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Review of Basic Aerodynamics

계기 조종사는 항공기 성능에 영향을 미치는 몇 가지 요인들의 관계와 차이점을 알아야 한다. 또한 다양한 조종간 조작과 출력 변화에 따라 항공기가 어떻게 반응하는지도 알아야 한다. 왜냐하면 계기 조종사가 비행하는 환경에서는 시계 비행에선 찾을 수 없는 위험이 존재하기 때문이다. 이러한 이해의 기초는 항공기에 작용하는 네 가지 힘과 뉴턴의 세 가지 운동 법칙에서 찾을 수 있다.

Relative Wind(상대풍)란 에어포일에 대해 공기가 흐르는 방향을 의미한다.

Angle of Attack(받음각)이란 상대풍(혹은 flightpath)과 에어포일 시위선 사이에서 측정된 각도를 의미한다. [그림 4-2]

Flightpath란 항공기가 비행 중이거나 비행할 예정인 course나 track을 의미한다.

The Four Forces

비행 중인 항공기에 작용하는 네 가지 기본적인 힘들은 양력(lift), 무게(weight), 추력(thrust), 그리고 항력(drag)이다[그림 4-3] .

1. Lift

양력은 날개 상부에서 발생하는 공기역학적 힘으로 상대풍에 수직으로 작용한다. 상대풍은 에어포일에 대해 공기가 흐르는 방향이다. 이 힘은 양력 중심(center of lift)이라 불리는 평균 압력 중심(average center of pressure)에서 수직으로 작용한다. 이 지점은 모든 공기역학적 힘이 작용한다 간주되는 에어포일 시위선 상의 한 점이라는 것을 유의해야 한다. 양력의 크기는 속도, 공기 밀도, 에어포일의 모양과 크기, 그리고 받음각에 비례하여 변화한다. 직진수평비행 도중 양력과 무게는 동일하다.

2. Weight

무게는 항공기를 끌어당기는 중력으로 인해 가해지는 힘이다. 무게는 무게 중심(center of gravity)을 통해 곧장 아래로 작용한다. 무게를 양력 중심과 혼동해서는 안 된다(양력 중심의 위치와 무게 중심의 위치는 상당히 차이 날 수 있음).

3. Thrust

추력은 엔진/프로펠러에 의해 만들어지는 전방 힘이다. 이는 항력을 대항하거나 극복한다. 보통 추력은 세로축에 평행하게 작용한다.

4. Drag

항력은 상대풍에 평행한 공기역학적 알짜힘으로 보통 유도항력(induced drag)과 유해항력(parasite drag)을 합친 것이다.

Induced drag

유도항력은 양력으로 인해 발생하며 받음각과 함께 증가한다. 따라서 날개가 양력을 발생하지 않는다면 유도항력은 0이다. 유도항력은 속도에 따라 감소한다.

Parasite drag

유해항력은 양력 발생으로 인한 항력 외의 모든 항력이다. 유해항력은 항공기에 의한 공기 흐름의 움직임, 에어포일에서 발생하는 난류, 그리고 항공기나 부품의 표면을 통과할 때 방해받는 공기 흐름에 의해 생성된다. 이러한 힘들은 공기 덩어리를 통과하는 물체의 움직임으로부터 항력을 생성한다. 유해항력은 속도에 따라 증가한다. 유도항력에는 표면 마찰 항력(skin friction drag), 간섭 항력(interference drag), 그리고 형상 항력(form drag)이 있다.

• Skin Friction Drag

항공기의 “wetted” surface는 경계층(boundary layer)이라 불리는 얇은 공기층에 의해 덮혀있다. 항공기 표면의 공기 분자는 0의 속도를 갖는다. 허나 그 위에 놓인 층은 자유 흐름에 가까운 층에 의해 당겨지기 때문에 정체된 분자의 위를 움직인다. 공기 층들의 속도는 자유흐름속도에 도달하기 전까지는 항공기 표면으로부터의 거리에 따라 증가한다. 항공기 표면과 자유흐름속도층 사이의 총 거리를 경계층이라 부른다. 아음속에서는 이러한 층들의 길이가 카드 두께 정도에 불과하다. 허나 각 층들이 서로 미끄러지는 움직임이 항력을 생산한다. 이러한 힘은 공기의 점성 때문에 움직임을 지연시키며 이를 표면 마찰 항력이라 부른다. 표면 마찰 항력은 넓은 표면과 연관되어 있기 때문에 이 항력이 소형 항공기에 미치는 영향은 대형 항공기에 비해 작다.

