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Introduction

high-performance airplane은 200 마력 이상의 출력을 발전시킬 수 있는 엔진을 가진 비행기로 정의된다(14 CFR part 61, section 61.31(f)(1)). complex airplane(14 CFR part 61, section 61.1)은 retractable landing gear, flaps, 그리고 controllable pitch propeller(엔진 및 프로펠러를 제어하기 위한 디지털 컴퓨터 및 연관 부속품으로 구성된 엔진 제어 시스템을 갖춘 비행기 포함. 예를 들어 full authority digital engine control)를 가진 비행기를 의미한다.

complex airplane, 혹은 high-performance airplane으로 전환하는 것은 많은 조종사들에게 힘든 일이 될 수 있다. 성능과 복잡성의 증가로 인해 추가적인 계획, 판단, 그리고 조종 기술이 필요하다. 따라서 이러한 형식의 비행기로 전환하는 것은 체계적인 교육 과정으로 수행되어야 한다.

비행기는 광범위한 속도에서 비행되도록 설계될 수 있다. 고속 비행은 작은 날개 면적, 그리고 적절히 camber 된 에어포일을 필요로 한다. 반면 저속 비행은 큰 날개 면적, 그리고 크게 camber 된 에어포일을 필요로 한다. [그림 12-1] 설계자들은 순항을 위한 고속, 그리고 착륙을 위한 저속을 제공하기 위해 많은 절충안을 제시한다. flaps는 저속 비행을 위해 에어포일의 camber와 날개 표면적을 증가시키는 일반적인 설계 결과이다. [그림 12-2]

에어포일은 서로 다른 두 가지 camber를 동시에 가질 수 없다. 따라서 설계자들과 엔지니어들은 두 가지 방법을 통해 원하는 성능 특성을 제공한다. 에어포일이 절충안으로 설계되거나, 혹은 저속 비행을 위해 에어포일의 캠버를 증가시키는 장치가 cruise airfoil에 결합될 수도 있다. camber는 에어포일 상부 표면과 하부 표면 사이의 불균형이다. 에어포일의 camber를 변경하는 한 가지 방법은 trailing-edge flaps를 추가하는 것이다. 엔지니어들은 이러한 장치를 high-lift system이라 부른다.

Function of Flaps

flaps는 주로 에어포일의 캠버를 변경시킴으로써 날개의 양력 계수를 증가시킨다. 일부 flaps는 날개의 표면적도 증가시킨다. flaps가 연장된다 하여 임계 받음각이 증가하지는 않는다. 경우에 따라 flaps는 임계 받음각을 감소시킨다. 날개의 조종면(예를 들어 ailerons와 flaps)이 편향되면 양력과 항력이 모두 변화한다. aileron이 편향되면 비대칭 양력이 발생한다. 이는 비행기의 세로축을 중심으로 rolling moment를 가한다. wing flaps는 세로축을 중심으로 서로 대칭으로 작용하므로 rolling moment가 발생하지 않는다. 허나 가로축을 중심으로 pitching moment가 발생하며 양력 및 항력이 증가한다. 양력은 여러 변수들(공기 밀도, 속도, 표면적, 그리고 양력 계수 포함)의 함수이다. flaps는 에어포일의 양력 계수를 증가시키므로 양력이 증가한다. [그림 12-3]

(L = 양력, P = 공기 밀도, V = 대기속도, S = 날개 면적, CL = 양력계수. 양력계수는 에어포일의 캠버, 날개의 시위선, 그리고 받음각에 의해 결정됨.)

flaps 연장 시 항공기는 nose-up 하거나, nose-down 하거나, 혹은 최소한의 pitch attitude 변화가 있을 수 있다. pitching moment는 날개 양력 중심이 뒤로 이동함으로써 발생한다. 이러한 pitching은 flap 형식, 날개 위치, downwash 작용, 그리고 수평 꼬리날개 위치를 포함한 여러 변수에 따라 달라진다. 따라서 pitching은 특정 비행기의 설계 특성에 따라 달라진다.

 

15도까지의 flap 연장은 최소한의 항력 증가와 함께 주로 양력을 생성한다. 15도를 초과한 연장은 항력을 크게 증가시킨다. flap 연장으로 인한 항력은 유해 항력이다. 따라서 속도의 제곱에 비례한다. 또한 대부분의 고익기에서 15도를 초과하는 연장은 상당한 nose-up pitching을 생성한다. 왜냐하면 그 결과 발생한 downwash가 수평 꼬리날개를 흐르는 공기 흐름을 변화시키기 때문이다.

 

Flap Effectiveness

 

flap의 효율성은 여러 요인에 따라 달라진다. 크기 및 형식이 가장 현저한 요인다. 이 장의 목적을 위해 trailing edge flaps는 네 가지 기본 유형으로 분류된다: plain(hinge), split, slotted, 그리고 fowler. [그림 12-4]

plain(혹은 hinge) flap은 날개의 hinged section이다. 그 구조 및 기능은 그 외의 조종면(ailerons, rudder, 그리고 elevator)과 유사하다. split flap은 더 복잡하다. 이는 날개의 아랫부분에 있다. flap이 연장되어도 날개 위쪽 뒷전의 공기 흐름이 흐트러지지 않는다. 이는 hinge flaps보다 더 효율적이다. 왜냐하면 양력은 더 많고 pitching moment는 적기 때문이다(허나 항력 또한 많다). split flaps는 착륙에서 더 유용하다. 허나 이륙에 있어서는 부분적으로 연장된 hinge flaps가 더 유리하다. split flap은 약간만 연장되어도 항력이 상당하다. 반면 hinge flap은 그렇지 않다. 왜냐하면 공기 흐름이 flap에 부착된 상태를 유지하기 때문이다.

