(18) Engine Inoperative Flight Principles

Engine Inoperative Flight Principles

 

OEI 운영을 위한 두 가지 주요 고려 사항(성능과 제어)이 있다. 다발 비행기 조종사는 sideslip 하지 않고 비행하는 훈련을 받는다. 이를 통해 조종사는 비행기를 blue radial indicated airspeed에서 최대 상승 성능으로 조종하는 법을 배운다, 조종사는 또한 VMC demonstration을 수행하여 red radial indicated airspeed와 연관된 방향 제어 상실의 인지 및 회복 방법을 배운다. VMC demonstration의 목적은 성능이 아니기 때문에 기동 도중 sideslip이 발생한다. 방향 제어 상실과 최대 OEI 상승 성능에 대한 자세한 설명은 다음과 같다.

 

Derivation of VMC

 

VMC는 제조업체가 설정한 속도로 AFM/POH에 게재된다. 그리고 대부분의 속도계에 red radial line으로 표시된다. 지식이 많고 능숙한 다발 비행기 조종사는 VMC가 모든 조건에 대해 고정된 속도가 아님을 이해한다. VMC는 항공기 증명 도중 결정된 매우 특정한 상황에 대해 고정된 속도이다. 실제로 VMC는 아래에 설명된 다양한 요소에 따라 달라진다. 조종사의 기술 및 상황에 따라서 VMC는 게재된 값보다 더 낮거나, 혹은 심지어 더 높을 수도 있다.

 

과거의 항공기 증명에서 VMC는 critical engine이 갑자기 작동하지 않을 때 그 엔진이 작동하지 않은 상태에서 비행기의 제어가 유지될 수 있으며 5도 이하의 bank angle에서 같은 속도로 직진 비행을 유지할 수 있는 sea level calibrated airspeed이다.

 

앞서 말한 내용은 dynamic 조건에서의 VMC 결정을 의미한다. 이러한 기술은 경험이 많은 테스트 파일럿만이 항공기 증명 도중 사용한다. 이러한 상황 이외를 시도하는 것은 안전하지 않다.

 

항공기 증명은 또한 static 조건, 혹은 안정된 조건에서도 VMC를 결정한다. dynamic speed와 static speed 간에 차이가 있으면 둘 중 높은 것이 VMC로 게재된다. static 조건은 단순히 VMC 속도에서 bank angle 5도 이하로 직진 비행을 유지할 수 있는 능력이다. 이는 multiengine rating을 위한 실기 시험에서의 VMC demonstration과 더 유사하다.

 

AFM/POH가 게재하는 VMC는 critical engine이 작동하지 않을 경우에 대하여 결정된다. critical engine이란 고장 시 방향 제어에 가장 악영향을 미치는 엔진이다. 조종석에서 바라보았을 때 각 엔진이 일반적인 시계 방향으로 회전한다면 critical engine은 좌측 엔진이 될 것이다.

 

다발 비행기는 단발 비행기와 마찬가지로 P-factor의 영향을 받는다. 출력을 형성하는 비행기가 양의 받음각 상태인 경우 각 엔진의 하강하는 프로펠러는 상승하는 프로펠러보다 더 많은 추력을 생산할 것이다. 또한 우측 엔진의 하강하는 프로펠러는 좌측 엔진의 하강하는 프로펠러보다 무게 중심에서 더 멀리 떨어져 있다. 따라서 더 긴 moment arm을 가진다. 결과적으로 좌측 엔진이 고장 나면 우측 엔진이 남은 추력을 발생하기 때문에 최대 비대칭 추력(adverse yaw)이 발생한다. [그림 13-12]

많은 다발이 counter-rotating right engine으로 설계되었다. 이 설계에서는 어느 쪽 엔진이 작동하지 않든 비대칭 추력의 크기가 같다. 더 중요한 엔진(critical engine)은 없다. 어느 쪽이든 windmilling 하고 있을 때 VMC demonstration을 수행할 수 있다.

