본문으로 이동

지면 효과

위키백과, 우리 모두의 백과사전.

항공기에서 지면 효과(ground effect)는 항공기의 날개가 지면(육지 또는 수면)에 가까워질 때 발생하는 공기 역학적 항력 감소 현상이다.[1] 지면 효과는 고정익기, 회전익 항공기, 수직 이착륙기/단거리 이착륙기, 그리고 지상 차량과 관련이 있다. 지면 효과는 항력을 40~50% 감소시켜 항공기의 양항비를 20~30으로 향상시키는데, 이는 일반 항공기의 15~20에 비해 높은 수치이다.[2]

지면 효과 비행의 주요 이점은 유도항력을 줄이는 것이다. 날개가 지면과 같은 표면에 가까울수록 지면 효과를 받는다고 할 때, 항력은 더 적게 발생한다. 항공기가 지면 효과에 들어가면 표면이 하강류를 밀어내어 항력을 줄인다.

이륙 시 지면 효과는 항공기가 상승 속도로 가속하는 동안 "뜨게" 하여 마찰을 줄일 수 있다.[3]

차량 종류

[편집]

회전익 항공기의 경우, 지면 근처에서 호버링할 때 로터에 가해지는 항력이 지면 효과로 인해 감소한다. 무게가 무거울 때 지면 효과 내에서 정지 상태로 이륙할 수는 있지만, 지면 효과 내에서 비행으로 전환할 수는 없다. 헬리콥터 조종사에게는 지면 효과 내(IGE) 및 지면 효과 밖(OGE)에서 헬리콥터를 호버링하는 데 대한 제한을 보여주는 성능 차트가 제공된다. 이 차트는 지면 효과로 인해 발생하는 추가 양력 이점을 보여준다.[4]

팬 및 제트 추진 수직 이착륙(VTOL) 항공기의 경우, 호버링 시 지면 효과는 기체에 흡입 및 분수 양력을 유발할 수 있으며, 엔진이 자체 배기가스를 흡입하면 호버링 추력이 손실될 수 있는데, 이를 고온 가스 흡입(HGI)이라고 한다.[5][6]

고정익기

[편집]

항공기가 지면이나 수면 위에서 항공기의 날개 길이의 약 절반 이하의 높이로 비행할 때 종종 눈에 띄는 지면 효과가 발생한다. 그 결과 항공기의 유도항력이 낮아진다. 이는 주로 지면 또는 수면이 날개끝 와류의 생성을 방해하여 날개 뒤의 하향류뿐만 아니라 날개 앞의 상향류를 감소시키기 때문에 발생한다.[7][8] 날개가 지면에 가까울수록 지면 효과는 더 뚜렷해진다. 지면 효과 내에 있을 때 날개는 동일한 양의 양력을 생성하기 위해 더 낮은 받음각을 필요로 하며, 동시에 날개는 항력 감소를 경험한다. 풍동 테스트에서 받음각과 대기 속도가 일정하게 유지될 때 양력 계수가 증가하며,[9] 이는 항력 감소와 결합되어 조종사가 경험하는 "부유 효과"를 설명한다.[10]

저익기는 고익기보다 지면 효과에 더 큰 영향을 받는다.[11] 상향류, 하향류 및 날개 끝 와류의 변화로 인해 지면 효과 내에서 정압원의 국부 압력 변화로 인해 대기 속도 시스템에 오차가 발생할 수 있다.[9]

회전익 항공기

[편집]

