Chapter 2, Weight and Balance Theory에서는weight and balance의 이론이 설명되었으며 여러 개의 무게가 실린 지렛대로부터 CG를 찾을 수 있는 방법의 예시가 제공되었다. 이 장은 비행기의 무게를 측정하고 CG의 위치를 찾는 실질적인 측면을 설명한다. CG의 위치를 datum으로부터 인치 단위로 측정하는 공식과% MAC(mean aerodynamic chord)으로 측정하는 공식이 소개된다.
규정에 따르면 개인이 소유 및 운영하는 항공기에 대해서는 주기적인 무게 측정이 요구되지 않는다. 이러한 항공기의 무게는 보통 초기 증명 당시에, 혹은 weight and balance에 영향을 미칠 수 있는 대개조(major alternation) 이후에 측정된다.weight and balance의 주요 목적은 안전이다. 제조업체는 항공기의 적재 한계를 설정하기 위해 광범위한 비행 테스트를 수행한다. 왜냐하면 한계에 대한 정보는 안전한 비행을 위해 중요하기 때문이다. weight and balance의 또다른 목적은 비행 효율을 높이는 것이다. 항공기 과적재 뿐만 아니라 무게 분배도 고려되어야 한다. 항공기는 CG limits를 가지고 있으며 CG가 이 한계를 벗어나도록 적재되면 항공기의 조종성이 심하게 손상된다.
weight and balance 정보는 매우 중요하다. 따라서 정비사는 항공기의 실제 무게와CG 위치에 대한 최신정보를 조종사에게 제공할 책임을 인지해야 한다. PIC는 항공기의 CG limits, 최대 허용 무게, 그리고 적재물의 무게를 알아야 한다. weight and balance record는 반드시 equipment list를 포함해야 한다. equipment list는 empty weight에 포함된 필수 및 옵션 장비들의 무게와 모멘트 암을 나타낸다.
CG 위치를 계산 및 수정하는데 사용되는 weight and balance records는 한정된 기간 동안만 신뢰할 수 있다. 이러한 이유 때문에 항공기 무게를 정기적으로 측정하는 것이 바람직하다. 항공기가 대규모 수리나 대개조를 거쳤거나, 조종사가 비행 특성이 불만족스럽다(예를 들어 nose/tail heaviness) 보고하였거나, weight and balance 정보에 오류가 있다 의심된다면 항공기 무게를 다시 측정해야 하며 새로운 weight and balance record가 만들어져야 한다.
수리(repairs)와 개조(alterations)는 무게 변화의 주요 원인이다. 수리나 개조를 수행하는 정비사는 다음을 해야 한다:
1. TCDS(type certificate data sheet)와aircraft specifications에 표시된 허용 무게와 CG limits가 초과되지 않음을 계산을 통해 확인한다.
2. 최신 aircraft flight manual이나operating limitations에 새로운 EWCG(empty weight center of gravity) 정보를 기록한다.
대규모 수리나 대개조 후에는 항공기의 무게가 다시 측정 되어야하며 새로운 weight and balance record가 만들어져야 한다. 정비사는 최신의항공기 무게와EWCG 위치를 조종사에게 제공해야 한다.
정확하게 보정된 저울로 항공기의 무게를 측정해야 정확한 empty weight와CG를 얻을 수 있다. 항공기 무게를 측정하는데 사용되는 저울로 platform과 load cell이 있다.
platform scales[그림 3-1]나ramp wheel scales[그림 3-2]는 단면이 낮고, 다루기 쉽고, 안전하며, 신뢰할 수 있다. 항공기의 바퀴를 지면에 놓인 저울 위로 밀어 넣는다. 각 바퀴마다 저울이 하나씩 놓인다. 저울은 최소 60,000 파운드까지 무게를 측정할 수 있어야 한다. 왜냐하면 각 바퀴의 무게가 이 수치를 초과하는 경우는 거의 없기 때문이다.
