(13) Weight and Balance

Weight and Balance

 

항공기의 weight and balance는 조종사에게 중요한 정보이며 자주 재평가되어야 한다. 비록 항공기 증명 도중 무게가 측정되긴 하나 이 정보가 무기한 유효하지는 않다. 장비의 변경이나 수정은 weight and balance에 영향을 미친다. 조종사들은 보통 항공기의 weight and balance를 어림잡아 수행한다. (예를 들어 “만약 승객이 3명이라면 100갤런의 연료를 실을 수 있다.” 혹은 “만약 승객이 4명이라면 70갤런의 연료를 실을 수 있다.”)

 

weight and balance 계산이 비행 전 브리핑 도중 수행되어야 한다. 세 명의 승객이 모두 같은 무게라 가정하지 않는다. 항공기에 적재될 모든 항목을 완전히 계산한다. 여기에는 수하물, 그리고 조종사와 승객을 포함한다. 항공기 CG를 정확하게 계산하기 위하여 모든 수하물의 무게를 측정하는 것이 좋다.

 

CG의 중요성은 안정성, 조종성, 그리고 성능에 대한 설명에서 강조되었다. 하중 분포가 불균등하면 사고가 발생한다. 훌륭한 조종사는 CG가 항공기에 미치는 영향을 이해하며 이를 중요시한다.

 

weight and balance는 항공기를 제대로 활용하는데 있어 중요한 요소이다. 조종사는 무게 제한과 CG 제한이 초과되지 않으면서 항공기에 얼마나 많은 연료가 적재될 수 있는지를 알아야 한다. 예를 들어 4개의 좌석을 가진, 그리고 60갤런의 연료를 실을 수 있는 항공기가 있다. 항공기는 몇 명의 승객을 안전하게 태울 수 있는가? 연료 하중의 변화에도 불구하고 모든 좌석을 항상 사용할 수 있는가? 몸무게가 각각 150파운드인 사람이 네 명 있을 때와 각각 200파운드인 사람이 네 명 있을 때의 weight and balance 계산은 다르다. 두 번째 시나리오에서는 200파운드의 추가 무게가 적재된다. 이는 약 30갤런의 연료와 같다. 추가 무게로 인해 maximum gross weight가 초과될 경우 과도한 무게가 항공기에 응력을 가하여 성능을 저하시킬 수 있다.

 

항공기는 두 가지 이유 때문에 weight and balance에 대하여 증명을 받는다:

 

1. 무게가 항공기의 1차 구조와 성능에 미치는 영향

 

2. 무게의 위치가 비행 특성에 미치는 영향(특히 실속 및 스핀 회복, 그리고 안정성)

 

Effect of Weight on Flight Performance

 

항공기의 이륙/상승 및 착륙 성능은 maximum allowable takeoff/landing weights에 기초하여 결정된다. 총 무게가 무거울수록 이륙 활주가 길어지고, 상승이 얕아지며, 착지 속도가 빨라지고, 착륙 활주가 길어진다. 약간의 과적만으로도 항공기가 장애물을 회피하지 못할 수 있다.

 

과적이 성능에 미치는 나쁜 영향은 이착륙과 관련된 위험에만 국한되지 않는다. 과적은 상승/순항 성능에도 악영향을 미친다. 이는 과열, 엔진 부품 마모 증가, 연료 소모 증가, 낮은 순항 속도, 그리고 항속거리 감소로 이어진다.

 

항공기 제조업체는 각 항공기에 대한 weight and balance 정보를 제공한다. 보통 이 정보는 AFM/POH에서 확인할 수 있다. 여기에는 weight and balance를 결정하기 위한 쉬운 차트가 제공된다. 항공기의 성능과 하중 운반 능력을 향상시키기 위해선 제조업체의 운용 한계(operating limitations)를 준수해야 한다. 권장 사항을 벗어날 경우 항공기 구조의 구조적 손상이나 완전한 파괴가 발생할 수 있다. 항공기가 최대 무게 제한 이내로 적재되었다 하더라도 CG의 한계 이내에서 무게 분배가 이루어져야 한다. 다음은 weight and balance가 항공기의 안전에 중요한 몇 가지 이유를 설명한다.

