Instructor-pang

Gyroscopic Systems

자이로스코프 계기 시스템과 자이로스코프 특성(공간 강성과 세차)을 사용하면 자연 수평선을 참조하지 않고도 비행을 안전하게 수행할 수 있다. 이러한 시스템에는 attitude instrument, heading instrument, 그리고 rate instrument가 포함된다. 이 계기들은 자이로스코프(무게가 주변부에 집중된 작은 바퀴)를 가지고 있다. 이 바퀴가 빠른 속도로 회전하면 잘 휘지 않는 상태가 되어서 회전축으로부터 다른 방향으로 기울어지는 것에 저항한다.

attitude와 heading instruments는 공간 강성(rigidity)의 원리로 작동한다. 이러한 계기에서 자이로는 계기 케이스 내부에서 공간 강성을 유지하며 항공기가 이 주위를 회전한다. rate indicators(예를 들어 turn indicators와 turn coordinators)는 세차(precession)의 원리로 작동한다. 이 경우에는 항공기가 하나 이상의 축을 회전하는 속도에 비례해서 자이로가 기울어진다.

Power Sources

항공기 제조업체와 계기 제조업체는 비행 계기들에 다중(redundancy) 시스템을 설계하였다. 이는 하나의 고장으로 인해 조종사가 안전하게 비행할 수 있는 능력이 상실되지 않게 만들기 위함이다. 자이로스코프 계기들은 계기 비행에 있어 매우 중요하므로 이들은 서로 다른 전원을 통해 구동된다.

Pneumatic Systems

공압식 자이로는 바퀴 주변에 부딪히는 공기 흐름에 의해 구동된다. vacuum source를 통해 계기 케이스를 비워낸 다음 노즐을 통해 여과 공기가 케이스로 들어오면 바퀴가 회전한다.

Venturi Tube Systems

계기 케이스를 비워내기 위한 공압 펌프가 없는 경우에는 항공기 외부에 장착된 벤투리관을 사용할 수 있다. [그림 5-27] 벤투리관을 통과하는 공기는 가장 좁은 부분에서 속도가 빨라지고 압력이 떨어진다(베르누이의 원리). 이 가장 좁은 부분이 관을 통해 계기 케이스와 연결된다. attitude indicator와 heading indicator는 대략 4˝Hg의 흡입력으로 작동한다. 반면 turn-and-slip indicator는 2˝Hg만을 필요로 하므로 흡입력을 줄이기 위해 pressure-reducing needle valve가 사용된다. 공기는 계기 케이스에 내장된 필터를 거친 후에 계기로 유입된다. 이 시스템에서는 얼음이 벤투리관을 막아서 계기를 멈추게 만들 수 있다.

Vacuum Pump Systems

Wet-Type Vacuum Pump

계기 케이스를 비워내기 위해 steel-vane air pumps가 수년간 사용되어왔다. 이러한 펌프의 관들은 소량의 엔진 오일에 의해 윤활되며 이후 오일은 공기와 함께 배출된다. 일부 항공기에서는 배출 공기가 날개와 미익 앞전(empennage leading edges)의 rubber deicer boots를 팽창하는데 사용된다. 오일이 rubber boots를 악화시키지 않도록 하려면 oil separator를 통해 오일이 제어되어야 한다. [그림 5-28]

vacuum pump는 계기들이 필요로하는 공기보다 더 많은 양의 공기를 이동시키므로 suction-relief valve가 펌프의 입구 쪽에 설치된다. 스프링이 장착된 이 밸브는 계기 내부에 필요한 저압이 유지될 정도로 공기를 빨아들인다. central air filter에서 여과된 공기는 계기 케이스로 유입된다. 항공기가 비교적 낮은 고도를 비행하는 한 자이로를 빠른 속도로 회전시키기에 충분한 공기가 계기 케이스로 유입된다.

Dry Air Vacuum Pump

비행 고도가 증가하면 공기 밀도가 낮아지므로 더 많은 공기가 계기를 통과하도록 해야 한다. 높은 고도를 비행하는 항공기에서는 배출 공기와 오일을 섞지 않는 air pump가 사용된다. steel vanes가 steel housing 내부를 움직일 때에는 윤활이 필요하다. 허나 특수한 carbon vane이 carbon housing 내부를 움직일 때에는 마모가 발생하면서 미세한 양의 자체 윤활이 제공된다.

Pressure Indicating Systems

그림 5-29는 다발 범용 항공 비행기의 공압 시스템 계기를 보여준다. 오염물이 carbon vanes를 손상시키는 것을 막기 위해 두 개의 dry air pump 입구에 필터가 장착된다. 펌프를 통과한 공기는 regulator로 향한다. regulator는 과도한 공기를 빼내서 시스템 내 압력을 적절한 수준으로 유지한다. regulator를 통과한 공기는 inline filters로 향한다. 이 필터는 펌프에서 유입될 수 있는 오염 물질을 제거한다. 필터를 통과한 공기는 manifold check valve로 향한다다. 엔진 중 하나가 고장장났거나 펌프 중 하나가 고장나면 check valve가 고장난 시스템을 차단하며 계기는 남은 시스템을 통해 작동된다. 계기를 통과해서 자이로를 구동한 공기는 케이스로부터 배출된다. gyro pressure gauge는 모든 계기들을 가로질러서 압력 강하를 측정한다.