 

다음 항목들은 과거 14 CFR part 23, section 23.149에 따라 인증된 훈련 중 VMC 속도에 영향을 미치는 여러 가지 요인을 설명한다. 이는 또한 제조업체가 게재한 속도가 결정되는데 사용된 조건을 설명한다. 과거의 항공기 증명에서는 14 CFR part 23, section 23.149에서 서술한 다음 조건에 따라서 dynamic VMC를 결정하였다.

 

∙Maximum available takeoff power initially on each engine(section 23.149(b)(1)). 작동 중인 엔진의 출력이 증가할수록 VMC가 증가한다. 일반적인 aspirated engines의 경우 VMC는 해수면에서 이륙 출력을 사용할 때 가장 높다. 그리고 고도가 높아짐에 따라 감소한다. turbocharged engine의 경우 이륙 출력은 엔진의 critical altitude(엔진이 더는 100% 출력을 유지할 수 없는 고도)까지 고도가 증가해도 일정하게 유지된다. 따라서 VMC도 일정하게 유지된다. critical altitude 이상에서는 일반적인 aspirated engines(이 엔진은 critical altitude가 곧 해수면)와 마찬가지로 VMC가 감소한다. 사고를 피하고자 테스트 파일럿은 다양한 고도에서 VMC 테스트를 수행한다. 그리고 그 테스트의 결과는 하나의 해수면 값으로 추론된다.

 

∙All propeller controls in the recommended takeoff position throughout VMC determination(section 23.149(b)(5)). 작동하지 않는 엔진의 항력이 증가할수록 VMC가 증가한다. 따라서 critical engine의 프로펠러가 low pitch, high rpm 날 각도로 windmilling 할 경우 VMC가 최대이다. VMC는 보통 critical engine propeller가 takeoff position에서 windmilling 할 때 결정된다(단, 엔진이 autofeather system을 장착한 경우 제외).

 

∙Most unfavorable weight and center-of-gravity position(section 23.149(b)). 무게중심(CG)이 뒤로 이동할수록 VMC가 증가한다. rudder의 moment arm은 CG가 뒤로 이동할수록 감소한다. 따라서 rudder의 효율 또한 감소한다. 일반적인 light twin의 경우 aft-most CG limit는 가장 좋지 않은 CG position이다. 과거의 14 CFR part 23은 가장 좋지 않은 무게에서 VMC가 결정될 것을 필요로 하였다. CAR 3이나 초기의 14 CFR part 23에 따라 증명된 다발의 경우에는 VMC가 결정된 무게가 명시되지 않는다. 무게가 감소할수록 VMC는 증가한다. [그림 13-13]

 

∙Landing gear retracted(section 23.149(b)(4)). landing gear를 올릴 경우 VMC가 증가한다. landing gear를 내리면 방향 제어에 도움을 주어 VMC를 감소시키는 경향이 있다.

 

∙Flaps in the takeoff position(section 23.149(b)(3)). 이는 보통 wing flaps와 cowl flaps를 포함한다. 대부분의 다발에 있어 이는 0도의 flaps일 것이다.

 

∙Airplane trimmed for takeoff(section 23.149(b)(2)).

 

∙Airplane airborne and the ground effect negligible(section 23.149(b)).

 

∙Maximum of 5˚ angle of bank(section 23.149(a)). VMC는 bank angle에 매우 민감하다. 항공기 증명에 있어 비현실적으로 낮은 VMC 속도를 주장하는 것을 방지하기 위해 작동 엔진을 향해 최대 5˚의 bank angle을 사용하도록 제조업체에 허가된다. sideslip을 사용하는 대신 bank에서 발생하는 양력의 수평 성분으로 rudder의 side force와 균형을 맞춘다. sideslip은 더 많은 rudder를 필요로 한다. 즉 VMC를 증가시킨다. bank angle은 VMC를 낮추는데 있어 제조업체에 유리하게 작용한다. 왜냐하면 높은 bank angle은 필요한 rudder의 양을 감소시키기 때문이다. 그러나 이러한 방법은 안전하지 못한 비행으로 이어질 수 있다. 왜냐하면 상당한 sideslip, 그리고 양력의 수직 성분을 유지하기 위한 받음각의 증가 때문이다.