 

slotted flap은 날개와 flap 사이에 틈이 있다. slot은 날개 아랫면의 고압 공기 흐름이 상부의 저압으로 향하게 만들어 흐름 분리를 지연시킨다. slotted flap은 hinge flap보다 양력이 더 크다. 허나 split flap보다는 적다(그러나 높은 양항비 덕분에 이륙 및 상승 성능이 더 좋음). slotted flap을 조금 연장할 경우 hinge flap보다 더 많은 항력을 제공한다. 허나 split flap보다는 적다. 이는 slotted flap이 이륙에 사용될 수 있게 해준다.

 

fowler flap은 날개 면적을 증가시키기 위해 아래로, 그리고 뒤로 연장된다. 이러한 flap은 multi-slotted로 구성되어 있어서 trailing-edge systems 중 가장 복잡하다. 허나 이 시스템은 최대 양력 계수를 제공한다. flap을 조금 연장하였을 때의 항력 특성은 slotted flap과 매우 유사하다. fowler flaps는 larger airplanes에서 가장 일반적으로 사용된다. 왜냐하면 이러한 flaps는 구조적으로 복잡하며 slots를 봉합하는 것이 어렵기 때문이다.

 

Operational Procedures

 

많은 비행기 설계 및 flap 조합을 논의하는 것을 불가능하다. 조종사는 특정 비행기에 대한 AFM 및/혹은 POH를 참조해야 한다. 일부 AFM/POH는 flaps의 사용에 대해 구체적인 반면 그 외의 AFM/POH는 flaps의 사용을 조종사의 재량에 맡긴다. flaps는 비행기가 지면에 가까이 있을 때 이착륙을 위해 사용되므로 조종사 판단 및 오류 방지가 매우 중요하다.

 

AFM/POH에 제시된 권장사항은 비행기 및 flap 설계에 기초한다. 따라서 조종사는 제조업체의 권장사항을 flaps의 공기역학적 영향과 관련시켜야 한다. 이를 위해서는 flap의 공기역학 및 기하학에 대한 기본 배경 지식이 필요하다. 이러한 정보를 통해 활주로 및 접근 조건에 기초하여 flap 연장 정도, 그리고 연장 시기에 대한 결정을 내릴 수 있다.

 

flap 연장 시기, 그리고 flap 연장 정도는 연관되어 있다. landing pattern의 특정 지점에서 flap이 크게 변경되면 양력이 크게 변화할 수 있다. 이때 속도 및 하강 각을 유지하기 위해서는 상당한 pitch 및 출력 변화가 필요하다. 따라서 landing pattern에 있는 동안 flaps를 점진적으로 연장하는 것이 유리하다. downwind, base leg, 그리고 final approach에서 flaps를 점진적으로 증가하면 pitch 및 출력의 조정을 적게 만들며 stabilized approach를 지원한다.

 

normal, soft-field, 혹은 short-field landings는 touchdown 시 최소 속도를 필요로 한다. 허나 short-field obstacle approach는 최소 속도, 그리고 깊은 접근 각도를 필요로 한다. flap 연장은 상당한 수준의 항력을 발생시킨다(특히 30도 초과 시). 항력은 높은 침하율을 생성할 수 있다. 조종사는 출력을 통해 이를 제어해야 한다. steep approach, 혹은 short-field approach 도중 flaps에 의해 생성되는 항력을 상쇄하기 위해 출력을 사용할 경우 landing flare가 매우 중요해진다. 출력을 너무 일찍 감소하면 hard landing, 비행기 손상, 혹은 loss of control로 이어질 수 있다. 출력이 너무 늦게 감소하면 비행기가 활주로를 float 하게 만든다.

 

측풍 성분은 flap 연장 정도에서 고려해야 할 또 다른 요소이다. 연장된 flap은 바람이 작용할 수 있는 표면적을 제공한다. flaps가 측풍을 향해 연장되면 upwind 쪽 날개는 downwind 쪽 날개보다 더 영향을 받는다. 이 영향은 crabbed approach를 통해 약간 감소한다. 왜냐하면 비행기가 바람에 더 가까이 정렬되어 있기 때문이다. wing-low approach를 사용하는 경우 낮아진 날개가 upwind 쪽 flap을 부분적으로 차단한다. 날개의 상반각이 flap 및 바람과 결합되면 가로 제어가 더 어려워진다. flap이 최대로 연장됨에 따라, 그리고 바람이 활주로로부터 수직이 됨에 따라 가로 제어가 더 어려워진다.

 

flaps가 연장된 상태에서 비행기가 지면에 도달함에 따라 날개에 대한 측풍 영향이 더 뚜렷해진다. upwind 쪽 날개, flap, 그리고 지면은 측풍의 공기로 채워진 “용기(container)”를 형성한다. flap은 main landing gear의 뒤에 위치한다. 따라서 flap에 부딪히는 바람은 비행기가 바람을 향해 yaw하게 만드는, 그리고 upwind wing을 상승시키는 경향이 있다. 상승한 날개는 타이어 힘을 감소시켜서 바람을 향해 yaw하려는 경향을 증가시킨다. 활주로 정렬을 유지하기 위해서는 올바른 조종간 위치(ailerons into the wind)가 필수적이다. 측풍의 양에 따라 touchdown 이후 즉시 flaps를 올려야 할 수도 있다.

 

flap 연장 정도에 대해, 그리고 flap을 연장할 landing pattern 위치에 대해 결정을 내릴 때 고려해야 할 또 다른 요소는 바로 go-around이다. flap 연장 시 발생하는 nose-down pitching moment를 상쇄하기 위해 trim이 사용된다. go-around 시 적용되는 full power는 날개 위의 공기 흐름을 증가시킨다. 이는 추가적인 양력을 발생시켜 pitch를 크게 변화시킨다. trim 설정으로 인해 flap retraction과 함께 pitch-up 경향이 완전히 감소하지 않는다.

