전익기
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1. 개요
전익기는 동체 없이 주 날개만으로 비행하는 항공기 설계를 의미한다. 20세기 초부터 연구가 시작되어, 저항 감소와 스텔스 성능 향상에 기여하며 군용 항공기 분야에서 활용되었다. 초기에는 안정성 문제로 실용화에 어려움을 겪었으나, 컴퓨터 제어 기술의 발전으로 B-2 폭격기 등 스텔스 항공기에 적용되었다. 전익기는 공기 저항 감소, 경량화, 넓은 내부 공간 확보 등의 장점을 가지지만, 기체 안정성 확보의 어려움, 설계의 복잡성, 높은 유지비 등의 단점도 존재한다. 최근에는 무인 항공기(UAV) 분야에서도 활용되고 있으며, 대한민국에서도 전익기 기술 연구가 진행 중이다.
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| 전익기 | |
|---|---|
| 개요 | |
 | |
| 유형 | 고정익기 |
| 역할 | 다양한 역할 (초기에는 폭격기) |
| 국가 | 독일 미국 (연구 및 개발) |
| 개발 및 설계 | |
| 설계자 | 발터 호르텐과 라이마르 호르텐 형제 |
| 개발 시작 | 1920년대 (글라이더 연구) |
| 주요 설계 특징 | 꼬리날개가 없는 디자인 동체와 날개가 통합된 형태 |
| 기술적 특징 | |
| 날개 디자인 | 후퇴익 (일반적으로) |
| 조종 방법 | 에일러론 (날개 끝 플랩) 스포일러 (일부 디자인) |
| 안정성 확보 | 자동 안정 장치 (일부 디자인) 날개 비틀림 (washout) |
| 역사 | |
| 초기 연구 | 글라이더 연구를 통해 시작 |
| 군사적 응용 | 2차 세계 대전 중 독일 공군에 의해 연구 장거리 폭격기 또는 전투기 |
| 주요 프로젝트 | 호르텐 Ho 229 (가장 잘 알려진 사례) 노스럽 그루먼 B-2 스피릿 (현대의 유사한 디자인) |
| 장점 및 단점 | |
| 장점 | 높은 양력 대 항력 비율 (고효율) 넓은 내부 공간 (연료, 화물) 레이더 반사 면적 감소 (스텔스 잠재력) |
| 단점 | 낮은 안정성 (자동 제어 시스템 필요) 조종 복잡성 특수한 날개 설계 필요 |
| 활용 분야 | |
| 군사 | 폭격기 전투기 정찰기 |
| 민간 | 연구용 항공기 고고도 장기 체공 항공기 (HALE) 미래형 항공기 디자인 연구 |
| 추가 정보 | |
| 관련 용어 | 전익기 무미익기 스텔스기 |
| 참고 자료 | 항공 역학 관련 서적 항공기 설계 관련 논문 관련 웹사이트 및 연구 자료 |
2. 역사
전익기 개념은 1876년 2월 16일, 프랑스 엔지니어 알퐁스 페노와 폴 고쇼가 ''항공기 또는 비행 항공기''에 대한 특허를 출원하면서 탄생했다.[5]
일반적인 비행기는 주익, 동체, 수직 꼬리 날개, 수평 꼬리 날개로 구성된다. 그러나 구성 요소가 많아지면 무게가 무거워지고 공기 저항도 증가한다. 따라서 주익만으로 구성되는 전익기의 개념이 고안되었으나, 설계상의 어려움이 많아 완전한 실용기는 B-2와 B-21뿐이다.
1950년대 초음속 항공기가 등장하면서, 승무원과 장비를 직접 수용하는 두꺼운 날개를 채택하는 개념은 초음속 비행에 최적화된 얇은 날개와 상충되어 군사적 관심이 줄었다. 그러나 1980년대 전익기의 낮은 레이더 반사 단면적 덕분에 다시 관심이 높아졌다.
2. 1. 초기 연구
테일리스 항공기는 초기 비행 시도부터 실험되어 왔다. 영국의 J. W. 던은 초기 개척자였으며, 그의 후퇴익 양엽기 및 단엽기 설계는 1910년 초부터 고유한 안정성을 보여주었다. 그의 연구는 G. T. R. 힐을 포함한 여러 다른 설계자에게 직접적인 영향을 미쳤으며, 1920년대와 1930년대 초에 웨스트랜드-힐 프테로닥틸로 알려진 일련의 실험적인 테일리스 항공기 설계를 개발했다.[5] 항공부로부터 주문을 받으려는 시도에도 불구하고, 프테로닥틸 프로그램은 Mk. VI에 대한 주문이 나오기 전에 1930년대 중반에 결국 취소되었다.독일의 후고 융커스는 1910년에 자체적인 날개만 있는 항공 수송 개념에 대한 특허를 받았으며, 이것을 적절한 승객 탑승 인원과 대서양을 정기적으로 횡단할 수 있을 만큼 충분한 연료를 운반할 수 있는 충분히 큰 여객기를 건설하는 문제에 대한 자연스러운 해결책으로 보았다. 그는 전익기의 잠재적으로 큰 내부 부피와 낮은 항력이 이 역할을 위한 분명한 설계라고 믿었다. 그의 깊은 코드 단엽기 날개는 그렇지 않으면 일반적인 융커스 J 1에 1915년 12월에 통합되었다. 1919년에 그는 두꺼운 날개 안에 승객을 앉히도록 설계된 "자이언트" JG1 설계에 착수했지만, 2년 후 연합 항공 통제 위원회는 독일 항공기에 대한 전후 크기 제한을 초과하여 미완성 JG1을 파괴하라고 명령했다. 융커스는 최대 1,000명의 승객을 위한 미래 지향적인 전익기를 구상했다. 이것이 현실에 가장 가까워진 것은 1931년 융커스 G.38 34인승 ''그로스플루크초이그'' 여객기였으며, 이는 연료, 엔진 및 두 개의 승객 객실을 위한 공간을 제공하는 크고 두꺼운 코드 날개를 특징으로 했다. 그러나 여전히 승무원과 추가 승객을 수용하기 위해 짧은 동체가 필요했다.