 

bank angle이 감소하면 VMC가 증가한다. 실제로 VMC는 5˚부터 날개 수평 사이의 bank angle에서 1도가 감소할 때마다 3노트 이상씩 증가할 수 있다. VMC는 최대 5˚의 bank angle에서 결정되었기 때문에 날개가 수평으로 유지될 경우 게재된 VMC보다 대략 20노트 높은 속도에서 방향 제어 상실을 경험할 수 있다.

 

최대 5˚의 bank angle은 과거 항공기 증명에 있어 제조업체에 부과된 제한 사항이다. 5˚의 bank가 본질적으로 zero sideslip이나 best single-engine climb 성능을 만들어내는 것은 아니다. zero sideslip(즉, best single-engine climb 성능)은 5˚ 미만의 bank angle에서 만들어질 수 있다. 항공기 증명에 있어 VMC의 결정은 특정한 상황에서 방향 제어를 위한 최소 속도에만 연관되어 있다. 이는 상승 성능을 위한 최적의 비행기 자세나 구성이 아니다.

 

dynamic VMC의 결정을 위해 mixture control을 사용하여 critical engine을 끄는 것이 수행된다. 항공기 증명 도중 테스트 파일럿은 매 시도마다 점진적으로 속도를 감소시킨다. VMC는 critical engine을 껐을 때 원래 진입하였던 heading으로부터 20도 이내로 방향 제어를 유지할 수 있는 최소 속도이다. 이러한 테스트 도중 높은 상승 각도에 놓인 작동 중인 양쪽 엔진은 엔진을 끈 이후에는 초기 속도를 다시 얻기 위해 pitch 자세를 빠르게 낮춰야 한다. transitioning pilot은 VMC demonstration을 위해 높은 출력에서 엔진을 끄는 것, 혹은 VSSE보다 낮은 속도에서 의도적으로 엔진을 끄는 것은 방향 제어 상실과 사고의 가능성을 높인다는 것을 이해해야 한다.

 

VMC Demo

 

비행 훈련 도중 실제 VMC demonstration 및 회복은 항공기 증명에 있어 static VMC 결정과 더 유사하다. 의도치 않은 지상 충돌의 위험을 피하고자 조종사는 최소 3,000ft AGL 이상에서 기동할 수 있는 고도를 선택한다. 다음 설명은 좌측 엔진이 critical인 non-counter-rotating engines를 가정한다.

 

landing gear는 올라가 있고 flaps는 takeoff position인 상태에서 조종사는 비행기를 대략 VSSE나 VYSE(둘 중 더 높은 것)보다 10노트 높은 속도로 감속한다. 이후 takeoff로 trim 한다. 남은 기동 도중 trim 세팅은 변하지 않는다. 조종사는 entry heading을 선택하고 양 쪽 propeller controls를 high rpm으로 설정한다. 좌측 엔진의 출력을 idle로 빼고 우측 엔진의 출력을 takeoff setting으로 증가시킨다. throttle을 idle로 유지하는 동안 landing gear warning horn이 울릴 것이다. 조종사는 stall warning horn을 주의 깊게 듣거나, 혹은 stall warning light를 주시해야 한다. 비대칭 추력의 left yawing과 rolling moment는 right rudder에 의해 주로 대응된다. 비행기 모델에 따라 최대 5도의 bank angle(이 경우에는 우측 bank)이 적절히 설정될 수 있다.

 

entry heading을 유지하는 동안 pitch attitude를 초당 1노트씩(더 빠르지 않게) 감소하는 속도로 증가시킨다. 비행기가 감속하고 조종 효율성이 감소하면 조종사는 증가하는 yawing tendency를 상쇄하기 위해 rudder pressure를 추가한다. 설정된 bank를 유지하기 위해 aileron 또한 증가할 것이다. 곧 full right rudder와 최대 5도의 right bank로는 비대칭 추력을 상쇄하지 못하는 속도에 도달한다. 그리고 비행기는 걷잡을 수 없이 좌측으로 yaw 하기 시작할 것이다.