• Interference Drag

간섭 항력은 공기 흐름들이 충돌하여 발생하는 와류나 난류로 인해 발생한다. 예를 들어 동체 주변의 공기흐름과 날개 주변의 공기흐름은 어느 지점(일반적으로 wing root)에서 만난다. 이러한 공기 흐름들은 서로 간섭하여 각각의 항력보다 더 큰 항력을 유발한다. 이는 보통 항공기가 external items를 갖춘 경우에 발생한다. 즉, external items가 서로 간섭될 경우 해당 항력은 각 external item의 항력보다 크다.

• Form Drag

형상 항력은 항공기나 부품의 모양 때문에 생성된 항력이다. 공기 흐름에 원판을 놓으면 위아래의 압력이 같을 것이다. 그러나 공기흐름은 원판의 뒤를 따라 흐르면서 분리되기 시작한다. 이는 난류를 생성하며 그 결과 낮은 압력을 만들어낸다. 총 압력은 이러한 압력 감소의 영향을 받기 때문에 항력을 생성한다. fuselage를 따른 부품들을 유선형으로 설계하면 난류와 형상 항력이 감소된다.

총 양력은 항공기의 총 무게(이는 항공기 실제 무게와 tail-down force로 구성됨)를 극복해야 한다. 양력을 생성하기 위한 전진 속도를 제공하기 위해선 추력이 총 항력을 극복해야 한다. 이러한 요소들과 환경 사이의 항공기 상관관계를 이해하면 계기를 제대로 해석할 수 있다.

Newton’s First Law, the Law of Inertia

뉴턴의 제 1법칙은 관성의 법칙이다. 이는 정지 상태의 물체는 정지 상태를 유지함을, 그리고 운동 상태의 물체는 외력에 의해 영향을 받기 전까지는 같은 속도 및 방향으로 운동 상태를 유지함을 명시한다. 물체가 변화에 저항하는 힘을 관성이라 부른다. 비행 중인 항공기에는 항상 중력과 항력이 존재한다. 조종사는 pitch와 thrust를 통해 이러한 힘을 변화시켜서 원하는 비행경로를 유지한다. 조종사가 직진수평비행 도중 출력을 줄이면 항력으로 인해 항공기가 감속한다. 항공기가 감속함에 따라 양력이 감소하며 결국 중력으로 인해 하강을 시작하게 된다. [그림 4-4]

Newton’s Second Law, the Law of Momentum

뉴턴의 제 2법칙은 가속도의 법칙이다. 이는 물체에 힘이 작용할 때 물체가 같은 방향으로 가속함을 명시한다. 가속도는 알짜힘에 비례하며 물체의 질량에 반비례한다. 증속이나 감속을 나타내기 위해 acceleration(가속도)이라는 단어가 사용된다. 이 법칙은 비행경로와 속도를 변화시키는 항공기의 능력을 좌우한다. 조종사가 일상적인 비행 도중 제어하는 가속도의 예로는 증속, 감속, 상승/하강 진입, 그리고 선회가 있다. [그림 4-5]

Newton’s Third Law, the Law of Reaction

뉴턴의 제 3법칙은 반작용의 법칙이다. 이는 모든 작용에 대해 동등한 반작용이 존재함을 명시한다. 그림 4-6과 같이 제트 엔진의 추력이나 프로펠러의 당기는 힘은 항공기가 전방으로 움직이는 반작용을 만들어낸다. 또한 이 법칙은 날개가 생성하는 양력의 일부를 설명한다.

Atmosphere

대기는 지구를 둘러싼 공기의 봉투이다. 특정 부피의 건조 공기는 약 78%의 질소, 21%의 산소, 그리고 1%의 그 외 기체들(예를 들어 아르곤, 이산화탄소 등등)을 포함한다. 공기는 겉보기엔 가벼워 보이지만 무게를 가지고 있다. 해수면에서 1평방인치의 대기 기둥은 대략 14.7파운드의 무게를 가진다. 무게를 기준으로 하였을 때 공기의 절반은 18,000ft에 있다. 나머지 공기는 1,000마일 이상의 수직 거리에 걸쳐 퍼져 있다.

공기 밀도는 온도와 압력간 상관관계의 결과이다. 공기 밀도는 온도에 반비례하지만 압력에는 정비례한다. 온도 증가 시 일정한 압력이 유지되기 위해선 밀도가 감소해야 하며 그 반대의 경우도 마찬가지이다. 압력 증가 시 일정한 온도가 유지되기 위해선 밀도가 증가해야 하며 그 반대도 마찬가지이다. 이러한 관계는 계기 지시와 항공기 성능을 이해하기 위한 기초를 제공한다.