load cell scales [그림 3-3]도 항공기의 무게를 측정하는 장치이다. 이는 보통 platform type보다 저렴하다. load cell scales를 사용하면 항공기 무게를 수평 비행 자세에서 측정할 수 있다. 이 방법에서 항공기는jacks에 놓이며 jack과 jack pad 사이에 로드셀이 배치된다. 수평 비행 자세가 만들어지기 전까지 jacks로 항공기를 들어 올린다. 각 로드셀에서 측정된 무게가 제어판에 표시된다. 항공기를 들어 올리는 것은 불편할 뿐만 아니라 위험할 수도 있어서 일부 운영자들은 비록 더 비싸지만 사용하기에 용이한 platform type을 선호한다. 또한 platform scales로 무게를 측정하면 보통 load cell scales로 무게를 측정하는데 필요한 시간의 1/3만 필요하다.
모든 저울들은 보관이나 배송 시 안전하게 보호되어야 하며 정확성을 위해 주기적으로 점검되어야 한다. 점검 간격은 최대 12개월이다(단, 사용 조건에 따라 이 기간이 단축될 수도 있음). 매일매일 사용되는 저울의 경우에는 장치의 정확성을 위해 더 짧은 점검 간격 및/혹은 테스트가 필요할 수 있다. 정확한 보정 및 테스트가 필요하다면 저울을 제조업체에 보낸다.
무게를 재는 절차는 항공기에 따라, 그리고 무게 측정 장비 유형에 따라 달라질 수 있다. 각 항공기에 대한 제조업체의 정비 매뉴얼에 수록된 무게 측정 절차를 따라야 한다. 무게 측정을 위해 항공기를 준비할 때 고려해야 할 주요 사항들이 다음 단락에 설명되어 있다.
Scale Preparation
기계식 저울과 전자식 저울을 점검하고 이를 0으로 설정한다. 이는 저울에 무게를 올리고 내린 다음 0을 확인함으로써 이루어진다. 안정적인 영점 세팅이 얻어지기 전까지 이 절차를 반복한다. 무게를 측정하기 최소 2시간 전에 저울을 꺼내두어서 이를 주변 온도에 적응시킨다. 저울을 화씨 40도 이하, 혹은 화씨 100도 이상의 온도에서 사용해서는 안 된다(단, 이러한 온도에서 사용되도록 특별히 설계된 경우 제외). 전자식 저울은 매우 민감하며 영하의 온도에 노출되면 화면이 손상될 수 있다.
Weigh Clean Aircraft Inside Hangar
항공기의 무게는 격납고 내부에서 측정되어야 한다. 항공기의 내부와 외부는 깨끗해야 하며특히 bilge area에 물이나 이물질이 있는지 각별히 주의해야 한다. 항공기의 외부에는 진흙과 먼지가 없어야 한다.
Equipment List
필요한 모든 장비가 올바르게 설치되어 있어야 하며 equipment list에 없는 장비가 설치되어 있으면 안 된다. 만약 equipment list에 없는 장비가 항공기에 설치되어 있다며weight and balance record가 수정되어야 한다.
Ballast
모든 permanent ballasts를 제자리에 올바르게 고정해야 한다. 모든 temporary ballasts는 제거되어야 한다.
Standard Weights
standard weights란weight and balance 계산과 관련된 수많은 항목들에 대한 무게이다. 만약 실제 무게를 사용할 수 있다면 이 무게를 사용하지 않는다. standard weights의 일부가 그림 3-4에 나열되어 있다.
온도가 변화하면 무게가 달라지는 것을 주목하라. 이러한 변화는 1 갤런 당 매우 작지만 많은 양의 유체를 다루는 경우(예를 들어 commercial aircraft)에는 총 무게가 상당히 증가할 수 있다.
Draining the Fuel
항공기 제조업체가 명시하는 절차를 통해 탱크로부터 연료를 배출한다. 만약 특별한 절차가 없다면 항공기를 수평 비행 자세에 두고 fuel quantity gauges가 0을 가리킬 때까지 연료를 배출한다. 시스템에 남이 있는 연료는 residual fuel이나 unusable fuel으로이는 항공기 empty weight의 일부이다.
residual fuel의 양과 그 arm은 보통 TCDS(Type Certificate Data Sheets), “Data pertaining to all Models”의 Note 1에서 확인할 수 있다. 연료 용량에 대한 추가 정보는 Chapter 2, Weight and Balance Theory를 참조한다.
