스톨

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1. 개요

스톨(Stall)은 항공역학에서 받음각이 임계 받음각을 초과할 때 날개 윗면의 공기 흐름이 박리되어 양력이 감소하고 항력이 증가하는 현상이다. 실속은 받음각에만 의존하며 속도와는 직접적인 관련이 없지만, 항공기가 느리게 비행할수록 실속 속도가 낮아진다. 실속은 후연, 전연, 박익, 동적, 심각한 실속, 익단 실속 등 다양한 종류로 분류되며, 항공기의 종류와 비행 상태에 따라 다르게 나타난다. 실속은 급격한 기동, 착빙, 난기류 등 여러 요인에 의해 발생할 수 있으며, 스핀(Spin)과 같은 위험한 상황을 초래할 수 있다. 이를 방지하기 위해 공기역학적 비틀림, 실속 스트립, 와류 발생기, 스틱 푸셔, 실속 경고 장치 등 다양한 장치가 사용된다. 실속 발생 시에는 기수를 내려 받음각을 감소시키는 것이 일반적인 회복 절차이며, 조종사는 실속을 인식하고, 피하며, 복구하는 훈련을 받는다.

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스톨
현상 개요
정의	날개(에어포일)를 포함한 물체 주위의 공기 흐름이 분리되어 급격한 양력 감소를 일으키는 현상
특징	정상적인 비행 능력을 상실하게 됨

2. 정의 및 원리

실속(Stall)은 항공역학에서 받음각이 특정 지점을 넘어 증가할 때 양력이 감소하는 현상을 말한다. 이 현상이 발생하는 각도를 '임계 받음각'이라고 부른다.^[4] 임계 받음각은 날개의 형태, 평면형, 가로세로비 등 여러 요인에 따라 달라지지만, 대부분 아음속 날개에서는 상대풍을 기준으로 8~20도 범위에 있다.

실속은 날개 윗면의 공기 흐름이 흐름 박리되면서 발생한다. 이는 공기가 압력이 높아지는 방향으로 흐르면서 나타나는 현상이다.^[5] 날개 윗면의 기류는 코안다 효과에 의해 날개 표면을 따라 흐르며, 이로 인해 날개 윗면의 압력이 낮아져 양력이 발생한다. 그러나 받음각이 커지면 경계층 박리 현상으로 인해 기류가 날개 윗면을 따라 흐르지 못하게 된다.^[81]

일반적인 항공기의 날개는 받음각이 커짐에 따라 양력 계수와 항력 계수가 함께 증가한다. 하지만 양력 계수는 실속 받음각 근처에서 최대치에 도달한 후 감소하고, 항력 계수는 급격히 증가하여 양항비가 크게 떨어진다. 실속 직후에는 양력 계수가 여전히 크지만, 항력 계수가 크게 증가하여 기체가 감속하고, 날개의 기류가 불안정해져 조종이 어려워진다. 이는 추락으로 이어질 수 있는 위험한 상황이다.

2. 1. 받음각과 양력의 관계

캠버 날개의 받음각과 양력의 관계를 보여주는 예시. 정확한 관계는 일반적으로 풍동에서 측정되며, 날개 단면에 따라 달라진다. 항공기 날개의 관계는 평면 형상과 가로세로비에 따라 달라진다.

그래프는 임계 받음각에 도달했을 때 가장 많은 양력이 발생한다는 것을 보여준다. 20세기 초 항공에서는 이 지점을 "버블 포인트"라고 불렀다. 이 경우 이 각도는 17.5도이지만, 날개마다 다르다. 특히, 공기역학적으로 두꺼운 날개 (두께 대 익현 비율이 약 10%)의 경우, 임계 각도는 동일한 캠버를 가진 얇은 날개보다 높다. 대칭 날개는 임계 각도가 낮지만 (역비행에서도 효율적으로 작동한다). 그래프는 받음각이 임계 각도를 초과하면 날개가 생성하는 양력이 감소하는 것을 보여준다.