항력 제거를 위해 flaps를 빨리 올리는 것이 바람직하다. 허나 조종사는 trim으로 인한 급격한 pitch 변화, 그리고 조종면을 흐르는 공기흐름 증가에 대비해야 한다. [그림 12-5]

go-around 도중 조종사는 pitch와 대기 속도를 주의 깊게 모니터링 해야 한다. 그리고 flap 연장 정도, 그리고 날개에 대한 수평 꼬리날개의 설계 구성이 go-around 특성에 영향을 미칠 것을 예상해야 한다. 조종사는 pitch 및 대기 속도를 주의 깊게 모니터링 해야 하고, 고도 손실을 최소화하기 위해 flap retraction을 제어해야 하며, 삼타일치를 위해 rudder를 사용해야 한다. 매 착륙 시 landing pattern의 동일한 지점에서 동일한 정도의 flap을 연장하는 것이 좋다. traffic pattern 내에서 flaps를 일관되게 사용하면 비행기 위치를 기반으로 사전 계획된, 그리고 익숙한 go-around를 수행할 수 있다.

착륙 시 사용할 flap 연장 정도를 결정하는 공식은 없다. 왜냐하면 서로에게 의존하는 변수들이 착륙에 수반되기 때문이다. 특정 비행기의 AFM/POH에는 일부 착륙 상황에 대한 제조업체의 권장 사항이 포함되어 있다. 반면 이륙을 위한 flap 사용 정보는 보다 명확하다. 제조업체의 필요조건은 특정 flap으로부터 생성된 상승 성능에 기초한다. 이륙 도중 어떤 경우에도 AFM/POH에서 지정된 flap 설정을 초과해서는 안 된다.

Controllable-Pitch Propeller

fixed-pitch propellers는 특정 rpm 설정 및 하나의 속도에서 최고의 효율성을 발휘하도록 설계되었다. fixed-pitch propeller는 좁은 범위의 속도에서 적절한 성능을 제공한다. 그러나 이 범위를 벗어나 운영될 경우 fixed-pitch propeller의 효율성이 상당히 저하된다. 광범위한 운영을 통해 프로펠러 효율성을 향상시키기 위해선 프로펠러 블레이드 각을 제어할 수 있어야 한다.

Constant-Speed Propeller

constant-speed propeller는 대부분의 비행 조건에서 최대 효율을 제공하기 위해 프로펠러 각을 조정한다. 조종사는 propeller governor에 연결된 propeller control을 통해 엔진 rpm을 간접적으로 제어한다. 최대 takeoff power를 위해 propeller control은 low pitch/high rpm position으로 전진한다. 그리고 throttle은 maximum allowable manifold pressure position으로 전진한다. [그림 12-6] 상승이나 순항 시 출력을 감소시키기 위해 조종사는 throttle로 manifold pressure를 적절한 값으로 감소시킨다. 그런 다음 propeller control을 high pitch/low rpm position으로 후진시켜 엔진 rpm을 감소시킨다. 조종사는 tachometer를 사용하여 rpm을 정확하게 설정한다.

비행기 엔진이 constant governed speed로 작동하는 경우 프로펠러축에 엔진이 가하는 토크(힘), 그리고 블레이드를 저항하게 만드는 힘이 동일하다. 조종사는 propeller control을 통해 propeller blade pitch를 조정한다. 이는 프로펠러 블레이드의 공기 저항을 증가, 혹은 감소시킴으로써 엔진 rpm을 변경한다. 예를 들어 propeller control을 후진시킬 경우 프로펠러 블레이드가 high pitch로 움직인다. 이는 프로펠러에 가해지는 공기 저항을 증가시켜 엔진의 부하를 증가시킨다. 때문에 힘이 평형에 도달하기 전까지는 엔진 속도가 느려진다. propeller control을 전진시키면 propeller blade pitch가 감소한다. 이는 프로펠러에 대한 공기 저항을 감소시킨다. 그 결과 서로 대립하는 힘이 평형을 이루기 전까진 엔진 rpm이 증가한다. 이 시스템이 작동하기 위해서는 constant-speed propeller governor가 필요하다. 이는 엔진 rpm을 감지하기 위한, 그리고 프로펠러 받음각을 조절하기 위한 수단이다. 대부분의 경우 governor는 엔진 크랭크축에 맞추어져 있어서 엔진 rpm을 감지할 수 있다. 이 장의 “Blade Angle Control”에서는 propeller governor가 propeller blade angle을 조정하는 방법에 대해 설명한다.

 

constant-speed propeller blade pitch에 영향을 미치는 그 외의 요인이 있다. 비행기가 수평 비행으로부터 상승할 때 엔진이 느려지는 경향이 있다. governor는 엔진 rpm의 작은 변화에도 민감하다. 따라서 governor는 엔진 rpm을 일정하게 유지할 수 있을 정도로 blade angle을 줄인다. 비행기가 하강할 경우 governor는 엔진 rpm을 일정하게 유지할 수 있을 정도로 blade angle을 늘린다. 이를 통해 엔진은 일정한 rpm 및 출력 산출을 유지할 수 있다. 또한 조종사는 일정한 manifold pressure에서 rpm을 변경하거나, 일정한 rpm에서 manifold pressure를 변경하거나, 혹은 rpm과 manifold pressure를 둘 다 변경함으로써 엔진 출력 산출을 설정할 수 있다. constant-speed propeller는 매우 다양한 수의 출력 설정을 가능하게 만든다.