연료를 배출할 수 없는 경우에는 연료 탱크를 연료로 가득 채운 다음에 항공기 무게를 측정할 수 있다. 항공기 무게를 측정한 후에 연료의 무게와 모멘트를 항공기의 무게와 모멘트에서 뺀다. 그런 다음에 residual fuel의 무게와 모멘트를 더해서 empty weight를 구한다.
연료의 무게(예를 들어 제트 연료)를 계산하기 위해 연료의 비중(sg – specific gravity)을 비중계로 측정한 다음 이를 8.345(비중이1.0인 순수한 물 1갤런의 공칭 무게)로 곱한다. 만약 주변 온도가 높아서 탱크 내의 제트 연료가 공칭 비중인 0.82에서 0.81에 도달할 정도로 뜨거워지면 연료는 갤런 당 6.84 파운드가 아닌 6.76 파운드가 나간다.
Oil
CAR part 3에 따라 증명된 항공기의 empty weight에는 엔진 윤활유(lubricating oil)가 포함되지 않는다. empty weight를 결정하기 위해선 항공기의 무게를 측정하기 전에 오일을 배출하거나 오일 무게를 저울 값에서 빼야 한다. empty weight에 엔진 윤활유를 포함하지 않는 항공기의 무게를 측정하기 위해선 항공기를 수평 비행 자세로 둔 다음 drain valves를 열어서 오일이 배출되도록 한다. 남아 있는 모든 오일은 undrainable oil로 이는 empty weight의 일부이다. 14 CFR part 23과 25에 따라 증명된 항공기는 full oil을 empty weight의 일부로 포함한다. 만약 오일을 배출하는 것이 불가능하다면 reservoir를 특정 수준까지 채울 수 있다(오일의 무게는 갤런 당 7.5 파운드로 계산). 그런 다음 항공기의 무게와 모멘트로부터 오일의 무게와 모멘트를 뺀다. undrainable oil의 양과 그 arm은 TCDS의 Note 1에 나타나 있으며 이를 empty weight에 더해주어야 한다.
Other Fluids
hydraulic fluid reservoir와 그 외 모든reservoir가 가득 차있어야 한다. 항공기의 empty weight로 간주되지 않는 유체로는 식수, 화장실의 물, 그리고 엔진에 분사되는 물이 있다.
Configuration of the Aircraft
무게 측정 시 landing gear shock struts와control surfaces의 position에 대해 항공기 서비스 매뉴얼을 참조한다.
Jacking the Aircraft
항공기의 무게는 보통 로드셀(load cell)이 내장된 ramp에서 측정된다. 이는 항공기를 지상으로부터 jacking 하는 것과 관련된 문제를 없애준다. 허나 무게 측정을 위해 항공기가jacking 된 다음 로드셀이나 저울에 올려지는 경우도 많다.
무게 측정을 위해 항공기를 jack에 올릴 때에는 각별히 주의해야 한다. spring steel landing gear를 갖춘 항공기의 경우에는 타이어가 위로 뜰 때 landing gear가 안쪽으로 미끄러지므로jack이 넘어지지 않도록 주의해야 한다.
wing jacks로 항공기를 올리기 전에 stress panels나stress plates를 설치해야 하는 경우도 있다. 이는 jack pad 윗부분의 무게를 분산시키기 위함이다. 항공기를 jacking 할 때마다 제조업체의 권장 사항을 면밀히 따라야 한다. 두 개의 wing jacks를 사용할 때 항공기가 jack으로부터 미끄러지지 않도록 유지하면서 양 쪽 날개가 동시에 상승하도록 각별히 주의한다. jack을 올렸다면 safety collars를 jack cylinder에 나사로 고정한다. 이는 jack들 중 하나의 유압이 상실되었을 때 항공기가 기울어지는 것을 방지하기 위함이다.
