양력

최근 수정 시각:

파일:나무위키+유도.png   태양을 기준으로 만든 달력인 양력(陽曆)의 자세한 내용은 태양력 문서를 참고하십시오.


1. 개요2. 양력의 발생 원리3. 양력의 계산4. 잘못된 양력 이론
4.1. '긴 경로 (동시통과)' 이론4.2. 물수제비 이론4.3. 벤츄리 관을 이용한 설명4.4. 시동와류를 이용한 설명4.5. 코안다 효과의 부적절한 적용
5. 양력의 응용6. 다른 양력


揚力 / Lift

1. 개요[편집]

양력이란 엄밀히 말하자면 '유체의 흐름 방향에 대해 수직으로 작용하는 힘'이다. 밀도차이에 의하여 생기는 부력은 물체나 물체 주변에 있는 유체(물이나 공기 등)이 가만히 있어도 생기지만, 양력은 반드시 물체건 유체건 둘 중 하나가 움직여야 생긴다는 점이 다르다. 이 때문에 유체의 '흐름'에 대해 수직이란 단서를 달아둔다. 발생원인은 유체의 흐름이 변화하면서 생기는 압력의 차이이다. 물체는 평상시에는 모든 방향에 대해서 일정한 압력을 받고 있다. 그러나 만약 한쪽 방향의 압력이 높아지거나, 반대로 압력이 낮아지면 결국 압력이 낮은 쪽 방향으로 밀리는 힘을 받게 된다. 새나 곤충, 비행기, 헬리콥터 등 대부분의 우리주변에 날아다니는 것들은 이 양력을 이용해 날고 있다.

대표적인 것이 항공기의 날개.

양력이나 영어의 lift 모두 위로 떠오른다는 의미지만, 사실 공학적인 정의는 유체의 흐름에 수직이므로 반드시 그 방향이 중력에 반대방향일 필요는 없다. 실제로 항공기가 선회할 때는 자세를 그쪽 방향으로 기울이는데, 이는 양력방향을 기울이기 위해서다. 양력 방향이 대각선 왼쪽 방향이 되면 비행기 입장에서는 왼쪽 방향으로 미는 힘, 즉 구심력이 생겨서 원운동을 하게 되는 셈. 양력은 어디까지나 유동에 수직하여 발생하며 중력방향과는 무관하기 때문에 가능한 일이다. 심지어 비행기를 뒤집으면 별다른 조작이 없는 경우 비행기는 지면 방향으로 양력을 만들게 된다. 단 배면비행 상태를 유지하기 위해서 보통은 조종사가 받음각을 조절하여 양력이 비행기 입장에서 아래쪽 방향(즉 전체적으로는 떠오르는 방향)으로 만들도록 할 수 있다.

2. 양력의 발생 원리[편집]

양력은 물체 표면에 작용하는 압력의 합력의 수직성분이다. 간단히 말하면 윗면과 아랫면의 압력차라고 할 수 있다. 공기가 존재하는 이상 날개에는 모든 방향에서 공기의 압력이 작용한다. 그런데 날개 위쪽의 압력이 상대적으로 약하고 아래쪽의 압력이 상대적으로 높다면 결과적으로 날개 전체 입장에서는 위에서 누르던 압력이 아래에서 누르던 압력보다 약해져서 날개가 위로 떠오르게 되는 셈이다.

날개의 위 아래에서 압력차이가 생기는 이유는 날개의 모양과 받음각에 관계가 있다. 날개의 단면은 보통 위로 굽은 형상이거나(이 굽은 정도를 캠버(camber)라고 한다.), 위아래 형상이 같은 경우라도 받음각(공기 흐름에 대한 날개 단면의 각도)을 가지면 양력이 발생한다. 받음각과 굽은 날개의 형상은 모두 유체의 흐름을 꺾이게 하는 것이 목적이다.
먼저 다음의 경우를 생각해보자. 공기흐름과 평행한 평판이 있는데 그 평판의 뒤쪽은 내리막길처럼 아래로 꺾여있다. 공기는 평판을 따라 흐르다가 평판이 아래로 꺾이는 지점에서 똑같이 그 흐름이 아래로 꺾인다. 이 꺾이는 부분은 '굽어지는 흐름'에서 가장 안쪽이 된다. 와류의 중심부는 압력이 낮아지는데, 이때 꺾이는 부분은 회전의 중심에 가까우며 이는 와류의 중심부에 가깝다는 것을 의미한다. 즉 압력이 낮아지게 된다.
그럼 반대로 평판이 있는데 이번엔 오르막길처럼 위로 꺾인 부분을 생각해보자. 공기는 평판을 따라 흐르다가 평판방향과 마찬가지로 위로 꺾인다. 이번에는 이 꺾이는 부분이 '굽어지는 흐름'에서 가장 바깥쪽이 된다. 앞서 말했듯이 공기흐름이 굽어 흐를 때는 중심부가 가장 압력이 낮다. 그런데 이 경우 흐름의 중심부는 저 위쪽 어딘가, 주변 대기압과 공기가 같은 부분이 된다. 그러므로 이 흐름이 위로 굽어지는 부근은 굽어짐의 중심부 압력인 대기압보다 높아져야 한다. 결과적으로 이경우에는 반대로 굽어지는 부분이 압력이 높아진다.