이러한 종류의 그래프 정보는 풍동에서 날개 모델을 사용하여 수집된다. 항공기 모델은 일반적으로 실제 크기의 기계가 아닌 관계로, 자유 비행과 동일한 레이놀즈 수 영역 (또는 스케일 속도)에서 데이터가 수집되도록 특별한 주의가 필요하다. 높은 받음각에서 상부 날개 표면으로부터의 흐름 박리는 낮은 레이놀즈 수에서는 실제 항공기의 높은 레이놀즈 수에서의 흐름 박리와는 매우 다르다. 특히 높은 레이놀즈 수에서는 관성력이 점성력보다 우세하기 때문에 흐름이 날개에 더 오래 붙어 있는 경향이 있으며, 점성력은 결국 공기역학적 실속으로 이어지는 흐름 박리의 원인이 된다. 이러한 이유로, 더 낮은 속도와 실제 항공기의 소규모 모델에서 수행된 풍동 결과는 종종 공기역학적 실속 받음각을 과대 평가하는 경향이 있다.^[11] 고압 풍동은 이 문제에 대한 한 가지 해결책이다.

일반적으로, 임계 각도 이상의 받음각에서 항공기의 안정적인 작동은 불가능하다. 왜냐하면 임계 각도를 초과한 후, 날개로부터의 양력 손실은 항공기의 기수를 하강시켜 받음각을 다시 감소시키기 때문이다. 이러한 기수 하강은 조작 입력과는 관계없이, 조종사가 실제로 항공기를 실속시켰음을 나타낸다.^[12]^[13]

실속은 흐름 박리에 의해 발생하며, 이는 다시 압력이 증가하는 것에 반하여 공기가 흐르기 때문에 발생한다.

날개는 받음각이 작은 범위에서는 날개 윗면의 기류가 코안다 효과에 의해 끌려가 날개 표면에 따라 흐르고, 날개 위쪽의 공기 압력이 저하되어 날개 아래쪽과의 공기 압력 차이로 양력을 발생시키지만, 받음각을 크게 하면 경계층 박리 현상으로 기류가 날개 윗면에 따라 흐르지 않게 된다. 이 상태를 '''실속'''이라고 하며, 그 때의 받음각을 '''실속 받음각'''이라고 한다.^[81]

일반적인 항공기의 날개는 받음각을 크게 하면 양력 계수와 항력 계수가 받음각에 비례하여 서서히 증가하지만, 양력 계수는 실속 받음각 부근에서 최대치가 되고 감소하는 반면, 항력 계수는 급증하므로 양항비가 급감한다.

실속 직후의 양력 계수는 크지만, 항력 계수의 증가로 기체가 감속하므로 양력이 줄어들고, 또 날개의 기류가 흐트러지기 때문에 기체의 조종이 곤란하여 추락으로 이어질 수 있는 위험한 상태가 된다.

3. 실속의 종류

실속은 발생 위치와 특성에 따라 여러 종류로 나눌 수 있다. 날개는 레이놀즈 수와 받음각에 따라 다음과 같은 과정을 거쳐 실속에 이르게 된다.^[81]

# 받음각이 커지면, 유속이나 받음각이 큰 일부 영역에서 작은 규모의 경계층 박리가 발생한다.

# 박리와 재부착이 반복되는 버펫 현상이 나타난다. 이로 인해 날개가 진동하여 조종사는 실속에 가까워지고 있음을 인지할 수 있다.

# 받음각이 더 커지면 박리 영역이 확대되어 실속 상태가 된다. 실속에서 회복하려면 날개의 받음각을 실속각보다 상당히 작게 해야 한다.

# 받음각을 더 크게 하면 양력 계수는 다시 증가하지만, 항력 계수가 매우 커서 양항비가 좋지 않다.

일반적인 항공기의 날개는 받음각을 크게 하면, 양력 계수와 항력 계수가 받음각에 비례하여 서서히 증가한다. 그러나 양력 계수는 실속 받음각 부근에서 최대가 되었다가 감소하는 반면, 항력 계수는 급증하여 양항비가 급격히 감소한다.^[81]