 

Takeoff, Climb, and Cruise

 

이륙 도중(비행기 전진 속도가 낮은, 그리고 maximum power and thrust가 필요한 때) constant-speed propeller는 low propeller blade pitch로 설정된다. 저속에서 low blade angle은 상대풍에 대한 블레이드 받음각을 작게, 그리고 효율적이게 유지한다. [그림 12-7]

 

Turbocharging

turbocharged engine을 통해 조종사는 높은 고도(적은 항력)에서 충분한 순항 출력을 유지할 수 있다. 즉, 진대기속도가 빠르며 연료 절약 덕분에 항속거리가 증가한다. 동시에 powerplant의 융통성 덕분에 저고도에서도 연료 소모 증가 없이 비행할 수 있다. standard powerplant에 부착된 turbocharger는 엔진이 작동할 마력을 전혀 사용하지 않는다. turbocharger는 비교적 기계적으로 간단하다. 일부 모델은 객실을 가압할 수도 있다.

turbocharger는 엔진으로 공급되는 유입 공기의 압력 및 밀도를 높이는 exhaust-driven device이다. 이는 두 개의 개별 구성 요소로 구성된다: compressor, 그리고 turbine(이 둘은 하나의 축으로 연결됨). compressor는 고고도 운영을 위해 엔진에 가압된 공기를 공급한다. compressor와 그 housing은 induction air manifold와 ambient air intake의 사이에 있다. turbine과 그 housing은 exhaust system의 일부이다. 이는 배기가스의 흐름을 사용하여 compressor를 구동한다. [그림 12-9]

 

turbine은 특정 엔진에 대한 최대 허용치를 초과하는 manifold pressure를 생성할 수 있다. maximum allowable manifold pressure를 초과하지 않기 위해 bypass, 혹은 waste gate가 사용된다. 이를 통해 일부 배기가스는 turbine을 통과하기 전에 바깥으로 우회된다.

waste gate의 position은 turbine의 출력을 조절한다. 즉, 엔진이 사용할 수 있는 압축 공기를 조절한다. waste gate가 닫히면 모든 배기가스가 turbine을 구동한다. waste gate가 열리면 배기가스의 일부는 exhaust bypass를 지나 exhaust pipe를 통해 배기된다.

waste gate actuator는 엔진 오일 압력에 의해 작동하는 spring-loaded piston이다. waste gate의 position을 조정하는 actuator는 기계적 결합을 통해 waste gate와 연결된다.

turbocharger system의 제어부는 pressure controller이다. 이 장치는 turbocharging을 하나의 제어 장치(throttle)로 단순화한다. 원하는 manifold pressure가 설정되었다면 고도 변화에 따른 throttle 조정이 필요하지 않다. controller는 다양한 고도에 대한 compressor 배출 조건을 감지한다. 그리고 waste gate actuator로 공급되는 오일 압력을 제어함으로써 waste gate를 조정한다. 따라서 turbocharger는 throttle setting에서 필요로 하는 manifold pressure를 유지한다.

Ground Boosting Versus Altitude Turbocharging

altitude turbocharging(때때로 “normalizing”이라 불림)은 maximum allowable sea level manifold pressure(일반적으로 29 ~ 30＂Hg)를 특정 고도까지 유지하는 turbocharger를 사용함으로써 이루어진다. 이 특정 고도는 비행기 제조업체에서 지정되며 비행기의 critical altitude라 불린다. critical altitude 너머에서는 고도가 증가함에 따라 manifold pressure가 감소한다. 반면 ground boosting은 비행 도중 29인치의 표준 manifold pressure 이상이 사용되는 turbocharging을 적용한 것이다. ground boosting을 사용하는 비행기에서 takeoff manifold pressures가 45＂Hg까지 올라갈 수 있다.

sea-level manifold pressure setting과 maximum rpm이 critical altitude까지 유지된다 하여도 엔진이 sea-level power를 만들어내진 못할 수 있다. 왜냐하면 turbocharged induction air는 압축에 의해 가열되어 공기 밀도가 낮아져서 엔진 출력이 저하되기 때문이다. 동등한 마력을 유지하기 위해선 특정 고도에서 다소 높은 manifold pressure가 필요하다. 반면, 만약 시스템에 automatic density controller(일정한 공기 밀도를 유지하기 위해 자동으로 waste gate를 바꾸는 장치)가 내장되어 있다면 해수면 마력 출력과 거의 동등하다.

Operating Characteristics

무엇보다도, turbocharged engine의 출력 제어는 느리고 부드러워야 한다. 지나친, 혹은 갑작스러운 throttle 이동은 over-boost의 가능성을 높인다. 출력을 변경할 때에는 engine indications를 주의 깊게 모니터링 한다.

waste gate가 열려 있을 때 rpm이 변화하는 경우 turbocharged engine은 자연 흡기 엔진과 동일하게 반응한다. 즉, rpm이 증가하면 manifold pressure가 약간 감소한다. 엔진 rpm이 감소하면 manifold pressure가 약간 증가한다. 그러나 waste gate가 닫혀 있다면 엔진 rpm에 따른 manifold pressure 변화가 자연 흡기 엔진과 반대가 된다. 엔진 rpm이 증가하면 manifold pressure가 증가하고 엔진 rpm이 감소하면 manifold pressure가 감소한다.

critical altitude 이상(waste gate가 닫힌 지점)에서는 대기 속도의 변화가 그에 상응하는 manifold pressure 변화로 이어진다. 왜냐하면 대 기속도 증가로 인한 ram air pressure 증가가 compressor에 의해 확대되어 manifold pressure를 증가시키기 때문이다. manifold pressure의 증가는 엔진을 통과하는 공기 양을 증가시켜 turbine 속도를 증가시킨다. 이는 manifold pressure를 더 증가시킨다.

높은 고도를 운영할 때 aviation gasoline은 실린더에 도달하기 전에 기화되는 경향이 있다. fuel tank와 engine-driven fuel pump 사이의 연료 시스템에서 이러한 현상이 발생할 경우 탱크에 auxiliary positive pressure pimp가 필요할 수 있다. engine-driven pumps는 연료를 당기기 때문에 vapor lock이 쉽게 발생한다. boost pump는 양압을 제공한다. 이는 연료를 밀며 기화하려는 경향을 줄인다.