소련의 보리스 이바노비치 체라노프스키는 1924년에 테일리스 전익기 글라이더를 시험하기 시작했다. 1920년대 이후 체라노프스키와 같은 소련 설계자들은 스탈린 아래에서 독립적으로, 그리고 비밀리에 작업했다.[7] 재료 및 건설 방법의 획기적인 발전을 통해 BICh-3,[8] BICh-14, BICh-7A와 같은 항공기가 가능해졌다. 치제프스키와 안토노프와 같은 사람들도 당시 인기 있는 글라이더와 유사성 때문에 "동력 글라이더"로 지정된 BOK-5[9] (치제프스키) 및 OKA-33[10] (안토노프가 처음으로 제작)와 같은 항공기를 설계하면서 공산당의 주목을 받았다. 1932년에 체라노프스키가 개발한 BICh-11[11]은 1933년 제9회 글라이더 대회에서 호르텐 형제와 아돌프 갈란트와 경쟁했지만, 1936년 베를린 하계 올림픽에서는 시연되지 않았다.
독일에서 알렉산더 리피쉬는 먼저 테일리스 유형을 연구한 다음 점차 전익기로 이동했고, 호르텐 형제는 1930년대에 일련의 전익기 글라이더를 개발했다. H1 글라이더는 1933년에 부분적인 성공을 거두며 비행했으며, 후속 H2는 글라이더와 동력형 모두에서 성공적으로 비행했다.[12]
미국에서는 1930년대부터 잭 노스롭이 독자적으로 자체 설계를 연구했다. 노스롭 N-1M은 장거리 폭격기의 축소 모형으로 1940년에 처음 비행했다. 1941년에 노스롭은 172피트의 날개를 가진 매우 큰 4 엔진 전익기인 YB-35의 2개 샘플을 제작하는 개발 계약을 체결했다. 이 항공기의 개발 및 건설은 제2차 세계 대전 내내 계속되었다.[13]
1930년대의 다른 전익기 사례로는 프랑스인 샤를 파벨의 1933년 AV3 글라이더와 1937년에 비행한 미국의 프리엘 플라잉 윙 글라이더가 있다. 이는 직선 날개에 자체 안정화 에어포일을 특징으로 한다.
2. 2. 제2차 세계 대전
제2차 세계 대전 동안, 공기역학적 문제가 충분히 이해되어 일련의 생산 대표 프로토타입에 대한 작업이 시작되었다. 나치 독일에서 호르텐 형제는 전익기 구성을 강력하게 지지했으며, 당대에는 독특하게 프란틀의 새와 같은 "벨 모양의 양력 분포"를 사용하여 자체 설계를 개발했다.[14] 그들이 제작한 항공기 중 하나는 1941년과 1943년 사이에 소량 생산된 호르텐 H.IV 글라이더였다.[15] 몇몇 다른 전쟁 말기 독일 군사 설계는 초기 제트 엔진으로 구동되는 항공기의 매우 짧은 항속거리를 연장하기 위한 제안된 해결책으로 전익기 개념 또는 그 변형을 기반으로 했다.