실속 직후에는 양력 계수가 크지만, 항력 계수의 증가로 기체가 감속하여 양력이 줄어든다. 또한 날개의 기류가 흐트러져 기체 조종이 어려워 추락으로 이어질 수 있다.^[81]

대기 속도 저하로 인해 실속 현상이 발생할 수 있다. 속도가 줄어들면서 양력이 부족해지면 항공기는 하강하기 시작하고, 이때 날개에 부딪히는 기류가 비스듬해져 받음각이 커지면서 실속 상태가 된다. 이 경우 속도를 올리면 실속에서 회복되지만, 기수를 내려 받음각을 감소시키는 것이 더 확실한 방법이다. 하강을 통해 속도가 증가하면 다시 수평 비행으로 전환할 수 있지만, 이를 위해서는 충분한 고도가 필요하다.^[81]

3. 1. 날개 위치에 따른 분류

익단 실속은 날개 끝에서 먼저 실속이 발생하는 현상이다. 테이퍼익이나 후퇴익에서 주로 발생하며, 착륙 등의 저속 시에 익단 조종면(에일러론 등)을 크게 움직였을 경우에 발생하기 쉽고, 항공기가 매우 위험한 상태가 된다.^[81]

직사각형 날개나 전진익에서는 날개 뿌리에서 먼저 실속이 발생하는 익근 실속이 일어난다. 익근 실속은 날개 뿌리에서 시작하여 익단 방향으로 이동하며, 최종적으로 날개 전체 또는 일부가 실속하게 된다.^[81]

후퇴익은 내부 날개보다 외부 패널에서 더 높은 양력 계수를 가지므로, 외부 패널이 먼저 최대 양력에 도달하여 실속을 시작한다. 이는 후퇴/테이퍼 날개와 관련된 하향류 패턴에 의해 발생한다.^[69]

익단 실속 방지 방법은 다음과 같다.^[81]

테이퍼익에서는 테이퍼비를 작게 한다 (날개 뿌리와 익단의 시위 길이의 비율을 작게 한다).
주 날개의 날개 뿌리에서 익단에 걸쳐 주 날개에 비틀림 강하를 준다.
날개 뿌리와 익단의 익형을 바꿈으로써 공기역학적인 비틀림 강하를 준다.
후퇴익이나 삼각익에서는 전연에 도그 투스나 소우 커트 등의 절입 형상을 설치하거나, 날개 자체에 볼텍스 제너레이터나 경계층 판을 부착한다.
익단 쪽에 전연 슬랫 등의 주 날개로부터 기류의 박리를 방지하는 장치를 부착한다.

3. 2. 발생 특성에 따른 분류

다음은 발생 특성에 따른 실속의 종류이다.

'''후연 실속'''(Trailing-edge stall): 날개 뒷전에서 서서히 박리가 일어나는 실속으로, 비교적 완만한 양력 감소를 보인다.
'''전연 실속'''(Leading-edge stall): 날개 앞전에서 급격하게 박리가 발생하는 실속으로, 급격한 양력 감소를 유발한다.
'''박익 실속'''(Thin airfoil stall): 얇은 날개에서 발생하는 실속으로, 전연 실속과 유사하지만 박리된 흐름이 다시 부착되는 특징이 있다.
'''동적 실속(Dynamic stall)''': 에어포일이 급격하게 받음각을 변화시킬 때 발생하는 비선형, 비정상 공기역학적 효과이다. 헬리콥터, 날갯짓 날개, 풍력 터빈 등에서 발생한다.
'''심각한 실속(Deep stall, Super stall)''': T-테일 항공기에서 주로 발생하는 위험한 실속으로, 주 날개의 난류 와류가 수평 안정판을 덮어 엘리베이터 조종이 불가능해지는 현상이다.^[43]

4. 실속의 원인 및 위험성

실속은 받음각에만 의존하며, 속도에는 의존하지 않는다.^[24] 항공기가 느리게 비행할수록 항공기 무게와 동일한 양력을 생성하는 데 필요한 받음각이 커진다.^[25] 속도가 더 감소하면 어느 시점에서 이 각도가 임계(실속) 받음각과 같아지는데, 이 속도를 "실속 속도"라고 한다.