 

이 걷잡을 수 없는 yaw를 인식한 순간, 혹은 실속과 연관된 증상을 경험한 순간 조종사는 yaw를 멈추기 위해 즉시 작동 중인 엔진의 throttle을 당긴다. 그리고 속도를 얻기 위해 pitch attitude를 낮춘다. VSSE나 VYSE 속도에서 entry heading으로 직진 비행을 하도록 회복한다. 비대칭 추력을 회복하기 전에 조종사는 작동 중인 엔진의 출력을 증가시키고 제어된 비행을 시연한다.

 

앞선 설명을 단순하게 이해하기 위한 몇 가지 중요한 배경 정보가 있다. demonstration 도중 rudder pressure는 상당히 높을 수 있다. 과거 14 CFR part 23, section 23.149(e)에 따른 항공기 증명 도중 150파운드의 힘이 허용되었다. 대부분의 다발은 150파운드의 압력이 필요하기 전에 rudder가 부족해질 것이다. 그런데도 VMC demonstration 도중 사용되는 rudder pressure는 상당해 보일 수 있다.

 

이 기동을 완료하는데 고도를 유지하는 기준은 없다. 이는 성능이 아닌 조종성을 시연하는 것이다. 많은 비행기들이 demonstration 도중 고도를 잃거나 얻을 것이다. 기동 도중 최소 3,000ft AGL 이상에 머무르는 것이 위험 완화에 효율적이라 고려된다.

 

VMC Demo Stall Avoidance

 

앞서 말했듯 일반적인 aspirated engines의 VMC는 고도 증가에 따라 감소한다. 그러나 실속 속도(VS)는 같다. 게재된 VMC는 일부 모델을 제외하고는 거의 항상 VS보다 높다. 해수면에서는 보통 VMC와 VS 사이에 몇 노트의 간격이 있다. 그러나 고도 증가에 따라 그 간격이 감소하며, 어떤 고도에서는 VMC와 VS가 같아진다. [그림 13-14]

 

비행기가 비대칭 추력일 때 실속에 빠질 경우 spin entry가 발생할 수 있다. 비대칭 추력으로 발생하는 yawing moment는 단발 비행기의 intentional spin에서 full rudder를 적용하였을 때 발생하는 것과 거의 차이가 없다. 그러나 이 경우 비행기는 rudder를 적용한 방향이 아닌 idle engine의 방향을 향해 제어를 상실한다. 다발은 스핀으로부터의 회복을 시연할 필요가 없다. 그리고 일반적으로 다발의 스핀 회복 특성은 매우 떨어진다.

 

VMC 이전에 VS를 맞이한 경우 반대 방향을 향한 강한 yawing 및 rolling tendencies, 그리고 spin entry와 함께 갑작스럽게 제어를 상실할 수 있다. 따라서 VMC demonstration 도중 impending stall의 증상(예를 들어 stall warning light or horn, airframe or elevator buffet, 조종 효율성의 갑작스러운 상실)이 있는 경우 조종사는 throttle과 받음각을 줄여서 즉시 기동을 종료해야 한다. 그리고 비행기를 entry airspeed로 되돌린다. 조종실 내부의 소음으로 stall warning horn 소리가 가려질 수 있음을 유념하라.

 

앞선 절차에 따라 VMC demonstration을 수행할 경우 이는 방향 제어 상실의 초반만을 나타내지만 실속 상황은 피하게 된다. VMC demonstration이 single-engine stall로 전락하지 않도록 비대칭 추력에서의 실속을 피한다. 높은 비대칭 추력 상태에서 VMC demonstration이 single-engine stall로 전락할 경우 회복 불가능한 제어 상실과 치명적 사고로 이어질 수 있다.