Electrical Systems

공압식 attitude indicator를 사용하는 범용항공 항공기는 보통 전기식 rate indicators를 사용하거나 그 반대이다. 다이얼에 그 전원을 나타내는 계기들도 있긴 하지만 조종사는 POH/AFM을 통해 모든 계기들의 전원을 알아야 한다. 이는 계기 고장 발생시 어떤 조치를 취해야 하는지를 알기 위해서이다. 직류(D.C.) 전자 계기들은 항공기 전기 시스템에 따라 14-volt 모델이나 28-volt 모델에서 사용될 수 있다. 몇몇 attitude gyros와 autopilots는 작동을 위해 교류(A.C.)를 사용한다. 직류 전기 시스템만을 갖춘 항공기의 경우 DC-AC 변환 장치(14-volt나 28-volt 직류를 3상 115-volt, 400-Hz A.C.로 변환하는 장치)가 설치되면 교류 계기를 사용할 수 있다.

Gyroscopic Instruments

Attitude Indicators

최초의 AI(attitude instrument)는 artificial horizon이라 불렸으며 이후에는 gyro horizon이라 불렸다. 이제 attitude instrument는 attitude indicator라 불린다. 자세계에는 수직 회전축을 가진 작은 바퀴가 있는데 이는 공기 흐름이나 전기 모터에 의해 빠른 속도로 회전한다. 자이로에는 double gimbal이 설치되며 이 덕분에 자이로가 공간 강성을 유지하는 동안 항공기가 자이로를 중심으로 pitch/roll을 수행할 수 있다.

horizon disk는 gimbals에 부착되서 자이로와 동일한 평면을 유지하며 항공기는 이를 중심으로 pitch/roll을 수행한다. 최초의 계기에서 horizon disk는 수평선을 나타내는 막대에 불과하였으나 지금은 수평선을 나타내는 선뿐만 아니라 pitch marks와 bank-angle lines도 가진다. 계기 다이얼 및 horizon disk의 위쪽 절반은 파란색(하늘을 나타냄)이며 아래쪽 절반은 갈색(지상을 나타냄)이다. 계기 상단의 bank index는 bank angle을 10도, 20도, 30도, 45도, 그리고 60도로 나타낸다. [그림 5-30]

작은 symbolic aircraft가 계기 케이스에 장착되어 있으며 이는 수평선에 대해 비행하는 것처럼 보이게 된다. 계기 케이스 하단 중앙의 knob로 symbolic aircraft를 올리거나 내리면 속도 변화에 따른 pitch trim 변화를 보상할 수 있다. symbolic aircraft의 날개폭과 날개 중앙의 점은 대략 2도의 pitch 변화를 나타낸다.

자세계가 제대로 작동하기 위해선 항공기가 자이로를 중심으로 roll/pitch 하는 동안 자이로가 수직 상태를 유지해야 한다. 이러한 계기의 베어링들은 가장 작은 마찰을 가지지만 그 작은 양의 마찰만으로도 자이로에 제한이 가해져서 세차가 발생하며 결국 자이로가 기울어진다. 이렇게 자이로가 기울어지는 것을 최소화하기 위해 계기 케이스 내부의 erection mechanism은 자이로가 수직 위치에서 기울어질 때마다 힘을 가한다. 이러한 힘은 회전 바퀴가 수직 위치로 돌아오도록 작용한다.

오래된 artificial horizon은 pitch나 roll이 제한되어 있었다(보통 60도 pitch 및 100도 roll). 이러한 한계가 초과되면 자이로 하우징이 gimbals와 닿아 자이로를 tumble시킬 정도로 세차를 가한다. 때문에 이러한 계기들은 자이로를 수직 위치에 고정시키는 caging mechanism을 가지고 있다. 최신 계기들은 이러한 한계를 가지지 않으므로 caging mechanism이 없다.

항공기 엔진이 막 시동된 후 계기에 공압이나 전력이 공급될 때에는 자이로가 수직 위치로 서지 않는다. 중력에 의해 작동하는 계기 내 self erecting mechanism이 자이로가 수직 위치로 서도록 세차를 가한다. 이 과정은 최대 5분까지 걸릴 수 있다(허나 보통 2 ~ 3분 내에 완료됨).

자세계는 대부분의 오차들로부터 자유롭긴 하지만 erection system이 작용하는 속도에 따라 약간의 오차들이 발생할 수 있다(급가속 도중에는 약간의 nose-up 지시가, 그리고 급감속 도중에는 약간의 nose-down 지시가 발생할 수 있음). 또한 180도 선회 이후 약간의 bank angle 오차와 pitch 오차가 발생할 수 있다. 허나 이러한 오차들은 매우 작으며 직진수평비행으로 돌아온 후 1분 이내에 자체적으로 수정된다.

Heading Indicators

magnetic compass는 매우 신뢰할 수 있는 계기이며 예비 계기로 사용된다. 허나 나침반은 너무 많은 오류를 가지고 있어서 gyroscopic heading indicator로 보완되었다.

heading indicator의 자이로도 attitude indicator와 마찬가지로 double gimbal을 갖추고 있으나 그 회전축이 수평으로 설치되어 있어서 항공기 수직축을 중심으로 발생하는 회전을 감지할 수 있다. gyro heading indicators는 자북으로 향하지 않으므로 이 계기를 자기 나침반과 비교해서 적절한 heading을 직접 설정해야 한다(단, slaved gyro indicators제외). 공간 강성 덕분에 나침반의 oscillation 오차와 그 외 오차들 없이 heading을 유지할 수 있다.