호버링하는 로터가 지면 근처에 있을 때 로터를 통과하는 공기의 하향 흐름은 지면에서 0으로 감소한다. 이 조건은 후류의 압력 변화를 통해 디스크까지 전달되어 주어진 디스크 하중(면적당 로터 추력)에 대해 로터로의 유입을 감소시킨다. 이는 특정 블레이드 피치 각도에 대해 추력 증가를 제공하거나, 또는 추력에 필요한 동력을 감소시킨다. 과부하된 헬리콥터가 IGE에서만 호버링할 수 있는 경우, 지면 효과 내에서 먼저 전진 비행으로 전환하여 지면에서 벗어날 수 있다.[12] 지면 효과의 이점은 속도와 함께 빠르게 사라지지만, 유도 동력 또한 빠르게 감소하여 안전한 상승을 가능하게 한다.[13] 일부 초기 동력 부족 헬리콥터는 지면에 가깝게만 호버링할 수 있었다.[14] 지면 효과는 단단하고 매끄러운 표면에서 최대가 된다.[15]

수직 이착륙기

[편집]

지면 효과 내에서 0 및 저속으로 작동하는 수직 이착륙기에는 흡입(suckdown)과 분수 양력(fountain lift)이라는 두 가지 효과가 내재되어 있다. 세 번째인 고온 가스 흡입(hot gas ingestion, HGI)은 바람이 부는 조건에서 또는 역추진 작동 중에 지상에 있는 고정익기에도 적용될 수 있다. 수직 이착륙기가 IGE에서 얼마나 잘 호버링하는지(들어 올리는 무게 측면에서)는 기체에 대한 흡입, 동체 하단에 대한 분수 충돌, 그리고 엔진으로의 HGI로 인한 흡입구 온도 상승(ITR)에 달려 있다. 흡입은 기체에 대한 하향력으로 엔진 양력에 반하여 작용한다. 분수 흐름은 엔진 양력 제트와 함께 상향력으로 작용한다. HGI 문제의 심각성은 ITR 수준이 엔진 추력 손실로 변환될 때 명확해지는데, 흡입구 온도 상승 12.222 °c당 3~4%의 추력 손실이 발생한다.[16][17]

흡입은 호버링 시 양력 제트에 의해 항공기 주변의 공기가 유입되는 결과이다. 또한 자유 공기(OGE)에서도 발생하여 동체와 날개 아래쪽의 압력을 줄여 양력 손실을 유발한다. 지면에 가까울수록 유입이 강화되어 더 큰 양력 손실을 발생시킨다. 분수 양력은 항공기에 두 개 이상의 양력 제트가 있을 때 발생한다. 제트가 지면에 부딪혀 퍼진다. 동체 아래에서 만나면 섞이면서 위로만 이동하여 동체 아래쪽에 부딪힌다. [18] 위쪽으로 향하는 모멘텀이 얼마나 잘 옆으로 또는 아래쪽으로 전환되는지가 양력을 결정한다. 분수 흐름은 곡선형 동체 하부를 따라 흐르며 위쪽 방향으로 일부 모멘텀을 유지하므로 양력 개선 장치가 장착되지 않는 한 완전한 분수 양력이 포착되지 않는다.[19] HGI는 엔진으로 유입되는 공기가 차가운 공기보다 더 뜨겁고 밀도가 낮기 때문에 엔진 추력을 감소시킨다.

초기 수직 이착륙 실험 항공기는 엔진 배기가스를 배출하고 HGI로 인한 추력 손실을 방지하기 위해 개방형 격자에서 작동했다.

초기 수직 이착륙 기술을 연구하기 위해 제작된 벨 X-14는 더 긴 랜딩 기어 다리로 항공기를 들어 올려 흡입 효과를 줄이기 전까지는 호버링할 수 없었다.[20] 또한 HGI를 줄이기 위해 천공 강철로 된 높은 플랫폼에서 작동해야 했다.[21] 다소 미라주 IIIV 수직 이착륙 연구 항공기는 흡입 및 HGI 효과를 피하기 위해 엔진 배기가스가 항공기에서 멀리 떨어지도록 하는 격자에서만 수직으로 작동했다.[22]