이것을 이제 각각 날개의 위/아랫면으로 생각해보자. 아래로 굽어진 흐름은 날개 윗면이고 위로 굽어진 흐름을 뒤집으면 날개 아랫면이 된다.

즉 날개 주변의 공기흐름은 굽어 흐름으로써 위아래 압력차이가 생긴다. 이것을 표현한 그림이 아래의 그림이다.

파일:attachment/양력/e9.png

그림에서 A와 B 부분을 따져보면, 굽어짐의 중심부인 B, 즉 날개 윗면이 A보다 압력이 더 낮다. 그리고 C와 D에서는 C가 압력이 더 낮다. 그런데 A와 C는 날개에서 충분히 먼 지점으로 모두 주변 대기압과 같다. 즉 이를 종합하면 압력은 B<A=C<D가 된다. 결론적으로 날개 주변 압력에서 B<D이므로 날개는 위로 떠오르려 하게 된다.

와류의 중심에서 압력이 낮다는 것은 뉴턴의 법칙만으로도 설명할 수 있다.
간단히 설명하자면 F=maF=ma에서 aa를 구심가속도로 하여 F=mv2rF=\frac{m*v^2}{r}로 표현할 때, 압력의 변화로 인하여 생기는 힘을 F=dpdAF=-dp*dA로 표현한다.
이때 유동질량 m을 m=ρdV=ρdAdhm=\rho*dV=\rho*dA*dh로 표현할 수 있는데, 이를 위 식에 대입하면 F=ρdAdhv2r=dpdAF=\frac{\rho*dA*dh*v^2}{r}=-dp*dA가 된다.
여기서 식을 정리하면 ρv2r=dp/dh\frac{\rho*v^2}{r}=-dp/dh인데, 즉 반지름 rr이 유한하면 수직방향에 대해 압력에 변화량이 생긴다는 의미가 되고, 안쪽으로 갈 수록 압력이 낮아짐을 보여준다.

중고등학교에서 베르누이 원리를 가르치면서 양력의 원리를 설명하려고 하는데 앞에서 갈라진 유동이 뒤에서 만나야 하니 위쪽의 유동의 속도가 더 빠르고 베르누이 정리에 따라 위쪽의 압력이 낮다는 식으로 설명한다. 이런식으로 설명하는 것은, 교과과정에 나와있는 속도가 빨리지면 압력이 낮아진다를 적용해서 양력을 설명하기 좋기 때문이라고 생각된다. 하지만 이러한 설명은 문제가 있는데, 우선 베르누이의 방정식은 같은 유선에서만 성립하기 때문에 위와 아래로 갈라진 두 유선에 대해 베르누이 방정식을 적용하여 설명하는 것은 부적절하다. 위키피디아를 인용하면, 베르누이 방정식은 "흐르는 유체에 대하여 유선(streamline) 상에서 모든 형태의 에너지의 합은 언제나 일정하다."를 잘 설명한다고 말하고 있다. 무엇보다 앞에서 갈라진 유동이 뒤에서 동시에 만나지 않는다는 문제가 있는데, 자세한 내용은 아래의 틀린 양력의 원리를 (긴경로 (또는 동시통과) 이론) 참고. [1]