위 그림에서 볼 수 있듯이, 임계 받음각에 도달했을 때 가장 많은 양력이 발생한다. 이 각도는 날개마다 다르지만, 일반적으로 공기역학적으로 두꺼운 날개는 얇은 날개보다 임계 각도가 높다. 임계 각도를 초과하면 날개가 생성하는 양력이 감소한다.

실속은 주로 다음과 같은 복합적인 요인으로 인해 발생한다.

'''대기 속도 저하:''' 항공기 조종 시 대기 속도가 낮아지면 양력 부족으로 인해 항공기가 하강하기 시작한다. 이때 날개에 정면으로 부딪히던 기류가 비스듬히 아래에서 부딪히게 되어 받음각이 커지고 실속 상태가 된다.
'''급격한 기동:''' 고정익 항공기가 급격한 선회, 상승, 하강 등의 기동을 할 때 날개에 높은 하중이 가해지고 받음각이 급격하게 변하면서 실속이 발생할 수 있다.
'''착빙:''' 날개 표면에 얼음이 얼면 날개 형태가 변형되고 표면이 거칠어져 실속 속도가 증가하고 임계 받음각이 감소한다.
'''난기류:''' 심한 난기류는 항공기의 받음각을 불규칙하게 변화시켜 실속을 유발할 수 있다.

실속 상태에 빠지면 양력이 감소하고 항력이 증가하여 항공기 조종이 어려워지고 추락으로 이어질 수 있다. 따라서 조종사는 실속을 방지하고, 실속 발생 시 신속하게 회복하는 방법을 숙지해야 한다.

실속 특성은 익형, 익현 두께, 날개 면 하중, 익형 평면 형상 (직사각형 날개, 테이퍼 날개 등)에 따라 크게 달라진다. 일반적으로 실속하기 쉬운 익형은 일단 실속하면 받음각이 크게 감소할 때까지 회복되지 않아 기수를 크게 아래로 향하게 되어 고도를 잃게 된다.

4. 1. 저속 및 고받음각

고정익 항공기는 속도와 관계없이 날개가 임계 받음각을 초과하면 실속이 발생한다.^[24] 항공기가 느리게 비행할수록 항공기 무게와 동일한 양력을 생성하는데 필요한 받음각이 커진다.^[25] 속도가 더 감소하면 어느 시점에서 이 각도가 임계(실속) 받음각과 같아지는데, 이 속도를 "실속 속도"라고 한다. 실속 속도로 비행하는 항공기는 상승할 수 없으며, 실속 속도 이하로 비행하는 항공기는 하강을 멈출 수 없다. 속도를 먼저 높이지 않고 받음각을 증가시켜 상승하려는 시도는 실속을 초래한다.

일반적인 항공기의 날개는 받음각을 크게 하면, 양력 계수와 항력 계수가 받음각에 비례하여 서서히 증가하지만, 양력 계수는 실속 받음각 부근에서 최대가 되고 감소하는 반면, 항력 계수는 급증하므로, 양항비가 급감한다.

실속 직후의 양력 계수는 크지만, 항력 계수의 증가로 기체가 감속하므로 양력이 줄어들고, 날개의 기류가 흐트러지기 때문에 기체의 조종이 곤란하여 추락으로 이어질 수 있는 위험한 상태가 된다.

이착륙 시에는 큰 받음각을 취하기 때문에, 실속이 발생하기 쉽고 고도도 낮기 때문에 대처가 늦어져 추락에 이르는 가능성도 높다. 현대에는 실속 받음각에 도달하기 전에 조종사에게 경고를 발하는 실속 경보 장치가 탑재되어 있는 기종이 많다.