Leveling the Aircraft
무게를 측정할 때 항공기는 수평 비행 자세를 유지해야 한다. 이는 모든 구성 요소들이 datum으로부터 정확한 거리에 있도록 만들기 위함이다. 이 자세는 TCDS에서 확인된다. 제조업체가 명시하는 위치에서 다림줄을 떨어뜨린 후에 추(weight)가 특정 지점의 바로위에 매달리도록 해야 하는 항공기도 있다. 기포 수준기(spirit level)를 두 개의 leveling lugs(보통 fuselage 바깥에 있는 특수한 나사를 의미함)에, 혹은 상단 문턱에 배치하도록 명시하는 항공기도 있다.
로드셀을 사용하는 경우에는 jacks를 통해 항공기 수평을 조절한다. 바퀴로부터 무게를 측정하는 경우에는 nosewheel shock strut의 공기압을 조절해서 수평을 만든다.
Safety Considerations
항공기를 jack에 올릴 때에는 특별한 주의를 기울여야 한다.
1. 만약 제조업체가 명시한다면 stress plates를 jack pads 아래에 설치한다.
2. jacking 도중 항공기 내에 사람이 있어야만 한다면 움직임이 없어야 한다.
3. 항공기를 들기 전에 jack이jack pads 아래에 똑바로 있어야 한다.
4. 모든 jacks를 동시에 올려야 하며jack이 압력을 잃었을 때 항공기가 기울어지는 것을 방지하기 위해 jack cylinder에 안전장치가 있어야 한다. 모든 jack에 collars가 있는 것은 아니며 일부는 drop pins나friction locks를 사용한다.
항공기를 수평 비행 자세로 배치한 다음 datum에서 다림줄을 떨어뜨린다. 그리고 무게추 아랫 부분을 격납고 바닥에 표시한다. 이 지점을 통과하는 분필 선을 항공기 세로축에 평행하게 그린다.
그런 다음 main wheels의 실제 무게 측정 지점 사이에 가로 선을 그린다. 그리고 nosewheel(혹은 tailwheel)의 무게 측정 지점을 세로선을 따라 표시한다. 바닥의 이러한 선들과 표시를 통해 datum과 무게 측정 지점 사이를 정확하게 측정하여 arms를 결정할 수 있다.
각 무게 측정 지점의 무게와 모멘트를 더하여 총 무게와 총 모멘트를 결정한다. 그런 다음 총 모멘트를 총 무게로 나누어 datum을 기준으로 한 CG를 결정한다. datum으로부터 CG를 결정하는 예시로 그림 3-5와 그림 3-6을 참조한다(이 예시의 경우 datum이 방화벽쪽에 위치함).
parking brakes를 해제한 상태로 저울 위에 비행기를 배치시켰다면 비행기가 움직이는 것을 방지하기 위해 고임목을 둔다. 각 무게 측정 지점의 net weight를 결정하기 위해 저울 값에서 고임목의 무게(tare weight)를 뺀다. 각 순 중량에 arm을 곱하여 모멘트를 결정한다. 그리고 총 무게와 총 모멘트를 결정한다. 총 모멘트를 총 무게로 나누면 CG가 결정된다. [그림 3-7] 그림 비행기의 순 중량은2,006 파운드이며 CG는 datum으로부터 32.8 인치 뒤에 위치한다.
EWCG 문제를 해결할 때 그림 3-5의 차트가 도움을 제공하긴 하지만 공식과 전자계산기를 통해 EWCG를 결정하는게 더 빠르다. 이러한 문제를 해결하기 위한 계산기 사용 방법은 Chapter 8, Use of Computers in Weight and Balance Computations에 설명되어 있다.
CG 위치를 datum과 연관시키는 네 가지 조건 및 공식이 있다. 각 조건을 위한 공식을 위해 nosewheel이나tailwheel의 모멘트를 결정한 다음 그 값을 비행기의 총 무게로 나누어서arm을 결정한다. 이 arm을 main wheels와 datum 사이의 거리(D)에 더하거나 뺀다.