호르텐 Ho 229 제트 전투기 프로토타입은 1944년에 처음 비행했다.[16] 이 기체는 전익기 설계를 두 개의 융커스 유모 004 제트 엔진과 결합했다. 1944년 3월에 처음 비행한 V2(V는 ''Versuch''의 약자) 프로토타입은 에르빈 질러가 조종했는데, 엔진 중 하나에서 화염이 발생하여 추락하면서 사망했다. 전쟁 종결 단계에서 이 유형을 고타 Go 229로 생산할 계획이 세워졌다. Go 229와 개량된 Go P.60을 야간 전투기를 포함한 여러 역할에 맞게 개발하려는 의도가 있었음에도 불구하고, 고타가 제작한 Go 229 또는 P.60은 완성되지 않았다. 비행하지 않은 거의 완성된 "V3" (세 번째 프로토타입)는 미군에 의해 포획되어 연구를 위해 반환되었고, 현재는 스미소니언 협회에 보관되어 있다.[17][18]
연합군은 또한 수직 꼬리 날개와 함께 기존의 타원형 양력 분포를 사용하여 이 분야에서 몇 가지 관련 발전을 이루었다. 1942년 12월, 노스롭은 제안된 장거리 폭격기의 1/3 축소 개발 항공기인 N-9M을 비행했다. 여러 대가 생산되었으며, 폭격기 프로그램이 종료된 후 한 대를 제외하고 모두 폐기되었다. 영국에서는 전쟁 중에 베인스 배트 글라이더가 비행했는데, 잠재적인 탱크를 임시 글라이더로 변환하기 위한 구성을 테스트하기 위한 1/3 축소 실험 항공기였다.[19]
1944년의 영국 암스트롱 휘트워스 A.W.52G는 대서양 횡단 노선을 운항할 수 있는 대형 전익기 여객기를 제안하기 위한 글라이더 테스트 베드였다.[20][34] A.W.52G는 나중에 암스트롱 휘트워스 A.W.52로 이어졌으며, 당시 고속을 낼 수 있는 완전 금속 제트 추진 모델이었다. 층류에 큰 주의를 기울였다.[34][21] 1947년 11월 13일에 처음 비행한 A.W.52는 실망스러운 결과를 낳았다. 첫 번째 프로토타입은 1949년 5월 30일에 인명 피해 없이 추락했으며, 이는 영국 조종사가 사출 좌석을 처음으로 비상 사용한 사건이었다. 두 번째 A.W.52는 왕립 항공 연구소에서 1954년까지 비행을 계속했다.[34]
2. 3. 전후
전후 시대에도 전익기에 대한 연구는 계속되었다. 1941년에 시작된 YB-35 장거리 폭격기 개발은 전쟁 기간 동안 지속되었고, 1946년에 시험 제작기가 비행했다. 이듬해에는 1947년형 YB-49로 제트 엔진을 장착하도록 개조되었다.[22] 초기에는 이 설계가 초기 터보제트의 높은 연료 소비량 때문에 느린 피스톤 폭격기 설계에 비해 항속 거리에서 큰 이점을 제공하지 못했지만, 대형 항공기의 속도 면에서는 새로운 영역을 개척했다.1949년 2월 9일, 캘리포니아주 에드워드 공군 기지에서 워싱턴 D.C. 인근의 앤드루스 공군 기지까지 비행하여 해리 트루먼 대통령에게 공군력을 과시했다. 이 비행은 4시간 20분 만에 이루어졌으며 대륙 횡단 속도 기록을 세웠다.[23] YB-49는 새로운 자동 조종 장치 시스템으로 해결되고 있었던 약간의 측면 안정성 문제를 보였지만, 더 크고 느린 B-36을 선호하면서 폭격기 버전은 취소되었다. 정찰 버전은 한동안 개발이 계속되었지만, 항공기는 생산에 들어가지 않았다.
소련에서는 BICh-26이 1948년에 초음속 제트 전익기 제작을 위한 최초의 시도 중 하나가 되었다.[24] 항공 저술가인 빌 건스턴은 BICh-26이 시대를 앞섰다고 언급했다.[25] 그러나 이 항공기는 소련 군부에 의해 채택되지 않았고, 체라노프스키와 함께 설계는 중단되었다.
몇몇 다른 국가들도 전익기 프로젝트를 진행하기로 결정했다. 터키는 그러한 국가 중 하나였으며, 터키 항공 협회 우착 파브리카시(Turk Hava Kurumu Ucak Fabrikasi)는 1948년 동안 THK-13 무미익 글라이더를 생산했다.[26][27] 여러 영국의 제조업체들도 이 시기에 이 개념을 탐구했다. 로이 채드윅이 설계한 핵무기를 탑재한 전략 폭격기인 Avro Vulcan의 초기 제안에서도 여러 전익기 배치를 탐구했지만, 최종 설계는 동체를 갖추었다.[28]
전익기는 화물 또는 승객을 위한 대형 수송 역할에 지속적인 관심을 받아왔다. 보잉, 맥도넬 더글러스, 암스트롱 휘트워스는 전익 여객기에 대한 설계 연구를 수행했지만, 아직 그러한 여객기는 제작되지 않았다.[34]
1950년대에 초음속 항공기가 등장하면서, 승무원과 장비를 직접 수용하는 두꺼운 날개를 채택하는 개념이 초음속 비행에 최적화된 얇은 날개와 직접적으로 상충되면서 군사적 관심은 빠르게 줄어들었다.