구형 directional gyros는 drum-like card를 사용하는데 이는 magnetic compass card와 동일한 방식으로 표시된다. gyro와 card는 계기 케이스 내에 고정되어 있으며 조종사는 이러한 card의 뒷면을 바라본다. 이는 자기 나침반을 사용할 때와 마찬가지로 조종사가 잘못된 방향으로 선회할 가능성을 만들어낸다. 계기의 아래에 있는 knob를 눌러서 gimbals를 체결할 수 있다. 이렇게 하면 gimbal이 고정되며 조종사는 lubber line의 숫자가 자기 나침반과 일치할 때까지 gyro와 card를 회전시킬 수 있다. knob를 잡아당기면 자이로가 고정되어서 항공기가 card를 중심으로 자유롭게 회전할 수 있다.

directional gyros는 거의 대부분 공압으로 작동한다(공기가 비워진 계기 케이스 내에 여과 공기가 들어와 자이로 바퀴를 회전시킨 후 배출됨). 자이로가 우주를 기준으로 위치를 유지하는 동안 지구는 시간 당 15도의 속도로 계속 자전하며 이로 인해 계기에 표시된 heading에 시간 당 15도의 apparent drift가 발생한다. 이러한 계기를 사용하는 경우에는 적어도 15분마다 directional gyro에 표시된 heading을 자기 나침반과 비교한 다음 heading을 자기 나침반에 일치시켜야 한다.

그림 5-31의 heading indicators는 구형 horizontal card indicators와 동일한 원리로 작동하지만 여기서는 자이로가 vertical dial을 구동한다. 항공기의 heading은 symbolic aircraft의 기수를 통해 표시된다. 계기 전면의 knob를 누른 다음 이를 돌리면 자이로와 다이얼을 회전시킬 수 있다. knob에 장착된 스프링 때문에 knob를 놓자마자 gimbal이 분리된다. 약 15분마다 이 계기와 자기 나침반이 일치하는지 확인해야 한다.

Turn Indicators

attitude indicators와 heading indicators는 공간 강성의 원리로 작동하지만 rate instruments(예를 들어 turn-and-slip indicator)는 세차의 원리로 작동한다. 세차란 적용된 힘이 작용 지점이 아닌 작용 지점으로부터 90도(회전 방향) 지점에서 움직임을 발생시키는 자이로 특성이다. [그림 5-32]

Turn-and-slip Indicator

최초의 자이로 계기는 needle과 ball로 구성된 선회 지시계로 이는 turn-and-bank indicator라 불렸다. 최근에는 이 계기를 turn-and-slip indicator라 부른다. [그림 5-33]

inclinometer는 곡선형 유리 튜브 안에 밀봉된 검은색 유리 ball이다. 감쇄를 위해 유리 튜브의 일부는 액체로 채워져 있다. 이 ball은 중력, 그리고 선회에 의한 관성력의 상대적 강도를 측정한다. 항공기가 직진수평비행을 할 때에는 ball에 작용하는 관성이 없으므로 ball이 유리 튜브의 중앙에 위치한다. 선회율에 비해 너무 많은 bank angle이 사용되면 중력이 관성력보다 커져서 ball이 선회 안쪽으로 굴러 내려온다. 선회율에 비해 너무 적은 bank angle이 사용되면 관성력이 중력보다 커져서 ball이 선회 바깥으로 굴러 올라간다.

inclinometer는 bank의 양을 나타내지 않으며 slip도 나타내지 않는다. inclinometer는 오직 bank angle과 rate of yaw 사이의 관계를 나타낸다.

turn indicator는 공기나 전기 모터에 의해 회전하는 작은 자이로이다. 자이로는 single gimbal에 설치된다. gyro의 회전축은 항공기의 가로축에 평행하고 gimbal의 회전축은 항공기의 세로축에 평행하다. [그림 5-34] 항공기가 yaw를 하거나 수직축을 중심으로 회전하면 자이로 바퀴에 힘이 발생하는데 이때 세차로 인하여 gyro와 gimbal이 gimbal 축을 중심으로 회전한다. 이러한 회전은 calibration spring에 의해 제어된다. 덕분에 항공기가 표준율 선회를 할 때 gyro와 gimbal은 다이얼의 doghouse-shaped marks와 지시침이 정렬될 정도로 회전한다.

이러한 계기의 다이얼에는 “2 MIN TURN.”이 표시된다. 더 빠른 항공기에서 사용되는 일부 turn-and-slip indicators는 “4 MIN TURN.”이 표시되어 있다. 두 계기 모두 지시침이 doghouse와 정렬되었을 때 표준율 선회를 나타낸다. 표준율 선회란 초당 3도의 선회이다. 2분짜리 계기에서 지시침이 doghouse에 정렬되면 초당 3도의 선회가 이루어지며 360도 선회를 수행하는데 2분이 소요된다. 4분짜리 계기에서 초당 3도의 선회를 수행하려면 지시침을 두 배 더 편향시켜야 한다.

Turn Coordinator

turn-and-slip indicators의 가장 큰 한계는 항공기 수직축에 대한 회전만을 감지한다는 것이다. turn-and-slip indicators는 세로축에 대한 회전(항공기가 선회를 시작하기 전에 발생하는 움직임)은 표시하지 않는다.

turn coordinator 또한 세차에 의해 작동한다. 허나 이는 turn indicator와 달리 gimbal의 프레임이 항공기 세로축으로부터 위쪽으로 약 30도 각을 이룬다. [그림 5-34] 이를 통해 turn coordinator는 roll과 yaw를 모두 감지할 수 있다. 따라서 turn coordinator는 선회 도중 먼저 bank rate(bank가 가해지는 속도)를 나타내며 이후 선회가 안정되면 turn rate를 나타낸다. 일부 turn coordinator gyro는 dual-powered로 작동해서 공기나 전기 중 어느 하나로 구동될 수 있다.

turn coordinator는 turn-and-slip indicator와 달리 지시침을 사용하지 않으며 대신 gimbal이 다이얼(symbolic aircraft의 뒷면)을 움직인다. 계기의 베젤은 수평 비행 상태와 표준율 선회 상태를 나타내도록 표시된다. [그림 5-35]

turn coordinator의 inclinometer를 coordination ball이라 부르며 이는 bank angle과 yaw rate 사이의 관계를 표시한다. 선회 도중 ball이 중앙에 있으면 삼타일치가 유지된다. ball이 선회 바깥쪽으로 굴러가면 항공기는 skid를 수행하고 ball이 선회 안쪽으로 굴러가면 항공기는 slip을 수행한다. turn coordinator는 pitch를 감지하지 않는다. 이를 나타내기 위해 일부 계기들의 다이얼에는 “NO PITCH INFORMATION”라 적혀있다.