한편 이러한 의문을 가질수도 있다. 왜 날개 윗면의 공기흐름은 날개의 모양새를 따라 아래로 꺾어지는가? 얼핏 보면 날개 아랫면이야 공기흐름이 날개를 뚫고 지나갈 수 없으므로 날개모양대로 아래로 꺾이지만, 날개 윗면을 흐르는 공기는 날개모양을 따라 아래로 꺾일 이유가 없어 보인다. 총알을 위로 기울어진 평판에 쏘면 총알이 평판에 부딪혀 위로 꺾일지는 몰라도, 아래로 꺾어진 평판을 만난다고 총알이 평판모양을 따라 아래로 커브를 돌진 않을 것이다. 하지만 총알과 공기의 다른 점이 있는데 총알은 여러개를 쏴도 직진으로 제갈길을 가겠지만 공기입자는 서로 상호작용을 하고 있다는 것이다. 간단히 공기가 총알처럼 날개를 무시하고 앞으로 흘러간다고 생각해보자. 날개에 의해 가려진 위쪽은 공기가 없는 진공이 될 것인데, 실제로 그렇지 않다는 것은 알고 있을 것이다. 공기는 높은 압력에서 낮은 압력으로 흐르려 하게되는데, 위로 흘러가던 공기가 날개쪽으로 붙어 흐를 것이라는 것은 이해하기 힘들지 않을 것이다. 다르게 말하면 이렇게 붙어흐르게 하려는 힘, 즉 구심력이 작용하고 있는 것을 알 수 있을 것이다.

점성은 쿠타조건을 만족하게 하며 양력이 발생하는데 꼭 필요하다고 할 수 있으나, 점성이 오히려 양력의 발생을 방해하기도 한다. 역압력구배(유동의 진행방향에 따라 뒤로 갈수록 압력이 높아지는 상황)가 형성되었을 때, 이 점성에 의해 느려진 입자는 반대로 작용하는 힘에 의해 쉽게 역류하게 되는데, 이때 와류가 형성되고 이 와류로 인해 경계층(앞에서 설명한 점착조건에 의해 물체 표면주위의 유체 입자의 속도가 느려지는데, 이 느려진 입자들이 이루는 층을 경계층이라 한다.)이 떨어져 나가면서 날개위에 큰 와류가 형성되는데, 이를 유동 박리(Flow separation)라 부른다. 받음각이 너무 커지거나, 형상이 급격히 변화할 때 이 현상이 발생하는데, 실속이 발생하면 항력이 급증하고 양력이 감소하며, 유동이 비정상(unsteady, 시간에 대해 일정하지 않음)상태가 되어 양력의 크기가 유지되지 못하고 불안정한 상태가 될 수 있는데 이를 실속이라 한다. 자세한 내용은 실속 문서 참고.

양력은 작용/반작용을 이용해서도 설명할 수 있다. 유체는 에어포일을 타고 흘러가며, 에어포일로 인하여 아래로 진행방향이 꺾인 유체들은 날개에 의해 아래로 밀리는 작용을 받았으며 이에 대한 반작용이 양력이라는 해석이다. 주의할 것은 아랫면에 유체 입자가 충돌하여 발생하는 작용 반작용이 아니라 유체의 전체적인 흐름이 꺾인다는 것이다.

이러한 방식으로 프로펠러헬리콥터의 로터에서 발생하는 양력을 쉽게 계산 할 수 있다. 프로펠러나 로터가 회전하고 있는 '가상의 원형의 면' 그 면을 통과한 유체를 아래로 가속시킨다고 가정하면 평판에서 생기는 떠오르는 힘을 계산할 수 있게 된다. 이것은 로터나 프로펠러의 형상이나 RPM 등의 영향을 고려할 필요가 없어 계산이 간단하기 때문에 프로펠러나 로터의 추력을 대략적이나마 비슷하면서도 빠르게 계산할 필요가 있을때 쓰이는 방법이다.[2]. 이 이론에 따라 계산을 하면 프로펠러나 로터가 뒤로 불어내는 강한 바람의 속도 값이 나온다. 실제 실험시에는 회전하고 있는 프로펠러나 로터 표면의 압력을 직접 측정하는 것 보다 이것이 만들어내는 후류의 속도를 측정하는 것이 훨씬 쉽기 때문에 이 이론에 따라 계산한 결과를 실험값과 대조하기도 쉽다.

3. 양력의 계산[편집]

가장 정확하게 양력을 계산하고 싶다면 나비에-스톡스 방정식을 풀어야 한다. 그런데 문제는... 이 방정식이 지금까지 알려진 것 중에 해를 구하기 가장 어려운 미분방정식 중 하나이며, 그 유명한 7대 밀레니엄 문제 중에 하나라는 사실이다. 즉 인간의 머리로는 정상적으로 풀 수가 없으며 최근에 와서야 컴퓨터를 이용해 근사값(근사값이라고 해도 상당히 정확한)을 얻을 수 있게 되었다.

