(7) Performance

Performance

 

성능이란 항공기가 특정한 일을 수행하는 능력을 설명하기 위해 사용되는 용어이다. 예를 들어 매우 짧은 거리에서 이착륙을 수행하는 항공기의 능력은 짧은 비행장을 운항하는 조종사에게 있어 중요한 요소이다. 무거운 짐을 나를 수 있는 능력, 높은 속도에서 높은 고도를 비행할 수 있는 능력, 그리고/혹은 장거리를 비행할 수 있는 능력은 airline/executive 형식 항공기의 성능에 필수적이다.

 

성능의 영향을 받는 주요 요소들에는 이착륙 거리, 상승률, ceiling, payload, 항속거리, 속도, 기동성, 안정성, 그리고 연비가 있다. 이러한 요소들 중 일부는 보통 직접적으로 반대된다. 예를 들어 높은 속도 vs 짧은 착륙 거리, 긴 항속거리 vs 높은 payload, 높은 상승률 vs 연비가 있다.

 

항공기 성능의 다양한 항목들은 항공기 특성과 엔진 특성의 조합으로부터 비롯된다. 항공기의 공기역학적 특성은 보통 다양한 비행 조건에서의 출력 조건과 추력 조건을 규정한다. 반면 엔진 특성은 보통 다양한 비행 조건에서 사용 가능한 출력과 추력을 규정한다. 제조업체는 특정 설계 조건(예를 들어 항속거리, 항속시간, 그리고 상승)에서 최대 성능이 제공되도록 공기역학적 형상과 엔진을 조화시킨다.

 

Straight-and-Level Flight

 

비행 성능의 모든 주요 요소들은 안정적 비행 조건과 항공기 평형을 수반한다. 항공기가 안정적 수평 비행을 유지하기 위해선 평형이 유지되어야 하는데 이를 위해선 양력과 무게가 같아야 하고 엔진 추력과 항공기 항력이 같아야 한다. 따라서 항공기의 항력은 안정적 수평 비행을 유지하는데 필요한 추력을 규정한다.

 

유해 항력은 고속에서 우세한 반면 유도 항력은 저속에서 우세하다. [그림 11-5] 예를 들어 안정적 비행 상태에 놓인 100노트의 항공기를 200노트로 가속하면 유해 항력이 4배로 커진다. 그러나 해당 항력을 극복하는데 필요한 출력은 기존 출력의 8배가 된다. 반면 유도 항력은 1/4로 작아지고 해당 항력을 극복하는데 필요한 출력은 기존 출력의 1/2에 불과하다.

항공기가 안정적 수평 비행을 수행할 때 평형 상태가 만연해야 한다. 무게와 양력이 동일하도록 trim을 수행하고 엔진 추력이 항공기 항력과 동일하도록 설정하면 비가속 비행 상태가 만들어진다.

 

최대 수평비행 속도는 power required나 thrust required가 엔진의 maximum power available이나 maximum thrust available과 동일할 때 발생한다. [그림 11-6] 최소 수평비행 속도는 추력 조건이나 출력 조건만으로 규정되지 않는다. 왜냐하면 해당 속도에서는 실속이나 안정성, 그리고 조종 문제가 두드러지기 때문이다.

Climb Performance

 

항공기가 움직이고, 비행하고, 기동하기 위해선 이에 따라 일(work)이 수행되어야 한다. 일에는 항공기를 움직이는 작업이 포함된다. 항공기는 움직일 때 기계적 에너지를 얻는다. 기계적 에너지는 두 가지 형태로 제공된다: (1) 운동 에너지(KE – Kinetic Energy), (2) 위치 에너지(PE – Potential Energy).

 

항공기 움직임(KE)은 속도로 설명된다. 항공기 위치(PE)는 고도로 설명된다. KE와 PE는 모두 물체의 질량에 정비례한다. KE는 물체 속도의 제곱에 정비례한다. PE는 물체 고도에 정비례한다. 아래 공식은 이러한 에너지 관계를 요약한다:

우리는 때때로 상승 성능을 논의할 때 “출력(power)”과 “추력(thrust)”이라는 용어를 번갈아 사용한다. 그러나 이 용어들을 구별하는 것이 중요하다. 추력은 물체에 가해지는 힘이나 압력이다. 추력은 파운드(lb)나 뉴턴(N)으로 측정된다. 그러나 출력은 일률, 혹은 에너지(KE와 PE) 전환율을 측정한 것이다. 출력은 보통 마력(hp)이나 킬로와트(kw)로 측정된다. 일정 시간 동안 물체에 가해지는 힘(추력)이 생성하는 운동(KE와 PE)을 출력이라 생각할 수 있다.