Flight Support Systems

Attitude and Heading Reference System(AHRS)

항공기 디스플레이가 새로운 기술로 전환되면서 계기들 또한 상당히 변화하였다. 기존의 자이로스코프 계기들은 AHRS(Attitude and Heading Reference Systems)로 대체되었다. 이 덕분에 신뢰성이 향상되었으며 비용 및 유지보수가 감소되었다.

AHRS의 기능은 자이로스코프 시스템의 기능과 동일하다(즉 어느 쪽이 수평 자세인지, 그리고 어느 쪽이 북쪽인지를 결정함). AHRS는 initial heading을 파악함으로써 항공기의 attitude와 magnetic heading을 결정할 수 있다. [그림5-36]

AHRS 시스템이 각각의 자이로스코프(예를 들어 attitude indicator, magnetic heading indicator, 그리고 turn indicator)를 대체하였기 때문에 이러한 개별 시스템들은 더 이상 필요하지 않다. 오늘날 AHRS는 더욱 발전하였다. 초기의 AHRS 시스템은 값비싼 inertial sensors와 flux valve를 사용했었다. 그러나 오늘날의 AHRS는 다양한 기술들을(예를 들어 값싼 inertial sensors, rate gyros, 그리고 magnetometers) 통합한 소형 반도체 시스템으로 이는 위성 신호 수신 기능을 가지고 있다.

Air Data Computer(ADC)

ADC란 고도, IAS, TAS, 그리고 공기 온도를 정확하게 계산하기 위해 동압, 정압, 그리고 온도를 수신 및 처리하는 항공기 컴퓨터이다. ADC는 이러한 정보들을 디지털 형식으로 출력하여 다양한 항공기 시스템들이 사용할 수 있게 만든다(예를 들어 EFIS). 현대의 ADC는 작은 반도체 장치이다. autopilots, pressurization, 그리고 FMS와 같은 항공기 시스템들이 정상 작동을 위해 ADC를 활용하는 경우가 점점 더 많아지고 있다.

NOTE: 현대의 범용 항공 시스템들의 대부분은 AHRS와 ADC를 전자식 디스플레이에 통합한다. 이는 장치의 수를 줄여주고, 무게를 감소시키며, 비용을 절감해준다.

Analog Pictorial Displays

Horizontal Situation Indicator(HSI)

HSI란 다이얼(compass card 역할을 하는 장치)을 구동하기 위해 flux valve를 사용하는 direction indicator이다. 이 계기는 magnetic compass를 항법 신호와, 그리고 glideslope과 결합한다. [그림 5-38] 이는 조종사가 선택한 course와 관련된 항공기 위치를 알려준다.

lubber line 아래의 azimuth card가 지시하는 항공기 heading은 북쪽(혹은 360도)이다. course-indicating arrowhead는 020로 설정되어 있다(tail은 그 반대 방향인 200을 가리키고 있음). course deviation bar는 VOR/Localizer(VOR/LOC) 항법 수신기와 함께 작동하며 이는 course-indicating arrow가 가리키는 course로부터 왼쪽이나 오른쪽으로 벗어났는지를 나타낸다(종래의 VOR/LOC 지시침이 각을 이루어 움직이는 것과 동일한 방식으로 작동함).

course select knob를 통해 course-indicating arrow를 회전시켜서 원하는 course를 선택한다. 이는 마치 조종사가 위에서 항공기를 내려다보는 그림을 제공한다(aircraft symbol과 course deviation bar가 특정 course에 대한 항공기 위치를 묘사한다). TO/FROM indicator는 삼각형 모양의 지시침이다. 이것이 course arrow의 머리를 가리킨다는 것은 해당 course가 항공기를 특정 시설로 향하게 만든다는 것을 나타낸다(단, 해당 course가 올바르게 교차 및 비행될 경우). 반면 이것이 course arrow의 꼬리를 가리킨다는 것은 해당 course가 항공기를 특정 시설로부터 곧장 멀어지게 만든다는 것을 나타낸다(단, 해당 course가 올바르게 교차 및 비행될 경우).

glideslope deviation pointer는 glideslope과 항공기의 관계를 나타낸다. pointer가 중앙으로부터 아래에 있다면 항공기가 glideslope 위에 있으므로 하강률을 높여야 한다. 대부분의 계기에서 azimuth card는 fluxgate에 의해 구동되는 remote indicating compass이다. 허나 만약 fluxgate가 없는 계기이거나 비상 상황인 경우에는 heading을 주기적으로 magnetic compass와 비교해야 하며 heading select knob를 통해 heading을 다시 설정해야 한다.

Attitude Direction Indicator(ADI)

자세 계기의 발전 덕분에 자이로 수평선이 다른 계기들(예를 들어 HSI)과 결합되었으며 이로 인해 조종사가 주의를 기울여야 할 서로 다른 계기의 수가 줄었다. ADI는 이러한 기술 발전의 한 예이다. flight director는 시스템 내에 ADI를 포함한다. ADI가 반드시 command cues를 갖추어야야 하는 것은 아니지만 보통 이 기능이 탑재된다.

Flight Director System(FDS)

FDS는 하나의 디스플레이에 다수의 계기를 결합해서 항공기의 비행경로를 쉽게 파악할 수 있게 해준다. FDS가 계산한 솔루션은 조종사가 특정 경로를 유지하는데 필요한 조종 명령을 제공한다.

