(7) Operational Considerations

Operational Considerations

 

터보프로펠러 비행기는 비슷한 크게 및 무게를 가진 피스톤 엔진 비행기와 유사하게 비행한다. 터보프로펠러 비행기가 피스톤 엔진과 다른 것은 엔진, 그리고 비행기 시스템의 운영이다. 엔진 및/혹은 시스템 운영에 대한 조종사 오류는 항공기 손상, 혹은 항공기 제어 상실의 일반적 원인이다. 터보프로펠러 운영에 대해 조종사가 고려해야 하는 엔진 관련 문제는 두 가지이다.

 

첫 번째 문제는 spilt-shaft/free turbine engine과 관련된 것이다. 조종사가 power lever를 flight idle에서 고출력 설정으로 움직일 때 출력이 몇 초간 지연된다. 피스톤 엔진(혹은 fixed-shaft turboprop)만 비행한 조종사는 이러한 지연 때문에 놀랄 수 있다. 특정 운영(예를 들어 소방 활동, 그리고 농업 활동)은 flight idle 근처에서 작동하는 동안 지상 근처를 기동해야 한다. 부드러운 출력 적용은 여전히 중요하다. 허나 조종사는 피스톤 엔진의 throttle 움직임에 비해 power lever를 더 크게 움직여야 한다는 것을 알아야 한다. 조종사는 지연을 이해해야 하며 출력 변화를 미리 예상해야 한다. 또한 엔진 rpm의 마지막 30%가 엔진 추력의 대부분에 해당함을 조종사는 명심해야 한다. 이 설정 미만에서는 출력을 사용해도 거의 영향이 없다.

 

두 번째 고려 사항은 터빈 엔진의 열 민감도에 대한 것이다. 터빈 엔진은 과열 상태를 수 초 이상 견딜 수 없다. 시동 도중 엔진 온도는 다른 어느 때보다 뜨거워진다. 따라서 터빈 엔진은 시동 도중 연소실로 연료를 유입하기 위한 minimum rotational speeds를 가진다. 엔진이 안정적인 속도로 작동하기 전까지는 온도, 그리고 가속을 모니터링 하는 것이 중요하다. 시동 전에 정확한 최소 배터리 전압을 확인하는 것, 혹은 충분한 출력의 GPU(ground power unit)을 사용하는 것이 성공적인 엔진 시동을 좌우한다.

 

시동 절차 도중 연료가 연소실로 유입되면 “light-off”가 되며 연관 온도들이 매우 빠르게 상승한다. 엔진 온도는 2 ~ 3초 내에 최대치에 근접할 수 있다. 이 시간 동안 조종사는 온도가 한계를 초과하려는 경향이 있는지를 확인해야 한다. 그리고 엔진에 공급되는 연료를 차단할 준비를 해야 한다.

 

엔진이 최대 시동 온도 한계를 초과하려는 경향을 hot start라 부른다. 온도 상승 이전에 비정상적으로 높은 초기 연료 흐름이 발생할 수 있다. 이는 엔진 시동이 정상적으로 진행되지 않고 있다는 첫 번째 징후일 수 있다. hot start가 계속될 경우 심각한 엔진 손상이 발생한다.

 

엔진이 정상 속도보다 느리게 가속되는 상황을 hung start, 혹은 false start라 부른다. hung start/false start 도중 엔진은 계속하여 작동하기엔 충분히 높지 않은 rpm에서 안정화 될 수 있다. 이는 일반적으로 배터리 출력이 낮을 때, 혹은 엔진을 제대로 시동하기엔 starter가 엔진을 빠르게 돌리지 못했을 때 발생한다.

 

터보프로펠러 비행기의 이륙은 power lever를 full forward까지 밀어서 수행되지 않는다. 상황에 따라 이륙 출력은 토크, 혹은 엔진 온도에 의해 제한될 수 있다. 일반적으로 이륙 시 power lever position은 full forward 보다 약간 뒤에 있다.

 

터보프로펠러 비행기(특히 twin-engine cabin-class airplane)의 이륙 및 출항은 특정 모델을 위해 개발된 standard takeoff and departure “profile”에 따라 수행되어야 한다. [그림 15-11] takeoff and departure profile은 AFM/POH에 설명된 항공기 제조업체 권장 절차를 따라야 한다. 터보프로펠러 비행기의 복잡성이 증가함에 따라 안전하고 효율적인 운항을 위한 절차의 표준화가 필요하게 되었다. 조종사는 매 이륙 전에 profile procedures를 검토함으로써 이륙 및 출항 절차에 대해 생각해보아야 한다.

 

일정한 출력 설정에서 고도가 증가함에 따라 엔진 온도가 상승할 것으로 예상될 수 있다. 더운 날씨에는 다소 낮은 고도에서도 최대 온도 한계에 도달할 수 있다. 이는 높은 고도에서 높은 마력을 유지하는 것을 불가능하게 만든다. 또한 공기 밀도가 감소하면 compressor는 더 열심히 작동해야 한다. 높은 밀도 고도에 의해 출력 성능이 저하되며 엔진 온도를 한계 이내로 유지하기 위해 출력 사용을 조절해야 할 수도 있다.

 

터보프로펠러 비행기에서 조종사는 엔진이 너무 빠르게 냉각될 염려 없이 언제든 throttles(s)를 닫을 수 있다. 따라서 low pitch 상태의 propellers를 이용한 급강하가 매우 가파를 수 있다. 접근 및 착륙은 standard approach and landing profile에 따라 수행되어야 한다. [그림 15-12] 그러나 split shaft/free turbine engine이 장착된 비행기를 조종하는 경우 조종사는 출력 필요량을 예상해야 하며 “spool-up” time의 지연을 고려해야 한다.

 

stabilized approach는 접근 및 착륙 과정의 필수적인 부분이다. stabilized approach 도중 비행기는 설계 및 형식에 따라 2.5 ~ 3.5도 범위의 glidepath에서 안정된 하강을 수행한다. 속도는 AFM/POH의 일부 기준으로부터 안정화된다(일반적으로 접근 외장에서의 실속 속도에 1.25 ~ 1.3을 곱한 것). landing flare 전까지는 하강률이 500 ~ 700 fpm으로 안정화된다.

 

엔진이 너무 이르게 idle 될 경우 hard, premature touchdown으로 이어질 수 있다. 왜냐하면 low pitch에서 빠르게 회전하는 커다란 프로펠러는 상당한 항력을 발생시키기 때문이다. 이러한 비행기에서는 landing flare 및 touchdown 도중 출력을 유지하는 것이 바람직할 수 있다. 지상에 확실히 착륙한 후 propeller beta range를 사용할 경우 유사한 무게의 피스톤 비행기에 비해 제동의 필요성이 크게 줄어든다. (ATP: 비행기가 활주로에 착륙한 직후 최대의 reverse power를 적용할 경우 최대 제동 효율성이 달성된다.)