 

특정 상황의 밀도 고도인 경우, 혹은 VMC가 VS 이하인 경우에는 VMC demonstration을 수행할 수 없다. 이러한 상황에서는 이용 가능한 최대 rudder를 시뮬레이션 하기 위해 인위적으로 rudder를 제한함으로써 VMC demonstration을 안전하게 수행하는 훈련 기술이 있다. rudder를 제한할 경우 VS를 대략 20노트 초과하는 속도가 권장된다.

 

rudder를 제한하는 기술은 높은 비대칭 출력으로 인한 실속으로 발생하는 스핀의 위험을 방지한다. 그리고 방향 제어 상실을 시연하는데 효율적이다.

 

방향 제어 상실의 위험을 줄이려면 양 쪽 엔진이 작동 중이면서 높은 pitch attitude일 때 한 쪽 엔진의 출력을 감소시키는 VMC demonstration을 수행하지 않는다.

 

OEI Climb Performance

 

최대 OEI 상승 성능은 최대 가용 출력과 최소 항력으로 VYSE에서 얻을 수 있다. flaps와 landing gear를 올리고 고장 난 엔진의 프로펠러를 feather 한 뒤 sideslip을 최소화 하는 것이 최대 상승 성능을 위한 핵심 요소이다.

 

모든 항공기에서 yaw string을 통해 sideslip을 확인할 수 있다. yaw string은 약 18~36인치의 끈으로 windshield의 아랫부분, 혹은 비행기 중심선을 따라 windshield 근처의 nose에 부착된다. 다발 엔진이 coordinated flight를 하고 있으면 상대풍은 string이 비행기의 세로축에 정렬되도록 만들고 windshield의 중앙을 따라 똑바로 위치시킨다. 이것이 zero sideslip이다. slips와 skids는 상대풍의 위치를 선명하게 나타낸다. OEI 비행 도중 특정한 조합의 aileron과 rudder는 zero sideslip을 만들어낸다. 이러한 기동을 시도할 경우 충분한 고도, 속도, 그리고 주의가 유지되어야 한다.

 

단발 비행기든 다발 비행기든 turn and bank instrument의 ball이 중앙에 왔을 때 sideslip이 없어진다. 이러한 상태가 zero sideslip이며 비행기에 측면으로 부는 상대풍의 가능성이 제일 적다. 그 결과 항력이 최소이다. 조종사는 이를 coordinated flight로 알고 있다.

 

다발 비행기의 한 쪽 엔진이 작동하지 않는 경우 중심으로 온 ball은 더는 zero sideslip 지시계가 아니다. 이는 비대칭 추력 때문에 그러하다. 사실 zero sideslip을 직접 지시하는 조종실 계기는 이제 없다. yaw string이 없다면 조종사는 기선정된 bank angle과 ball 위치로 비행기를 배치해야 한다. one engine inoperative에 대한 AFM/POH 성능 차트는 zero sideslip에서 결정되었기 때문에 차트의 OEI 성능을 얻기 위해서는 이 기술을 사용해야 한다. 고장 난 엔진의 비대칭 추력을 상쇄하는데 사용될 수 있는 조종 입력에는 두 가지가 있다:

 

1. rudder의 yaw

2. aileron의 bank를 통한 양력의 수평성분

 

이를 개별적으로 사용하는 것은 옳지 않다. 적절한 조합으로 함께 사용하면 zero sideslip과 최대 상승 성능이 달성된다.

 

항공기 조종 입력에 대한 세 가지 시나리오가 아래에 나와 있다. 첫 번째와 두 번째는 올바르지 않으며 제어 상실의 위험을 증가시킬 수 있다. 이는 최대 상승 성능을 위한 zero sideslip의 근거를 설명하기 위해 제시된다.

 

1. 날개 수평과 ball을 중심으로 하는 engine inoperative flight는 작동 중인 엔진을 향한 많은 rudder 적용을 필요로 한다. [그림 13-15] 그 결과 작동하지 않는 엔진 쪽으로 moderate sideslip이 나타난다. moderate sideslip으로 인해 상승 성능이 감소한다. 날개가 수평이 되면 rudder를 도와 비대칭 추력을 방지할 양력의 수평 요소가 없기 때문에 VMC가 게재된 값보다 훨씬 높아진다.