Heat Management

turbocharged engines는 지속적인 압력/온도 모니터링을 통해 신중하게 작동되어야 한다. 특히 중요한 두 가지 온도는 다음과 같다: TIT(turbine inlet temperature) 혹은 EGT(exhaust gas temperature), 그리고 cylinder head temperature. TIT limit(혹은 EGT limit)은 turbocharger의 뜨거운 부분에 있는 구성 요소들을 보호하기 위해 설정된다. 반면 cylinder head temperature limit은 엔진의 내부 부품을 보호하기 위해 설정된다.

흡입 공기의 압축열로 인해 turbocharged engine은 nonturbocharged engine보다 더 높은 온도에서 작동한다. turbocharged engines는 높은 고도에서 작동하기 때문에 냉각 효율성이 떨어진다. 높은 고도에서는 공기 밀도가 낮으므로 냉각 효율이 떨어진다. 또한 낮은 공기 밀도는 compressor가 더 많이 작동하게 만든다. compressor turbine의 속도는 80,000 ~ 100,000 rpm에 이를 수 있으며 이는 엔진 작동 온도를 증가시킨다. 또한 turbocharged engines는 대부분의 시간 동안 높은 출력 설정에서 작동한다.

높은 열은 피스톤 엔진의 운영에 불리하다. 높은 열의 누적으로 인해 piston, ring, 그리고 cylinder head가 고장 날 수 있으며 그 외의 구성 요소에 열응력을 가할 수 있다. 과도한 cylinder head temperature는 detonation으로 이어질 수 있다. 그리고 이는 곧 치명적인 엔진 고장으로 이어질 수 있다. turbocharged engines는 특히 열에 민감하다. turbocharger의 작동 핵심은 효과적인 열 관리이다.

manifold pressure gauge, tachometer, exhaust gas temperature/turbine inlet temperature gauge, 그리고 cylinder head temperature gauge를 사용하여 turbocharged engine의 상태를 모니터링 한다. throttle, propeller rpm, mixture, 그리고 cowl flaps를 사용하여 열을 관리한다. 특정 순항 출력에서 mixture는 exhaust gas/TIT에 가장 영향력이 있는 제어 장치이다. throttle은 총 fuel flow를 조절하는 반면 mixture는 연료-공기 비율을 조절한다. 따라서 mixture가 온도를 제어한다.

이륙 후 상승 시 온도 한계를 초과하는 것은 일반적으로 문제가 되지 않는다. 왜냐하면 excess fuel로 인해 full rich mixture가 냉각되기 때문이다. 순항 도중 일반적으로 출력이 감소되고 mixture가 그에 따라 조정된다. 순항 상태에서는 엔진 출력이 적더라도 온도가 최대에 도달할 가능성이 높으므로 온도를 면밀히 모니터링 한다. 그러나 en route climb 도중 과열이 발생할 경우에는 높은 대기속도, 그리고 fully open cowl flaps를 필요로 할 수 있다.

turbocharged engines는 자연 흡기 엔진보다 더 뜨겁게 작동한다. 따라서 냉각 응력으로 인해 손상되기 더 쉽다. 출력의 점진적 감소, 그리고 온도의 주의 깊은 모니터링은 하강 도중 필수적이다. 하강 도중 landing gear를 연장할 경우 엔진 출력 설정을 높게 유지함과 동시에 대기 속도를 제어하는데 도움이 될 수 있다. 이를 통해 조종사는 출력을 조금씩 줄일 수 있다. 즉, 이는 엔진이 천천히 냉각되도록 한다. 또한 낮은 출력 설정에서 roughness를 제거하기 위하여 mixture를 약간 lean 하는 것이 필요할 수도 있다.

Turbocharger Failure

turbine exhaust system에서 발생하는 고온/고압 때문에 turbocharger의 오작동은 매우 신중하게 처리되어야 한다. turbocharger 작동 시 제조업체의 권장 절차를 따라야 한다. 특히 turbocharger의 오작동 상황에서는 더더욱 그렇다. 그러나 turbocharger 고장 시 취해야 할 조치가 제조업체의 절차에서 충분히 설명되어있지 않다면 다음 절차를 사용한다.

Over-Boost Condition

throttle을 정상적으로 전진하는 도중 manifold pressure가 과도하게 상승하는 경우(waste gate의 작동 결함으로 인해 발생할 수 있음):

∙즉시 throttle을 부드럽게 retard하여 rpm/mixture 설정에 대한 manifold pressure를 최대치 이하로 제한한다.

∙over-boost 상태를 방지하는 방식으로 엔진을 작동한다.

Low Manifold Pressure

이 상태는 사소한 고장으로 인해 발생할 수 있다. 허나 심각한 배기 누출이 발생했을 가능성도 있다. 이는 잠재적으로 위험한 상황을 만들어낸다.

∙engine failure procedures에 따라 엔진을 정지한다(단, 엔진을 계속 작동해야만 하는 더 큰 비상 상황이 존재하는 경우 제외).

∙엔진을 계속 작동해야 하는 경우 상황에 따른 최저 출력 설정을 사용한다. 그리고 land as soon as practicable.

turbocharger 오작동 이후에는 고장 수리를 수행하는 것이 매우 중요하다.

Retractable Landing Gear

landing gear를 올릴 경우 상승 성능이 향상되고 순항 속도가 빨라진다. 이는 gear retraction 이후의 항력 감소 때문이다. retractable landing gear systems는 유압으로, 혹은 전기로 작동할 수 있다(혹은 두 시스템을 조합하여 사용할 수도 있음). warning indicators가 조종실에 제공된다. 이는 바퀴가 하강 및 고정되었을 때, 바퀴가 상승 및 고정되었을 때, 혹은 중간 위치에 있을 때를 조종사에게 나타낸다. 비상 작동을 위한 시스템 또한 제공된다. retractable landing gear system은 복잡하므로 조종사는 특정 작동 절차를 준수해야 한다. 그리고 작동 제한 사항을 초과해서는 안 된다.