Layers of the Atmosphere

대기권에는 여러 층이 있다. 대류권(troposphere)은 지구 표면과 가장 가까우며 적도에서는 대략 60,000ft까지 연장된다. 그 다음으론 성층권, 중간권, 전리층, 열권, 그리고 외기권이 존재한다. 대류권계면(trppopause)은 대류권과 성층권 사이의 얇은 층이다. 대류권계면의 두께와 고도는 매우 다양하기에 보통 표준 기온감률이 크게 감소하는 곳(보통 기온 감률이 1,000ft 당 1도 이하로 감소하는 곳)으로 정의된다.

International Standard Atmosphere(ISA)

ICAO는 ICAO Standard Atmosphere를 제정하였다. 계기 지시와 항공기 성능은 이러한 표준을 기준으로 한다. 표준 대기는 현실적으로 거의 존재하지 않기 때문에 조종사는 표준으로부터의 편차가 계기 지시와 항공기 성능에 어떤 영향을 미치는지 알아야 한다.

표준 대기에서의 해수면 압력은 29.92″Hg이고 온도는 섭씨 15도(화씨 59도)이다. 기압은 1,000ft마다 약 1″Hg씩 감소한다. 온도는 1,000ft마다 2도(화씨 3.6도)씩 감소한다. 항공기 성능은 표준 대기에서 비교 및 평가되기 때문에 모든 항공기 성능 계기들은 표준 대기에 대해 보정된다. 실제 운영 조건이 표준 대기에 적합한 경우는 거의 없기 때문에 계기와 항공기 성능에 특정한 보정이 적용되어야 한다. 예를 들어 10,000 ISA에서는 기압이 19.92″Hg(29.92″Hg – 10″Hg = 19.92″Hg)이고 외부 온도는 섭씨 –5도(15도 – 20도)라 예상된다. 만약 실제 온도나 압력이 이와 다르다면 예상하였던 성능과 계기 지시를 보정해야 한다.

Pressure Altitude

기압고도는 SDP(standard datum plane)로부터의 고도이다. 항공기 고도계는 기본적으로 표준 대기에서의 고도를 나타내기 위해 보정된 기압계이다. 고도계가 29.92″Hg로 설정된 경우 고도계에 지시되는 고도는 기압고도(감지된 압력에 해당하는 표준 대기에서의 고도)이다.

SDP는 대기압이 29.92″Hg인, 그리고 공기의 무게가 14.7psi인 이론적 층이다. 기압이 변화함에 따라 SDP는 해수면보다 높거나 낮을 수 있다. 기압고도는 18,000ft 이상에서 운항하는 항공기에게 flight levels를 할당할 뿐만 아니라 항공기 성능을 결정하는 기준이기 때문에 매우 중요하다. 기압고도는 두 가지 방법 중 하나를 통해 결정될 수 있다: (1) 고도계의 barometric scale을 29.92″Hg로 설정한 후 고도계 지시를 읽는다 (2) altimeter setting을 적용하였을 때 지시되는 고도계 값에 보정 계수를 적용한다.

Density Altitude

밀도고도는 비표준 온도에 대해 보정된 기압고도이다. 공기의 밀도가 증가할수록 항공기의 성능이 증가한다. 반대로 공기 밀도가 감소할수록 항공기의 성능이 감소한다. 공기 밀도의 감소는 높은 밀도고도를 의미하며 공기 밀도의 증가는 낮은 밀도고도를 의미한다. 밀고도고는 항공기 성능을 계산하는데 사용된다. 표준대기조건에서 대기의 각 층은 특정한 밀도를 가지며 기압고도와 밀도고도가 같다. 밀도고도는 표준대기에서의 해수면으로부터 특정 밀도가 확인될 수 있는 곳까지의 수직 높이이다. 밀도고도는 Korch Chart나 flight computer를 통해 계산될 수 있다. [그림 4-7]

만약 차트를 이용할 수 없다면 ISA로부터 매1도(섭씨)마다 120ft를 더하여 밀도고도를 추정할 수 있다. 예를 들어 3,000ft PA에서 ISA는 섭씨 9도이다. 그러나 실제 온도가 20도(ISA보다 11도 높음)라면 11도에 120을 곱한다(=1,320). 원래의 3,000ft에 이 수치를 더하면 4,320ft의 밀도고도가 제공된다.