1980년대에는 전익기의 잠재적인 낮은 레이더 반사 단면적 때문에 전익기에 대한 관심이 다시 높아졌다. 스텔스 기술은 레이더파를 특정 방향으로만 반사하는 형상에 의존하므로, 레이더 수신기가 항공기에 상대적으로 특정 위치에 있지 않는 한 항공기를 탐지하기 어렵게 만든다. - 항공기가 이동함에 따라 지속적으로 변화하는 위치이다.[29] 이러한 접근 방식은 결국 전익 스텔스기 폭격기인 노스롭 그루먼 B-2 스피릿으로 이어졌다.[30][31] 이 경우, 전익기의 공기역학적 장점은 이 설계를 채택하는 주된 이유가 아니다. 그러나 현대 컴퓨터 제어 플라이 바이 와이어 시스템은 전익기의 많은 공기역학적 단점을 최소화하여 효율적이고 효과적으로 안정적인 장거리 폭격기를 만들 수 있게 한다.[32][33]
깊은 날개가 필요하기 때문에 전익기 개념은 주로 아음속 항공기에 채택된다. 날개가 화물이나 승객을 수용할 수 있을 정도로 깊은 대형 수송 역할에 이를 사용하는 데 지속적인 관심이 있었다. 보잉, 맥도넬 더글러스, 암스트롱 휘트워스를 포함한 여러 회사에서 전익 여객기에 대한 설계 연구를 수행했지만,[34] 2023년 현재까지는 그러한 여객기가 아직 제작되지 않았다.
양방향 전익기는 가변 형상 개념으로, 장스팬 아음속 날개와 단스팬 초음속 날개가 불균등한 십자 형태로 결합된 형태를 갖는다. 2011년에 제안된 이 설계는 저속 날개는 페이로드를 담을 수 있는 두껍고 둥근 에어포일을 가질 것이고 고효율을 위해 긴 스팬을 가질 것이며, 고속 날개는 얇고 날카로운 에어포일과 초음속 속도에서 낮은 항력을 위해 더 짧은 스팬을 가질 것이다. 이 항공기는 저속 날개를 기류에 가로질러 이륙하고 착륙한 다음, 고속 날개가 초음속 비행을 위해 기류를 향하도록 90도 회전할 것이다.[35] NASA는 이 제안에 대한 연구를 지원했다.[36] 이 설계는 낮은 파동 항력, 높은 아음속 효율 및 감소된 음파 폭발을 제공한다고 주장된다.
냉전 종식 이후, 전익기를 특징으로 하는 수많은 무인 항공기 (UAV)가 생산되었다. 여러 국가에서 이러한 플랫폼을 일반적으로 공중 정찰에 사용했다. 그러한 UAV에는 록히드 마틴 RQ-170 센티넬[37][38]과 노스롭 그루먼 턴이 있다.[39][40] 민간 기업도 페이스북 아퀼라와 같은 UAV를 대기 위성으로 실험했다.[41][42] 다쏘 뉴런,[43] 수호이 S-70 오호트니크-B,[44] DRDO 가탁, DRDO SWIFT 및 BAE 시스템 타라니스를 포함한 다양한 프로토타입 무인 전투 항공기 (UCAV)가 생산되었다.[45]
2. 4. 현대
1980년대에는 전익기의 잠재적인 낮은 레이더 반사 단면적 때문에 전익기에 대한 관심이 다시 높아졌다. 스텔스 기술은 레이더파를 특정 방향으로만 반사하는 형상에 의존하므로, 레이더 수신기가 항공기에 상대적으로 특정 위치에 있지 않는 한 항공기를 탐지하기 어렵게 만든다.[29] 이러한 접근 방식은 결국 전익 스텔스기 폭격기인 노스롭 그루먼 B-2 스피릿으로 이어졌다.[30][31] 이 경우, 전익기의 공기역학적 장점은 이 설계를 채택하는 주된 이유가 아니다. 그러나 현대 컴퓨터 제어 플라이 바이 와이어 시스템은 전익기의 많은 공기역학적 단점을 최소화하여 효율적이고 효과적으로 안정적인 장거리 폭격기를 만들 수 있게 한다.[32][33]깊은 날개가 필요하기 때문에 전익기 개념은 주로 아음속 항공기에 채택된다. 날개가 화물이나 승객을 수용할 수 있을 정도로 깊은 대형 수송 역할에 이를 사용하는 데 지속적인 관심이 있었다. 보잉, 맥도넬 더글러스, 암스트롱 휘트워스를 포함한 여러 회사에서 전익 여객기에 대한 설계 연구를 수행했지만,[34] 2023년 현재까지는 그러한 여객기가 아직 제작되지 않았다.
양방향 전익기는 가변 형상 개념으로, 장스팬 아음속 날개와 단스팬 초음속 날개가 불균등한 십자 형태로 결합된 형태를 갖는다. 2011년에 제안된 이 설계는 저속 날개는 페이로드를 담을 수 있는 두껍고 둥근 에어포일을 가질 것이고 고효율을 위해 긴 스팬을 가질 것이며, 고속 날개는 얇고 날카로운 에어포일과 초음속 속도에서 낮은 항력을 위해 더 짧은 스팬을 가질 것이다. 이 항공기는 저속 날개를 기류에 가로질러 이륙하고 착륙한 다음, 고속 날개가 초음속 비행을 위해 기류를 향하도록 90도 회전할 것이다.[35] NASA는 이 제안에 대한 연구를 지원했다.[36] 이 설계는 낮은 파동 항력, 높은 아음속 효율 및 감소된 음파 폭발을 제공한다고 주장된다.