FDS의 주요 구성 요소에는 ADI(FDI - Flight Director Indicator라고도 불림), HSI, mode selector, 그리고 flight director computer가 있다. flight director는 조종사나 autopilot(coupled)이 따라야 할 조종 명령을 제공하는 시스템으로 flight director를 사용한다 해서 항공기가 autopilot에 의해 조종되는 것은 아니다

조종 명령을 위해 flight directors는 보통 두 개의 디스플레이 시스템 중 하나를 사용한다. 첫 번째는 command bars(하나의 horizon bar와 하나의 vertical bar)이다. command bars가 중앙으로부터 벗어나면 조종사가 이를 다시 중앙에 맞춰야 한다(마치 glideslope 처럼). 두 번째는 command cue로 조종사는 이를 miniature aircraft와 정렬해야 한다.

flight director는 다양한 계기들 중 하나로부터 신호를 수신한 다음 이를 ADI에 전달해서 조종 명령으로 변환한다. mode controller는 steering bars를 구동하기 위해 ADI에 신호를 전달한다. “Command” indicator는 특정 결과를 얻기 위해 항공기 자세를 어느 방향으로 얼마나 변경해야 하는지를 알려준다.

command indicator는 계기 비행에 필요한 많은 계산들을 덜어준다. ADI의 노란색 command cue는 모든 조종 명령을 조종사에게 제공한다. [그림 5-39] 이는 항법 시스템, ADC, AHRS, 그리고 기타 데이터 소스로부터 정보를 수신하는 컴퓨터에 의해 구동된다. 컴퓨터는 이 정보를 처리한 후 조종사가 따라야할 single cue를 제공한다. 이 cue를 따라가면 조종사는 특정 경로를 유지하는데 필요한 3차원 비행 궤적을 얻을 수 있다.

처음에 널리 사용된 flight directors 중 하나는 Sperry에서 개발되었으며 이는 Sperry Three Axis Attitude Reference System(STARS)라 불렸다. 1960년대에 개발된 이 flight directors 보통 상업용 항공기와 비즈니스용 항공기에서 사용되었다. 이후의 flight directors는 autopilots • aircraft와 통합되어 완전한 integrated flight system을 제공한다.

아래에 설명된 flight director/autopilot system은 범용항공 항공기에 설치되는 전형적인 시스템이다. 전형적인 flight director의 구성 요소는 mode controller, ADI, HSI, 그리고 annunciator panel이다. [그림 5-40]

조종사는 HDG(heading) mode, VOR/LOC(localizer tracking) mode, 혹은 AUTO Approach(APP) or G/S(ILS localizers와 glidepath를 자동으로 capture 및 tracking) mode 중 하나를 선택할 수 있다. auto mode는 항공기 성능과 바람을 고려하는 fully automatic pitch selection computer를 갖추고 있으며 이는 조종사가 ILS glideslope에 도달하였을 때 작동한다. 더 복잡한 시스템에서는 더 다양한 flight director modes를 사용할 수 있다.

Integrated Flight Control System

integrated flight control system은 다양한 시스템들을 통합하여 하나의 주요 구성 요소에 의해 작동 및 제어되도록 만든다. 그림 5-41은 항공기 airframe, autopilot, 그리고 FDS로 구성된 fully integrated system으로 처음에 개발된 flight control system의 주요 구성 요소들이다. 대형 상업용 항공기에서만 볼 수 있었던 이 시스템은 이제 범용항공에서도 보편화되고 있다.

Autopilot Systems

autopilot은 전기, 유압, 혹은 디지털 시스템을 통해 항공기를 제어하는 기계적 수단이다. autopilot은 항공기의 세 가지 축을 조종할 수 있다: roll, pitch, 그리고 yaw. 범용항공의 autopilots는 대부분 roll과 pitch를 조종한다.

autopilots가 작동하는 방법도 다양하다. 첫 번째는 position based이다. 즉 attitude gyro가 position(예를 들어 wing level)의 변화 정도, pitch의 변화 정도, 혹은 heading의 변화 정도를 감지한다.

작동 방법이 position based인지 rate based인지는 autopilot에 사용되는 센서 유형에 따라 달라진다. autopilot이 항공기의 자세(즉 roll과 pitch)를 제어할 수 있는 능력을 갖추기 위해선 항공기의 실제 자세에 대한 정보가 시스템에 지속적으로 제공되어야 한다. 이는 여러 가지 유형의 자이로스코프 센서를 통해 이루어진다. 일부 센서는 수평선에 대한 position의 형태로 항공기의 자세를 나타내도록 설계된 반면 그 외의 센서는 rate(시간에 따른 position의 변화)를 나타내도록 설계된다.

rate-based systems는 autopilot system을 위해 turn-and-bank sensor를 사용한다. autopilot은 항공기의 3개 축 중 2개의 축에 대한 rate 정보를 사용한다: 수직 축에 대한 움직임(heading의 변화나 yaw)과 세로 축(roll)에 대한 움직임. 자이로 축이 항공기 세로축과 30도를 이루도록 설치되면 하나의 센서만으로도 이렇게 조합된 정보들을 사용할 수 있다.

그 외의 시스템들은 position based information과 rate based information을 모두 사용해서 두 시스템의 특성을 모두 활용한다(최신 autopilots는 digital based information을 사용한다). 그림 5-42는 Century의 autopilot을 나타낸다.

그림 5-43은 S-Tec가 개발한 rate-based autopilot의 도표이다. 구매자는 기본적인 wing leveling에서 향상된 기능까지 모듈형으로 추가할 수 있다.