Lift

양력은 항상 상대풍에, 그리고 항공기의 가로축에 수직으로 작용한다. 양력은 지구 표면이 아닌 날개를 기준으로 발생한다. 즉, 양력이 항상 위로 향하지는 않는다. 조종사가 비행기를 기동함에 따라 지구 표면에 대한 양력의 방향이 변화한다.

양력의 크기는 공기 밀도, 날개 면적, 그리고 대기속도에 비례한다. 또한 양력은 날개의 유형과 받음각에 의해서도 달라진다. 실속 받음각(받음각이 더 증가하면 양력이 감소하는 지점) 전까지는 받음각의 증가와 함께 양력이 증가한다. 따라서 양력은 받음각과 속도를 통해 제어된다.

Pitch/Power Relationship

그림 4-8은 비행경로(flightpath)와 대기속도를 제어하는 동안 pitch와 power의 상관관계가 어떠한지를 보여준다. 속도가 감소할 때 일정한 양력을 유지하기 위해선 pitch를 높여야 한다. 조종사는 elevators를 통해 pitch를 제어한다. 조종간을 당기면 꼬리가 낮아지고 기수가 상승한다. 이는 날개의 받음각과 양력을 증가시킨다. 대부분의 경우 elevator는 꼬리에 downward pressure를 가하는데, 이러한 압력은 항공기 성능(대기속도)으로부터 에너지를 빼온다. CG가 항공기의 후방에 가까워질수록 elevator downward forces가 감소하여 downward forces에 사용되는 에너지가 감소하므로 항공기 성능에 더 많은 에너지가 적용된다.

원하는 속도를 유지하거나 설정하기 위해 throttle로 출력을 제어한다. 비행경로를 제어하는 가장 정교한 방법은 pitch와 power(thrust)를 동시에 사용하는 것이다. 일정한 양력을 유지하기 위해선 pitch 변화와 power 변화가 동시에 이루어져야 한다.

고도를 유지하는 동안 항공기가 가속하기를 원한다면 항력을 극복하기 위해 추력을 높여야 한다. 항공기가 증속하면 양력이 증가하므로 고도 증가를 방지하기 위해 pitch를 낮추어 받음각을 줄여준다. 고도를 유지하는 동안 항공기가 감속하기를 원한다면 항력보다 적은 값으로 추력을 감소시켜야 한다. 고도 감소를 방지하기 위해 pitch를 높여 받음각을 증가시킨다.

Drag Curves

유도항력과 유해항력을 그래프에 표시하였을 때 항공기의 총 항력이 “항력 곡선” 형태로 나타난다. 그림 4-9의 그래프 A는 주로 제트 항공기에서 사용되는 추력 및 항력 곡선을 보여준다. 그림 4-9의 그래프 B는 프로펠러 항공기에서 사용되는 출력 및 항력 곡선을 보여준다. 이 장은 프로펠러 항공기의 출력 및 항력 곡선에 초점을 맞춘다.

항력 곡선을 이해하면 항공기의 다양한 성능 수치와 한계에 대해 제대로 알 수 있다. 일정한 속도를 유지하기 위해선 출력이 항력과 같아야 하므로 해당 곡선은 drag curve나 power required curve라 불릴 수 있다. power required curve는 등속수평비행 도중 항력을 극복하는데 필요한 출력의 양을 나타낸다.

대부분의 왕복 엔진에서 사용되는 프로펠러는 80 ~ 88%의 범위에서 최대 효율을 달성한다. 대기속도가 증가하면 프로펠러 효율이 최대 지점 이전까지 증가한다. 허나 이러한 최대 지점을 초과하는 대기속도는 프로펠러 효율을 저하시킨다. 160마력을 생산하는 엔진은 출력의 약 80%만을 available horsepower로 변환한다(대략 128마력). 나머지는 손실되는 에너지이다. 이 때문에 thrust available curve와 power available curve가 속도에 따라 변화한다.

Regions of Command

항력 곡선은 두 가지 command region을 나타낸다: region of normal command와 region of reversed command. “region of command”란 속도의 유지나 변화에 필요한 필요 출력과 속도의 관계를 말한다. “command”란 새로운 속도를 유지하기 위해 조종사가 가해야 하는 출력이나 추력을 의미한다.