그나마 좀더 쉽게 풀겠다면, 몇가지 방법이 있다. 일단 가장 간단화 시킨 방법은 '포텐셜 유동'이라고 가정하고 푸는 방법[3], 그리고 여기서 조금 더 현실화시킨다면 오일러 방정식[4]을 풀면 된다. 점성효과를 고려할 필요가 없을때 사용된다.

포텐셜 유동을 이용한 방법은 그나마 손으로 풀리거나, 컴퓨터를 이용하여 푼다고 해도 아주 간단한 프로그램을 짜면 되기 때문에 대학교 학부 레벨에서 주로 배운다 (실제로 왕년에는 많이 쓰기도 했고). 하지만 요새는 실무에서 아무도 안쓴다.[5]

결국 머리로 쓰는건 안되니 몸으로 때울 수 밖에. 비교적 최근[6]이 되기전까지 주어진 날개가 얼마나 많은 양력을 만들지는 직접 실험을 해 보는 수 밖에 없었다. 저 유명한 라이트 형제도 결국 실험으로 때웠다. 문제는 당시 실험모형과 실제 항공기에서 발생하는 차이를 정확히 알지 못해서 [7] 엉뚱한 실험결과가 나오기도 했다. 라이트 형제시절만해도 실험결과로는 고무동력기처럼 얇은 날개가 비행에 적합하단 결론이 나왔고 그래서 어떻게든 이 얇은 날개가 부러지지 않고 버티도록 두 개의 날개가 서로 버티는 구조인 복엽기가 유행하였다. 그러나 도저히 얇은 날개로는 구조적으로 버틸 수가 없어서 좀 두꺼운 날개를 만들었더니 이게 비행성능도 더 낫다는 것이 알려지면서 실험과 실제의 차이에 대해 어떠한 부분을 신경써야 하는지 알게 되었다.

NASA의 전신인 NACA는 굉장히 다양한 날개 단면모양(에어포일)에 대해 실험하여 이것들의 특성을 일일히 다 리스트로 정리해놓았다. 현재도 아주 정확한 계산이 아니면 굳이 날개의 양력을 컴퓨터로 계산할 필요 없이, 이 리스트를 참조하여 설계할 정도. 다만 이는 단면 형상, 좀 있어보이는 말로 2차원 날개에 대해서만 실험한 것이므로 날개의 전체 형상에 따라 달라지는 3차원 효과(날개 끝 와류라던가)를 고려하면 실험값하고 좀 달라진다. 참고로 NACA report no 460은 NACA 4자리 에어포일의 공력데이터가 들어있다. 필요하면 참고자료로 사용하기 좋다.

최근에는 컴퓨터의 발전으로 나비에-스톡스 방정식라는 굇수에 도전하고 있다. 컴퓨터를 통해 이러한 나비에-스톡스 방정식을 이용하여 유체역학적 상황에 대하여 시뮬레이션 하는것을 전산 유체 역학, CFD라고 부른다. 아직까지 나비에-스톡스 방정식의 해석적인 해는 밝혀지지 않았고 따라서 여러가지 기법을 사용하여 수치해석적으로 접근하여 근사해를 구한다. (RANS라던가... 아니면 조금더 돈을 써서 LES [8]). 현재는 3차원 유동을 해석할때 유동층 박리가 일어나거나, 난류라던가.. 난류라던가... 하는 경우에는 여전히 오차가 큰 편이다. 사실 이 난류항이 가장 큰 문제인데, 일반적인 비행기가 순항할때에 관한 문제 정도에서는 난류가 미치는 영향이 그렇게 까지 크지 않기 때문에 이를 단순화하여 푸는 기법들도 여럿 존재한다. 물론 이것도 그냥 연구차원이 아니라 실제 개발 업무에 써먹을 정도라면 빵빵한 스펙의 클러스터 컴퓨터로도 몇 일씩 돌려야 답이 나오기도 한다. 그래도 풍동실험보다 비용과 시간이 적게 들어간다. 다만 CFD의 경우 일반적이지 않은 경우, 그러니까 물리적 모델이 복잡할때 정확도가 떨어지는 문제가 있다. [9]

4. 잘못된 양력 이론[편집]

4.1. '긴 경로 (동시통과)' 이론[편집]

과거 많은 조종사 교범, 교양서적, 심지어 항공관련 전문 서적에서도 날개 위쪽이 압력이 낮아지는 이유를 날개 위쪽의 공기흐름이 빨라져서라고 설명하였다. 베르누이 방정식에 의하면 속도가 빨라지면 압력이 낮아지고, 반대로 속도가 느려지면 압력이 높아지기 때문.