Flight Management Systems(FMS)

1970년대 중반에 항전 산업의 선구자들(예를 들어 Universal의 Hubert Naimer 등등)은 항공기 항법 기술을 발전시키기 위해 노력하고 있었다. 1976년 초에 Naimer는 항공기에 설치된 다양한 유형의 센서로부터 입력을 받아 모든 비행 단계에서 자동으로 안내를 제공하는 “Master Navigation System”에 대한 비전을 세웠다.

당시 항공기는 주로 VOR이나 ADF와 같은 무선 시스템을 통해 비교적 짧은 거리를 이동하였다. 장거리 비행을 위해서는 보통 INS(inertial navigation systems), Omega, Doppler, 그리고 Loran을 사용하였다. 단거리 무선 시스템은 보통 RNAV(area navigation) 기능을 제공하지 않았다. 장거리 시스템으로는 경도 • 위도 좌표로 직접 입력된 waypoint들 사이에서 point-to-point 항법만 가능했었는데 보통 그 waypoints 개수마저 제한되어 있었다.

각 waypoint에 대한 위도 • 경도를 직접 입력하는 수고로운 과정은 높은 업무량을 유발하여 종종 잘못된 데이터를 입력하는 결과를 초래하였다. 각각의 장거리 시스템을 위한 별도의 제어 패널로 인하여 조종실의 공간이 더 소비되었으며 display instruments, flight directors, 그리고 autopilots를 시스템과 연결해야 하는 복잡성이 증가하였다.

이 때문에 항공기의 모든 항법 센서와 연결된 마스터 컴퓨터가 사용되었다. 마스터 컴퓨터와 연결된 CDU(control display unit)는 모든 항법 시스템들에 대한 단 하나의 제어 지점을 제공해서 조종실에 필요한 패널들의 수를 감소시켜 주었다. 다양한 개별 센서들은 이제 조종사가 아닌 컴퓨터에 의해 관리된다.

항법 센서들이 표시하는 위치와 항공기 위치가 정확하게 일치하는 경우는 거의 없었다. 따라서 Naimer는 매우 정교하고 수학적인 필터링 시스템을 통해 모든 센서의 위치 데이터를 통합하면 더 정확한 항공기 위치를 얻으리라 믿었다. Naimer는 이러한 과정의 결과를 “Best Computed Position”이라 불렀다. 이 시스템은 위치 추적을 위해 모든 센서를 사용함으로써 area navigation 기능을 쉽게 제공할 수 있었다. 마스터 컴퓨터가 비행기에 통합되어서 배선의 복잡성을 크게 줄일 수 있다.

조종사는 CDU를 통해 사전에 로드해둔 전 세계의 항법 정보 데이터베이스를 쉽게 이용할 수 있다. 이는 직접 waypoint를 입력하는 문제를 해결한다. 이러한 시스템을 통해 조종사는 수십 개의 waypoint로 이루어진 비행 계획을 빠르고 정확하게 구성할 수 있고, 지루한 데이터 입력을 피할 수 있으며, 위도 • 경도 좌표를 잘못 입력할 가능성을 방지할 수 있다. 마스터 시스템은 point-to-point 항법 뿐만 아니라 terminal procedures(departures, arrivals, 그리고 approaches)에서도 사용될 수 있다. 이 시스템은 조종사가 직접 수행해야 하는 항법들을 모두 자동화할 수 있다. UNS-1이라는 첫 번째 시스템이 1982년 Universal에 의해 출시되었을 때 이는 FMS(flight management system)라 불렸다. [그림 5-44]

FMS는 flight plan을 생성하기 위해 전 세계의 항법 데이터(navigation aids, airways 및 intersections, SID, STAR, 그리고 IAP)가 포함된 전자 데이터베이스와 조종사의 CDU 입력을 사용한다. FMS는 여러 항공기 시스템들에 데이터를 제공한다. flight guidance system에는 desired track, active waypoint로 향하는 bearing • distance, lateral course deviation, 그리고 연관 정보가 제공되며 autopilot/flight director system에는 roll steering command가 제공된다. 이를 통해 FMS는 비행기가 어디로 가야하는지, 그리고 언제 어떻게 선회를 해야 하는지를 명령할 수 있다. 다양한 항공기 형식을 지원하기 위해 FMS는 보통 아날로그 데이터, 디지털 데이터, 그리고 이산형 정보들을 모두 수신 및 출력할 수 있다. 현재 전자 항법 데이터베이스는 매 28일마다 업데이트된다.

GPS(Global Positioning System) 덕분에 저렴한 비용으로 매우 정밀한 위치가 제공되었으며 이는 오늘날 가장 지배적인 FMS 항법 센서이다. 전형적인 FMS를 설치하기 위해선 항공기로부터 air data와 heading information을 전자적으로 이용할 수 있어야 한다. 이로 인해 소형 항공기에서는 FMS를 사용하는 것이 제한되었다. 허나 최신 기술 덕분에 더 작고 더 값싼 시스템에서도 이러한 데이터를 이용할 수 있게 되었다. 일부 시스템은 FMS의 제어 하에 특정한 작업용으로 만들어진 DME receiver channel과 연결되어서 추가 센서를 제공한다. 이러한 시스템에서 FMS는 거리 정보를 위해 어떤 DME sites를 사용할지 결정하며 이때 적절한 DME site를 찾기 위해 항공기 위치와 항법 데이터베이스를 사용한다. 그런 다음 FMS는 데이터베이스를 통해 station altitude와 aircraft altitude를 보정해서 station까지의 정확한 거리를 결정한다. 여러 DME site로부터의 거리를 통해 FMS는 GPS만큼 정확하게 위치를 계산할 수 있다.

