이 장은 small multiengine airplane의 운영에 연관된 요소들을 다룬다. 본 교재의 목적상 "small" multiengine airplane은 인증된 최대 이륙 중량이 12,500파운드 이하인 왕복 엔진, 혹은 터보 프로펠러 비행기이다. 이 내용은 두 개의 엔진이 달린 종래의 디자인(각 날개에 하나씩 장착된)을 전제한다. 달리 언급되지 않는 한 왕복 엔진으로 전제된다. 여기에 사용되는 “light-twin”이라는 용어는 비록 규정에 의해 정식으로 정의되어 있지는 않지만, 인증된 최대 이륙 중량이 6,000파운드 이하인 small multiengine airplane을 말한다.
다발 항공기에는 특별한 몇 가지 특성이 있기에 별도의 형식 한정을 받을 가치가 있다. 이 장에서 다뤄지는 OEI(one engine inoperative) 비행 정보는 다발 비행기와 단발 비행기를 비행하는데 상당한 차이점이 있음을 강조한다. 그러나 모든 조종사들에게는 그들이 비행하는 모든 비행기를 안전하게 비행하기 위한 적절한 지식, risk management 계획 및 기술이 필요하다. OEI 비행의 숙달은 안전한 다발 비행의 한 측면일 뿐이다. 장비가 고루 갖춰진 현대의 다발 비행기는 다양한 상황에서 운용될 수 있다. 그러나 다발 비행기의 성능 및 시스템의 redundancy는 조종사가 훈련 및 숙련이 되어야만 안전성을 증가시킨다.
비행기 제조업체는 특정 비행기의 운영에 대한 최종 권위자이다. 비행 교관과 학습자는 Federal Aviation Administration이 승인한 AFM이나 POH를 사용해야 한다. 비행기 제조업체의 지침 및 절차는 이 교재에 수록된 일반적인 권고사항보다 우선한다.
다발 비행기와 단발 비행기는 엔진 고장 시 다르게 작동한다. 다발 비행기의 경우 한 쪽 엔진의 추력 상실은 성능 및 제어에 둘 다 영향을 미친다. 가장 확실한 문제는 출력이 50% 손실되는 것이다. 이는 상승 성능의 80~90%를 감소시킨다. light-twin은 엔진 고장 이후 때에 따라서 상승, 혹은 고도 유지를 할 능력이 없을 수 있다. 엔진 고장 이후의 비대칭 추력은 또한 조종사에게 조종 문제를 발생시킨다. 이러한 요소들에 대한 주의는 안전한 OEI 비행을 위해 매우 중요하다.
단발 비행기의 조종사들은 이미 다양한 performance “V” speed, 그리고 이들의 정의에 익숙할 것이다. 다발 비행기에는 OEI 운영 특유의 V-speeds를 몇 가지 추가로 가지고 있다. 이러한 속도들은 “SE”라는 표기를 통해 단발 비행기와 구분된다. 몇몇 주요한 V-speed와 다발 비행기 특유의 V-speed들은 다음과 같다.
⦁VR– rotation speed – 비행기를 이륙 자세로 rotate 하기 위해 back pressure가 적용되는 속도.
⦁VLOF– lift off speed – 비행기가 지면을 떠나는 속도.(Note: 몇몇 제조업체는 이륙 성능 정보를 VR을 기준으로, 그 외의 제조업체는 VLOF를기준으로 한다)
⦁VX– best angle of climb speed – 단위 거리 당 비행기가 가장 많은 고도를 얻을 수 있는 속도.
⦁VXSE– OEI 상태에서의 best angle of climb speed.
⦁VY– best rate of climb speed – 단위 시간당 비행기가 가장 많은 고도를 얻을 수 있는 속도
⦁VYSE – OEI 상태에서의 best rate of climb speed. 대부분의 속도계에 파란색 사선으로 표시되어 있다. single-engine absolute ceiling 너머에서는 VYSE가 최소 침하율을 제공한다.
⦁VSSE– safe, intentional OEI speed – 원래 safe single engine speed로 알려진 속도. 이는 critical engine을 의도적으로 작동하지 않게 만드는 최소 속도이다.
⦁VREF– reference landing speed – final approach에 사용되는 속도. 이는 보통 VSO(착륙 외장에서의 실속 속도)의 1.3배이다. 조종사는 VREF에 속도를 추가하여 바람과 돌풍 조건에서 접근 속도를 조절할 수 있다(예를 들어, VREF+ 5).
⦁VMC– 현재 14 CFR part 23, section 23.2135(c)에 이처럼 정의되어 있다. 갑작스러운 중대한 추력 상실 이후에도 비행기의 제어를 유지할 수 있는 calibrated airspeed. VMC는 보통 대부분의 속도계에 붉은색 사선으로 표시된다. [그림 13-1] VMC는 이전의 14 CFR part 23, section 23.149에서 이처럼 정의되어 있었다. critical engine이 갑자기 작동하지 않을 경우 엔진이 여전히 작동하지 않은 상태에서 비행기의 제어를 유지할 수 있고 이후 5도 이하의 bank angle로 같은 속도의 직진 비행을 유지할 수 있는 calibrated airspeed. 이러한 규정에 따라 증명된 비행기에는 여전히 이러한 정의가 적용된다. 어떤 규정이든 비행기가 이 속도에서 상승해야 하는 조건은 없다. VMC는 오직 방향 제어만을 다룬다. VMC는 이 장의 뒷부분에서 추가로 설명된다.
달리 명시되어있지 않는 한 AFM/POH에 주어진 V-speed는 해수면 및 표준 대기 상태에서 최대 이륙 중량 상태로 적용된다. performance speed는 항공기 무게, 외장, 대기 조건에 의해 변화된다. 속도는 mph(statute miles per hour) 혹은 kt(knots)로 명시되고, 이 속도들은 CAS(calibrated airspeeds) 혹은 IAS(indicated airspeeds)로 명시된다. 보통 새로운 AFM/POH는 V-speed를 KIAS(knots indicated airspeed)로 나타낸다. 몇몇 V-speed는 특정 규정 조건을 만족시키기 위하여 KCAS(knots calibrated airspeed)로 명시된다. 조종사는 되도록 언제든 비행기를 게재된 지시 속도로 운영해야 한다.
rate of climb는 단위 시간당 얻은 고도이다. 반면 climb gradient는 수평으로 100피트 이동할 때마다 얻는 고도에 대한 실제 측정값을 %로 나타낸다. 100ft당 1.5ft의 고도를 얻는 것(혹은 1,000ft당 15ft, 혹은 10,000ft당 150ft)을 climb gradient 1.5%라고 한다.
엔진 고장 시 급격한 성능 손실로 이어진다(특히 막 이륙한 직후). 모든 비행기의 상승 성능은 수평 비행을 위해 필요 되는 힘을 초과하는 추력의 함수이다. 다발 비행기 각각의 엔진이 200마력의 추력을 생산하고 수평 비행에 필요한 추력이 175라고 가정해본다. 이러한 상황에서 비행기는 상승을 위한 225마력의 추력을 보존하고 있다. 한쪽 엔진의 고장은 상승을 위해 오로지 25마력(200 – 175)의 추력을 남게 하며 이는 급격한 손실이다.
비행기의 성능 특성은 형식 증명 동안 유효했던 규칙에 따라 달라진다. 현재 개정된 14 CFR part 23, 81 FR 96689는 2016년 12월 30일에 발효되었다. 여기에는 탑승객 좌석이 19개 이하이고 최대 이륙 중량이 19,000파운드 이하인 normal category airplanes에 대한 증명을 포함한다(section 23.2005(a)). 현재의 14 CFR part 23 certification rules(section 23.2005(b))는 최대 탑승객 좌석을 기준으로 비행기 certification level을 1에서 4까지 구분한다. 예를 들어 level 2 airplane은 2명에서 6명의 탑승객 좌석을 가지고 있다. 이 규칙은 비행기를 속도에 따라 두 가지 performance levels로 나눈다(section 23.2005(c)). 추력의 중대한 손실 이후 single-engine crashworthiness 조건을 만족하지 못하는 level 2 low speed airplane(VNO혹은 VMO가 calibrated airspeed 250 knots 이하, 그리고 MMO가 0.6 이하)은 증명을 위해 순항 외장 상태로 5,000ft의 기압 고도에서 최소 1.5%의 climb gradient를 필요로 한다(section 23.2120(b)(1)).