Landing Gear Systems

electrical landing gear retraction system은 기어 작동을 위해 electrically-driven motor를 사용한다. 이 시스템은 기본적으로 기어를 올리고 내리기 위한 electrically-driven jack이다. 조종실의 스위치가 UP position으로 이동하면 전기 모터가 작동한다. shafts, gears, adapters, actuator screw, 그리고 torque tube를 통해 힘이 drag strut linkages로 전달된다. 이를 통해 기어가 상승 및 고정된다. gear doors를 열고 닫는 struts 또한 작동한다. 스위치가 DOWN position으로 이동하면 모터가 역전되어 기어가 하강 및 고정된다. 한번 활성화되면 gear motor는 계속하여 움직인다(단, 모터 gearbox의 up/down limit switch가 작동하기 전까지).

hydraulic landing gear retraction system은 기어를 올리고 내리는 연결 장치를 작동하기 위해 유압유를 사용한다. 조종실의 스위치가 UP position으로 이동하면 유압유가 gear up line으로 향한다. 유압유는 sequenced valves와 downlocks를 통해 gear actuating cylinders로 흐른다. 기어 연장 도중에도 유사한 과정이 발생한다. 시스템 내의 유압유를 가압하는 펌프는 engine-driven, 혹은 electrically-powered일 수 있다. 유압유를 가압하기 위해 electrically-powered pump가 사용되는 경우 이 시스템을 electrohydraulic system이라 부른다. 시스템은 여분의 유압유를 저장하기 위해, 그리고 시스템 유압유 양을 결정할 수단을 제공하기 위해 hydraulic reservoir를 내장한다.

hydraulic pump는 그 동력원에 관계없이 특정 범위 내에서 작동하도록 설계되었다. 센서가 과도한 압력을 감지하면 펌프 내의 relief valve가 열린다. 그리고 유압이 다시 reservoir로 되돌아온다. 또 다른 유형의 relief valve는 열팽창으로 인해 발생할 수 있는 과도한 압력을 방지한다. 유압은 limit switches에 의해서도 조절된다. 각 gear는 두 개의 limit switches를 가진다: 하나는 extension 전용, 그리고 다른 하나는 retraction 전용. landing gear가 gear cycle을 완료한 후 limit switches는 hydraulic pump의 전원을 끊는다. limit switch 고장 시 backup pressure relief valve가 작동하여 과도한 압력을 완화한다.

Controls and Position Indicators

landing gear position은 조종실의 스위치에 의해 제어된다. 대부분의 비행기에서 gear switch는 바퀴 모양이다. 이는 식별을 용이하게 만들기 위해, 그리고 조종실의 다른 것들과 구별하기 위함이다.

landing gear position indicators는 비행기 모델마다 다르다. 한 가지 유형은 하나의 녹색 표시등(landing gear가 내려진 상태를 지시), 그리고 하나의 노란색 표시등(landing gear가 올려진 상태를 지시)으로 구성된다. [그림 12-10] 다른 유형은 세 개의 녹색 표시등으로 구성되어 있다. 이는 landing gear가 하강 및 고정되었을 때 켜진다. [그림 12-10] 다른 시스템에서는 기어가 변경중임을, 혹은 착륙에 안전하지 않음을 나타내기 위해 붉은색(혹은 노란색) 표시등을 포함한다. [그림 12-11] 표시등이 “press to test” 기능을 사용하는 경우 전구를 교체할 수 있다. integrated electronic displays는 별도의 표시등 없이 화면의 일부에 gear position을 나타낼 수도 있다.

다른 유형의 landing gear position indicators는 tab-type indicators로 구성된다. 이는 “UP” 표시(기어가 상승 및 고정되었음을 나타냄), 빨간색/흰색 대각선 줄무늬 표시(기어가 잠금 해제됨을 나타냄), 그리고 각 기어의 실루엣 표시(기어가 DOWN position에 고정되었음을 나타냄)로 이루어져있다.

Landing Gear Safety Devices

retractable landing gear를 장비한 대부분의 비행기는 gear warning horn을 가지고 있다. 이는 비행기가 착륙 외장 상태에 있으나 landing gear가 내려져있지 않은 경우 소리가 난다. 일반적으로 horn은 throttle, 혹은 flap position 및/혹은 속도계와 연결되어 있다. 때문에 gear가 올려진 상태에서 비행기가 특정 속도, 외장, 혹은 출력 설정보다 낮을 경우 경고음이 발생한다.

mechanical downlocks, safety switches, 그리고 ground lock과 같은 장치를 통해 landing gear의 우발적 retraction을 방지할 수 있다. mechanical downlocks는 gear retraction system에 내장된 구성 요소이다. 이는 gear retraction system에 의해 자동으로 작동한다. 비행기가 지상에 있는 도중 downlocks의 우발적 작동으로 인해 landing gear retraction이 발생하는 것을 방지하고자 electrically-operated safety switches가 설치된다.

landing gear safety switch(때때로 squat switch라 불림)는 일반적으로 main gear shock struts 중 하나의 bracket에 장착된다. [그림 12-12] strut이 비행기의 무게에 의해 압축되면 retraction을 구동하는 모터(혹은 메커니즘)의 전기 회로가 switch에 의해 개방된다. 이러한 방식 덕분에 기어에 무게가 걸린 상태에서 조종실의 landing gear switch를 RETRACT position에 놓아도 gear는 연장 상태를 유지한다. 안전하지 않은 상태를 알리기 위해 warning horn이 울릴 수도 있다. 그러나 기어에 무게가 걸리지 않으면(예를 들어 이륙 시) safety switch가 해제되고 gear가 올라간다.