냉전 종식 이후, 전익기를 특징으로 하는 수많은 무인 항공기 (UAV)가 생산되었다. 여러 국가에서 이러한 플랫폼을 일반적으로 공중 정찰에 사용했다. 그러한 UAV에는 록히드 마틴 RQ-170 센티넬[37][38]과 노스롭 그루먼 턴이 있다.[39][40] 민간 기업도 페이스북 아퀼라와 같은 UAV를 대기 위성으로 실험했다.[41][42] 다쏘 뉴런,[43] 수호이 S-70 오호트니크-B,[44] DRDO 가탁, DRDO SWIFT 및 BAE 시스템 타라니스를 포함한 다양한 프로토타입 무인 전투 항공기 (UCAV)가 생산되었다.[45]
3. 설계 및 기술적 특징
전익기는 동체와 수평 꼬리날개가 없는 항공기로, 승무원, 탑재물, 연료, 장비 등이 주 날개 구조 내부에 위치한다.[1] 이론적으로 전익기는 가장 공기역학적으로 효율적인 설계로 여겨지며, 높은 구조적 효율성으로 가벼운 무게와 높은 연비를 가진다.[2] 그러나 안정성과 제어의 어려움, 날개 두께 및 방향 안정성 확보 문제 등 여러 기술적 난관이 존재한다.
전통적인 안정 표면과 제어 표면이 없어 전익기는 불안정하고 제어하기 어렵다.[1] 조종사, 엔진, 비행 장비 및 탑재물을 날개 단면 깊이에 맞춰야 하므로 날개가 두꺼워져 항력이 증가할 수 있으며, 초음속에서는 이 문제가 더욱 심각해진다.[1] 또한, 방향 안정성을 확보하기 위해 수직 안정판을 부착하기 어려워 효율성이 떨어지고, 큰 면적을 필요로 하여 무게와 항력이 증가한다.[3]
이러한 문제들을 해결하기 위해 다양한 기술들이 적용되지만, 전익기는 잔잔한 공기에서 순항할 때 가장 효율적이며, 난기류나 잦은 기동 시에는 효율성이 떨어진다.
3. 1. 개요
전익기는 항공기의 일종으로, 명확한 동체나 수평 꼬리날개가 없으며, 승무원, 탑재물, 연료, 장비가 주 날개 구조 내부에 위치한다.[1] 전익기는 포드, 나셀, 블리스터, 붐 또는 수직 안정판과 같은 다양한 작은 돌출부를 가질 수 있다.
깨끗한 전익기는 이론적으로 고정익 항공기의 가장 공기역학적으로 효율적인(가장 낮은 항력) 설계 구성으로 제시된다. 또한 주어진 날개 깊이에 대해 높은 구조적 효율성을 제공하여 가벼운 무게와 높은 연비를 가능하게 한다.[2]
일반적인 비행기는 주익, 동체, 수직 꼬리 날개, 수평 꼬리 날개로 구성된다. 그러나 구성 요소가 많아진다는 것은 무게가 무거워지고 공기 저항도 증가한다는 것을 의미한다. 따라서 주익만으로 구성되는 전익기의 개념이 고안되었으나, 전익기는 설계상의 어려움이 많아 완전한 실용기가 된 것은 B-2와 B-21뿐이다.
3. 2. 엔지니어링 설계
전익기는 조종사, 엔진, 연료, 착륙 장치 등 여러 장비를 날개 안에 수납해야 하므로 일반적인 항공기보다 날개가 두껍게 설계된다. 하지만 두꺼운 날개는 정면 면적이 넓어져 공기 저항이 커지고 효율이 떨어진다. 이를 보완하기 위해 날개를 얇게 만들고 블리스터, 포드, 나셀, 핀 등을 추가로 장착하기도 한다.[1]초음속에서는 두꺼운 날개의 항력이 급격히 증가하여 얇은 날개가 필수적이다. 이러한 이유로 초음속 전익기는 아직 개발되지 못했다.[1]
3. 3. 방향 안정성
전익기는 효율적인 수직 안정판(꼬리 날개)을 부착할 공간이 부족하여 요(Yaw) 방향으로의 방향 안정성이 떨어지는 문제가 있다. 수직 꼬리날개는 날개 후방에 직접 부착해야 하는데, 공기역학적 중심에서 모멘트 암(moment arm)이 작아 비효율적이고, 효과를 보려면 면적이 커야 한다. 큰 수직 꼬리날개는 무게와 항력을 증가시켜 전익기의 장점을 상쇄할 수 있다.[3]이 문제를 해결하기 위해 날개 후퇴각을 크게 하거나, 날개 끝에 트윈 핀(twin fins)을 배치하는 방법을 사용할 수 있다. 예를 들어 낮은 종횡비의 델타익과 같은 방식이다. 하지만 효율 감소를 고려할 때, 많은 전익기는 완만한 후퇴각을 가지며, 결과적으로 불안정한 안정성을 가진다.[3]
후퇴익의 종횡비는 기류에 대한 요 각도에 따라 달라진다. 요는 선두 날개의 종횡비를 증가시키고 후미 날개의 종횡비를 감소시킨다. 충분한 후퇴각을 가지면, 팁 와류(tip vortices)와 교차 흐름으로 인한 차동 유도 항력(differential induced drag)이 항공기를 자연스럽게 재정렬하기에 충분하다.