4. 2. 급격한 기동

고정익 항공기는 급격한 선회, 상승, 하강 등의 기동을 할 때 날개에 높은 하중이 가해지고 받음각이 급격하게 변하면서 실속이 발생할 수 있다.^[20] 1g에서 받음각을 증가시키기 위해 조종간을 뒤로 당기면 일반적으로 항공기가 상승하지만, 급격한 선회나 강하에서 벗어나는 상황과 같이 더 높은 g-힘을 받는 경우에는 날개가 이미 더 높은 받음각에서 작동하고 있다. 이때 조종간을 뒤로 당겨 g-하중을 더 증가시키면 항공기가 높은 속도로 비행하더라도 실속각을 초과할 수 있다.^[20]

경사 선회에서 필요한 양력(힘)은 항공기 무게에 선회를 수행하는 데 필요한 구심력을 제공하기 위한 추가 양력을 더한 것과 같다.^[32]^[30]

:

L = nW

(여기서 L = 양력, n = 하중 계수 (선회 시 1보다 큼), W = 항공기 무게)

추가 양력을 얻으려면 양력 계수와 받음각이 동일한 속도에서 수평 비행일 때보다 더 높아야 한다. 실속은 항상 동일한 임계 받음각에서 발생하므로,^[31] 하중 계수를 증가시키면(예: 선회를 좁힘) 임계 각도는 더 높은 속도에서 도달한다.^[32]^[33]^[34]^[35]

:

V_\text{st} = V_\text{s} \sqrt n

(여기서 V_st = 실속 속도, V_s = 수평 비행 시 항공기의 실속 속도, n = 하중 계수)

다음 표는 뱅크각과 하중 계수의 제곱근 사이의 관계를 보여준다.

뱅크각	$\sqrt n$
30°	1.07
45°	1.19
60°	1.41

예를 들어 뱅크각이 45°인 선회에서 V_st는 V_s보다 19% 더 높다.

미국 연방 항공국(FAA) 용어에 따르면, 위의 예는 소위 '''선회 비행 실속'''을 보여주는 반면, ''가속''이라는 용어는 단지 ''가속 선회 실속''을 나타내는 데 사용되며, 이는 지정된 속도로 항공 속도가 감소하는 선회 비행 실속이다.^[36]

강력한 프로펠러 항공기가 엔진 토크에 대한 반작용으로 기울어지는 경향은 가속 실속의 위험을 초래한다. 미쓰비시 MU-2와 같은 항공기가 실속 속도에 근접하여 비행하는 경우, 최대 출력의 갑작스러운 적용은 비행기를 기울어지게 하여 조종사가 의도적으로 선회를 시작하지 않았더라도 선회 비행에서 가속 실속을 유발하는 것과 동일한 공기역학적 조건을 만들 수 있다. 이러한 항공기의 조종사는 이러한 조건에서 가속 실속으로부터 안전하게 회복하기가 매우 어렵기 때문에 저고도 및 저속에서 전력의 갑작스럽고 급격한 증가를 피하도록 훈련받는다.^[37]

저고도 선회 비행 실속과 관련된 주목할 만한 사고의 예는 1994년 페어차일드 공군 기지 B-52 추락 사고이다.

4. 3. 착빙

날개 표면에 얼음이 얼면 날개 형태가 변형되고 표면이 거칠어져 실속 속도가 증가하고 임계 받음각이 감소한다.

4. 4. 난기류

심한 난기류는 항공기의 받음각을 불규칙하게 변화시켜 스톨을 유발할 수 있다.^[17]

4. 5. 스핀 (Spin)

스핀은 항공기가 요(yaw) 축을 중심으로 회전하는 비대칭 실속의 특수한 형태이다. 스핀은 항공기가 실속되고 비대칭 요 모멘트가 가해질 때 발생할 수 있다.^[17] 요 모멘트는 공기역학적 요인(옆미끄럼 각, 러더, 에일러론에서 발생하는 유해한 요), 추력 관련 요인(p-factor, 다중 엔진 비센터라인 추력 항공기에서 작동하지 않는 엔진 하나), 또는 심한 난기류 등에서 발생할 수 있다. 스핀이 발생하면 한쪽 날개가 다른 쪽보다 먼저 실속되고, 항공기가 회전하면서 빠르게 하강한다. 일부 항공기는 조종사의 올바른 제어 입력(요를 멈춰야 함)과 하중 없이는 스핀에서 회복하기 어렵다.^[18] 어렵거나 불가능한 실속-스핀 복구 문제에 대한 새로운 해결책은 탄도 낙하산 복구 시스템에서 제공된다.