 

일부 항공기의 경우 모든 좌석, 수하물 칸, 그리고 연료 탱크를 가득 채우면 weight and balance 제한 사항들을 유지하는 것이 불가능하다. 예를 들어 몇몇 4인승 항공기의 경우 4명의 탑승자와 그들의 수하물이 항공기에 적재되었을 때 연료 탱크가 최대 용량까지 채워지지 못할 수 있다. 특정 2인승 항공기로 스핀을 연습하는 경우에는 좌석의 뒤 칸에 짐을 싣지 못할 수 있다. 비행 중인 항공기의 weight and balance 제한 사항들, 그리고 이러한 제한 사항들의 이유를 인지하는 것이 중요하다.

 

Effect of Weight on Aircraft Structure

 

추가 무게가 항공기 날개 구조에 미치는 영향은 쉽게 드러나지 않는다. normal category(곡예비행이 금지된) 항공기의 구조는 기동/돌풍으로 인해 발생한 동적 하중을 처리하기 위해 3.8G의 하중 계수를 견딜 수 있을 정도로 강해야한다. 즉, 항공기의 1차 구조는 구조적 파괴 없이 항공기 총 무게의 3.8배 하중을 견딜 수 있다. 이를 항공기에 가해질 수 있는 하중 계수라 받아들일 경우 100 파운드의 과적은 380 파운드의 구조적 과부하 가능성을 부과한다. 하중 계수 조건이 각각 4.4와 6.0인 utility category와 acrobatic category 항공기의 경우 이러한 고려 사항이 훨씬 중요하다.

 

과적으로 인한 구조적 파괴는 치명적일 수 있다. 허나 이는 구조 요소들에 점진적으로 영향을 미쳐서 감지하기 어려울 뿐만 아니라 수리비용도 많이 든다. 습관적인 과적은 응력과 손상을 유발하는데 이는 비행 전 점검도중 발견되지 못할 수도 있다. 허나 이후 비행 도중 구조적 파괴가 발생할 수 있다. 과적이 구조적 부품에 가하는 추가 응력은 금속 피로 파괴의 발생을 가속시킨다.

 

비행 기동과 돌풍으로 인한 하중 계수는 항공기 총 무게 증가의 결과를 강조한다. 3G의 하중 계수를 받으려는(예를 들어 급강하로부터 회복할 때) 항공기의 구조는 100 파운드의 추가 무게마다 300 파운드의 추가 하중을 견딜 수 있도록 준비되어야 한다. 이는 약 16갤런의 불필요한 연료가 추가됨으로써 발생한다는 점에 유의해야 한다. FAA로부터 증명을 받은 민간 항공기는 비행 유형에 대해 허가된 최대 총 무게 및 특정 속도 범위에서 운영되도록 테스트를 거친다. 이러한 무게를 초과하는 상태로 비행하는 것은 충분히 가능하뎌 종종 항공기의 성능 범위 내에 있다. 허나 항공기에 대해 설계되지 않은 하중이 구조물의 전체나 일부에 부과되고 있다는 사실을 조종사가 인지하지 못할 수도 있으므로 이러한 사실을 오해해서는 안 된다.

 

항공기에 승객이나 화물을 적재할 때 구조를 고려해야 한다. 좌석, 수하물 칸, 그리고 객실 바닥은 특정 하중으로 설계되며 그 이상의 하중을 견딜 수 없다. 예를 들어 light plane의 수하물 칸이 20파운드로 제한될 수 있다. 이는 해당 지지 구조의 강도 한계 때문이다.

 

Effect of Weight on Stability and Controllability

 

과적은 안정성에도 영향을 미친다. 항공기가 과적될 경우 매우 다른 비행 특성을 나타낼 수 있다. 무게의 분배가 이에 가장 직접적인 영향을 미친다. 허나 항공기 CG 위치에 관계없이 총 무게가 증가하는 경우에도 안정성에 악영향을 미칠 수 있다. 총 무게가 초과될 경우 항공기의 안정성은 매우 불만족스러워진다.