 

항공기가 고도를 높여 PE를 획득할 때 양(+)의 상승 성능이 발생한다. 보통 다음의 두 가지 기본 요소들이 양의 상승 성능에 기여한다:

 

1. excess power를 사용하여 상승한다.

 

2. 속도(KE)를 고도(PE)로 변환하여 상승한다.

 

1번의 예를 들자. 특정 고도에서 200마력을 생산할 수 있는 항공기가 해당 고도에서 수평비행을 유지하기 위해 130마력을 사용한다. 상승을 위해 70마력이 남아있다. 조종사는 상승을 수행하기 위해 출력을 증가시킨다(단, 일정한 속도를 유지한 상태로).

 

2번의 예를 들자. 항공기가 120노트로 수평 비행하고 있다. 조종사는 엔진 출력을 일정하게 유지한 상태로 상승을 수행하기 위해 조종간 입력을 적용한다. zoom climb이라고도 불리는 이러한 상승은 속도(KE)를 고도(PE)로 변환한다. 고도가 증가함에 따라 속도는 120노트 미만으로 감소한다.

 

상승 성능을 평가해야 하는 두 가지 이유가 있다. 첫째, 항공기는 장애물을 회피해야 한다. 둘째, 더 높은 고도로 상승하는 것은 좋은 기상, 연비, 그리고 그 외 이점들을 제공할 수 있다. VX에서 구해지는 Maximum Angle of Climb(AOC)는 장애물을 회피하기 위한 상승 성능을 제공할 수 있다. VY에서 구해지는 Maximum Rate of Climb(ROC)는 단위 시간 당 최대 상승률을 제공한다. 상황에 따라 maximum ROC로 회피할 수 없는 장애물을 maximum AOC로는 회피할 수 있다. [그림 11-7]

Angle of Climb(AOC)

 

AOC는 이동한 거리 대비 상승한 고도를 비교한 것이다. AOC는 비행경로의 기울기(각도)이다. maximum AOC를 위해 조종사는 VX로 비행하며 이를 통해 단위 거리당 최대 고도를 상승한다. maximum AOC는 높은 장애물(예를 들어 나무나 전력선)로 둘러싸인 짧은 비행장에서 이륙할 때 유용하다. 이 목적은 최소 수평 거리를 이동함과 동시에 장애물을 회피할 수 있는 충분한 고도를 얻는 것이다.

 

상승을 위한 한 가지 방법은 excess thrust를 사용하는 것이다. 항공기를 위로 밀어 올리는 힘이 클수록 더 가파르게 상승할 수 있다. maximum AOC는 maximum excess thrust가 발생할 수 있는 속도 및 받음각 조합에서 발생한다. maximum excess thrust가 존재하는 속도 및 받음각 조합은 항공기 형식에 따라 달라진다. 예를 들어 그림 11-8은 제트 비행기와 프로펠러 비행기에서 maximum excess thrust(maximum AOC)가 발생하는 지점을 나타낸다. 제트 비행기의 경우 보통 thrust required가 최소인 속도(대략 L/D MAX)에서 maximum excess thrust가 발생한다. 프로펠러 비행기의 경우 보통 L/D MAX 이하의 속도에서, 그리고 종종 실속 속도 바로 위에서 excess thrust가 발생한다.

Rate of Climb(ROC)

 

ROC는 특정 고도에 도달하는데 필요한 시간 대비 상승한 고도를 비교한 것이다. ROC이란 flight path velocity vector의 수직 성분이다. maximum ROC를 위해 조종사는 항공기를  VY로 비행하며 이를 통해 단위 시간당 최대 고도를 상승한다.