5. 실속 경고 및 방지 장치

현대 항공기는 실속을 방지하고 안전한 비행을 돕기 위해 다양한 경고 및 방지 장치를 장착하고 있다. 기종에 따라 실속 특성은 다르지만, 각 기종은 감항 당국의 요구 사항을 충족해야 한다. 예를 들어, 쇼트 벨파스트 대형 화물기는 영국 공군에서 허용된 미미한 노즈 다운 특성을 가졌지만, 민간 요구 사항을 충족하기 위해 스틱 푸셔를 장착해야 했다.^[21]

실속은 받음각에만 의존하며, 속도에는 의존하지 않는다.^[24] 그러나 항공기가 느리게 비행할수록 항공기 무게와 동일한 양력을 생성하는 데 필요한 받음각이 커진다.^[25] 속도가 더 감소하면 어느 시점에서 이 각도가 임계(실속) 받음각과 같아지는데, 이 속도를 "실속 속도"라고 한다.

실제 실속 속도는 항공기의 무게, 고도, 구성, 수직 및 측면 가속도에 따라 달라진다. 프로펠러 슬립스트림은 날개 위로의 흐름에 에너지를 공급하여 실속 속도를 줄인다.^[26]

속도 정의는 다양하며 다음 표와 같다.

용어	설명
V_S	항공기가 실속을 정의하는 것으로 간주되는 특성을 나타내는 속도.^[26]
V_S0	착륙 구성에서 실속 속도 또는 최소 정상 비행 속도. 최대 연장 착륙 플랩 설정에서 무추력 실속 속도.^[26]
V_S1	지정된 구성에서 얻은 실속 속도 또는 최소 정상 비행 속도. 지정된 플랩 설정에서 무추력 실속 속도.^[26]

비행 시험 목적으로 속도계에는 흰색 호의 하단은 최대 중량에서 V_S0을, 녹색 호의 하단은 최대 중량에서 V_S1을 나타낼 수 있다. 항공기의 V_S 속도는 설계에 의해 계산되지만, V_S0 및 V_S1 속도는 비행 테스트를 통해 경험적으로 입증되어야 한다.^[28]

고정익 항공기는 실속을 방지하거나 지연시키기 위해 다음과 같은 장치를 장착할 수 있다.

'''공기역학적 비틀림''' (워시 아웃): 날개 끝 부분 근처의 앞전이 아래로 비틀린 날개에 도입될 수 있다.
'''실속 스트립''': 날개 앞전에 부착된 작은 날카로운 장치.

카나드가 후미 대신 피치 제어에 사용되는 경우, 카나드는 날개보다 약간 더 큰 받음각에서 기류를 만나도록 설계된다. 따라서 항공기 피치가 비정상적으로 증가하면 카나드가 먼저 실속하여 기수가 떨어져 날개가 임계 받음각에 도달하는 것을 방지한다.

대부분의 군용 전투기에는 조종사의 계기 내에 받음각 지시계가 있어 조종사가 항공기가 실속 지점에 얼마나 가까이 있는지 정확히 알 수 있다. 최신 여객기 계측 장치도 받음각을 측정할 수 있지만, 이 정보는 조종사의 디스플레이에 직접 표시되지 않고 실속 경고 표시기를 구동하거나 비행 컴퓨터에 성능 정보를 제공할 수 있다(플라이 바이 와이어 시스템의 경우).

5. 1. 경고 장치

실속 경고 장치는 조종사에게 항공기가 실속 상태에 가까워지고 있음을 알려주는 장치이다. 주요 장치는 다음과 같다.