 

Effect of Load Distribution

 

CG 위치가 날개 하중에 미치는 영향은 상승 및 순항 성능에서 중요하다. 전방으로 하중 된 항공기는 후방으로 하중 된 항공기보다 더 무거우며 그 결과 더 느리다.

 

그림 5-63은 이것이 사실인 이유를 보여준다. 전방으로 하중 될 경우 대부분의 항공기는 수평 순항비행을 유지하기 위해 “nose-up” trim을 사용한다. nose-up trim은 fuselage의 뒷부분에서 더 큰 down load가 생성되도록 꼬리 표면을 설정한다. 고도를 유지하는 경우 이는 날개 하중(wing loading)과 총 양력을 증가시킨다. 이렇게 하면 날개 받음각이 더 높아져서 항력이 더 커지고 그 결과 실속 속도가 더 높아진다.

후방으로 하중 되어 “nose-down” trim이 사용될 경우 꼬리 표면은 더 적은 down load를 가한다. 이는 고도를 유지하는데 날개가 필요로 하는 날개 하중과 양력을 완화한다. 날개가 필요로 하는 받음각이 작어지므로 항력이 줄어들고 그 결과 더 높은 순항 속도가 가능하다. 이론상 순항 비행 도중 꼬리 표면에 neutral load가 가해질 때 가장 효율적인 성능과 빠른 순항 속도가 만들어진다. 허나 이는 불안정을 초래한다. 안정성과 조종성을 위해 현대 항공기는 꼬리에 down load가 필요하도록 설계된다. trim tab control의 zero indication이 반드시 “neutral trim”과 같지는 않다. 이는 날개와 동체의 downwash가 꼬리 표면에 가하는 힘 때문이다.

 

useful load의 분배는 비행 특성에 상당한 영향을 미친다(설령 하중이 CG limits 이내에 있으며 최대 총 무게 미만이라 하여도). 이러한 영향들 중 중요한 것은 조종성, 안정성, 그리고 날개에 가해지는 실제 하중의 변화이다.

 

보통 CG가 뒤로 이동할수록 항공기 제어가 어려워진다(특히 저속에서). 스핀을 깔끔하게 회복하는 특정 CG로부터 CG가 1 ~ 2인치 뒤로 이동할 경우 항공기가 회복 시도에 완전히 반응하지 않을 수 있다.

 

항공기 설계자는 보통 1회전 스핀을 회복할 수 있는 최대 지점으로부터 1인치 이내에 aft CG limit을 설정한다. utility category 항공기에 intentional spins를 허용하는 경우에는 aft CG limit가 보통 normal category에서 허용하는 지점보다 몇 인치 앞에 설정된다.

 

조종성에 영향을 미치는 또 다른 요인은 무거운 장비와 화물에 대한 긴 moment arms의 영향이다(이는 large aircraft의 설계에서 더욱 중요해지고 있음). 연료, 승객, 그리고 화물을 CG 근처에 집중시킴으로써, 혹은 연료와 하물을 wingtip tanks와 cargo bins(객실의 전방 및 후방)에 분산시킴으로써 항공기를 CG limits 이내에서 maximum gross weight로 적재할 수 있다.

 

비록 총 무게와 CG가 같더라도 하중을 분산시킨 경우에는 항공기 기동 도중, 혹은 난기류에서 수평 비행 유지 도중 더 큰 조종간 힘을 적용해야 한다. 무거운 연료/화물에 대한 긴 moment arms는 조종면 작용을 통해 극복되어야 한다. outboard wing tanks나 tip tanks가 가득 찬 항공기는 aileron controls에 덜 반응하는 경향이 있다. 반면 nose cargo bin과 aft cargo bin이 가득 찬 항공기는 elevator controls에 덜 반응하는 경향이 있다.