 

maximum ROC를 사용하면 특정 고도까지의 신속한 상승이 가능해진다. 이는 단위 시간 동안 가장 많은 고도를 얻게 해준다. 예를 들어 maximum AOC profile을 보면 1,000ft AGL에 도달하는데 30초가 걸리지만 3,000ft의 거리만을 이동한다. 이와 달리 maximum ROC profile을 보면 1,500ft를 상승하는데 30초가 걸리지만 6,000ft의 거리를 이동한다. 이 두 가지 profile은 모두 최대 throttle을 사용한다. max ROC와 max AOC는 주로 항공기 매뉴얼에서 명시하는 속도 및 받음각 조합에 따라 달라진다. [그림 11-7]

 

ROC 성능은 excess power에 달려 있다. 조종사는 수평비행을 유지하는데 사용되지 않는 출력을 통해 상승률을 높일 수 있다. maximum ROC는 maximum excess power를 생성하는 속도 및 받음각 조합에서 발생한다. 따라서 일반적인 제트 비행기의 maximum ROC는 L/D MAX보다 높은 속도에서, 그리고 L/D MAX AOA보다 낮은 받음각에서 발생한다. 반면 일반적인 프로펠러 비행기의 maximum ROC는 L/D MAX에 가까운 속도와 받음각에서 발생한다. [그림 11-9]

Climb Performance Factors

 

무게, 고도, 그리고 외 변화는 excess thrust/power에 영향을 미치므로 결국 상승 성능에 영향을 미친다. 상승 성능은 excess thrust/power를 생성하는 능력에 직접적으로 의존한다. 무게의 증가, 고도의 증가, 혹은 landing gear/flaps 하강은 모두 항공기의 excess thrust/power를 감소시킨다. 따라서 maximum AOC/ROC 성능은 이러한 조건 하에서 감소한다.

 

무게는 항공기 성능에 매우 현저한 영향을 미친다. 만약 항공기에 무게가 추가되었다면 주어진 고도 및 속도를 유지하기 위해 받음각을 증가시켜야 한다. 이는 날개의 유도항력과 유해항력을 증가시킨다. 항력이 증가하였다는 것은 이를 극복하기 위한 추가 추력이 필요함을 의미한다. 이는 상승에 사용할 수 있는 예비 추력이 적다는 것을 의미한다. 항공기 설계자들은 무게를 최소화하기 위해 많은 노력을 기울인다. 왜냐하면 성능과 관련된 요소들이 무게에 의해 많은 영향을 받기 때문이다.

 

항공기 무게의 변화는 상승 성능에 두 가지 영향을 미친다. 첫째, 무게의 변화는 항력, 그리고 power required를 변화시킨다. 이는 이용 가능한 예비 출력을 변화한다. 즉, 상승각과 상승률에 모두 영향을 미친다. 둘째, 무게의 증가는 maximum ROC를 감소시키지만 최대 상승률을 달성하기 위해서는 더 높은 상승 속도로 운항되어야 한다.

 

고도가 증가하면 power required는 증가하고 power available은 감소한다. 따라서 항공기의 상승 성능은 고도에 반비례한다. maximum ROC 속도, maximum AOC 속도, 그리고 최대/최소 수평 속도는 고도에 따라 달라진다. 고도가 증가함에 따라 이러한 다양한 속도들은 결국 항공기의 absolute ceiling에서 수렴한다. absolute ceiling에서는 더 이상 excess power가 없으며 오직 하나의 속도만으로 안정적인 수평비행이 가능하다. 그 결과 항공기의 absolute ceiling은 zero ROC를 만들어낸다. service ceiling은 항공기가 분 당 100 fpm 이상으로 상승할 수 없는 고도이다. 일반적으로 이러한 특정 성능 기준점은 특정 설계 구성의 항공기에 대해 제공된다. [그림 11-10]

일반적으로 “power loading”, 그리고 “wing loading”이라는 용어가 성능과 관련하여 사용된다. power loading은 마력 당 파운드로 표현된다. 이는 항공기의 총 무게를 엔진의 정격 마력으로 나누어 계산한다. power loading은 항공기 이륙 및 상승 성능에 중요한 요소이다. wing loading은 평방피트 당 파운드로 표현된다. 이는 비행기의 총 무게를 날개 면적(aileron 포함)으로 나누어 얻어진다. 착륙 속도를 결정하는 것은 비행기의 wing loading이다.

 

Range Performance

 

연료 에너지를 비행 거리로 변환하는 능력은 항공기 성능에 있어 가장 중요한 항목들 중 하나이다. 효율적인 항속거리에 대한 문제는 보통 두 가지 형태로 나타난다:

 

1. 특정 연료 양으로 최대 거리를 비행하는 것.

 

2. 특정 거리를 최소한의 연료로 비행하는 것.