실속 경고 시스템: 임계 받음각에 근접하면 경고음, 진동 등으로 조종사에게 경고한다.^[73] 대부분의 항공기는 조종사에게 임박한 실속을 경고하기 위해 이러한 장치를 갖추고 있다.^[73] 가장 간단한 형태는 압력 센서나 스위치에 의해 작동하는 금속 탭으로, 가청 경고음을 낸다.^[73]
받음각 지시계: 받음각을 시각적으로 표시하여 조종사가 실속 상황을 인지하도록 돕는다. 경비행기용 'AlphaSystemsAOA'나 '양력 여유 지시계'는 압력 차이 계기로, 실속 초과 여유나 받음각을 즉각적으로 보여준다. General Technics CYA-100은 자기 결합 베인을 통해 실제 받음각을 표시한다. 이러한 지시계는 항공기 속도, 바람 조건 등의 변화에 즉시 반응하며, 무게, 고도, 온도를 자동 보정한다.^[73]
스틱 셰이커: 조종간을 진동시켜 조종사에게 실속 위험을 경고하는 기계 장치이다.^[73]

실속 경고 시스템은 전용 받음각 센서를 포함한 다양한 센서와 시스템의 입력을 받는다. 실속 및 받음각(AOA) 프로브의 막힘, 손상 등은 시스템의 신뢰성을 떨어뜨리고, 스틱 푸셔, 자동 조종 장치 등의 오작동을 유발할 수 있다.^[74]

5. 2. 방지 장치

스틱 푸셔 (Stick pusher): 조종간을 자동으로 앞으로 밀어 받음각을 감소시켜 실속을 방지하는 기계 장치이다. "실속 식별 장치" 또는 "실속 식별 시스템"으로도 불린다.^[73]
와류 발생기 (Vortex generator): 날개 윗면에 설치하는 작은 금속 또는 플라스틱 조각으로, 경계층에 에너지를 공급하여 기류 분리 및 실속을 지연시킨다.^[71]
실속 스트립 (Stall strip): 날개 앞전에 부착하는 작은 장치로, 날개의 특정 위치에서 먼저 실속이 시작되도록 유도하여 실속 특성을 개선한다. 날개 뿌리 근처에 부착하면 실속을 부드럽게 만들고, 날개 끝 근처에 부착하면 실속 시 항공기가 날개를 떨어뜨리도록 유도한다.
윙 펜스 (Wing fence): 날개 윗면에 코드 방향으로 설치되는 판으로, 분리된 흐름이 날개를 따라 진행되는 것을 막아 익단 실속을 방지한다.^[72]
실속 방지 스트레이크: 날개 상단 표면에 와류를 생성하는 앞전 연장으로, 실속을 지연시킨다.
스틱 셰이커: 실속 시작을 경고하기 위해 조종사의 조종 장치를 흔드는 기계 장치이다.
실속 경고: 실속 속도에 접근하면 부저를 울리는 전자 또는 기계 장치이다. 대부분의 항공기는 이러한 장치를 갖추고 있어 조종사에게 임박한 실속을 경고한다.^[73]
받음각 지시계: 저속 범위에서 사용 가능한 양력을 시각적으로 표시하는 장치로, 속도, 받음각, 바람 조건 변화에 즉시 반응하며 항공기 무게, 고도, 온도를 자동으로 보정한다.
받음각 제한기: 조종사의 입력을 통해 항공기가 실속 각도를 초과하여 상승하는 것을 자동으로 방지하는 비행 컴퓨터이다. 일부는 조종사가 비활성화할 수 있다.

6. 실속 회복 절차

날개는 받음각이 작은 범위에서는 날개 윗면의 기류가 코안다 효과에 의해 끌려가 날개 표면에 따라 흐르지만, 받음각이 커지면 경계층 박리 현상으로 기류가 날개 윗면에 따라 흐르지 않게 된다. 이 상태를 실속이라고 하며, 이때의 받음각을 실속 받음각이라고 한다.^[81]

실속 직후에는 항력의 증가로 기체가 감속하여 양력이 줄어들고, 날개의 기류가 흐트러져 기체 조종이 어려워 추락으로 이어질 수 있는 위험한 상태가 된다.