Datum Forward of the Airplane – Nosewheel Landing Gear
그림 3-8에서datum은 wing root 앞전으로부터 100인치 전방에, 혹은 main-wheel 무게 측정 지점으로부터 128인치 전방에 있다. 이 128 인치가 거리(D)이다. nosewheel의 무게(F)는 340 파운드이고 main wheels와 nosewheel 사이의 거리(L)는 78 인치이다. 비행기의 총 무게(W)는 2,006 파운드이다. 그림 3-9의 공식을 사용하여 CG를 결정한다. CG는 datum으로부터 114.8 인치 뒤에 있다. 이는 main-wheel 무게 측정 지점으로부터 13.2 인치 전방에 있다.
Datum Aft of the Main Wheels – Nosewheel Landing Gear
datum이main wheels의 뒤에 위치할 수도 있다. 아래의 비행기는 위의 비행기와 동일하다(단, datum이 날개의 뒷전에 위치함). datum과 main-wheel 무게 측정 지점 사이의 거리(D)는 75 인치이다. nosewheel이 무게(F)는 340 파운드이다. main wheels와 nosewheel 사이의 거리(L)는 78 인치이다. 비행기의 총 순 중량(W)은2,006 파운드이다.
CG 위치는 그림 3-11의 공식을 통해 결정할 수 있다.
CG 값이 음수이며 이는 CG가 datum보다88.2인치 전방에 있다는 것을 의미한다. 결국 CG는main wheels보다13.2인치 전방에 위치하며다른 위치에 놓인datum으로부터 측정했을 때와 정확히 동일하다.즉,모든 측정이 동일한 지점으로부터 수행되기만 한다면datum의 위치는CG의 위치에 영향을 미치지 않는다.
Datum Forward of the Main Wheels – Tailwheel Landing Gear
tailwheel airplane의 CG를 찾는 것은 nosewheel airplane의 CG를 찾는 것과 동일한 방법으로 수행된다.
datum과 main-gear 무게 측정 지점 사이의 거리(D)는 7.5 인치이다 [그림 3-12] tailwheel의 무게(R)는 67 파운드이다. main-wheel과 tailwheel 무게 측정 지점 사이의 거리(L)는 222 인치이다. 비행기의 총 무게(W)는 1,218 파운드이다. 그림 3-13의 공식을 통해 CG를 결정한다. CG는 datum보다 19.7 인치 뒤에 있다.
Datum Aft of the Main Wheels – Tailwheel Landing Gear
비행기의 datum이 wing root 뒷전에 위치한다. [그림 3-14] 이는 main gear의 arm(D)를 –80 인치에 위치시킨다. tailwheel의 순 중량(R)은67 파운드이다. main wheels와 tail wheel 사이의 거리(L)는 222 인치이다. 비행기의 총 순 중량(W)은1,218 파운드이다. datum이 main wheels의 뒤에 있으므로 다음 공식을 사용한다. [그림 3-16]
CG는 datum으로부터 67.8 인치 전방에, 혹은 main-gear 무게 측정 지점으로부터 12.2 인치 후방에 위치한다. datum의 위치에 상관없이 CG는 main wheels에 대해 정확히 동일한 위치에 있다.
Center of Gravity(CG) and Mean Aerodynamic Chord(MAC)
Center of Gravity(CG)
무게의 양 뿐만 아니라 무게의 분배도 고려되어야 한다. 항공기 장비가 변경되었다면 장비를 변경한 사람은 equipment list에 다음 사항들을 항공기 정비 기록에 기재해야 한다: 추가∙제거∙재배치 된 항목, 변경 날짜, 그리고 본인의 이름 및 자격증 번호.
비행기의 CG는 nose-heavy(-) moment와 tail-heavy(+) moment가 정확히 같은 가상의 지점이다. CG에서 항공기를 줄로 매달게 되면 nose up이나nose down 하려는 경향을 보이지 않는다. 물건들이 적재된 항공기의 CG는 특정 한계 이내에서 앞뒤로 배치될 수 있으며이러한 한계는 형식 증명을 위한 시험 비행 도중 결정된다. 이 범위가 바로 FAA에서 요구하는 성능 및 비행 특성이 충족되는 전방 한계와 후방 한계이다.