현재의 part 23에 따라 증명된 다양한 일부 비행기들은 14 CFR part 23, section 23.2120(b)의 특정 single-engine climb performance 기준을 충족하지만, 왕복 엔진 다발 비행기를 위한 과거의 14 CFR part 23 single-engine climb performance 조건은 다음과 같이 분류된다:
⦁최대 무게 6,000파운드 이상 그리고/혹은 VSO61kt 이상: 5,000ft MSL에서 single-engine의 상승률(fpm)은 최소한 0.027 VSO2와 같아야 한다. 1991년 2월 4일 이후에 형식 증명된 비행기의 경우 상승 조건을 1.5%의 상승 경사(Climb gradient)라고 표현한다. climb gradient는 .027 VSO2 공식과 정확히 일치하지 않는다. 형식 증명 날짜를 항공기의 모델 연식과 혼동해서는 안 된다. 많은 다발 비행기의 형식 증명 기준은 CAR 3(Civil Aviation Regulations)으로 거슬러 올라간다.
⦁최대 무게 6,000파운드 이하, 그리고 VSO61kt 이하: 5,000ft MSL에서 single-engine의 상승률은 쉽게 결정된다. 상승률은 음수가 될 수 있다. 5,000ft나 그 외의 고도에서 single-engine이 양의 상승률을 보일 필요가 없다. 1991년 2월 4일 이후에 light-twins로 형식 증명된 비행기의 경우 single-engine climb gradient(양 혹은 음)는 쉽게 결정된다.
이 부분은 다발 비행기에 일반적으로 설치되는 시스템들을 다룬다. 다발 비행기는 complex single-engine airplanes와 많은 특징들을 공유한다. 그러나 두 개 이상의 엔진을 장착한 항공기에서 더 자주 발견되는 고유한 특징들이 있다.
Feathering Propellers
다발 비행기의 프로펠러는 많은 단발 항공기의 정속 프로펠러와 동일하게 보일 수 있다. 그러나 실제로는 그렇지 않다. 일반적인 다발 비행기의 조종사는 작동하지 않은 엔진의 프로펠러를 feather 할 수 있다. 이는 프로펠러 날을 비행기의 상대풍에 유선형으로 하여 엔진 회전을 멈추게 한다. 따라서 작동하지 않는 엔진의 프로펠러를 feathering 하는 것은 프로펠러 항력을 최소화한다. [그림 13-2] 이러한 기능은 single-engine의 성능에 따라 엔진 고장 이후 적절한 공항으로 계속 비행할 수 있도록 해준다.
feathering은 프로펠러 날의 각도에 따른 유해 항력의 변화 때문에 필수적이다. [그림 13-3] 프로펠러 날의 각도가 feather 위치에 놓일 때 프로펠러의 유해 항력이 최소가 된다. 일반적인 다발 비행기의 경우, feathering 하는 하나의 프로펠러로부터 추가된 유해 항력은 비행기 전체 항력 중 작은 부분이다.
flat pitch 근처의 낮은 날 각도에서는 프로펠러에 의해 더해지는 항력이 아주 크다. 이러한 낮은 날 각도에서 프로펠러가 높은 rpm으로 windmilling 할 경우 상당한 항력을 만들어 항공기가 제어되기 힘들게, 혹은 불가능하게 만들 수 있다. 높은 속도와 낮은 날 각도로 windmilling 하는 프로펠러는 전체 동체의 유해 항력만큼 큰 유해 항력을 만들어낼 수 있다.
보고에 따르면 대부분의 단발 비행기 정속 프로펠러는 non-feathering, oil-pressure-to-increase-pitch 설계이다. 이러한 설계에서, 프로펠러 governor로부터 증가한 오일 압력이 high pitch, low rpm으로 프로펠러 날의 각도를 움직인다.
이와 반대로 대부분의 다발 비행기에 설치된 정속 프로펠러는 full feathering, counterweighted, oil-pressure-to-decrease-pitch 설계이다. 이러한 설계에서, 프로펠러 governor로부터 증가한 오일 압력이 low pitch, high rpm으로 프로펠러 날의 각도를 움직인다(즉, feather blade angle로부터 멀어지게). 사실 이러한 프로펠러를 feathering 하지 못하게 하는 유일한 것은 높은 압력의 엔진 오일을 계속하여 공급하는 것이다. 오일 압력이 손실된 경우, 혹은 프로펠러 governor가 고장 난 경우 프로펠러의 feathering을 가능하게 하기 위해 이는 필수적이다.
Windmilling 하는 프로펠러에 작용하는 공기역학적 힘만으로도 프로펠러 날을 low pitch, high rpm으로 움직이려는 경향이 있다. 각 날의 shank에 부착된 counterweights는 날을 high pitch, low rpm으로 움직이려는 경향이 있다. counterweights를 통해 작용하는 관성, 혹은 원심력이라 불리 명백한 힘은 일반적으로 공기역학적 힘보다 약간 더 크다. 따라서 프로펠러 governor를 통해 작용하는 추가적인 힘이 없다면 원심력은 프로펠러 날을 high pitch, low rpm으로 움직일 것이다. 프로펠러 governor의 고압 오일에서 발생하는 제어 힘은 프로펠러 날의 각도를 low pitch, high rpm으로 움직인다. 따라서 오일 압력이 감소하면 counterweights는 pitch를 높게 만들고 엔진 rpm을 감소하게 만든다. [그림 13-4]
프로펠러를 feather 하기 위해 propeller control을 완전히 뒤로 빼야 한다. 모든 오일 압력이 governor로부터 빠져야 하고 counterweights는 프로펠러 날을 feather 쪽으로 움직인다. rpm 감소에 따라 counterweights에 작용하는 원심력이 줄어들면 날을 완전히 feather 하기 위해 추가적인 힘이 필요 된다. 이 추가적인 힘은 propeller dome에 저장된 고압의 공기, 혹은 스프링으로부터 발생하며 이로 인해 날이 feather 위치로 향하게 된다. 이 전체 절차에 10초가 소요될 수 있다.
프로펠러를 feathering 하는 것은 단지 날의 각도를 변화시키고 엔진 회전을 멈추게 한다. 엔진을 온전히 보호하기 위해서 조종사는 반드시 fuel(mixture, electric boost pump, fuel selector), ignition, alternator/generator를 끄고 cowl flaps를 닫아야 한다. 항공기가 여압 되어있다면 고장 난 엔진을 닫기 위한 air bleed가 있을 수도 있다. 몇몇 항공기는 단일 스위치로 이러한 시스템의 일부를 보호하기 위한 firewall shutoff valves를 장착하고 있다.
고장 난 엔진을 온전히 보호하려는 것은 고장의 유형, 고도, 가능한 시간에 따라 필요하지 않을 수 있고 심지어 바람직하지 않을 수 있다. 고장 난 엔진의 fuel controls, ignition, alternator/generator 스위치 위치는 항공기의 성능에는 영향을 주지 않는다. 또한 서두르거나 압박받는 상황에서 조종사는 부정확한 스위치를 조작할 가능성이 있다.