 

aft CG limit은 주로 안정성을 고려하여 결정된다. 특정 속도로 비행 중인 항공기는 특정 진동 횟수 내에서 기수의 수직 편차를 감쇠시켜야 한다. 과도하게 후방으로 적재된 항공기는 이를 수행하지 못할 수 있다. 대신 기수를 순간 당겼을 때 항공기가 상승과 하강을 번갈아 수행할 수 있으며 상승과 하강이 매 진동마다 더 가팔라질 수 있다(즉, 가로축을 중심으로 발생한 세로 불안정성). 이러한 불안정성은 탑승자들을 불편하게 만들 뿐만 아니라 특정 상황에서는 항공기를 조작하기 어렵게 만든다.

 

CG가 뒤로 이동할수록 항공기의 실속 회복이 점점 더 어려워진다. 이는 스핀 회복에서 특히 중요하다. 왜냐하면 모든 항공기의 후방 하중에는 “flat” spin이 발생하는 특정 지점이 있기 때문이다. flat spin은 CG에 작용하는 원심력이 항공기 꼬리를 스핀 축 바깥쪽으로 당겨서 기수를 내리지 못하게 만들며 결국 회복을 불가능하게 만든다.

 

CG range의 후방 한계에 적재된 항공기는 선회 기동과 실속 기동을 수행할 때 다르게 조작된다. 그리고 해당 항공기는 전방 한계에 적재된 항공기와 상반되는 착륙 특성을 가진다.

 

forward CG limit은 여러 가지 고려 사항에 의해 결정된다. 안전을 위해 trimming device(tab이나 adjustable stabilizer)는 power off 상태에서 항공기를 정상 활공 상태로 유지할 수 있어야 한다. 항공기는 full stall, power-off landing이 가능해야 한다. 이는 비상 시 minimum landing speed를 보장하기 위함이다. tailwheel-type aircraft의 경우 기수가 과도하게 무거우면 지상 활주가 어려워진다(특히 강풍이 불면). 그리고 브레이크를 사용할 때 nose over가 쉽게 발생할 수 있으며 bouncing 없이 착륙하는 것이 어려워진다. nose-wheel type aircraft의 경우 지상에서 조향 문제가 발생할 수 있다(특히 이착륙 도중). 하중 분포의 효과는 다음과 같이 요약된다:

 

• CG 위치는 날개의 양력 및 받음각에, 꼬리에 가해지는 힘의 양 및 방향에, 그리고 stabilizer의 편향 정도에 영향을 미친다. stabilizer가 편향되는 정도는 elevator control force와의 관계 때문에 매우 중요하다.

 

• forward CG에서 항공기는 높은 속도일 때 실속에 빠진다. 이는 날개 하중의 증가로 인해 더 높은 속도에서 실속 받음각에 도달하기 때문이다.

 

• forward CG에서는 보통 더 높은 elevator control forces가 필요하다. 왜냐하면 항공기 균형을 유지하기 위해 stabilizer를 더 편향시켜야 하기 때문이다.

 

• aft CG에서 항공기는 더 빠르게 순항한다. 왜냐하면 받음각이 작아서 항력이 감소하기 때문이다. nose-down pitching tendency로부터 항공기를 지탱하기 위한 stabilizer 편향도 작아진다.

 

• CG가 뒤로 이동할수록 항공기의 안정성이 떨어진다. 왜냐하면 CG가 뒤로 이동함에 따라 받음각이 감소하며 그 결과로 항공기 안정성에 대한 날개의 기여도가 감소하기 때문이다(반면 꼬리날개의 기여도는 변하지 않는다). 날개의 기여도와 꼬리날개의 기여도가 균형을 이루는 지점에 도달하면 neutral stability가 발생한다. 여기서 CG가 더 뒤로 움직이면 항공기가 불안정해진다.

 

• forward CG는 back elevator pressure의 증가를 필요로 한다. 여기서 nose-down pitching이 더 증가하면 elevator가 이를 저지하지 못할 수도 있다. 대기속도 범위 내에서 항공기를 제어하기 위해선 충분한 elevator control이 필요하다.

 

weight and balance에 대한 자세한 설명 및 추가 정보는 Chapter 10, Weight and Balance에서 확인할 수 있다.