그리고 이렇게 되는 원인은

"날개 앞에서 동시에 출발한 공기는 날개 위/아래로 갈라져도 날개 뒤에서 동시에 만나야 한다. 그러나 날개 윗면이 더 곡선이 주어져있으므로 날개 위쪽으로 흐르는 공기는 같은 시간내에 흐를 때 날개 아래쪽을 흐른 공기보다 더 빨리 흘러야 한다."

라고 설명하고 있다.

파일:attachment/양력/theory.jpg

베르누이 방정식은 물론 잘못된 방정식이 아니다. 대신 이 설명에서 잘못된 가정은 공기의 속도가 빨라진 원인이다. 실제 실험을 해보면 날개 앞에서 동시에 출발한 공기흐름은 날개 뒤에서 동시에 만나지 않는다. 날개 위쪽의 흐름이 훨씬 빠른 속도로 뒤로 지나가 버린다.

게다가 날개 위쪽이 더 긴 경로를 통과해야 하기 때문에 속도차이가 난다고 한다면, 실제로는 초임계에어포일[10]처럼 날개 아래쪽이 더 긴 경로인 날개도 있다. 물론 이렇게 되어도 압력은 날개 위쪽이 상대적으로 더 낮다.

또한 종이비행기나 고무동력기, 초창기의 비행기[11]처럼 거의 평판에 가까워서 윗면과 아랫면의 경로차이가 달라질 수 없는 경우도 설명할 수 없다.

게다가 일반적인 날개도 윗면이 아랫면보다 경로가 길어봤자 5~10% 수준인데, 날개 위쪽의 공기흐름은 주변보다 20% 이상 빨라진다.

또한 캠버 (camber, 날개의 곡률)가 없는 대칭익에서 양력이 발생하는 것도 위와 같은 잘못된 해석으로는 설명할 수 없다.

글라이더 발명에 선구적이었던 19세기 말엽의 오토 릴리엔탈이나 기타 항공 선구자들이 초창기에 비행기를 띄울 때만 해도 양력의 발생원인은 다들 아래로 굽어흐르는 공기흐름이 원인이라고 설명하고 있었다. 그러나 20세기 초반 독일의 한 교과서에서 이 '날개 위가 더 길어서 양력이 생김.'이란 설명이 등장한 이후 최근까지도 설명하기 쉽다는 이유 만으로 다들 별 생각 없이 이 설명을 양력 발생원인으로 설명하였다.

그래서 NASA의 교육용 홈페이지에도 이것이 대표적인 잘못된 양력 설명 이론이라고 첫번째로 꼽고 있다. http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/wrong1.html#.UoChC_lM9-s

양력 풍동실험에 대한 컴퓨터 애니매이션이 네이버 캐스트에 올라와있어 링크를 건다. 참고하길 바란다. http://navercast.naver.com/contents.nhn?rid=20&contents_id=13035

4.2. 물수제비 이론[편집]

파일:external/www.grc.nasa.gov/wrong2.gif
http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/wrong2.html

날개 밑에 공기가 부딪혀서 그 반동으로 날개가 떠오른다는 이론. 그럴싸해보이지만 실제로 계산해보면 이 힘만으로는 날개가 떠오르기엔 터무니 없이 작은 힘밖에 안나온다. 실제 항공기는 일반적인 순항에서 받음각을 3-4도 정도로 가지는데 (전투기의 경우 더 낮다), 이러한 방식으로 설명한다면 양력은 거의 발생하지 않을 것이다. 게다가 이 이론대로라면 날개 윗면 모양은 어찌되건 상관 없게 된다. 당연히 현실과 다른 이론. 다만 공기가 극도로 희박한 우주에서 (약간의 공기 입자가 있어 인공위성등도 속도를 조금씩 잃는다.)는 적용할 수 있다.

4.3. 벤츄리 관을 이용한 설명[편집]

파일:external/www.grc.nasa.gov/wrong3.gif
http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/wrong3.html

벤츄리관은 파이프 같은 관 안쪽을 흐르는 유체는 목이 좁아지는 부분을 만나면 속도가 빨라진다는 이론이다. 이는 실제로 실험해봐도 그러하며, 수식적으로도 설명이 가능하다. 그런데 이 벤츄리관을 절반으로 잘라서 아래쪽만을 생각하면 날개 윗면이 불룩 튀어나와있으므로 마찬가지로 날개 윗면을 지나는 공기가 더 좁은 경로를 만나므로 날개 윗면이 속도가 빨라지며, 압력이 낮아진다는 설명이다. 그러나 날개 윗면은 관내 유동이 아니라 물체 외부의 유동이므로 이 이론 역시 잘못된 것이다.