 

2. ailerons만을 사용하는 engine inoperative flight는 작동 중인 엔진을 향해 8~10도 bank angle을 필요로 한다. [그림 13-16] 이는 rudder 적용이 없음을 가정하기에 ball은 작동 중인 엔진 쪽으로 이동한다. 이는 작동 중인 엔진 쪽으로 large sideslip을 발생시켜 상승 성능을 상당히 감소시킨다. 제어 상실의 위험이 커지기 때문에 교관은 일반적으로 이를 시연해서는 안 된다.

 

 

3. rudder와 ailerons를 적절한 조합으로 함께 사용하면 작동 중인 엔진 쪽으로 약 2도의 bank가 나타난다. ball은 작동 중인 엔진 쪽으로 대략 1/3~1/2 이동한다. 그 결과는 zero sideslip과 최대 상승 성능이다. [그림 13-17] zero sideslip이 아닌 다른 자세에서는 항력이 증가하고 성능이 저하된다. 이러한 상황에서의 VMC는 게재된 값보다 클 것이다. 왜냐하면 항공기 증명을 위한 5도 bank보다 덜 사용되었기 때문이다.

 

가상의 다발 비행기 상승 성능과 비교하여 bank angle을 표시할 때 zero sideslip은 최대 상승 성능이나 최소 하강률을 나타낸다. 비행기가 상승할 수 있는지는 비행기의 무게, 밀도 고도, 그리고 조종사의 기술에 달려있다. 만약 조종사가 zero bank(yaw를 상쇄하기 위해 rudder만을 사용)를 사용할 경우 moderate sideslip으로 인해 상승 성능이 저하된다. bank angle(no rudder)만을 사용하는 것은 large sideslip으로 인해 상승 성능을 상당히 저하한다.

 

zero sideslip(bank 각과 ball 위치)의 정확한 조건은 모델에 따라, 그리고 가용한 출력과 속도에 따라 약간씩 변화한다. 만약 비행기가 counter-rotating propellers를 장비하지 않는다면 고장 난 엔진에 따라 P-factor로 인하여 zero sideslip이 약간 변화한다. 앞서 말한 zero sideslip 권장사항은 작동하지 않는 엔진이 feather 되고 VYSE로 비행하는 왕복 다발 비행기에 적용된다. 직진 비행을 위한 zero sideslip ball 위치는 선회 비행을 위한 zero sideslip ball 위치이기도 하다.

 

zero sideslip을 위한 실제 bank 각도는 항공기에 따라 1.5도에서 2.5도까지 다양하다. ball의 위치는 계기 중심으로부터 작동 엔진을 향해 1/3~1/2 폭까지 변화한다.

 

특정 비행 훈련 도중 조종사와 교관은 propeller feathering을 시뮬레이션 한다. zero thrust란 회전하는 프로펠러에서 발생하는 항력이 정지된 feather propeller와 같도록 한 쪽 엔진 출력을 설정함을 의미한다. 엔진이 zero thrust(혹은 feather)로 설정되고 비행기가 VYSE로 감속되었다면 남은 엔진에서 최대 출력을 발휘하는 상승은 zero sideslip과 최대 상승 성능에 필요한 정확한 bank angle과 ball deflection을 나타낸다. 만약 yaw string이 있다면 이는 zero sideslip의 표시로 windshield에 수직으로 정렬된다. 고장 난 엔진(non-counter-rotating propellers의 경우), 이용 가능한 출력, 속도, 무게에 따라 zero sideslip 자세에는 약간의 변화가 생긴다. 그러나 민감한 테스트 장비가 없다면 이러한 변화를 감지하는 것은 어렵다. 밀도 고도, 이응 가능한 출력, 그리고 무게 조건에 따라 상당히 변화하는 것은 VYSE를 유지하기 위해 필요한 pitch attitude일 것이다.