비행기가 지상에 있을 때 기어가 붕괴되는 것을 방지하고자 많은 비행기들은 착탈식 안전장치를 가지고 있다. 이러한 장치를 ground locks라 부른다. 일반적인 유형 중 하나는 pin이다. 이는 두 개 이상의 landing gear support structure에 뚫린 구멍들이 정렬된 지점에 장착된다. 또 다른 유형은 spring-loaded clip이다. 이는 두 개 이상의 support structure를 함께 고정하기 위하여 설계되었다. 모든 유형의 ground locks에는 보통 빨간색 테이프가 영구적으로 부착되어 있다. 이는 ground locks의 장착 여부를 쉽게 표시하기 위함이다.

 

Emergency Gear Extension Systems

 

emergency gear extension system은 main power system에 고장이 발생한 경우 landing gear를 내린다. 일부 비행기의 조종실에는 emergency release handle이 있다. 이는 기계적 연결 장치를 통해 gear uplocks와 연결되어 있다. handle이 작동되면 uplocks가 해제된다. 이는 gear 자체의 무게를 통해 gear가 자유 낙하, 혹은 연장되게 만든다. [그림 12-13]

그 외의 비행기에서는 compressed gas(이는 uplock release cylinders로 향함)를 사용하여 uplock을 해제할 수 있다. 일부 비행기에서는 설계 외장으로 인해 중력 및 공기 부하만으로 landing gear를 연장하는 것이 불가능하다. 이러한 비행기에서는 비상 상황 시 강제로 gear를 내리기 위한 대비책이 포함되어 있다. 일부 장치에서는 유압유, 혹은 compressed gas가 압력을 제공하도록 설계되어있다. 반면 그 외의 시스템은 emergency gear extension을 위해 수동 시스템(예를 들어 hand crank)을 사용한다. [그림 12-13] landing gear의 비상 작동을 위한 유압은 비행기 설계에 따라 auxiliary hand pump, accumulator, 혹은 electrically-powered hydraulic pump로부터 제공받을 수 있다.

 

Operational Procedures

 

Preflight

 

retractable landing gear는 복잡하므로 매 비행 전에 정밀 점검이 필요하다. 점검은 조종실 내부에서 시작되어야 한다. 먼저 landing gear selector switch가 GEAR DOWN position에 있는지 확인한다. 그런 다음 battery master switch를 키고 landing gear position indicators가 gear down/lock을 표시하는지 확인한다.

 

landing gear의 외부 점검은 각 시스템 구성 요소를 확인하는 것으로 구성된다. [그림 12-14] landing gear, wheel well, 그리고 주변부가 깨끗해야 한다. switches와 valves가 더러우면 safe light가 잘못 표시되거나, 혹은 landing gear가 완전히 내려지기 전에 extension cycle이 중단될 수 있다. wheel wells에는 이물질이 없어야 한다. 왜냐하면 이물질이 gear를 손상시키거나, 혹은 gear의 작동을 방해할 수 있기 때문이다. 구부러진 gear doors는 gear 작동에 문제가 있을 수 있음을 나타낼 수 있다.

shock strut이 적절히 팽창해 있는지, 그리고 피스톤이 깨끗한지 확인한다. main gear/nose gear의 uplock/downlock 메커니즘 상태를 점검한다. power sources와 retracting mechanism의 상태, 결함, 그리고 고정 상태를 점검한다. 유압라인이 부착된 지점에서 마멸 및 누유의 징후를 점검한다. squat switches의 청결 상태, 그리고 고정 상태를 점검한다. actuating cylinders, sprockets, universal joints, drive gears, linkages, 그리고 그 외 확인 가능한 구성 요소들의 상태와 결함을 점검한다. landing gear가 부착된 비행기 구조물의 변형, 균열, 그리고 상태를 점검한다. 모든 bolts/rivets는 손상되지 않은 상태로 단단히 고정되어야 한다.

Takeoff and Climb

일반적으로 landing gear는 엔진 고장, 혹은 비상 상황에서 비행기가 더 이상 활주로에 착륙할 수 없는 고도에 도달한 이후 올려진다. 그러나 이 절차가 모든 상황에 적용되는 것은 아니다. 다음 사항을 고려하여 landing gear retraction을 계획한다:

∙활주로의 길이

∙climb gradient

∙장애물 회피 조건

∙departure end of the runway 너머의 지형 특성

∙특정 비행기의 상승 특성

예를 들어 엔진 고장 시 일부 상황에서는 지형의 에너지 흡수 특성을 활용하기 위해 landing gear를 연장한 상태로 off airport forced landing을 수행하는 것이 바람직할 수 있다(Chapter 18, “Emergency Procedures” 참조). 이 경우 짧은 활주로에서 이륙한 후 landing gear를 늦게 올리는 것이 타당할 수 있다. 다른 상황에서는 상승 경로의 장애물 때문에 이륙 후 적시에 gear retraction을 수행하는 것이 타당할 수 있다. 또한 일부 비행기의 초기 상승 pitch attitude는 남은 활주에 대한 시야를 차단한다. 이는 남은 활주로에서의 착륙 가능성을 판단하기 어렵게 만든다.

landing gear를 너무 일찍 올리지 않는다. 그리고 계기에 positive rate of climb이 표시되기 전까지는 landing gear를 올리지 않는다. positive rate of climb에 도달하지 못한 상태에서 gear를 올렸을 때 비행기가 활주로에 다시 안착할 가능성이 항상 존재한다. 이는 lift-off가 너무 일찍 발생한 경우 특히나 그렇다. landing gear selector에 닿기 위해 몸을 앞으로 기울이면 조종간에 의도치 않게 forward pressure를 가할 수 있다. 이는 비행기를 하강하게 만든다.

landing gear가 올라가면 대기 속도가 증가하며 pitch attitude가 변화할 수 있다. gear가 올라가는데 몇 초가 걸릴 수 있다. gear의 상승 및 고정(그리고 gear의 하강 및 고정)은 비행기 모델마다 다른 특유의 소리와 느낌을 동반한다. 정상적인 gear retraction 소리 및 느낌에 익숙해질 경우 비정상적 gear 작동을 쉽게 인지할 수 있다. 비정상적 landing gear retraction은 대부분의 경우 gear extension cycle 또한 비정상적일 것이라는 명백한 신호이다.