4.4. 시동와류를 이용한 설명[편집]

소용돌이처럼 제자리에서 맴도는 공기흐름을 와류(vortex)라고 한다. 이 와류가 한쪽 방향으로 흐르는 공기를 만나면 한쪽 방향으로 힘이 생긴다.

시동와류(Starting vortex) 이론은 이것을 이용, 날개에 가상의 와류가 생겨서 양력이 생긴다는 것이다. 그러나 20세기 초반 무렵, 수학적으로 편하게 와류를 계산하려다 보니 유동내에 모든 회전의 합은 0이 되어야 한다는 가정이 필요하였는데, 그러다보니 날개에서 가상의 와류가 생기면 반대로 날개 주변 어디에선가도 반대방향으로 회전하는 와류가 생겨야 전체 와류의 합이 0이 된다.

그런데 실험해본 결과 진짜로 항공기가 막 출발하는 순간(즉 공기흐름이 가만히 있다가 막 생겨서 처음 날개 주변을 지나는 순간) 날개 뒤쪽에서 작은 와류가 생기는 것이 발견되었다. 이것을 시동와류라고 한다.

그러다보니 이 시동와류가 날개 주변에 가상의 와류를 생긴다고 설명하게 되었다. 이것 역시 수학적으로 틀린 것은 아니지만, 전후 관계가 잘못되었다. 실은 날개 주변에서 먼저 굽어 흐르는 공기흐름에 의해 날개 위쪽의 압력이 낮아지면서, 그 영향으로 날개 뒤쪽을 지나는 순간 공기가 압력이 높은 곳에서 낮은 곳으로 흐르려다 보니 아래에서 위로 말려 올라가면서 시동와류가 생긴 것이다.

4.5. 코안다 효과의 부적절한 적용[편집]

유체가 에어포일 표면에서 떨어지지않고 (특희 윗면의)표면을 타고 흐르는것은 공기의 점성때문이며 이것이 코안다 원리라는것.

기존에 잘못된 양력의 원리에대해 인지하고 이 문서와같은 종류의 글을 여러차례 접했거나, 혹은 현재 공기역학을 직접 배운 경험이 있는 전공자 조차 이 항목이 부적절한 설명에 포함되어있다는 것을보면 다소 의아해 할지도 모르나, 실은 위와 설명에는 근본적으로 잘못된 정보가 무려 두가지나 존재하는데도 불구하고, 유명한 동시도착론과는 달리 웹상에서도 지속적으로 방치되고 있으며, 현재도 끊임없이 인용되며 재생산되고 있기까지하다. 코안다효과가 정확히 무엇인지도 모른 체로... 심지어 저위에도 누군가 그렇게 설명해놓았고..

코안다 효과의 엄밀한 정의는 ""제트 유동"" 이 주변의 단단한 표면의 주변에 부착하여 흐르려고 하는 경향성을 의미한다.
여기서 제트 유동이란, 어디선가로 부터(대표적으로 제트엔진) 동력을 받아, 주변 공기보다 높은 압력과 속도를 가지고 뿜어져 나오는
난류를 포함한 유동이다. 즉 양력이 발생하는 일반적인 날개윗면을 타고 흐르는 균일한 "층류" 가 아니며, 일반적인 양력이론에 적용할수 없다!

그렇게 높은 압력과 속도로 분출되는 제트유동 주변부엔, 주위의 공기와의 혼합으로 인한 저압부가 형성이 되는데,
여기서 모종의 단단한 물체가 근접하게 되면, 그 혼합 되는 공기마저도 부족해지며 압력이 떨어지는반면,
반대쪽은 그대로이기 때문에, 압력차가 발생하여 주변의 공기가 제트 유동 차체를 누르는 형태가 되면서, 벽면에 부착하게 되는 식이다.
즉, 이것 자체는 점성과도 그다지 관련이 없다. (영향이 아예없는건 아니지만,)

간단한 실례로, 우리가 입을 모으고 후~ 하고 바람을 불어도 나오는것이 바로 위와같은 제트 유동의 일종이며,
원통뒤에있는 촛불끄기, 종이를 책상한쪽에 걸쳤을때 윗면에 바람을 불면 걸치지 않은쪽이 위로 올라오는 실험들이 바로
위와같은 코안다 효과의 반증이다. 그걸 이때까지 일반적인 양력의 원리에대한 반증이라고 (지금까지도!!)설명하고 있다...
심지어, 역시 흔치않게 찾아볼수 있는 '물'을 이용한실험의 경우, 예를 들면 숟가락 혹은 유리병에 흐르는물을 갖다대면 표면을 타고 흐른다는실험은 코안다원리에 의한것도 아니다... 사실 이는 표면장력으로, 실제 거기서 물을 더 세게틀게 되면, 부착면이 늘어나야하는 코안다원리와는 달리, 점점 떨어지다가 아예 박리가 되버린다.