P.1127에 나중에 장착된 하부 스트레이크는 저고도 호버링 시 하부의 흐름을 개선하고 압력을 증가시켰다. 생산형 해리어 GR.1/GR.3 및 AV-8A 해리어에 동일한 위치에 장착된 건 포드도 동일한 효과를 냈다. AV-8B 및 해리어 II를 위해 추가 양력 개선 장치(LIDS)가 개발되었다. 양력 강화 분수가 항공기에 부딪히는 하부 영역을 둘러싸기 위해 건 포드 아래쪽에 스트레이크가 추가되었고, 스트레이크 전면부 사이의 틈을 막기 위해 힌지식 댐을 내릴 수 있었다. 이는 1200 lb의 양력 이득을 제공했다.[23]

록히드 마틴 F-35 라이트닝 II F-35B의 무장칸 내부 도어는 엔진 및 팬 양력 제트에 의해 생성된 분수 흐름을 포착하고 IGE에서 흡입에 저항하기 위해 열린다.

지면 효과 내에서의 날개 실속

[편집]

실속 받음각은 자유 공기에서보다 지면 효과 내에서 약 2~4도 더 작다.[24][25] 흐름이 분리되면 항력이 크게 증가한다. 항공기가 너무 낮은 속도에서 이륙 시 과도하게 회전하면 증가된 항력으로 인해 항공기가 지면에서 이륙하지 못할 수 있다. 두 대의 더 해빌런드 DH.106 코멧이 과도한 회전으로 활주로를 벗어났다.[26][27] 한쪽 날개 끝이 지면 효과 내에서 실속하면 제어력을 잃을 수 있다. 걸프스트림 G650 비즈니스 제트의 인증 시험 중 시험 항공기는 예측된 IGE 실속 받음각을 초과하는 각도로 회전했다. 과도한 회전으로 한쪽 날개 끝이 실속하고 의도하지 않은 롤링이 발생하여 측면 제어력을 압도하여 항공기 손실로 이어졌다.[28][29]

위그선

[편집]

몇몇 차량들은 지면 효과 비행의 성능 이점을 탐구하기 위해 설계되었는데, 주로 수면 위에서 운항한다. 표면에 매우 가깝게 비행하는 운항상의 단점은 광범위한 적용을 방해했다.[30]

같이 보기

[편집]

각주

[편집]