또 다른 방법은 날개 끝 부분의 받음각을 줄이는 트위스트 또는 워시 아웃(wash-out) 기술을 사용하는 것이다. J. W. 던은 1913년에 이 원리를 발표했다.[3] 워시 아웃은 팁에서 양력을 감소시켜 루트비히 프란틀이 1933년에 설명한 날개 폭에 걸쳐 종 모양의 분포 곡선을 만들며, 이는 주어진 양력에 대해 무게와 항력을 최적화하는 데 사용될 수 있다.
날개 끝 부분을 상당한 하반각으로 아래쪽으로 기울이거나 꺾는 것도 해결책이 될 수 있다. 후퇴각 및 워시 아웃과 결합하면, 기존의 타원형 양력 분포에서 아래로 내려가는 엘레본은 유도 항력을 증가시켜 항공기가 회전에서 벗어나 요잉("역 요")을 일으킨다. 워시 아웃은 받음각이 감소함에 따라 순 공기역학적 벡터(양력 + 항력)를 앞으로 기울게 하며, 극단적인 경우 이는 순 앞으로의 추력을 생성할 수 있다. 엘레본에 의한 외부 양력의 복원은 회전하는 동안 날개의 후방(외부) 섹션에 약간의 유도 추력을 생성한다. 이 벡터는 본질적으로 후미 날개를 앞으로 당겨 "정 요"를 유발하여 자연스럽게 조종되는 회전을 만든다. 던은 1913년 영국 항공 학회 강연에서 이 효과를 "접선 이득"이라고 설명했다.[3] 정 요의 존재는 NASA가 프란틀-D 무미익 데몬스트레이터를 비행할 때까지 증명되지 않았다.[4]
일부 전익기 설계에서는 안정 날개 및 관련 제어 [방향타]가 너무 앞으로 위치하여 효과가 미미할 수 있으므로, [Yaw (rotation)|요] 제어를 위한 대안이 제공되기도 한다.
이 문제에 대한 해결책은 차동 항력이다. 즉, 한쪽 날개 끝 근처의 항력을 인위적으로 증가시켜 항공기가 해당 날개 방향으로 요잉되도록 한다. 일반적인 방법은 다음과 같다.
- 분할 에일러론: 윗면은 위로, 아랫면은 아래로 움직인다. 한쪽 에일러론을 분할하면 차동 에어 브레이크 효과가 발생하여 요잉을 유발한다.
- 스포일러: 윗 날개 표면의 스포일러 표면이 올라와 기류를 방해하고 항력을 증가시킨다. 이 효과는 양력 손실을 동반하며, 조종사 또는 자동으로 보상하는 설계 기능을 통해 보상해야 한다.
- 스포일러론: 양력을 감소시키는 역할도 하는 윗면 스포일러(에일러론을 위로 편향시키는 것과 동일)로, 항공기가 회전 방향으로 뱅크되도록 한다. 롤 각도는 날개 양력이 회전 방향으로 작용하도록 하여 항공기의 종축을 회전시키는 데 필요한 항력의 양을 줄인다.
차동 항력 방식은 항공기가 자주 기동할 경우 항력을 자주 발생시킨다. 따라서 전익기는 잔잔한 공기 중에서 순항할 때 가장 효율적이며, 난기류가 있거나 항로를 변경할 때는 기존 설계보다 효율성이 떨어질 수 있다.
3. 4. 요(Yaw) 제어
일부 전익기 설계에서는 안정 날개 및 관련 제어 방향타가 너무 앞으로 위치하여 효과가 미미할 수 있으므로, 요 제어를 위한 대안이 제공된다.이러한 요 제어 문제에 대한 한 가지 해결책은 차동 항력(differential drag)이다. 즉, 한쪽 날개 끝 근처의 항력을 인위적으로 증가시켜 항공기가 해당 날개 방향으로 요잉되도록 하는 것이다. 일반적인 방법은 다음과 같다.
- 분할 에일러론: 윗면은 위로 움직이고 아랫면은 아래로 움직인다. 한쪽의 에일러론을 분할하면 차동 에어 브레이크 효과가 발생하여 요잉을 유발한다.
- 스포일러: 윗 날개 표면의 스포일러 표면이 올라와 기류를 방해하고 항력을 증가시킨다. 이 효과는 일반적으로 양력 손실을 동반하며, 이는 조종사 또는 자동으로 보상하는 설계 기능을 통해 보상해야 한다.