Aimer는 FMS를 통해 3차원의 항공기 조종을 시각화하였다. 현대의 시스템은 VNAV(Vertical Navigation)와 LNAV(Lateral Navigation)를 제공하며 이는 조종사로 하여금 vertical flight profile이 동기화된 lateral flight plan을 만들 수 있게 해준다. 초기 시스템(예를 들어 IRS. 이는 en route 항법에서만 사용될 수 있다)과는 달리 FMS는 계기 접근 도중에도 안내를 제공할 수 있다.

오늘날 FMS는 실시간 항법 기능을 제공할 뿐만 아니라 기타 시스템(연료 관리, 기내 브리핑 및 디스플레이 시스템 제어, 업링크 된 텍스트 및 그래픽 기상 정보 표시, 그리고 공대지 데이터 링크 교신)들과도 연결된다.

Electronic Flight Instrument Systems

현대 기술 덕분에 비행 계기를 표시하는 새로운 방법이 도입되었다(예를 들어 electronic flight instrument systems, integrated flight deck displays, 등등). PTS의 목적상 LCD나 브라운관을 사용하는 모든 비행 계기 화면을 “electronic flight instrument display” 및/혹은 glass flight deck이라 부른다. 범용 항공의 경우 보통 PFD(primary flight display)와 MFD(multi-function display)가 있다. PFD는 비행에 필요한 조종사 계기(고도, 대기속도, 수직 속도, 자세, heading, trim, 그리고 trend 정보 포함)를 제공한다.

glass flight decks(electronic flight instrument systems를 나타내기 위해 만들어진 용어)의 비용이 감소하고 신뢰도가 증가함에 따라 점점 더 널리 보급되고 있다. 이러한 시스템은 더 가볍고, 더 신뢰할 수 있으며, 마모될 부품이 없고, 전력 소모가 적으며, 수많은 기계적 계기들을 하나의 화면으로 교체하는 이점을 제공한다. glass display가 제공하는 다양성은 analog display가 제공하는 것보다 훨씬 많으므로 이러한 시스템의 사용량은 계속하여 증가할 것이다.

Primary Flight Display(PFD)

PFD는 종래의 six instruments를 하나의 화면으로 대체해서 조종사의 상황 인식을 향상시켜준다. PFD는 수평선, 속도, 고도, 수직 속도, trend, trim, 그리고 선회율을 제공한다. PFD의 예시가 그림 5-45에 나타나 있다.

Synthetic Vision

synthetic vision은 지형 및 비행경로와 관련해서 항공기를 사실적으로 묘사한다. Chelton Flight Systems, Universal Flight Systems 등등이 제작한 시스템들은 지형과 경로를 묘사할 수 있다. 그림 5-46은 Chelton Flight System의 예시로 이는 5차원의 상황 인식과 synthetic highway(원하는 비행경로가 하늘에 표시되는 기능)를 제공한다. 비록 synthetic vision은 PFD에서 표지되지만 조종사가 직접 창 밖을 보는 것과 유사한 시각적 정보를 제공한다.

Multi-Function Display(MFD)

MFD는 primary flight information 외의 추가 정보를 제공한다. [그림 5-47] moving map, approach charts, Terrain Awareness Warning System, 그리고 weather depiction과 같은 정보가 모두 MFD에 표시될 수 있다. PFD와 MFD는 reversionary mode를 통해 다른 하나의 화면이 일반적으로 제공하는 모든 중요한 정보를 표시해서 redundancy를 제공할 수 있다.

Advanced Technology Systems

Automatic Dependent Surveillance-Broadcast(ADS-B)

ADS-B에 대한 기준은 아직 개발 중이지만 그 개념은 간단하다: 항공기가 위치(예를 들어 위도, 경도, 그리고 고도), 속도, 그리고 기타 정보가 포함된 메시지를 정기적으로 방송하는 것. 다른 항공기나 시스템들은 이 정보를 수신한 다음 다양한 용도로 사용할 수 있다. ADS-B의 핵심은 GPS(항공기의 3차원 위치를 제공하는 시스템)이다.

단순한 예로 항공 교통 레이더를 생각해 보자. 레이더는 항공기의 거리와 방위를 측정한다. 질문에 대한 항공기 응답을 받는 순간의 레이더 안테나 위치를 통해 방위가 측정되고 레이더가 응답을 수신하는데 걸리는 시간을 통해 거리가 측정된다.

반면 ADS-B를 기반으로 하는 시스템은 항공기가 방송하는 위치 보고를 청취한다. [그림 5-48] 이러한 위치 보고는 위성 항법 시스템을 기반으로 한다. 방송에는 송신 항공기의 위치가 포함되며 수신 항공기는 이를 사용 가능한 정보로 처리한다. 시스템의 정확도는 항법 시스템의 정확도에 따라 결정되며 그 정확도는 항공기와의 거리에 의한 영향을 받지 않는다. 레이더를 통해 항공기 속도 변화를 감지하려면 데이터를 추적해야 하며 여러번의 위치 업데이트가 이루어져야 한다. 허나 ADS-B를 사용하면 속도 변화가 거의 즉각적으로 방송되며 적절한 장비를 갖춘 항공기는 이를 수신할 수 있다. 적절한 장비를 갖춘 항공기는 그 외의 정보(NOTAM, 기상, 등등)도 얻을 수 있다. [그림 5-49, 5-50]

Safety Systems

Radio Altimeters

radio altimeter(보통 radar altimeter라고도 불림)는 항공기 바로 아래 지형의 높이를 정확하게 측정 및 표시하는 시스템이다. 이 시스템은 지상을 향해 신호를 보낸 다음 시간 정보를 처리한다. radio altimeter의 주요 용도는 접근 및 착륙 도중 조종사에게 정확한 절대 고도(absolute altitude)를 제공하는 것이다. 오늘날의 첨단 항공기에서 radar altimeter는 다른 시스템들(예를 들어 autopilot과 flight director)에도 정보를 제공한다.

