 높여야 합니다. 이 예에서 조밀한 공기 속 100 km/h에 해당하는 조건은 희박한 공기에서 진대기속도 약 111 km/h입니다. 이 밀도는 가정한 비교 조건이지 화면에 있는 고도 설정이 아닙니다.

지시대기속도는 계기가 감지하는 압력에 바탕을 둡니다. 계기 오차와 압축성 보정을 무시하면 밀도가 줄어도 같은 양력에 필요한 지시대기속도는 대략 같고 진대기속도는 커집니다. 바람이 없으면 대지속도도 커집니다. 숫자가 커졌다는 이유로 실속 여유가 늘었다고 해석하면 안 됩니다. 공기역학적으로 중요한 것은 동압과 받음각입니다.

FAA는 이와 관련된 대기 지표를 밀도고도라고 부릅니다. 높은 공항과 더운 날씨 모두 밀도고도를 높일 수 있습니다. 낮은 밀도는 추진 장치의 추력이나 출력도 줄일 수 있습니다. 그러면 더 높은 대지속도에 도달해야 하는데 가속은 약해져 이륙 활주가 길어집니다. 이륙 후 상승 성능도 나빠질 수 있어 활주로 너머에 장애물이 있을 때 중요합니다.

모든 활주로 거리에 더하는 공통 비율은 없습니다. 바람은 양력에 필요한 대기속도를 바꾸지 않고 대지속도를 바꿉니다. 경사와 노면은 가속을, 무게는 필요한 힘을 바꿉니다. 해당 성능표의 조건과 보정 규칙을 적용해야 합니다. 무대의 이륙 장면은 반올림한 모형 값으로 고도와 무게를 바꿀 뿐이며, 기온과 바람, 활주로 경사는 넣지 않았고 장애물 통과 거리도 계산하지 않습니다.

화면 조작으로 하는 실험

플랩을 0°로 놓고 받음각을 건드리지 않은 채 110 km/h와 220 km/h를 비교합니다. 동압이 네 배가 되므로 양력도 네 배가 되어야 합니다. 이것은 받음각 고정 실험이지 두 수평 비행 상태의 비교가 아닙니다. 그다음 받음각을 낮춰 양력을 무게와 맞추면 계수도 달라지므로 최종 힘에는 처음의 네 배 관계가 적용되지 않습니다.

다음에는 100 km/h를 유지하고 플랩 0°와 30°를 비교합니다. 각 경우에 빨간 양력 화살표가 검은 무게 눈금에 닿도록 받음각을 조절합니다. 플랩을 내렸을 때 더 작은 각도가 필요한 것이 캠버 증가 효과입니다. 공짜 양력을 뜻하지는 않습니다. 플랩은 항력도 늘리고 모형의 최대 계수와 실속 각도는 따로 정해져 있습니다. 화살표와 양력 곡선의 점을 함께 확인해야 꼭대기 뒤의 힘의 균형을 정상 운항 상태로 오해하지 않습니다.

마지막으로 3.5°에서 「시간 표시」를 켭니다. 우연히 마주 보는 점을 고르지 말고 함께 출발한 입자들을 잇는 주황색 선을 따라갑니다. 윗부분이 먼저 나갑니다. 이것은 같은 시간 도착설을 직접 시험하지만 모든 압력이나 하류의 운동량 유량을 측정하지는 않습니다. 압력 색은 같은 계산 흐름을 다른 방식으로 보여 줍니다. 색을 꺼도 물리 현상에서 압력이 사라지지는 않습니다.

각 화면의 한계도 구별해야 합니다. 「속 보기」는 하중을 받치는 스파와 리브를 보여 주며 공력 식을 바꾸지 않습니다. 흐름선은 정상 속도장 안의 경로이지 공기가 달리는 딱딱한 레일이 아닙니다. 실속 뒤의 박리 흐름은 설명용 그림입니다. 소용돌이가 그럴듯해도 측정한 난류나 항공기의 버핏 예측은 아닙니다.

무대를 직접 만질 수도 있습니다. 날개 자체를 끌면 받음각이 바뀌고, 빛나는 손잡이를 끌면 플랩을 내리고 슬랫을 내밀고 스포일러를 세웁니다. 슬랫을 내민 채 140 km/h에서 19°를 해 보세요. 맨 날개라면 이미 실속했을 각인데 슬랫이 있는 날개는 버팁니다. 180 km/h에서 스포일러를 세우면 받음각은 그대로인데도 양력이 무게 아래로 떨어집니다. 이륙 단추를 누르면 활주로로 바뀝니다. 세스나 172R, A320, 747-400, ASK 21 글라이더 중 하나와 무게, 공항 높이를 고르면, 이륙 자세의 양력이 무게에 닿는 순간 활주가 끝납니다. 이 모형에서 8,849 m의 A320은 최대 무게로는 4,000 m 활주로를 다 써도 뜨지 못하고, 가볍게 하면 뜹니다. 이 결과는 반올림한 모형 값이며 인증된 성능 수치가 아닙니다.