특정 항공기의 한계를 벗어난 CG는 항공기를 제어하는 조종사 능력을 크게 손상시킨다. 예를 들어 nose-heavy aircraft로는 이륙과 상승이 어려우며 조종사가 throttle을 줄였을 때 기수가 떨어지려는 경향이 있다. 또한 안전하게 착륙하기 위해선 더 높은 속도가 필요하다. tail-heavy aircraft로는 저속에서 실속에 빠지기 쉬우며 이는 착륙 접근 도중 문제가 된다.
소형 비행기의 경우 CG는 datum으로부터의 거리(인치)를 통해 식별된다. CG range도 같은 방법으로 식별된다. 대형 비행기(private business jets에서 large jumbo jets까지)의 경우에는 CG와 CG range가 보통 날개폭과 관련하여 식별된다.
Mean Aerodynamic Chord(MAC)
비행기에서 날개폭(앞전과 뒷전 사이의 직선거리)은 시위선이라 불린다. 날개의 앞전과 뒷전이 평행하다면 시위선은 날개 길이를 따라 모든 지점에서 동일하다. 테이퍼 날개의 시위선 평균 길이(MAC)는 정의하기가 더 복잡하다. MAC이란 실제 에어포일과 동일한 공기역학적 특성을 갖는 가상의 에어포일 시위선을 의미한다. [그림 3-16] 이는 날개 평면의 지리적 중심에 그려진 시위선이라 생각될 수도 있다.
weight and balance 계산을 위해 MAC이 필요한 경우에는 해당 정보가 항공기의 TCDS에 나열된다. MAC은 제조업체에 의해 설정되며 LEMAC(leading edge MAC)와 TEMAC(trailing edge MAC)이datum으로부터의 거리(인치 단위)로 규정된다. [그림 3-16] CG와 다양한 한계들은% MAC으로 표시된다. % MAC을 datum과 연관시키기 위해 모든 weight and balance 정보는 다음 두 가지 항목을 포함한다: MAC의 길이(인치 단위), 그리고 LEMAC의 위치(datum으로부터의 인치 단위 거리). 대부분의 소형 항공기제조업체들은 CG range를 datum으로부터의 거리(인치 단위)로 나타내는 반면 운송용 항공기 제조업체들은% MAC으로 나타낸다.
CG와 공기역학적 양력 중심의 상대적 위치는 비행 특성에 중요한 영향을 미친다. 따라서 CG를 날개 시위선과 연관시키는 것은 설계 및 운영 관점에서 편리하다. 보통CG가 평균 시위선의 25% 지점 근처에 위치한다면 항공기는 만족스러운 비행 특성을 가진다. 이는 CG가 LEMAC과 TEMAC 거리의 1/4 지점에 위치함을 의미한다. 이러한 위치는 대부분의 에어포일에 대해 CG를 공기역학적 중심 앞에 배치한다.
MAC은 station 144 ~206까지이고 CG는 station 161에 위치한다. [그림 3-17]
MAC = TEMAC – LEMAC
MAC = 206＂ - 144＂
MAC = 62＂
% MAC을 찾기 위해 먼저 LEMAC으로부터의 CG 거리를 결정한다.
CG – LEMAC = Distance from LEMAC
161＂ - 144＂ = 17＂
% MAC으로 표시된 CG는 그림 3-18의 공식을 통해 결정된다.
비행기의 CG는 27.4% MAC에 위치한다.
% MAC으로 표시된 CG를 통해 datum으로부터의 CG 거리(인치 단위)를 결정해야하는 경우도 있다. 그림 3-19의 공식을 통해 datum으로부터의 CG를 결정한다.
이 비행기의CG는datum으로부터160.9인치 후방에 위치한다.세로 안정성을 위해CG가 날개 양력 중심의 앞에 위치하는 것이 중요하다.양력 중심은% MAC으로 표시되므로CG 또한% MAC으로 표시된다.