 

이러한 문제들에 대한 공통 요소는 비항속거리(specific range), 즉, 연료 소비량에 대해 비행한 거리(NM)이다. 항속거리는 항속시간과 명확하게 구별되어야 한다. 항속거리는 비행 거리를 고려해야 하는 반면 항속시간은 비행 시간을 고려해야 한다. 따라서 별도의 용어인 비항속시간(specific endurance)을 정의하는 것이 적절하다.

fuel flow는 파운드나 갤런으로 규정될 수 있다. 최대 항속시간이 필요하다면 비행 조건이 최소한의 fuel flow를 제공해야 한다. 그림 11-11의 A 지점에서 속도는 낮고 fuel flow는 높다. 이는 지상 운영 도중에, 혹은 이륙 및 상승 도중에 발생한다. 속도가 증가함에 따라 공기역학적 요인들로 인해 power required가 감소하여 fuel flow가 B 지점까지 감소한다. 이곳이 바로 최대 항속시간 지점이다. 이 지점 너머에서는 속도 증가에 대가가 따른다. 속도를 높이려면 추가 출력이 필요하다. 그리고 추가 출력은 fuel flow를 증가시킨다.

 

비행 도중 항공기가 최대 비항속거리를 얻을 수 있도록 순항 비행을 수행해야 한다. 비항속거리는 다음 관계로 규정될 수 있다.

최대 비항속거리가 필요하다면 비행 조건이 fuel flow 당 최대 속도를 제공해야 한다. 최대 비항속거리는 maximum range cruise(MRC)를 제공할 것이다. 허나 long-range cruise(LRC) 도중에는 보통 이보다 약간 더 높은 속도가 권장된다. 대부분의 long-range cruise 는 최대 비항속거리의 99%가 제공되는 비행조건으로 수행된다. 이러한 운영의 장점은 항속거리의 1%가 3 ~ 5% 높은 순항속도로 교환된다는 것이다. 높은 순항 속도는 많은 이점을 가져오므로 항속거리를 약간 희생하는 것은 적절하다. 속도에 대한 비항속거리 값은 세 가지 변수의 영향을 받는다:

(출처: boldmethod)

 

1. 항공기 총 무게

 

2. 고도

 

3. 외장

 

이들은 AFM/POH의 performance section에 포함된 항속거리/항속시간 운영 정보의 원천이다.

 

cruise control이란 비행 도중 recommended long-range cruise가 유지되도록 항공기를 운영함을 의미한다. 순항 도중 연료가 소모되기 때문에 항공기의 총 무게가 변화하며 그 결과 최적의 속도, 고도, 그리고 출력 설정 또한 달라질 수 있다. cruise control이란 99%의 최대 비항속거리 조건을 유지하기 위해 최적의 속도, 고도, 그리고 출력을 제어하는 것을 의미한다. 순항 비행 초기에는 항공기의 무게가 상대적으로 높기 때문에 recommended cruise condition을 생성하기 위해서는 특정한 값의 속도, 고도, 그리고 출력 설정이 필요하다. 연료가 소모되고 항공기의 총 무게가 감소하면 최적의 속도와 출력 설정이 감소하거나 최적의 고도가 증가할 수 있다. 게다가 최적의 비항속거리가 증가한다. 따라서 조종사는 최적의 조건이 유지되도록 올바른 cruise control procedure를 수행해야 한다.

 

(ATP: 일정한 고도를 순항하는 도중 총 무게가 감소하면 최적의 양력 계수를 유지하기 위해 속도와 엔진 추력을 감소시켜야 한다. 그러나 비행기가 특정 고도로 제한되지 않는다면 더 높은 고도를 사용하는 것이 항속거리에 더 유익한 영향을 미친다. climbing cruise는 순항 도중 최적의 고도를 활용함으로써 보다 효율적인 비행경로를 제공하는 cruise control이다.)

 

(ATP: 40,000ft에서의 터보제트 비행기 비항속거리는 해수면에서의 비항속거리보다 대략 150% 크다.)

 

총 항속거리는 사용 가능한 연료와 비항속거리에 따라 달라진다. 항속거리와 경제성이 주 목적인 경우에는 recommended long-range cruise condition으로 항공기를 운영해야 한다. 이 절차를 통해 항공기는 maximum design-operating radius를, 혹은 최대 운항 거리보다 짧은 비행 거리에서 최대 연료 비축을 달성할 수 있다.