프로펠러를 unfeather 하기 위해서는 엔진이 회전되어야 한다. 이를 통해 프로펠러 날을 feather 위치로부터 움직이기 위한 오일 압력이 발생할 수 있다. 엔진 회전 이전에 throttle은 low idle, 그리고 mixture rich 상태로 ignition이 켜져야 한다. propeller control이 high rpm 위치에 있을 때 stater가 체결된다. 엔진이 windmill 하기 시작하고, 시동이 걸리고, 오일 압력이 날을 feather로부터 움직이게 만든다. 시동이 걸리면 몇 분의 예열을 위해 프로펠러 rpm을 즉시 줄여야 한다. 조종사는 cylinder head temperature와 oil temperatures를 점검하여야 한다.
unfeathering accumulator는 비행 중 electric starter의 사용 없이도 feather 된 엔진을 시동해주는 장치이다. accumulator는 비축된 높은 압력을 저장하는 모든 장치이다. 다발 비행기에서 unfeathering accumulator는 압축된 공기나 질소로 압축된 소량의 엔진 오일을 저장한다. 비행 중 feather 된 엔진을 시동하기 위해 조종사는 propeller control을 feather 위치로부터 움직인다. 이는 accumulator의 압력을 풀어준다. 오일은 압력을 받아 propeller hub로 흘러 날을 high rpm, low pitch로 움직인다. 그 결과 프로펠러는 보통 windmill을 시작한다. fuel과 ignition이 있다면 엔진 시동이 걸리고 작동을 한다. 프로펠러 governor의 높은 오일 압력은 엔진 회전이 시작된 직후 accumulator를 재충전하여 차후의 unfeathering에 사용할 수 있도록 대비한다. 훈련에 사용되는 비행기의 경우 unfeathering accumulator는 electric starter와 battery의 수명을 연장할 수 있다. 만약 accumulator가 프로펠러를 feather로부터 움직이지 못했다면 electric starter를 체결할 수 있다.
어떤 상황에서도 정확한 unfeathering 절차를 위해 AFM/POH을 따라야 한다. 지상에서 feathering을 하는 것, 그리고 feather 된 왕복 엔진을 시동 거는 것은 과도한 응력과 진동을 생성하기에 제조업체에 의해 강력히 권장되지 않는다.
앞서 서술되었듯 프로펠러 governor로부터의 오일 압력 손실은 counterweights, spring, dome charge가 날을 feather로 움직이도록 만든다. 그렇다면 엔진이 꺼져서 오일 압력이 0으로 떨어지는 모든 때에 프로펠러 날이 feather 되어야 함이 타당하다. 그러나 약 800rpm 이하에서는 원심력이 감소하면서 propeller hub의 pitch changing mechanism에 있는 작은 anti-feathering lock pins가 제 위치로 이동하여 feathering을 막을 수 있다. 따라서 프로펠러를 feather 하려면 엔진 rpm이 약 800 이하로 감소하기 전에 수행해야 한다. 인기 있는 터보프롭 엔진 모델 중 하나에서 프로펠러 날은 실제로 매번 작동을 중지할 때마다 feather 된다. 이러한 프로펠러는 독특한 엔진 설계 때문에 원심력으로 작동하는 핀을 장착하지 않는다.
Propeller Synchronization
많은 다발 비행기는 propeller synchronizer(prop sync)를 가진다. 이는 가깝지만 정확히 같지는 않은 프로펠러들의 rpm으로 인한 성가신 “drumming” 혹은 “beat”를 제거하기 위해 설치된다. prop sync를 사용하기 위해 프로펠러 rpm이 조종사에 의해 대략 맞춰져 있어야 하며 시스템이 작동 중이어야 한다. prop sync는 “slave” 엔진의 rpm을 “master” 엔진의 rpm과 정확하게 일치하도록 조정하고 그 관계를 유지한다.
조종사가 새로운 프로펠러 rpm을 선택할 경우 prop sync의 작동을 꺼야 한다. 새로운 rpm이 세팅된 후에 시스템을 다시 작동시킨다. prop sync는 이륙, 착륙, 그리고 single-engine operation 도중에는 항상 꺼져있어야 한다. 시스템 설명 및 제한 사항을 위해 AFM/POH를 참조해야 한다.
propeller synchronizer의 변형으로 propeller synchrophaser가 있다. prop synchrophase는 rpm을 정확하게 일치하는데 있어 synchronizer와 매우 유사하게 작동한다. 그러나 syncrophaser는 한 단계 더 나아간다. 이것은 rpm을 일치시킬 뿐만 아니라 호(arc) 내에서 프로펠러 개별 날들의 위치를 비교하고 조정한다. propeller synchrophaser를 통해 상당한 프로펠러 소음 및 진동이 감소할 수 있다. 조종사의 관점에서 propeller synchronizer와 propeller synchrophaser의 작동은 매우 비슷하다. synchrophaser는 또한 흔히 prop sync라 불리나, 이는 기술적인 관점에서는 정확한 명명법이 아니다.
조종사가 수동으로 프로펠러를 동일하게 맞추는데 도움을 주기 위해 몇몇 다발 비행기는 tachometer의 내에, 혹은 옆에 작은 측정기를 장비한다. 이 장비는 프로펠러 모양을 한 회전하는 디스크이다. 조종사가 직접 엔진 rpm을 미세 조정하여 디스크 회전을 멈추면 프로펠러가 동일하게 맞춰진다. 이는 프로펠러 비트 소리를 사용하여 엔진 rpm을 동일하게 맞추는데 유용한 예비품이다. 이 측정기는 대부분의 propeller synchronizer 및 synchrophase 시스템과 함께 설치된다. 몇몇 synchrophase 시스템은 조종사가 phase angle을 제어할 수 있도록 knob를 사용한다.
Fuel Crossfeed
Fuel crossfeed 또한 다발 비행기의 고유 시스템이다. crossfeed를 사용하여 엔진은 반대쪽 날개에 위치한 연료 탱크로부터 연료를 끌어올 수 있다.
대부분의 다발 비행기에서 crossfeed는 OEI 비행 상황에서의 항속시간과 항속거리를 연장하기 위한 비상 절차이다. 정상 운영 중 연료 균형을 맞추기 위해 crossfeed를 사용하는 몇몇 모델들이 있긴 하지만 이는 흔치 않다. crossfeed의 제한 사항과 절차는 다발 비행기에 따라 크게 달라지며 이는 AFM/POH에 나타나 있다.
지상에서 fuel selectors의 위치를 빠르게 바꾸어 crossfeed 작동을 점검하는 것은 의미가 없다. crossfeed 작동을 실제로 점검하기 위해서는 완전하고 실용적인 crossfeed 시스템 점검이 이루어져야 한다. 이를 위해 각 엔진은 run-up 도중 각각의 crossfeed 위치에 놓여서 작동되어야 한다. 엔진을 개별적으로 확인해야 하며 crossfeed 원천으로부터 연료 흐름이 이루어지는지를 확인하기 위해 엔진을 최소 1분 동안 적당한 출력(최소 1500rpm)으로 작동해야 한다. 점검이 끝나면 이륙 전에 각 엔진의 연료 흐름을 재확인하기 위해 main(takeoff) fuel tanks로부터 적당한 출력으로 최소 1분간 작동되어야 한다.
이러한 점검 방법이 매 비행 전마다 필요하지는 않다. 비행 전에 external drains를 사용하여 drain을 하거나 crossfeed를 드문드문 사용하지 않는 한 crossfeed lines는 수분과 잔해가 축적되기 이상적인 장소이다. one engine inoperative 상황에서 교체비행장이 바로 가까이 있다면 보통 crossfeed를 사용하지 않는다. 조종사는 양쪽 엔진이 모두 작동하는 정상 이착륙 도중 crossfeed를 사용해서는 안 된다. one engine inoperative로 착륙할 때 정상적인 연료 흐름 설정으로 인해 작동 중인 남은 엔진이 고장 날 수 있다면 crossfeed를 사용한다.
Combustion Heater
Combustion heaters는 단발 비행기에서는 찾아볼 수 없지만 다발 비행기에서는 흔히 볼 수 있는 또 다른 장치이다. combustion heater는 휘발유를 연소시켜 가열된 공기를 생산하는 작은 용광로이다. 이 장치의 목적은 승객의 편의, 그리고 창문에 서린 김 제거이다. 대부분은 자동 온도 조절 장치로 작동된다. 그리고 유지 관리를 위해 작동시간을 기록하는 별도의 시간 측정기를 가진다. 장치에 설치된 thermal switch 덕분에 자동으로 과열이 보호된다. 이는 비행 중에는 손에 닿지 않는다. 이는 열 손상의 경우 스위치의 리셋을 위해 조종사나 정비사의 육안 점검을 필요로 한다.