다만, 종이 실험에서 보듯이, 코안다 효과를 이용하면 수직힘을 발생시킬수 있고, 유체를 실속조건보다 더 날개 표면에 더 오랫동안 부착시킬수 있게 되는데, 이런 잇점들을 이용해서 주익이나 플랩의 윗면으로 엔진후류의 일부 혹은 전체를 분사시키는 방법을 적용한 항공기들이 존재한다.
사례중 가장 대표적이고, 현재도 운용중인 항공기가 바로 안토노프사의 An-72/74

5. 양력의 응용[편집]

F1 그랑프리 등의 경주용 차량들은 차량 앞쪽과 뒤쪽에 날개(wing)을 달아 놓았는데, 이 자동차용 날개는 사실 항공기의 날개를 위아래로 뒤집어 놓은 형상이다. 그래서 아래로 누르는 힘을 만들어서 타이어접지력을 높여준다. [12]. 다만 일반 승용차 뒤에 붙어 있는 스포일러는 아래로 누르는 힘을 만드는 것이 아니라 차량 뒤쪽의 공기흐름을 일부러 망쳐놓아서(Spoiler라는 뜻 자체가 훼방꾼이란 뜻) 차량 뒤쪽에서 발생하는 낮은 압력지역을 없애주는 역할을 한다.

항공기의 카나드꼬리날개도 양력을 이용하여 항공기의 자세를 바로 잡거나 방향을 바꾼다. 다만 수직꼬리날개의 경우에는 양력의 방향이 항공기 윗 방향이 아니라 좌우 방향인 셈. 공중에서 항공기는 무게중심이 받침점인 지렛대처럼 움직이는데, 받침점 멀리 있는 꼬리쪽에서 한쪽 방향으로 양력(물론 이것은 꼭 항공기 윗 방향은 아니며 수직꼬리날개는 좌우, 카나드 및 수평꼬리날개는 상하가 된다.)을 만들어서 항공기의 머리 방향을 결정하는 것이다.

화살이나 날개안정분리철갑탄 역시 위의 원리와 동일한 방식으로 화살이나 포탄이 곧게 날아가도록 하는 것이다.

6. 다른 양력[편집]

사실 양력이라는 것은 물체가 유체를 가르고 지나가면 발생하는 힘이고, 연필을 집어던져도 공력, 즉 양력도 발생하고 항력도 발생한다. 항공기의 경우에도 날개에서만 양력을 발생시키는 것이 아니다. 이를테면 전투기의 날개 앞쪽의 길게 연장된 부분, 즉 스트레이크는 급기동시 강한 소용돌이 흐름을 만드는데 이 소용돌이 흐름이 날개 위를 지나도록 되어있다. 이 소용돌이 흐름에 의해 날개 위쪽의 압력이 낮아져서 날개에 추가적인 양력을 만들게 된다. 사실 양력이라는거 자체가 물체 표면에 작용하는 모든 압력의 합력중 수직으로 작용하는 힘을 의미한다. 그러니까 그냥 펜을 집어던져도 그 펜에는 양력이 작용하고 있다고 볼수있다.

기종에 따라서는 수직꼬리날개 앞쪽으로 도살핀(등지느러미)이라 부르는 스트레이크 비슷한 부분이 튀어나와있는데 이것 역시 스트레이크와 하는 역할이 같다. 항공기가 측풍이 많이 불거나 비행불능 상태(스핀)에 빠졌을 때 수직꼬리날개 입장에서의 스트레이크 역할을 해준다. 사실 스트레이크가 나오기 훨씬 이전(1, 2차 세계대전 무렵)부터 도살핀은 이미 쓰이던 물건

델타익의 경우 앞전에서 와류가 형성되어 추가적인 양력을 만든다. 와류는 낮은 압력을 가지는데, 이를 이용해 윗면의 압력을 더 낮추는 방식이다. Vortex lift라고 부른다. 다만 델타익 자체가 일반 직선날개보다 워낙 양력 효율이 적은 편이어서 이를 보상해주는 수준이지, 일반 직선날개와 비교하면 양력 발생량 자체는 여전히 적은 편. [13]

스키점프를 하는 선수들이 몸을 약간 앞으로 숙이고 팔을 몸에 단단히 붙이는데, 이 때문에 스키점프 선수는 일종의 압력항력을 받는다. 그런데 이 압력항력의 방향이 몸 뒤쪽이 아니라 비스듬히 위쪽이 되므로 결과적으로 일종의 양력 역할을 하게 된다. 더불어 V자로 벌린 스키의 앞쪽 끝부분에서도 약간의 소용돌이에 의한 양력이 만들어진다. 물론 발생량은 매우 적은 편이지만, 0.1초라도 더 떠있어야 하는 스키점프 선수들 입장에선 매우 중요한 문제다.