Approach and Landing

높은 대기속도가 landing gear에 가하는 하중이 구조적 손상을 일으킬 수도 있다. 따라서 landing gear 작동을 위한 제한 속도가 설정되었다. 이는 비행 도중 landing gear를 과도한 응력으로부터 보호하기 위함이다. 해당 속도는 속도계에 표시되지 않는다. 대신 이는 특정 비행기의 AFM/POH에 게재되며 보통 조종실의 placards에 표시된다. [그림 12-15] VLE(maximum landing extended speed)는 landing gear가 연장된 상태에서 비행할 수 있는 최대 속도이다. VLO(maximum landing gear operating speed)는 landing gear가 UP/DOWN cycle을 통해 작동할 수 있는 최대 속도이다.

gear selector switch를 GEAR DOWN position에 놓으면 landing gear가 연장된다. landing gear가 연장되면 대기 속도가 감소하며 pitch attitude가 변화할 수 있다. landing gear가 연장되는 몇 초 동안 비정상적인 소리나 느낌에 주의한다. 정상적인 소리 및 느낌을 통해, 그리고 조종실의 gear position indicators를 통해 landing gear가 연장되었는지 확인한다. 착륙 예정 지점의 반대편 downwind에 도달하기 전에 landing gear를 연장해야 한다(단, traffic pattern altitude로 하강하는데 도움을 얻고자 미리 landing gear를 연장한 경우 제외). landing gear를 연장할 downwind 내 특정 지점을 포함하는 표준 절차를 수립한다. 해당 절차를 엄격하게 준수할 경우 의도치 않은 gear up landings이 방지될 수 있다.

retractable landing gear를 장비한 비행기를 운영하기 위해선 checklist를 신중하게, 주의 깊게, 그리고 지속적으로 사용해야 한다. downwind leg에 있을 때 해당 비행기의 before-landing checklist를 수행하는 습관을 들인다. 이는 두 가지를 달성한다: gear를 연장하기 위한 조치가 취해짐, 착륙하기 전에 gear down indicators를 다시 확인함.

landing roll을 완료하고 활주로를 개방하기 전까지는 어떤 제어 장치도 건드리지 않는다(단, good operating practices가 달리 명시하는 경우 제외). 이러한 기법은 지상에서 landing gear를 실수로 올릴 가능성을 크게 줄여준다. rollout 후 활주로를 개방하고 나면 after-landing checklist에 집중한다. 이는 올바른 제어 장치를 확실하게 식별할 수 있게 해준다.

retractable gear airplanes로 전환하는 조종사는 몇 가지 실수들을 고려해야 한다. 여기에는 다음을 포함한다:

∙landing gear를 연장하지 않음.

∙의도치 않게 landing gear를 올림.

∙gear를 작동하였으나 gear position은 점검하지 않음.

∙emergency gear system을 잘못 사용함.

∙이륙 도중 gear를 너무 일찍 올림.

∙gear를 너무 늦게 연장함.

이러한 실수들은 complex aircraft로 막 전환한 조종사들에 의해, 그리고 무사 안일한 조종사들에 의해 발생한다. landing gear와 연관된 사고의 가능성을 최소화하기 위해서는:

∙적절한 checklist를 사용한다.

∙특정 비행기에 대한 landing gear emergency extension procedures를 숙지하고 정기적으로 검토한다.

∙특정 비행기에 대한 landing gear warning horn과 warning light systems를 숙지한다. 안전하지 않은 상태가 감지되면 horn system과 warning light system을 대조 확인한다.

∙해당하는 경우 landing gear warning light displays의 전구 교체 절차를 검토한다. 이를 통해 display의 전구 상태가 양호한지 확인할 수 있다. 전구가 교체 가능하다면 비행 전 점검 도중 비행기의 spare bulb supply에 예비 전구가 있는지를 확인한다.

∙올바르게 작동하는 landing gear system의 소리와 느낌을 인지 및 숙지해야 한다.

Transition Training

complex airplane, 혹은 high-performance airplane으로의 전환은 체계적인 훈련 과정을 통해 이루어져야 한다. 훈련은 ground/flight training syllabus에 따라 수행되어야 한다. [그림 12-16]

 

전환 교육을 위한 syllabus의 예시는 다음과 같다. 과목 순서는 조종사의 능력, 비행기, 그리고 훈련 상황의 조건에 따라 변경될 수 있다. 이 목표는 proficiency standards를 달성하는 것이다. 이러한 standards는 증명에 대한 Airman Certification Standards에 포함되어 있다.

syllabus에 표시된 교육 시간은 설명을 위한 것이다. 실제 시간은 조종사의 능력을 기준으로 해야 한다. 능력이 좋은 조종사의 경우 시간이 최소일 수 있다. 반면 증명 조건을 충족하지 못하거나, 혹은 최근의 비행 경험이 거의 없는 조종사의 경우 시간이 증가할 수 있다.

Chapter Summary

complex airplane이나 high-performance airplane을 조종하기 위해선 비행의 가장 중요한 단계에서(이착륙) 주의를 더욱 분배해야 한다. 이러한 비행기를 조종하는데 필요한 지식, 판단력, 그리고 조종사 기술이 개발되어야 한다. 시스템, 시스템 운영(normal 및 emergency), 그리고 운영 한계를 완벽하게 이해하기 위해 충분한 교육을 받는 것이 필수적이다.