제조업체는 보통 combustion heater를 정지할 때 냉각 기간을 추천한다. 대부분의 heater 지침은 비행 중 최소 15초 동안 외부 공기가 장치를 통해 순환하도록, 혹은 지상에서 최소 2분 동안 ventilation fan을 작동하도록 권장한다. 적절한 냉각 기간을 제공하지 않으면 보통 thermal switch가 작동하여 스위치가 리셋되기 전까지 heater가 작동하지 않는다.
Flight Director/Autopilot
다발 비행기는 보통 Flight director/autopilot(FD/AP) 시스템을 갖춘다. 이 시스템은 pitch, roll, heading, altitude, radio navigation signals를 컴퓨터에 통합시킨다. computed commands라 불리는 그 결괏값이 FCI(flight command indicator)에 나타난다. FCI는 기존의 계기판 자세계를 대체한다. FCI는 때때로 FDI(flight director indicator) , 혹은 ADI(attitude director indicator)로 불린다.
전체 flight director/autopilot system은 일부 제조업체에 의해 IFCS(integrated flight control system)라 불린다. 그 외에는 AFCS(automatic flight control system)라는 용어를 사용할 수 있다.
FD/AP 시스템은 다음의 차별된 단계로 사용될 것이다:
• Off(raw data)
• Flight director(computed commands)
• Autopilot
시스템이 off 되면 FCI는 일반적인 자세계로 작동한다. 대부분의 FCI에서는 FD가 꺼지면 command bars가 사라진다. 조종사는 마치 시스템이 설치되지 않은 것처럼 항공기를 기동한다.
FD를 사용하여 항공기를 기동하려면 조종사는 FD/AP mode controller에 원하는 작동 방법(heading, altitude, navigation (NAV) intercept and tracking)을 설정해야 한다. 이후 computed commands는 FCI의 single-cue, 혹은 dual-cue system 중 하나를 통해 조종사에게 나타낸다. single-cue system에서는 지시들이 “V” bars를 통해 나타난다. dual-cue system에서는 지시들이 두 개의 분리된 command bars를 통해 나타나는데 하나는 pitch를, 하나는 roll을 위한 것이다. computed commands를 사용하여 항공기를 기동하려면 조종사는 FCI의 symbolic airplane을 표시된 조종 신호에 일치되게 비행한다.
대부분의 시스템에서 autopilot을 작동시키기 위해서는 FD가 반드시 작동해야 한다. 그 이후 조종사는 mode controller를 통해 autopilot을 언제든 작동할 수 있다. autopilot은 이후 FD의 computed commands에 맞추어 항공기를 기동한다.
다른 컴퓨터와 마찬가지로 FD/AP 시스템은 지시받은 것만을 수행한다. 조종사는 그것이 원하는 특정 구간에 대해 적절히 프로그램 되어 있는지 반드시 확인하여야 한다. armed modes와 engaged modes는 보통 mode controller나, 혹은 별도의 annunciator lights에 표시된다. 특정 순간 FD를 사용하지 않고 항공기를 직접 조종한다면 FD를 꺼서 command bars를 사라지도록 해야 한다.
시스템의 시작 전에 모든 FD/AP 컴퓨터의 점검과 trim의 점검이 수행되어야 한다. 많은 새로운 시스템들은 자가 진단의 완료 없이는 시작되지 않을 수 있다. 또한 조종사는 정상 및 비상 상황 시 이를 종료할 다양한 방법을 숙지해야 한다. 승인 및 제한 사항을 포함하는 시스템 세부사항들은 AFM/POH의 supplements section에서 찾을 수 있다. 또한 많은 항전 제조업체들은 요청 시 유용한 조종사 운용 가이드를 제공할 수 있다.
Yaw Damper
yaw damper는 yaw rate나 lateral G를 각각 감지하는 자이로스코프나 가속도계의 입력에 따라 rudder를 움직이는 서보 기구이다. yaw damper는 난기류에 의한 수직 축 움직임을 최소화한다. (swept wing 비행기의 yaw damper는 dutch roll 특성을 감쇠시키는 또 다른 중요한 기능을 제공한다.) yaw damper가 작동되었을 때, 탑승자는 부드러운 승차감을 느낀다(특히 항공기의 뒤편에 앉았을 때). yaw damper는 이륙과 착륙 도중에는 꺼져있어야 한다. one engine inoperative 도중에 이를 사용하는 데에는 추가적인 제한사항이 있을 것이다. 대부분의 yaw dampers는 autopilot과 독립적으로 작동할 수 있다.
Alternator/Generator
다발 비행기의 각 엔진에는 alternator나 generator가 설치되어 있다. alternator나 generator의 병렬 전기회로망은 각 엔진의 alternator/generator 출력과 일치하여 전기 시스템 부하를 균등하게 분배한다. alternator/generator 고장이 발생한 경우 작동하지 않는 부분이 분리될 수 있으며 남은 하나로부터 전체 전기 시스템에 출력을 공급할 수 있다. 하나의 장치로 작동할 경우 alternator/generator의 전기 용량에 따라 조종사는 전기적 부하(load shedding이라 불리는)를 감소시켜야 할 필요가 있을 수 있다. AFM/POH는 시스템 설명과 제한 사항을 포함한다.
Nose Baggage Compartment
nose baggage compartments는 다발 비행기에서 일반적이다(심지어 소수의 단발 항공기에서도 찾을 수 있다). nose baggage compartment에 대해 이상하거나 이국적인 요소는 없으며 하중 한계 준수와 연관된 일반적인 지침이 적용된다. 가끔 조종사는 자물쇠를 제대로 잠그지 않는다. 제대로 잠그지 않으면 주로 이륙 직후 문이 열리고 내부의 물건들이 밖으로 나와 프로펠러로 향한다. 심지어 nose baggage compartment가 비어있었음에도 조종사가 열린 문으로 인해 집중하지 못하여 사고가 발생했었다. nose baggage compartment 자물쇠가 잘 잠겨있는지는 필수적인 비행 전 항목이다.
대부분의 항공기들은 nose baggage door가 열린 채로 비행을 계속할 수 있다. 방해받는 공기 흐름으로부터 약간의 buffet이 일어날 수 있으며 소음이 증가한다. 조종사는 열린 문(어떤 종류의 문이든)에 대해 사로잡히게 돼선 절대로 안 된다. 이는 비행기를 조종하지 못하게 만든다.
compartment 내부를 점검하는 것 또한 중요한 비행 전 항목이다. 비어있다고 추정한 compartment가 가득 차 있거나, 혹은 ballast가 적재되어 있을 수 있다. baggage compartment에 들어가는 tow bars, engine inlet covers, windshield sun screens, oil containers, 여분의 고임목, 여러 종류의 작은 수공구는 비행 중 손상이 발생하지 않도록 고정되어야 한다.
Anti-Icing/Deicing
Anti-icing/deicing 장비는 다발 비행기에 자주 설치되며 서로 다른 시스템 조합으로 구성될 수 있다. 이는 기능에 따라 anti-icing, 혹은 deicing으로 구분될 수 있다. anti-icing과 deicing 장비는 비록 정교하고 완벽해 보일지라도 이 장비가 있다 하여 착빙 조건에서 비행하는 것이 인가됨을 반드시 의미하는 것은 아니다. 승인 및 제한사항의 구체적 확인을 위해 AFM/POH, 플래카드, 심지어 제조업체도 참고해야 한다. anti-icing 장비는 특정 protected surface에 얼음이 형성되는 것을 막기 위해 제공된다. anti-icing 장비의 예로는 heated pitot tubes, heated or non-icing static ports and fuel vents, propeller blades with electrothermal boots or alcohol slingers, windshields with alcohol spray or electrical resistance heating, windshield defoggers, 그리고 heated stall warning lift detectors가 있다. 많은 터보프롭 엔진에서 air intake를 둘러싼 “lip”은 전기로, 혹은 bleed air로 가열된다. 이와 다른 AFM/POH 지침이 없다면 anti-icing 장비는 알고 있는 착빙 조건, 혹은 의심되는 착빙 조건으로 향하기 전에 작동되어야 한다.