실속 시의 자세 회복 조작은 기본적으로 엔진 출력을 높여 속도를 올리고, 기수를 내려 주익의 받음각을 작게 하는 것이다. 따라서 실속하면 기수가 내려가는 비행기 설계가 더 안전하다. 현대에는 실속 받음각에 도달하기 전에 조종사에게 경고를 발하는 실속 경보 장치가 탑재되어 있는 기종이 있다.

7. 실속과 관련된 기타 현상

제트 엔진의 압축기에서 발생하는 실속 현상을 서징(Surging)이라고 한다. 서징은 공기 흐름이 불안정해져 엔진 성능을 떨어뜨리고, 심하면 엔진을 손상시킬 수 있다.
선회 실속(Rotating stall)은 터보 기계의 저유량 영역에서 발생하는 실속 현상이다. 실속 영역이 날개 사이를 회전하며 전파되는 특징을 가진다.

8. 한국의 실속 연구 및 관련 사건

대한민국은 항공 안전을 위해 실속 관련 연구 및 기술 개발에 지속적인 투자를 하고 있다. 한국항공우주연구원(KARI) 등 연구기관에서는 실속 예측, 방지 기술, 회복 절차 등에 대한 연구를 수행하고 있다.

8. 1. 관련 사건 (예시)

Deep stall^영어 (초실속)은 특정 항공기 설계, 특히 T-테일 구성 및 후방 장착 엔진을 가진 제트 항공기에 영향을 미치는 위험한 유형의 실속이다. 이러한 설계에서, 실속된 주 날개의 난류 와류, 나셀-파일론 와류 및 동체에서 발생하는 와류^[44]는 수평 안정기를 "덮어" 엘리베이터의 효능을 떨어뜨리고 항공기가 실속에서 회복하는 것을 방해한다.^[43]

다음은 심각한 실속과 관련된 주요 사건들이다.

발생일	사건명	기종	비고
1953년 6월 11일	글로스터 재블린 (WD808) 추락	글로스터 재블린(영국 군용기 일련 번호)	"고정된" 실속으로 인해 추락.^[52]
1962년 3월 23일	핸들리 페이지 빅터 XL159 추락	핸들리 페이지 빅터	"안정된 실속"으로 인해 추락.^[54]
1963년 10월 22일	BAC 1-11 G-ASHG 추락	BAC 1-11	심각한 실속으로 인해 추락, 승무원 사망.^[56] 이 사고로 스틱 셰이커 설치 등 항공기 변경이 이루어짐.
1966년 6월 3일	호커 시들리 트라이던트 G-ARPY 추락	호커 시들리 트라이던트	심각한 실속으로 인해 손실.^[57]
1972년 6월 18일	영국 유럽 항공 548편(British European Airways Flight 548) G-ARPI 추락	호커 시들리 트라이던트	승무원의 상황 인식 부족 및 실속 복구 시스템 비활성화로 심각한 실속 발생 (스테인스 재난).^[58]
1980년 4월 3일	캐나다 에어 챌린저 프로토타입 추락	캐나다 에어 챌린저	심각한 실속 후 양쪽 엔진 화염 방출, 시험 조종사 1명 사망.^[59]
1993년 7월 26일	캐나다 에어 CRJ-100 추락	캐나다 에어 CRJ-100	비행 시험 중 심각한 실속으로 손실.^[60]
2005년	웨스트 캐리비안 항공 708편 추락	맥도넬 더글러스 MD-82	심각한 실속으로 인한 것으로 추정.
2009년 6월 1일	에어 프랑스 447편 추락	에어버스 A330	조종사의 실속 대처 미숙이 주요 원인 중 하나로, 자동화 시스템에 대한 과도한 의존과 수동 비행 능력 유지의 중요성을 강조.

보잉 727은 비행 시험에서 심각한 실속에 진입했지만, 조종사가 기체를 점차 더 높은 뱅크 각도로 흔들어 회복할 수 있었다고 보고되었다.^[61]

카나드 구성 항공기도 심각한 실속에 빠질 위험이 있으며, 두 대의 벨로시티 XL(Velocity) 항공기와 파이퍼 어드밴스드 테크놀로지 PAT-1, N15PT가 심각한 실속으로 추락했다.^[64]

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