 

프로펠러 항공기는 추진력을 위해 프로펠러와 왕복 엔진을 결합한다. 보통 fuel flow는 추력보다는 프로펠러에 입력되는 축 동력에 의해 결정된다. 따라서 fuel flow는 안정적인 수평 비행을 유지하기 위한 power required와 직접적으로 연관될 수 있으며 performance chart의 power는 fuel flow로 대체될 수 있다. 때문에 speed와 power required를 분석하여 항속거리를 결정할 수 있다.

 

최대 항속시간 조건은 minimum power required 지점에서 얻을 수 있다. 왜냐하면 항공기 수평 비행을 유지하기 위한 가장 낮은 fuel flow가 해당 지점에서 발생하기 때문이다. 최대 항속거리 조건은 power required에 대한 speed의 비율이 가장 높은 지점에서 발생한다. [그림 11-11]

최대 항속거리 조건은 최대 양항비(L/D MAX)에서 얻어진다(ATP: 단, 이는 프로펠러 항공기에만 해당한다. 제트 비행기의 최대 항속거리 조건은 최대 양항비 이상의 속도[1.32Vmd]에서 얻어진다). 그리고 특정 항공기 외장에 대한 L/D MAX는 특정 받음각 및 양력 계수에서 발생하며 무게나 고도의 영향을 받지 않는다. 무게의 변화는 L/D MAX를 얻기 위한 airspeed 값과 power required 값을 변화시킨다. [그림 11-12] 정풍, 혹은 배풍이 있을 때 최대 항속거리를 달성하는 방법에 대한 다양한 이론들이 있다. 대부분의 이론들은 정풍에서는 증속을 하는 것이, 그리고 배풍에서는 감속을 하는 것이 최대 항속거리를 달성하는데 도움이 된다고 말한다. 이는 대부분의 경우 사실일 수 있지만 모든 상황에는 서로 다른 변수들이 있기 때문에 항상 사실인 것은 아니다. 항공기마다 외장이 다르기 때문에 최대 항속거리를 달성하는 방법에 대해 모든 항공기를 포괄하는 rule of thumb는 없다.

조종사는 cruise control procedure의 일환으로 speed와 power required의 변화를 모니터링 해야 한다. 이는 L/D MAX를 유지하기 위함이다. 연료 무게가 항공기 총 무게에 비해 작은 부분을 차지하며 항공기 항속거리가 짧은 경우 순항 비행 도중 일정한 속도 및 출력 설정을 유지함으로써 cruise control procedure를 간소화할 수 있다. 허나 항속거리가 긴 항공기의 경우 연료 무게가 항공기 총 무게의 상당 부분을 차지하므로 최적의 항속거리 조건을 유지하기 위해 계획적으로 속도와 출력을 변경해야 한다.

 

고도가 프로펠러 항공기의 항속거리에 미치는 영향은 그림 11-13에 나타나있다. 고고도에서 비행이 수행되면 TAS(true airspeed)가 더 높아지며 power required도 해수면에서 비행할 때보다 더 높아진다. 고고도에서의 항공기 항력은 해수면에서의 항공기 항력과 동일하지만 더 높은 TAS로 인해 power required가 이에 비례하여 증가한다.

NOTE: sea level 출력 곡선에 접하는 직선은 altitude 출력 곡선에도 접한다.

 

고도가 비항속거리에 미치는 영향은 이전 관계에서도 확인할 수 있다. 고도의 변화로 인해 speed와 power required를 동일하게 변경하였다면 power required에 대한 speed의 비율은 바뀌지 않는다. 이는 프로펠러 항공기의 비항속거리가 고도의 영향을 받지 않는다는 것을 의미한다. 오히려 비연료소모율(specific fuel consumption)과 프로펠러 효율성이 고도에 따라 비항속거리를 변화시킬 수 있는 주요 요인이다. 압축성 효과가 무시될 수 있는 수준인 경우 고도에 따른 비항속거리 변화는 전적으로 엔진/프로펠러 성능의 함수이다.

 

(ATP: 터보제트 비행기의 경우 고도가 증가하면 V/Tr의 비율이 증가한다. 이는 동일한 Tr에 대해 더 높은 TAS를 제공한다. *V = velocity, Tr = thrust required)

 

(ATP: 터보제트 비행기의 비연료소모율은 대류권계면 전까지는 고도에 따라 지속적으로 감소한다. 이는 inlet으로 유입되는 공기 온도가 낮아지기 때문이다. 허나 대류권계면 이후부터는 엔진 효율이 전반적으로 저하되며 비연료소모율이 고도에 따라 증가한다.)