Deicing 장비는 일반적으로 wing과 tail의 앞전에 있는 pneumatic boots로 제한된다. deicing 장비는 protected surface에 이미 형성된 얼음을 제거하기 위해 설치된다. 조종사가 작동 시 boots가 pneumatic pumps의 공기로 팽창하여 축적된 얼음이 제거된다. 몇 초 동안 팽창한 후 진공의 도움을 통해 정상 위치로 감압 된다. 조종사는 얼음 축적을 확인하고 AFM/POH의 지침에 따라 boots를 껐다 켠다. 야간에는 왼쪽 engine nacelle의 얼음 빛을 통해 날개에 축적된 얼음을 확인할 수 있다.
착빙 조건에서의 비행에 필수적인 다른 동체 장비로는 alternate induction air source와 alternate static system source를 포함한다. Ice tolerant antennas 또한 설치된다.
impact ice가 정상적인 엔진의 흡기구 위에 축적된 경우 carburetor heat(carbureted engines)이나 alternate air(fuel injected engines)를 선택해야 한다. 정상적인 흡기구의 얼음 축적은 고정 피치 프로펠러에서는 엔진 rpm의 감소로, 정속 프로펠러에서는 manifold 압력의 감소로 알아낼 수 있다. 일부 fuel-injected engines에서는 정상적인 공기 흡기구가 막힌 경우 자동으로 alternate air source가 작동한다.
alternate static system은 1차 static source가 막히는 예상치 못한 경우가 발생하였을 때 동정압 시스템을 위한 static air를 제공한다. 비여압 항공기의 경우 대부분의 alternate static sources는 객실에 연결된다. 여압 항공기의 경우 alternate static sources는 주로 여압되지 않은 baggage compartment로 연결된다. 조종사는 조종실의 밸브나 부품을 열어서 alternate static source를 작동시킬 수 있다. 이를 작동 시 속도계, 고도계, 혹은 수직 속도계에 오차를 발생시킬 수 있다. 이를 수정하는 표가 흔히 AFM/POH에 제공된다.
Anti-icing/deicing 장비는 오로지 protected surfaces의 얼음만을 제거한다. anti-ice와 deice 시스템을 적절히 사용한다 할지라도 상당한 얼음 축적이 unprotected areas에 형성될 수 있다. 높은 받음각, 혹은 심지어 정상 상승 속도로 비행할 경우 날개 하부 표면(unprotected)에 상당한 얼음 축적을 만들 수 있다. 많은 AFM/POH는 착빙 조건에서 유지되어야 할 최소 속도를 지시한다. 얼음 축적으로 인해 모든 비행 특성의 저하와 큰 성능 손실이 예상될 수 있다. 조종사는 얼음 축적 시 실속 경고를 위해 stall warning 장치를 의존해서는 안 된다.
얼음은 비행기에 불균형하게 축적된다. 이는 무게와 항력(주로 항력)을 증가시키고 추력과 양력을 감소시킨다. 심지어 날개 모양도 얼음 축적에 영향을 미친다. 얇은 에어포일 부분은 두껍고 많이 camber 된 부분보다 얼음이 축적되기 쉽다. 이러한 이유로 특정 표면(예를 들어 horizontal stabilizer)은 다른 날개보다 얼음이 생기기 쉽다. 얼음이 축적된 상태에서 착륙 접근 시 최소 flap 세팅(flap의 연장은 horizontal stabilizer의 받음각을 증가시킨다)으로 이루어져야 한다. 또한 추가적인 속도 여유를 가져야 한다. 갑작스럽고 많은 외장 및 속도의 변화는 피해야 한다.
AFM/POH에서 달리 권장하지 않는 한 착빙 조건에서 autopilot을 사용해서는 안 된다. 계속하여 autopilot을 사용하면 얼음 축적과 함께 발생하는 trim의 변화와 조작의 변화를 감춘다. 이러한 조종 피드백이 없다면 조종사는 얼음이 위험한 수준까지 축적되어도 인지하지 못할 수 있다. autopilot이 설계 한계에 도달하면 갑자기 연결이 끊어질 수 있고 조종사는 비행기가 불만족스러운 조작 특성을 갖춤을 확인할 수 있다.
착빙 조건에서의 비행에 대한 AFM/POH의 승인이 없는 비행기에 anti-ice/deice 장비를 설치하는 것은 그러한 상황을 의도치 않게 마주하였을 때 탈출을 쉽게 하기 위한 것이다. 신중한 조종사는 AFM/POH의 승인에도 불구하고 최대한 착빙 조건을 피하고 어떠한 착빙 조건에서도 장시간 비행을 피한다. 어떤 다발 비행기도 severe icing 조건에서 비행하도록 승인되지 않는다. 또한 어떤 다발 비행기도 착빙 조건에서 계속하여 비행하도록 의도되지 않는다.
• Accelerate-stop distance란 특정 속도(VR이나VLOF)까지 가속한 후에 엔진 고장이 발생하였을 때 비행기를 완전히 정지시키는데 필요한 활주로 길이이다. [그림 13-5A]
• Accelerate-go distance란 특정 속도(VR이VLOF)에서 엔진 고장이 발생하였을 때 50ft까지 이륙 및 상승하는데 필요한 수평 거리이다. [그림 13-5A]
• Climb gradient란 수평 거리 100ft 당 얻는 고도를 백분율로 표시하는 것이다. 1.5%의 climb gradient는 100ft의 수평 거리 당 1.5ft의 고도를 얻는 것이다. 또한 climb gradient는 NM 당 얻는 고도로, 혹은 수평 거리와 수직 거리의 비율(예를 들어 10:1)로 표현될 수 있다. [그림 13-5B] climb gradient는 상승률과는 달리 바람의 영향을 받는다. climb gradient는 정풍 성분에 따라 증가하고 배풍 성분에 따라 감소한다.
• 양쪽 엔진이 작동하고 있을 때 비행기가 100fpm의 안정적인 상승을 유지할 수 있는 최대 고도를 all-engine service ceiling이라 부른다. 더 이상 상승이 불가능하면 비행기는 absolute ceiling에 도달한 것이다.
• OEI 상태에서 비행기가 더 이상 50fpm의 상승률을 유지할 수 없는 고도를 single-engine service ceiling이라 부른다. 더 이상 상승이 불가능하면 비행기는 single-engine absolute ceiling에 도달한 것이다.
다발 비행기의 이륙은 엔진 고장 발생 시 적절한 조치가 취해질 수 있도록 충분히 상세하게 계획되어야 한다. 조종사는 정보에 입각한 이륙 결정을 만들기 위해 항공기의 성능과 제한 사항에 대해 철저히 알고 있어야 한다. 이 결정은 “before takeoff” checklist의 최종 항목으로서 재검토되어야 한다.
이륙 직후 엔진 고장이 발생한 경우 비행을 지속하거나, 혹은 착륙(심지어 공항이 아니더라도)을 하는 결정을 한다. 만약 single-engine 상승 성능이 계속된 비행을 하기에 적절하고 외장이 지체 없이 정확하게 만들어졌다면 이륙 후 상승이 계속될 수 있다. single-engine 상승 성능이 충분하지 않다면 가장 적절한 곳에 착륙을 해야 한다. 무엇보다도 해선 안되는 것은 항공기의 성능이 상승을 하기에 부족함에도 불구하고 계속하여 비행하려 시도하는 것이다. [그림 13-6]
이륙 계획 요소들에는 weight and balance, 비행기 성능(single과 multiengine 둘 다), 활주로 길이, 경사와 contamination, 그 지역의 지형과 장애물, 날씨 조건, 조종사의 능숙함을 포함한다. 대부분의 다발 비행기는 AFM/POH 성능 차트를 가지고 있다. 조종사는 그 사용에 아주 능숙해져야 한다. 이륙 전에 다발 비행기의 조종사는 weight and balance 한계치가 준수되는지, 활주로 길이는 적절한지, 정상 비행경로가 장애물과 지형으로부터 개방되어 있는지 확인하여야 한다. 또한 조종사는 이륙 중 어느 시점에서나 엔진 고장이 발생할 경우 취해야 할 적절한 조치를 고려해야 한다.