- 스포일러론: 양력을 감소시키는 역할도 하는 윗면 스포일러(에일러론을 위로 편향시키는 것과 동일)로, 항공기가 회전 방향으로 뱅크되도록 한다. 롤 각도는 날개 양력이 회전 방향으로 작용하도록 하여 항공기의 종축을 회전시키는 데 필요한 항력의 양을 줄인다.
차동 항력 방식은 항공기가 자주 기동할 경우 항력을 자주 발생시킨다는 결과로 이어진다. 따라서 전익기는 잔잔한 공기 중에서 순항할 때 가장 효율적이다. 난기류가 있거나 항로를 변경할 때는 기존 설계보다 효율성이 떨어질 수 있다.
3. 5. 관련 설계
몇몇 관련 항공기들은 엄밀히 말해 전익기는 아니지만, 전익기로 묘사되기도 한다.[1]노스롭 플라잉 윙 (NX-216H)와 같은 일부 기종은 동체가 없지만, 테일 붐에 꼬리 안정판을 장착하고 있다.[2]
많은 행글라이더와 초경량 항공기는 꼬리가 없다. 전익기로 불리기도 하지만, 이들은 조종사(그리고 장착된 경우 엔진)를 날개 구조물 내부에 넣는 대신 날개 구조물 아래에 탑재하므로, 진정한 전익기는 아니다.[3]
급격하게 후퇴각을 가진 삼각익 형상과 깊은 중심 단면을 가진 항공기는 전익기, 혼합 날개 동체, 그리고/또는 양력 동체 형상 사이의 경계선에 해당한다.[4]
4. 장점 및 단점
전익기는 동체와 수평 꼬리날개가 없으며, 승무원, 탑재물, 연료, 장비 등이 주 날개 구조 내부에 위치한다. 이론적으로 전익기는 고정익 항공기 중 가장 공기역학적으로 효율적인 설계로, 낮은 항력과 높은 구조적 효율성을 통해 가벼운 무게와 높은 연비를 가능하게 한다.[2]
하지만, 순수한 형태의 전익기는 안정성이 부족하고 제어하기 어렵다는 단점이 있다. 이러한 문제를 해결하기 위한 노력은 전익기 설계의 장점을 감소시키거나 무효화할 수 있으며, 상업 항공기와 같은 특정 용도로는 안전하지 않은 설계를 초래할 수 있다.
조종사, 엔진, 비행 장비 및 탑재물을 날개 단면의 깊이에 맞추는 문제도 발생한다. 또한, 전익기는 요잉(Yaw) 방향의 방향 안정성을 확보하기 어렵다. 수직 안정판을 부착할 적절한 위치가 없어, 날개 후방에 직접 부착해야 하는데, 이는 비효율적이며 큰 면적을 필요로 하여 무게와 항력을 증가시킨다.
이러한 문제를 해결하기 위해 날개 후퇴각을 증가시키거나, 날개 끝 부분에 트윈 핀(twin fins)을 배치하는 방법을 사용할 수 있다. 또한, 날개 끝 부분의 받음각을 줄이는 트위스트 또는 워시 아웃(wash-out)을 사용하거나, 날개 끝 부분을 아래쪽으로 꺾어 측면에서 볼 때 항공기 후방의 면적을 늘리는 방법도 있다.
요(Yaw) 제어를 위해 차동 항력 방식을 사용하기도 한다. 이는 한쪽 날개 끝 근처의 항력을 인위적으로 증가시켜 항공기가 해당 날개 방향으로 요잉되도록 하는 방식이다. 분할 에일러론, 스포일러, 스포일러론 등이 사용된다. 하지만 이러한 방식은 항력을 자주 발생시켜, 잔잔한 공기에서 순항할 때는 효율적이지만 난기류가 있거나 항로를 변경할 때는 효율성이 떨어질 수 있다.
전익기의 장점과 단점은 다음과 같이 요약될 수 있다.
4. 1. 장점
; 전체 공기 저항 감소: 일반적인 비행기는 수평 꼬리 날개와 수직 꼬리 날개로 기체의 안정성을 확보한다. 그러나 이들과 동체와의 간섭으로 인해 공기 저항이 증가하기도 한다. 전익기는 동체와 꼬리 날개가 없어 일반 항공기보다 전체 공기 저항이 감소한다.
; 경량화
: 동체나 꼬리 날개 부분이 없기 때문에 무게가 가벼워진다. 또한 구조적으로도 간단해져 더 쉽게 경량화할 수 있다. 이러한 장점에 주목하여 제2차 세계 대전 말기부터 종전 직후의 제트 엔진 여명기에 많이 연구되었다.
; 내부 공간 증가
: 동체 자체가 양력을 발생시키는 주 날개가 되므로 내부 공간을 크게 확보할 수 있다. 승객 수를 늘린 여객기도 구상되고 있다.
; 높은 스텔스 성능
: 꼬리 날개와 같은 반사체가 적기 때문에 레이더 반사 면적이 작아 스텔스 성능이 높아진다. 이것은 부수적인 효과로, 전익기 시험 중에 밝혀진 것이다. 이것을 주 목적으로 만들어진 것은 미국 공군의 B-2 폭격기가 유일하다.