 

왕복 엔진을 장착한 항공기는 저고도에서 비항속거리의 변화를 거의 경험하지 않는다. 제동마력이 엔진 최대 순항 정격마력 이하인 경우에는 제동 비연료소모율(brake specific fuel consumption)의 변화가 미미하다. 따라서 power required가 엔진의 최대 순항 정격마력을 초과하는 경우에만 고도에 따라 비항속거리가 감소한다. 과급(supercharging)의 한 가지 장점은 고고도에서도 순항 출력을 유지할 수 있다는 것이다. 항공기는 이에 상응하는 TAS 증가 덕분에 고고도에서도 항속거리를 달성할 수 있다. 고고도 순항과 저고도 순항의 주요 차이점은 TAS와 상승 연료 조건이다.

 

Region of Reversed Command

 

보통 항공기의 공기역학적 특성이 power required를 결정하고 엔진 성능이 power available을 결정한다. 항공기가 안정적인 수평 비행을 할 때 평형 상태가 만연해야 한다. 양력과 무게가 같고 추력과 항력이 같다면 비가속 비행 조건이 달성된다. 고도를 유지함과 동시에 평형 상태를 달성하는데 필요한 power required가 power required curve에 속도별로 표시된다. 이는 stall speed나 minimum controllable airspeed 근처의 낮은 속도에서 안정적 수평 비행을 유지하기 위한 출력이 상당히 높음을 보여준다.

 

normal command를 비행한다는 것은 다음을 의미한다: 고도를 유지함과 동시에 높은 속도를 유지하기 위해선 높은 출력이, 반면 고도를 유지함과 동시에 낮은 속도를 유지하기 위해선 낮은 출력이 필요하다. 비행의 대부분(상승, 순항, 그리고 기동)은 이러한 normal command에서 수행된다.

 

reversed command를 비행한다는 것은 다음을 의미한다: 고도를 유지함과 동시에 높은 속도를 유지하기 위해선 낮은 출력이, 반면 고도를 유지함과 동시에 낮은 속도를 유지하기 위해선 높은 출력이 필요하다. 이는 출력을 감소시켜야 높은 속도가 만들어진다는 것을 의미하지는 않는다. region of reversed command는 비행의 저속 구간에서 발생한다. 최대 항속시간(power required curve의 가장 낮은 지점)에 대한 속도보다 낮은 영역에서는 속도가 낮아질수록 더 높은 출력이 필요하다. 속도가 감소함에 따라 출력을 증가시켜야 하는 것이 normal command와 상반되기 때문에 이러한 비행 속도 영역(best endurance speed와 stall speed 사이의 영역)을 reversed command라 부른다. reversed command 영역에서 안정적 비행을 유지하기 위해서는 속도가 감소함에 따라 출력을 증가해야 한다.

 

그림 11-14는 maximum power available을 곡선으로 나타낸다. power required curve의 가장 낮은 지점은 최저 제동마력이 수평비행을 유지하는 속도를 나타낸다. 이를 best endurance airspeed라 부른다.

short-field landing을 위해 저속 및 높은 받음각으로 접근하는 비행기는 region of reversed command를 비행한다. 만약 높은 하강률이 발생하였다면 출력을 적용하여 하강을 줄이거나 멈출 수 있다. 이때 출력을 사용하지 않으면 비행기가 실속에 빠지거나 flare가 불가능할 수 있다. 이러한 상황에서 증속을 위해 출력을 사용하지 않고 단순히 기수만 낮추면 높은 침하하율과 고도 손실이 발생할 수 있다.

 

예를 들어 soft-field takeoff 도중 정상 상승 자세 및 속도를 달성하지 못한 상태에서 지면 효과 영역을 벗어나려 시도하면 비행기가 저고도에서 region of reversed command에 진입할 수 있다. 이때 설령 최대 출력을 적용해도 비행기가 상승하지 못할 수 있다. 이 경우 조종사는 증속을 위해 기수를 낮춰야 하며 이는 결국 고도 손실로 이어진다.

 

조종사는 region of reversed command를 비행할 때 정밀한 속도 제어에 특히 주의를 기울여야 한다.