내용주

[편집]
  1. ↑ Gleim 1982, 94쪽.
  2. ↑ “Hundred Passenger Wing in Ground Effect Seaplane by 2030 For Hawaii Routes | NextBigFuture.com” (미국 영어). 2025년 8월 9일. 2025년 8월 17일에 확인함.
  3. ↑ Dole 2000, 70쪽.
  4. ↑ 〈Chapter 7 - Helicopter Performance〉 (PDF). 《Helicopter Flying Handbook》. Federal Aviation Administration. 2020.
  5. ↑ Raymer, Daniel P. (1992). 《Aircraft Design: A Conceptual Approach》 (PDF) 2판. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. ISBN 0-930403-51-7. 2019년 7월 4일에 원본 문서 (PDF)에서 보존된 문서. 2019년 12월 26일에 확인함. Section 20.6
  6. ↑ Saeed, B.; Gratton, G.B. (2010). 《An evaluation of the historical issues associated with achieving non-helicopter V/STOL capability and the search for the flying car》 (PDF). 《The Aeronautical Journal》 114. 94쪽.
  7. ↑ Aerodynamics for Naval Aviators. RAMESH TAAL, HOSUR, VIC. Australia: Aviation Theory Centre, 2005.
  8. ↑ Pilot's Encyclopedia of Aeronautical Knowledge 2007, pp. 3-7, 3-8.
  9. 1 2 Dole 2000, 3–8쪽.
  10. ↑ Hurt, H (1965). 《Aerodynamics for Naval Aviators》 1965판. University of Southern California. 379-383쪽.
  11. ↑ Flight theory and aerodynamics, p. 70
  12. ↑ HANDBOOKS, OPERATIONAL READINESS, MISSION PROFILES, PERFORMANCE (ENGINEERING), PROPULSION SYSTEMS, AERODYNAMICS, STRUCTURAL ENGINEERING, Defense Technical Information Center (1974)
  13. ↑ “Aerodynamics of ROTOR CRAFT”. 《ABBOTTAEROSPACE.COM》. 2016년 4월 12일. 2–6쪽.
  14. ↑ Basic Helicopter Aerodynamics, J. Seddon 1990, ISBN 0 632 02032 6, p.21
  15. ↑ 《Rotor raft Flying Handbook》 (PDF). Federal Aviation Administration. 2000. 3–4쪽. 2016년 12월 27일에 원본 문서 (PDF)에서 보존된 문서. 2021년 11월 3일에 확인함.
  16. ↑ Hall, Gordon R. (1971). MODEL TESTS OF CONCEPTS TO REDUCE HOT GAS INGESTION IN VTOL LIFT ENGINES(NASA CR-1863) (PDF) (보고서). Nasa. 4쪽.
  17. ↑ Krishnamoorthy, V. (1971). AN ANALYSIS OF CORRELATING PARAMETERS RELATING TO HOT-GAS INGESTION CHARACTERISTICS OF JET VTOL AIRCRAFT (PDF) (보고서). NASA. 8쪽.
  18. ↑ Raymer 1992, 551, 552쪽.
  19. ↑ Mitchell, Kerry (1987). 《Proceedings of the 1985 NASA Ames Research Center's Ground-Effects Workshop (NASA Conference Publication 2462)》. Nasa. 4쪽.
  20. ↑ The X-Planes, Jay Miller1988, ISBN 0 517 56749 0, p.108
  21. ↑ Ameel, Frederick Donald (1979). “Application of Powered High Lift Systems to STOL Aircraft Design”. 14쪽. S2CID 107781224.
  22. ↑ Williams, R.S. (1985). 《Addendum to AGARD report no. 710, Special Course on V/STOL Aerodynamics, an assessment of European jet lift aircraft》. AGARD report; no. 710, addendum. 4쪽. ISBN 9789283514893.
  23. ↑ Harrier Modern Combat Aircraft 13, Bill Gunston1981, ISBN 0 7110 1071 4, p.23,43,101
  24. ↑ "The NTSB’s John O’Callaghan, a national resource specialist in aircraft performance, noted that all aircraft stall at approximately 2-4 deg. lower AOA [angle of attack] with the wheels on the ground." (from NTSB Accident Report concerning loss of a swept wing business-class jet airplane in April 2011) Thin Margins in Wintry Takeoffs AWST, 24 December 2018
  25. ↑ Ranter, Harro. “ASN Aircraft accident de Havilland DH-106 Comet 1A CF-CUN Karachi-Mauripur RAF Station”. 《aviation-safety.net》.
  26. ↑ Aerodynamic Design Of Transport Aircraft, Ed Obert 2009, ISBN 978 1 58603 970 7, pp.603–606
  27. ↑ Staff writers (2019년 10월 25일). “Reprise: Night of the Comet | Flight Safety Australia”.
  28. ↑ “Crash During Experimental Test Flight Gulfstream Aerospace Corporation GVI (G650), N652GD Roswell, New Mexico April 2, 2011” (PDF). 《www.ntsb.gov》.
  29. ↑ From NTSB Accident Report: Flight test reports noted "post stall roll-off is abrupt and will saturate lateral control power." The catastrophic unrecoverable roll of the aircraft in the Roswell accident was due in part to the absence of warning before the stall in ground effect.
  30. ↑ Understanding Aerodynamics - Arguing From The Real Physics, Doug McLean 2013, ISBN 978 1 119 96751 4, p.401

참고 자료

[편집]

외부 링크

[편집]
원본 주소 "https://ko.wikipedia.org/w/index.php?title=지면_효과&oldid=41146843"