; 지면 효과 증대
: 큰 주 날개만 있는 기체이므로 지면 효과가 매우 높고, 단거리 이륙이 가능하다.
4. 2. 단점
; 기체 안정성 저하: 일반적인 날개 형태는 피칭 방향의 움직임에 대해 정적으로 불안정하다. 즉, 받음각을 증가시키거나 감소시키는 힘이 작용할 때 날개는 이를 악화시키는 모멘트가 발생한다. 일반적인 항공기에서는 수평 꼬리 날개를 부착하여 정적 안정성을 확보하지만, 전익기에서는 다른 방법을 통해 안정성을 얻을 필요가 있다. 주 날개만으로 정적 안정성을 확보하려면, 날개 형상을 연구하여 후퇴익으로 만들고 날개 끝에 비틀림을 주어 날개 끝을 수평 꼬리 날개로 사용하거나, S자 캠버를 가진 익형을 채용하여 후연 부근을 수평 꼬리 날개처럼 안정성을 위해 사용해야 한다. 그러나 어느 경우든 날개 면적당 양력은 줄어들어 효율이 떨어진다. 공기역학적으로 안정성을 얻는 대신 컴퓨터에 의한 자세 제어 (플라이 바이 와이어)를 사용하는 방법도 있다. B-2는 항상 컴퓨터에 의한 자세 제어를 수행하고 있다.[1]
: 수직 꼬리 날개가 없는 기체는 요잉 방향에 대해 안정성을 확보할 수 없으며, 피칭 방향의 경우와 달리 익형에 의해 안정을 확보할 수 없다. 후퇴각을 크게 하고 행글라이더처럼 큰 비틀림을 주거나, 저항이 발생하는 것은 감수하고 일종의 에어 브레이크인 드래그 러더를 항상 사용하거나, 좌우 엔진의 추력 제어를 포함한 컴퓨터 제어를 할 필요가 있다. B-2와 같은 후퇴각을 가진 전익기는 요 안정 확보를 위해, 통상 비행뿐만 아니라 이륙 시에도 공기 저항을 증가시키는 날개 끝의 드래그 러더를 약간 열어둔 상태로 비행한다.(높은 스텔스성이 요구되는 구역에서만 닫는다.) 또한 수직 꼬리 날개가 없는 전익기는 옆 미끄러짐에 대한 자립 안정성이 매우 약하여, 외란이나 편발 등으로 플랫 스핀 상태가 되면 자력으로 회복하는 것은 거의 불가능하다.[1]
; 설계의 어려움
: 상기 단점을 극복할 수 있도록 통상적인 기체에는 없는 전익기 특유의 설계를 할 필요가 있다. B-2는 기체 설계에 슈퍼컴퓨터를 이용하고 있다.
; 착륙에 긴 활주로가 필요하다.
: 지면 효과가 매우 강한 형상이기 때문에 착륙 시 조종사의 예상보다 더 길어져 오버런하기 쉽다. 또한 꼬리 날개가 없기 때문에 주 날개에 유효한 플랩을 부착하기 어렵다.(만약 통상적인 기체처럼 플랩을 내리면 강렬한 기수 하강 상태가 되기 때문이다.)
; 생산성이 낮고 유지비가 높다.
: 동체·날개의 일부라도 동일 단면이거나, 가늘고 긴 형상을 다른 곳에서 만들어 운반(주로 공수)해와서 조립하는 재래식 기체에 비해, 전익기는 각 부재가 다른 곳과 공용할 수 없는 복잡한 전용 3차원 형상이 되기 쉽고, 제조 지그류도 증가하며, 공원의 교육 공수도 높아, 공업 제품으로서 다른 곳에서 만들어 운반해와서 조립하는 공법이 어렵다. 제조 라인도 재래식 기체와는 완전히 다르다. 결과적으로 가격이 높아지기 쉽다.
: 수리용 교환 부품의 품목 수도 증가하기 쉽다. 피칭 방향의 움직임에 대해 정적으로 불안정하기 때문에, 엔진은 날개 아래에 배치할 수 없으며, 날개 내부에 수납된 엔진의 정비는, 날개 아래에 엔진이 매달린 재래식 기체보다 비용이 많이 든다. 결과적으로 유지비도 높아지기 쉽다.
5. 주요 기체 목록
- 던/쇼트 형제 공동 개발
- * 던 D.5
- 호르텐 형제
- * Ho 229 (Ho IX)
- 노스롭 (현 노스롭 그루먼)
- * YB-35/XB-35
- * YB-49
- * XP-79
- * B-2 스피릿
- * B-21 레이더
- * X-47
- * Northrop Grumman RQ-180|노스롭 그루먼 RQ-180영어
- 기타
- * 파셋 모빌
- * A-12
- * RQ-170 센티넬
- * RQ-3 다크스타
- * X-45C
- * X-48
- * 팬텀 레이
- * 가야바식 무미익 글라이더
- * 다쏘 nEUROn
- * BAE Systems Taranis|BAE 시스템 타라니스영어
- * 리젠
- * 스캐트
- * S-70 오호트니크-B
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