규정은 활주로 길이가 accelerate-stop distance와 같거나 더 길어야 한다고 특별히 요구하지 않는다. 대부분의 AFM/POH는 accelerate-stop distances를 단지 advisory로 게재한다. 이것이 AFM/POH의 limitations section에 게재되었다면 이는 제한 사항이 된다. 그러나 경험이 풍부한 다발 조종사는 정상 이륙에 필요한 최소 활주로 길이를 초과하는 것의 안전 마진을 인지한다. 또한 그들은 안전상의 문제와 좋은 운영 관행으로서 최소한 accelerate-stop distance인 활주로 길이를 고집한다.
accelerate-go distance는 이상적인 상황에서 비행기를 이륙 표고로부터 고작 50ft 지점까지 상승시킨다 간주해야 한다. 이러한 미미한 상승마저 달성하려면 조종사는 예상치 못한 엔진 고장에 대해 즉각적으로 인식 및 반응해야 하고, landing gear를 올리고, 올바른 엔진을 식별 및 feather하고, 그 동안 속도를 VYSE로 조절하면서 정교한 속도 제어와 bank angle을 유지해야 한다. 지금까지 완벽하게 비행을 하였다 가정했을 때 비행기는 지형(장애물이 없고 평평하다 가정)으로부터 날개폭보다 조금 더 높은 지점에 도착했다.
예를 들어 VYSE90노트에서 150fpm에 가까운 상승률일 경우 500ft AGL에 도달하기 위해선 추가로 450ft 상승(대략 3분)을 해야 한다. 이렇게 함으로써 비행기는 1.6%의 climb gradient로 accelerate-go distance로부터 5NM를 이동한다. 모든 선회(예를 들어 공항으로 돌아가려는 선회)는 이미 한계에 달한 비행기의 상승 성능을 심하게 저하한다.
모든 다발 비행기의 AFM/POH가 accelerate-go distance를 게재하는 것은 아니다. 또한 소수만이 여전히 climb gradients를 게재한다. 이러한 정보가 게재되었다면 그 수치는 이상적인 비행 테스트 조건에서 결정된 것이다. 이러한 성능이 평소 운영 조건과 같을 가능성은 거의 없다.
이전 설명의 요점은 이륙 직후 엔진 고장을 겪은 다발 비행기의 이상적 조건 하 상승 성능 한계를 설명한다. 신중한 다발 비행기의 조종사는 이륙 및 상승에 대한 결심 지점을 사전에 선정해두어야 한다. 만약 이 지점 이전에 엔진 고장이 나타나면 활주로든 전방의 지면이든 착륙하기 위해 이륙을 중단하여야 한다(심지어 공중에 떴다 하더라도). 만약 이 지점 이후에 엔진 고장이 나타나면 조종사는 즉시 적절한 엔진 고장 절차를 수행하고 성능이 충분하다는 가정하에 상승을 계속한다. 일반적 권장사항으로 만약 landing gear를 아직 올리지 않았다면 이륙을 중단하여야 한다(심지어 공중에 떴다 하더라도).
게재된 single-engine rate-of-climb 성능이 최소 100 ~ 200fpm이 아닌 한 이륙을 계속하는 선택지는 아마 존재하지 않는다. thermal turbulence, 돌풍, 엔진과 프로펠러의 마모, 속도와 bank와 rudder의 미숙한 조작은 심지어 200fpm의 상승률조차 쉽게 상쇄할 수 있다.
이륙 전 안전 브리핑은 모든 승무원에게 미리 계획해둔 모든 비상조치를 명확히 알린다. 심지어 항공기를 단독으로 운영하는 조종사라 하더라도 이륙 비상시의 고려사항을 검토하고 숙지해야 한다. 비상상황이 발생 순간의 망설임은 반응할 시간, 그리고 적절한 대응을 할 능력을 저하한다.
weight and balance 개념은 single-engine airplane과 다르지 않다. 허나 새로운 하중 영역들(예를 들어 nose and aft baggage compartments, nacelle lockers, main fuel tanks, auxiliary fuel tanks, 그리고 nacelle fuel tanks)로 인해 좀 더 복잡하다. 조종사는 매 비행 전에 weight and balance를 해결해야 할 책임을 가지고 있다.
때때로 조종사는 제조업체의 weight and balance 서류에서 나타나는 용어들(empty weight, licensed empty weight, standard empty weight, basic empty weight)을 혼란스러워한다.
1975년에 GAMA(General Aviation Manufacturers Association)는 AFM/POH에 대한 표준화된 형식을 채택하였다. 이는 1976년부터 대부분의 제조업체에서 시행되었다. GAMA standards를 따르는 제조업체의 비행기들은 weight and balance에 대해 다음과 같은 용어들을 사용한다:
standard empty weight + optional equipment = basic empty weight
standard empty weight는 standard airplane, full hydraulic fluid, unusable fuel, full oil의 무게이다. optional equipment는 standard 이후에 설치된 모든 장비들의 무게이다. basic empty weight는 standard empty weight에서 optional equipment를 더한 것이다. basic empty weight는 usable fuel을 포함하지 않는다. 허나 full oil은 포함한다.
GAMA format 이전에 제작된 비행기들은 weight and balance를 위해 보통 다음 용어들을 사용하였다(단, 정확한 용어는 다소 다를 수 있음):
empty weight + unusable fuel = standard empty weight
standard empty weight + optional equipment = licensed empty weight
empty weight는 standard airplane, full hydraulic fluid, undrainable oil의 무게이다. unusable fuel은 엔진에 이용되지 않고 항공기에 남아있는 연료이다. standard empty weight는 empty weight에 unusable fuel을 더한 것이다. licensed empty weight는 standard empty weight에 optional equipment를 더한 것이다. 따라서 licensed empty weight는 standard airplane, optional equipment, full hydraulic fluid, unusable fuel, 그리고 undrainable oil을 포함한다.
basic empty weight는 full oil을 포함하지만 licensed empty weight는 그렇지 않다. 따라서 licensed empty weight를 활용하는 모든 weight and balance에는 항상 oil이 더해져야 한다.
항공기가 취항하면 정비사는 설치 장비의 변경 사항을 반영하기 위하여 amended weight and balance 서류를 작성한다. 오래된 weight and balance 서류들은 “superseded”라 표시되며 AFM/POH에 보관된다. 정비사가 GAMA terminology를 사용해야 할 의무가 있지는 않으므로 원본 이후의 weight and balance 서류에 다양한 용어가 사용될 수 있다. 조종사는 weight and balance 계산에 oil을 추가해야 하는지, 혹은 oil이 이미 포함되어 있는지를 결정하는데 있어 주의해야 한다.
multiengine airplane을 통해 대부분의 조종사들이 처음으로 “zero fuel weight”라는 단어를 접하게 된다. 모든 multiengine airplanes의 AFM/POH에 zero fuel weight limitation이 게재되는 것은 아니지만 대부분의 비행기가 그러하다. zero fuel weight이란 usable fuel이 탑재되어있지 않은 상태에서 허용하는 최대 airplane 및 payload 무게를 의미한다. zero fuel weight limitation이 게재된 경우 해당 수치를 초과하는 무게는 반드시 usable fuel로 구성되어야 한다. zero fuel weight은 fuselage loads가 wing spars에 가하는 하중을 제한하기 위해 설정된다.
multiengine airplane이 다음의 무게와 허용치를 가진다고 가정하자:
Basic empty weight 3,200 lbs
Zero fuel weight 4,400 lbs
Maximum takeoff weight 5,200 lbs
Maximum usable fuel 180 gal
1. useful load 계산:
Maximum takeoff weight 5,200 lbs
Basic empty weight -3,200 lbs
Useful load 2,000 lbs
useful load는 항공기가 운송할 수 있는 usable fuel, 승객, 수하물, 그리고 화물의 최대 조합이다.
2. payload 계산:
Zero fuel weight 4,400 lbs
Basic empty weight –3,200 lbs
payload 1,200 lbs
payload는 항공기가 운송할 수 있는 승객, 수하물, 그리고 화물의 최대 조합이다. 만약 zero fuel weight가 게재되어 있다면 이는 무게 제한 사항이 된다.