이 시스템은 보통 receiver-transmitter(RT) 장치, 신호를 수신 및 전송하기 위한 안테나, 그리고 계기로 구성된다. [그림 5-51] Category II/III 정밀 접근 절차는 radar altimeter를 필요로 하며 지형으로부터의 정확한 최소 높이를 decision height(DH)나 radio altitude(RA)로 지정한다.

Traffic Advisory Systems

Traffic Information System

TIS는 데이터 링크를 통해 조종실에 정보를 제공하는 지상 기반 서비스이다. TIS는 근처 항적에 대한 정보를 자동으로 표시하는 화면을 통해 “see and avoid”의 효율성과 안전성을 높여준다. 화면에는 트랜스폰더를 장착한 다른 항공기의 위치, 방향, 고도, 그리고 상승/하강 경향이 표시될 수 있다. TIS는 [그림 5-52]의 범위 내에 위치한 몇몇 항공기의 예상 위치, 고도, altitude trend, 그리고 ground track 정보를 동시에 제공한다. 이 정보는 MFD에 표시될 수 있다. [그림 5-53]

그림 5-54는 TIS의 개념을 보여준다. 주목할 만한 점은 Mode S 트랜스폰더를 사용해야 하며 지상 관제소에서 Mode S 신호를 처리해야 한다.

Traffic Alert Systems

Traffic alert system은 근처 항공기의 트랜스폰더 정보를 수신한다. 이는 근처 항공기의 상대적 위치를 확인하는데 도움을 제공하기 위함이다. Traffic alert system은 다른 항공기의 3차원 위치를 제공한다. [그림 5-55, 56, 그리고 57] 소형 항공기에 있어 Traffic alert system는 TCAS보다 훨씬 비용 효율적인 대안이다.

Traffic Avoidance Systems

TCAS(Traffic Alert and Collision Avoidance System)

TCAS는 FAA가 개발한 공중 시스템으로 이는 지상 기반 ATC 시스템과 독립적으로 작동한다. TCAS는 인접 항공기에 대한 조종실 인식을 높이기 위해, 그리고 공중 충돌 방지를 위한 “최후의 방어선” 역할을 위해 제작되었다.

TCAS에는 두 가지 단계가 있다. TCAS I은 범용항공 사회와 지역 항공사를 수용하기 위해 개발되었다. 이 시스템은 조종사가 다른 항적을 육안으로 확인하는 것을 돕기 위해 TA(traffic advisory)를 발행한다. TCAS I은 특정 범위 내 항공기의 대략적인 방위와 상대 고도를 제공한다. 그리고 TCAS I은 충돌 가능성이 있는 항적에 대해 TA를 제공한다. 그러면 조종사는 항적을 육안으로 확인하고 충돌 회피를 위한 적절한 조치를 취한다.

TCAS II도 TCAS I과 동일한 정보를 제공하지만 보다 정교한 시스템이다. 또한 TCAS II는 다른 항적의 예상 비행경로를 분석한 다음 공중 충돌 가능성을 해결하기 위한 resolution advisory를 발부한다. 만약 TCAS II가 다른 항공기의 TCAS II와 통신하였다면 두 시스템은 각각의 조종사에게 제공되는 resolution alerts를 조정한다. [그림 5-58]

Terrain Alerting Systems

GPWS(Ground Proximity Warning System)

CFIT(controlled flight into terrain)을 줄이기 위해 적용된 초기 기술은 바로 GPWS이다. GPWS는 지상으로부터의 항공기 위치를 결정하기 위해 radio altimeter, speed, 그리고 barometric altitude를 사용한다. 시스템은 이 정보를 통해 지상으로부터의 항공기 간격을 결정하며 상승 지형에 대한 항공기 위치에 관하여 제한적인 예측성을 제공한다. 이러한 기능은 시스템의 알고리즘을 기반으로 한다. 허나 산악 지역에서는 비정상적인 경사로 인해 시스템이 예측 정보를 제공할 수 없다.

안전하지 않은 항공기 운영을 감지하기 위해 GPWS는 landing gear status, flap position, 그리고 ILS glideslope deviation과 연동되어 있다. 또한 GPWS는 advisory callout도 제공한다.

GPWS가 의도치 않게 꺼지는 것을 방지하기 위해 이는 보통 전기 시스템의 hot bus bar에 연결된다.

TAWS(Terrain Awareness and Warning System)

TAWS는 GPS 위치와 지형/장애물 데이터베이스를 통해 정면의 지형과 장애물에 대한 정확한 예측성을 제공한다. TAWS는 청각 경고와 시각 경고를 통해 조종사에게 구체적인 조치를 취하도록 지시한다. TAWS는 GPS와 지형/장애물 데이터베이스에 의존하므로 그 예측성은 항공기 위치와 예상 위치를 기초로 한다. 이 시스템은 시간 기반 방식을 사용하므로 항공기의 성능과 속도에 따라 보정된다. [그림 5-59]

HUD(Head-Up Display)

HUD란 조종사와 앞유리 사이에 놓인 투명한 화면에 항법 정보와 air data 정보를 투영하는 시스템이다. HUD는 계기판과 외부 사이의 시선 움직임을 줄여준다. 사실상 원하는 모든 정보가 HUD에 표시될 수 있다(단, 항공기의 비행 컴퓨터가 이용할 수 있는 정보에 한함). HUD 화면은 앞유리 근처의 별도 패널을 통해, 혹은 그림 5-60과 같은 접안경을 통해 투영될 수 있다. 항공기 기수에 대한 활주로 목표지점 정보도 표시될 수도 있으며 이를 통해 조종사는 바깥을 바라보면서 접근에 필요한 정보를 확인할 수 있다.