[1] 윗면이 볼록하고 아랫면이 평평한 날개에서 양력이 발생하는 것은 사실이다. 다만 이것은 긴 경로 이론에서 설명하는 것과 같은 방식이 아니라, 윗면이 볼록하고 아랫면이 평평한 에어포일은 전체적으로 봤을 때 위로 굽은 형상이기 때문에 양력이 발생하는 것이다.[2] 이를 운동량(Momentum) 이론이라 부른다. 프로펠러나 로터를 하나의 실제 날개로 보고 계산하는 것은 깃 요소(Blade element) 이론이라 부른다.[3] 쉽게 말해 공기흐름 자체의 회전도 없고, 점성도 없다고 가정한 것[4] 나비에 스토크스 방정식에서 점성항을 제외한 방정식이다. 와류항은 남아있기 때문에 회전은 할 수 있되 점성 부분은 무시한 것이라고 볼 수 있다. 참고로 포텐셜 유동은 여기서 와류항까지 제거한 것이다.[5] 하지만 배워둬서 나쁠 것은 없다. 학부때 배우는 다른 내용들과 마찬가지로 다 나중에 피가되고 살이 된다[6] 약 1970년 전후부터 컴퓨터를 이용한 계산이 실제 항공기 설계에 응용되기 시작하였다[7] 있어보이는 말로 작은 모형과 실제 항공기간에 작용하는 점성의 영향이 달라진다는 사실, 즉 레이놀즈 값이 달라진 다는 것을 정확히 알지 못해서 그런거다. 이런걸 상사성이라고 한다. 레이놀즈수 말고도 마하수 역시 상사성을 판단하는데 사용한다.[8] RANS=Reynolds-averaged Navier-Stokes, LES=Large eddy simulation 더 자세히 들어가려면 여백이 부족하므로 더 이상의 자세한 설명은 생략한다 [9] 컴퓨터의 발전에도 모형을 이용한 실험이 아직까지 큰 자리를 차지하는 것이 바로 이때문이다. 풍동실험에 쓸 모형을 만드는데는 인원도 필요하고 돈과 시간도 필요하다. 풍동실험이라고 한번 설치해놓고 바로바로 쓸수있는게 아니다. 풍동실험도 생각보다 돈이 많이 깨지는데다가 시간도 걸린다. 오히려 CFD가 더 저렴하게 해석할 수 있다. 그러나 CFD의 경우에는 정확도에 있어 문제가 있기때문에 보통 어느 한쪽에만 의지하여 답을 얻지 않고, 상호 보완적으로 CFD와 풍동시험, 이론을 사용한다.[10] 날개 윗면은 평평한 반면, 날개 아래쪽이 안쪽으로 움푹 패인 것 처럼 생긴 에어포일. 앞서 언급한 굽어 흐르는 공기의 A-B와 C-D의 관계에서 B면의 압력을 낮추는데 중점을 둔것이 아니라 D면의 압력을 높이는데 중점을 둔 형상[11] 라이트 형제의 비행기 같은 것. 이 당시에는 모형으로 실험한 결과를 토대로 큰 실물 비행기로 만들 때, 모형은 크기가 작아서 점성효과가 더 커진다는 것(있어 보이게 표현하자면 레이놀즈 수가 달라진다는 것)을 고려치 않아서 얇은 날개가 더 비행에 적합하다고 잘못 계산하였다[12] F1 자동차의 엔진은 차체 무게 대비 출력이 워낙 굉장하기 때문에, 공기저항 따위는 그냥 씹고 달릴수 있다. 그러므로 차체 설계를 할 때 공기저항을 줄이는 것보다 타이어의 접지력을 높여주는 것에 우선 순위를 둔다. 그래야 코너에서 승기를 잡을 수 있다[13] 델타익은 초음속 비행에 유리하기 때문에 양력의 발생이 적다고 안쓰이는건 아니다.