3. 최대 payload(1200lb) 시 연료 적재량 계산:
Maximum takeoff weight 5,200 lbs
Zero fuel weight –4,400 lbs
Fuel allowed 800 lbs
최대 payload라 가정할 때 Zero fuel weight를 초과하는 무게는 반드시 usable fuel로 구성되어야 한다. 이 경우 133.3갤런이다.
4. 최대 연료 적재(180gal) 시 payload 계산:
Basic empty weight 3,200 lbs
Maximum usable fuel +1,080 lbs
Weight with max. fuel 4,280 lbs
Maximum takeoff weight 5,200 lbs
Weight with max. fuel -4,280 lbs
Payload allowed 920 lbs
최대 연료라 가정할 경우 payload는 weight with max. fuel과 maximum takeoff weight의 차이이다.
일부 multiengine airplanes는 maximum takeoff weight를 초과하는 ramp weight를 가진다. ramp weight이란taxi 및run-up 도중 소모될 연료에 대한 허용량이다. takeoff roll 시작 시 항공기의 무게가 maximum takeoff weight보다 높아서는 안 된다.
maximum landing weight는 특정 값을 초과하는 무게로 착륙하는 것을 제한한다. 때문에 비행기가 목적지에 도달하였을 때의 무게가 maximum landing weight 이하가 되도록 비행 전에 연료 소모를 계획해야 한다. 즉각적인 착륙을 필요로 하는 비상 상황일 때 landing weight가 초과되는 경우 조종사는 비행기에 설계된 구조적 여유를 이용할 수 없음을 인지해야 한다. overweight landing inspection이 필요할 수 있으므로 매뉴얼을 참조하거나 제조업체에 문의한다.
weight and balance의 balance 또한 중요하다. envelope 내에서의 CG 이동에 따라 multiengine airplane의 비행 특성이 상당히 변화한다.
forward CG에서 비행기는 더 안정적이다(약간의 높은 실속 속도, 약간의 낮은 순항 속도, 그리고 유리한 실속 특성). aft CG에서 비행기는 덜 안정적이다(약간의 낮은 실속 속도, 약간의 높은 순항 속도, 그리고 유리하지 못한 실속 특성). forward CG limits는 보통 landing round out에서의elevator/stabilator authority를 통해 결정된다. aft CG limits는 허용 가능한 최소 세로 안정성에 의해 결정된다. weight and balance 수치를 초과하는 것은 항공기의 운용 한계(operating limitations)와14 CFR에 반하는 것이다.
몇몇 multiengine airplanes의 경우 특정 적재 조건에서 CG limits 이내를 유지하기 위해 ballast를 필요로 할 수 있다. 일부 모델의 경우 오직 학생과 교관만 비행기에 탑승하였을 때 forward CG limit 초과를 피하고자 aft baggage compartment에 ballast를 배치할 수 있다. 일부 모델의 경우 승객들이 맨 뒷좌석에 앉았을 때 aft CG limit 초과를 피하고자 nose baggage compartment에 ballast나 수하물을 배치할 수 있다. 조종사는 envelope 내로 CG를 달성하기 위해 승객의 좌석과 수하물의 배치를 지시해야 한다. AFM/POH의 weight and balance section은 보통 적재 권장사항을 명시한다. ballast가 배치된 경우 이는 단단히 고정되어야 하며 그 무게가maximum allowable floor loading을 초과해서는 안 된다.
몇몇 비행기들은 특별한 weight and balance plotter를 사용한다. 이는 CG envelope가 인쇄된 plotting board 위에서 조정될 수 있다. plotter의 뒷면은 보통 특정 항공기를 위한 적재 권장사항을 포함한다. plotting board의 작업 면에 인쇄된 CG envelope에 직접 연필 선을 표기할 수 있다. 이 연필 선은 쉽게 지워지므로 매 비행마다 계산을 다시 수행할 수 있다. 이러한 plotter는 해당 비행기 모델에서만 사용되어야 한다.
단발 비행기에서 배운 좋은 습관(비행 전 및 엔진 시동)은 다발 비행기의 에도 직접적으로 적용된다. 그러나 비행기가 taxi를 시작하면 다발 비행기의 조종사는 몇 가지 다른 점들을 알아차린다. 가장 명백한 점은 증가한 날개 길이, 그리고 비좁은 장소에서 더욱 큰 경계의 필요이다. 지상 조작이 다소 둔하게 느껴질 수 있으며 일반적인 2인용(혹은 4인용) 단발 비행기만큼 민첩하지 않다. 항상 그렇듯이 엔진 출력을 최소로 유지하여 브레이크를 밟지 않도록 주의한다. 단발 비행기에 비한 다발 비행기의 지상 조작 이점 중 하나는 차등한 출력이다. 차등한 출력을 사용함으로써 선회를 돕는 것은 선회 중 브레이크의 필요성, 그리고 선회 반경을 둘 다 최소화한다.
그러나 브레이크와 차등한 출력을 통해 급선회를 만드는 것은 정지된 inboard wheel과 landing gear를 중심으로 항공기가 선회하게 만듦을 조종사는 인지하여야 한다. 비행기는 이러한 행동에 대해 설계되지 않기 때문에 조종사는 이를 조심하여야 한다. AFM/POH에 의해 달리 명시되지 않은 한 모든 지상 작동은 cowl flaps를 완전히 연 상태로 수행되어야 한다. strobe lights는 보통 활주로에 진입할 때 켠다.
이륙 전 안전 브리핑과 before takeoff checklist를 완료한 후, 그리고 ATC clearance를 받은 후(만약 해당한다면) 조종사는 접근 중인 항공기가 있는지 확인한 뒤 활주로 중심선에 정렬해야 한다. 관제탑이 운영되지 않은 공항에서 출항할 경우 조종사는 라디오 주파수를 통해 항적을 꼼꼼히 확인해야 한다. 그리고 활주로에 진입하기 전에 radio advisory를 전송해야 한다. 급선회를 하여 활주로에 진입한 뒤 rolling takeoff를 하는 것은 좋은 운영 관행이 아니다. 또한 이는 fuel tank pickup을 “unporting”할 수 있기 때문에 AFM/POH에 의해 금지될 수 있다. 특정 연료 양 이하라면 AFM/POH에 의해 이륙 자체가 금지될 수 있다. 만약 측풍이 존재한다면 조종간을 측풍을 향하여야 한다. 외부 등화들(landing and taxi lights)과 wingtip strobes는 낮이건 밤이건 takeoff roll을 시작하기 전에 즉시 켜야 한다. 이륙 지점에서 대기해야 하는 경우 조종사는 그 위치로 이동하는 동안 모든 외부 등화를 켜야 한다(특히 야간에).
AFM/POH 권장하는 값으로 이륙 출력을 세팅해야 한다. aspirated(non-turbocharged) engines의 경우 이는 보통 full throttle이다. full throttle은 또한 대부분의 turbocharged engines에서 사용된다. 그러나 일부 turbocharged engines의 경우 조종사가 특정한 출력 세팅을 설정하길 요구한다. 이는 보통 manifold pressure의 red line 바로 아래이다. 이는 full throttle보다는 낮은 이륙 출력을 만들어낸다. turbocharged engines는 보통 특별한 고려 사항을 필요로 한다. turbocharged engines의 throttle 움직임은 특별히 부드럽고 신중해야 한다. throttle을 증가시킬 때 브레이크를 사용하여 항공기를 제 자리에 고정하는 것이 허용된다(심지어 바람직할 수도 있다). 보통 turbocharger에서 상당한 부스트가 발생한 이후에 브레이크를 놓는다. 이는 느린 throttle 증가로 인한 활주로 낭비를 막는다. 만약 활주로 길이, 혹은 장애물 회피가 중요하다면 성능 차트에 명시된 대로 브레이크를 놓기 전에 최대 출력을 적용해야 한다. 정속 프로펠러를 장착한 모든 비행기는 브레이크를 놓기 전에 엔진을 최대 rpm으로 회전하도록, 그리고 최대 엔진 출력을 만들어내도록 할 수 있다. 비록 회전 당 공기의 질량은 적지만 rpm이 높아지고 프로펠러 추력이 최대화된다. 추력은 takeoff roll 시작 시 최대이며 이후 비행기 속도가 증가함에 따라 감소한다. 이륙 도중 높은 slipstream 속도는 프로펠러 뒤에 놓인 날개의 실질적인 양력을 증가시킨다.
이륙 출력이 설정되면 일단 활주로 중심선을 따르는 것, 그리고 엔진 계기들을 확인하는 것에 주의를 분산해야 한다. 많은 초보 다발 비행기 조종사는 takeoff roll이 시작되자마자 속도계에 fixate 되려는 경향이 있다. 그러기보다 조종사는 양 쪽 엔진이 최대 manifold pressure와 rpm을 만들어내는지를 확인해야 한다. 또한 fuel flows, fuel pressures, EGTs(exhaust gas temperatures), oil pressure들이 정상 범위에 있는지를 확인해야 한다. 비행기가 rotation speed에 근접하기 훨씬 전에 이러한 스캔을 완료할 수 있다. 만약 측풍이 존재한다면 항공기가 가속함에 따라 측풍으로 향한 aileron이 줄어들 수 있다. elevator/stabilator는 내내 neutral로 유지되어야 한다.
모든 이륙에는 최대 이륙 출력이 사용되어야 한다. 부분적인 출력을 이용한 이륙은 권장되지 않는다. 부분적인 출력을 통해 현대의 왕복 엔진 수명이 연장된다는 증거는 없다. 실제로는 부분적인 출력을 사용했을 때 과도한 열과 엔진 마모가 발생할 수 있다. 왜냐하면 이륙 도중 엔진 냉각에 필수적인 over-rich mixture가 fuel metering system을 통해 공급되지 못하기 때문이다.
다발 비행기에서 이륙 및 상승 도중 주의해야 할 몇 가지 중요한 속도들이 있다. 고려해야 할 첫 번째 속도는 VMC이다. 비행기가 지상에 있을 때 VMC미만에서 엔진이 고장 났다면 이륙을 중단해야 한다. 즉각적으로 양 쪽 throttle을 닫고 필요에 따라 rudder와 브레이크를 사용하여 방향 제어를 유지할 수 있다. 공중에 있을 때 VMC 미만에서 엔진이 고장 날 경우 이륙 출력을 생산하는 남은 엔진으론 방향 제어를 할 수 없다. 따라서 비행기는 VMC를 초과하기 전까지는 절대 이륙해서는 안 된다. 조종사는 제조업체가 권장하는 rotation speed (VR), 혹은 lift-off speed(VLOF)를 사용해야 한다. 이러한 속도가 게재되지 않았다면 VMC 속도에 5노트를 더한 값이 VR로 사용되어야 한다.
이륙 pitch 자세로의 rotation은 부드러운 조종간 입력으로 수행된다. 측풍이 있으면 side drift가 존재하기 때문에 조종사는 항공기가 이륙한 후에 landing gear가 순간적으로 활주로에 닿지 않도록 해야 한다. 이러한 상황에서는 rotation을 보다 적극적으로, 그리고/혹은 더 높은 속도에서 수행할 수 있다. 그러나 accelerate-stop distance, takeoff ground roll, distance to clear an obstacle을 위한 AFM/POH 성능 수치들은 권장된 VR이나 VLOF에서 계산되었음을 조종사는 반드시 유념해야 한다.
이륙한 이후의 고려사항은 가능한 한 빠르게 고도를 얻는 것이다. 일부 AFM/POH는 이륙과 초기 상승에 대해 조종사에게 도움을 주기 위해 “50-foot”, 혹은 “50-foot barrier” speed를 제공한다. 이는 rotation, lift-off, 그리고 VY로의 가속 도중 목표로 하는 속도로 사용된다. 이륙 전에 조종사는 지상으로부터 50ft(AGL)까지의 takeoff distance와 50ft AGL에서의 stopping distance를 확인하고 이 둘을 더해야 한다. 만약 활주로가 총합보다 짧다면 엔진 고장 시 활주로를 벗어나 착륙할 가능성이 매우 높다. 지면을 떠난 이후에는 과도한 속도를 얻는 것보다 고도를 얻는 것이 더 중요하다. 엔진 고장 시 과도한 속도를 고도로 효율적으로 전환할 수 없음이 입증되었다. 추가적인 고도는 상승 도중 항공기의 이상이나 비상 상황을 인지하고 대응하는데 사용할 수 있는 시간을 증가시킨다.
과도한 상승 자세는 과도한 속도만큼이나 위험할 수 있다. 가파른 상승 자세는 전방 시야를 제한한다. 또한 조종사가 다른 항적을 확인하고 피할 능력을 방해한다. VY(best all-engine rate-of-climb speed)를 얻기 위해 비행기는 얕은 상승으로 가속되어야 한다. 그런 다음 지형과 장애물을 고려한 safe single-engine maneuvering altitude에 도달하기 전까지 VY를 유지한다. VY보다 높거나 낮은 속도는 비행기의 성능을 저하한다. 이륙 후 initial climb 도중 지형 및 장애물의 회피는 중요한 비행 전 고려사항이다(심지어 모든 엔진이 정상적으로 작동하더라도). 대부분의 항공사와 대부분의 터빈 비행기는 보통 FMS(flight management system)를 사용하여 VY(best rate of climb)를 만들어내는 자세로 상승한다.
이륙 후 landing gear를 올리는 시기는 몇 가지 요인에 따라 달라진다. 일반적으로 gear는 착륙을 위한 활주로가 충분하지 않을 때, 그리고 고도계에 positive rate of climb가 만들어졌을 때 올려야 한다. 착륙을 위한 활주로가 많이 남아 있어서 장시간 동안 landing gear를 내려놓을 경우 상승 성능과 가속이 희생된다. 이는 신중하지 못할 것이다. 활주로에 착륙이 이루어질 수 없는 시점을 지난 후에도 gear를 내려두는 것은 위험하다. 높은 밀도 고도를 운영하는 일부 다발 비행기의 경우 landing gear가 내려진 상태에서는 positive rate of climb가 불가능하다. 이러한 상황에서 positive rate of climb를 기다리는 것은 실행 가능하지 않다. 기억해야 할 중요한 것은 이륙 후 엔진 고장이 발생한 경우 landing gear를 가능한 한 빠르게 올린다면 항력이 급격히 감소하고 상승 성능이 상당히 증가한다는 것이다. 또한 기억해야 할 중요한 점은 활주에 착륙하거나 overrun을 하기 위해서는 gear를 내려두는 것이 gear를 올린 상태로 착륙하는 것보다 훨씬 나은 선택이라는 것이다. 일반적인 권장사항은 VYSE속도를 넘기 전에 landing gear를 올리는 것이다. gear가 올라갔고 상승 성능이 충분하다면 계속하여 진행한다. 일부 AFM/POH는 바퀴의 회전을 멈추기 위하여 이륙 후 landing gear를 올리기 전에 순간적으로 wheel brake를 적용하도록 지시한다. 만약 이륙을 위해 flap이 extend 되어 있다면 AFM/POH에서 권장하는 대로 flap을 retract 해야 한다.
safe single-engine maneuvering altitude(일반적으로 최소 400~500ft AGL)에 도달하면 en route climb speed로 전환해야 한다. 이 속도는 VY보다 높으며 보통 순항 고도까지 유지된다. en route climb speed는 더 좋은 시정, 더 좋은 엔진 냉각, 더 높은 groundspeed를 제공한다. 원한다면 en route climb speed로 전환하는 동안 이륙 출력을 줄일 수 있다.
일부 비행기들의 AFM/POH에는 권장사항으로(혹은 때때로 제한 사항으로) 게재된 상승 출력 세팅이 있다. 이는 en route climb를 위해 설정되어야 한다. 만약 상승 출력 세팅이 게재되어있지 않다면 en route climb를 위해 manifold pressure와 rpm을 다소 낮추는 것이 관례이다(그러나 필요조건은 아님). 일반적으로 첫 출력 감소 이후에 프로펠러들을 synchronize 한다. 만약 yaw damper가 설치되었다면 이를 작동시킨다. 또한 AFM/POH는 상승 도중 mixture를 lean 하라고 권장할 수 있다. 항적과 업무량이 허락된다면 climb checklist를 수행해야 한다. [그림 13-7]