“region of normal command”는 증속을 위해 출력을 증가시켜야 하는 영역이다. 이 영역은 minimum power required보다 높은 속도에서 존재하며 주로 유해 항력의 결과이다. 반면 “region of reversed command”는 더 낮은 속도를 유지하기 위해 출력을 증가시켜야 하는 영역이다. 이 영역은 minimum power required보다 낮은 속도에서 존재하며 주로 유도 항력의 결과이다. 그림 4-10은 하나의 출력 설정이 두 가지 속도(1번 지점과 2번 지점)를 만들어내는 것을 보여준다. 1번 지점에서는 높은 유도항력과 낮은 유해항력이 존재하는 반면 2번 지점에서는 높은 유해항력과 낮은 유도항력이 존재한다. (ATP: 1번 지점에서는 pitch가 증가함에 따라 속도가 느려진다. 2번 지점에서는 pitch가 증가함에 따라 상승하거나, 혹은 하강률이 감소한다.)

Control Characteristics

대부분의 비행은 region of normal command에서 수행된다: 예를 들어 순항, 상승, 그리고 기동. region of reversed command는 이착륙과 같은 저속 구간에서 발생할 수 있다. 대부분의 범용 항공 항공기에서 이 영역은 매우 작으며 정상 접근 속도보다 낮다.

region of normal command에서는 항공기가 trim speed를 유지하려는 경향이 강하다. region of reversed command에서는 항공기가 trim speed를 유지하려는 경향이 상대적으로 약하다. 사실상 이 영역에서는 항공기가 trim speed를 유지하려는 경향을 나타내지 않을 가능성이 높다. 따라서 region of reversed command를 비행할 때에는 속도의 정밀한 제어에 특히 주의를 기울여야 한다.

region of reversed command가 어려운 조작과 위험한 상황을 의미하지는 않는다. 그러나 이 영역은 기본 비행 기술에서의 실수들을 더욱 증폭시키므로 제대로 된 비행 기술과 정교한 조작이 매우 중요하다.

Speed Stability

Normal Command

region of normal command에서의 비행 특성은 그림 4-11의 A 지점에 나타나 있다. 항공기가 A 지점에서 안정적인 수평 비행을 수행하는 경우 양력과 무게는 같으며 power available은 power required와 동일하게 설정된다. 만약 출력의 변화 없이 속도가 높아지면 power deficiency가 발생한다. 항공기는 출력과 항력의 균형을 맞추기 위해 초기 속도로 되돌아가려는 경향을 보인다. 만약 출력의 변화 없이 속도가 낮아지면 excess power가 발생한다. 항공기는 출력과 항력의 균형을 맞추기 위해 증속하려는 경향을 보인다. 항공기를 올바르게 trim하는 것은 이러한 경향을 향상시킨다. 항공기의 정적 세로 안정성은 항공기를 원래의 trim 상태로 되돌리려는 경향을 보인다.

C 지점에서 안정적인 수평 비행을 하고 있다면 항공기는 평형 상태에 놓인다. [그림 4-11] 만약 속도가 약간 증가하거나 감소하면 항공기는 해당 속도를 유지하려는 경향을 보인다. 이는 곡선이 비교적 평평하기 때문에 속도가 약간 변하여도 상당한 excess power나 power deficiency가 발생하지 않기 때문이다. 이는 neutral stability의 특성을 가진다.

Reversed Command

region of reversed command에서의 비행 특성은 그림 4-10의 B 지점에 나타나 있다. 항공기가 B 지점에서 안정적인 수평 비행을 수행하는 경우 양력과 무게는 같으며 power available은 power required와 동일하게 설정된다. 만약 속도가 B 지점보다 크게 증가하면 excess power가 발생한다. 이는 항공기가 더 빠른 속도로 가속하게 만든다. 만약 항공기가 B 지점보다 낮은 속도로 감속하면 power deficiency가 발생한다. 항공기는 훨씬 더 낮은 속도로 계속 감속하는 경향을 보인다.

이러한 경향은 B 지점으로부터 양쪽으로 발생한 excess power나 power deficiency가 초기 속도 변화를 증폭시키기 때문에 발생한다. 항공기의 정적 세로 안정성이 원래의 trim 상태를 유지하려 시도하지만 이러한 불안정성이 더 큰 영향을 미친다. 왜냐하면 저속에서의 높은 받음각으로 인한 유도항력 증가 때문이다.

Trim

trim은 조정이 가능한 공기역학적 장치로 이는 조종사가 직접 조종간에 압력을 가할 필요가 없도록 힘을 조절하게 해준다. 이를 위한 한 가지 방법은 trim tabs를 사용하는 것이다. trim tab은 elevator, aileron, 혹은 rudder의 뒷전에 부착된 작은 표면이다. (일부 항공기는 pitch trim을 위해 trim tabs 대신 adjustable stabilizer를 사용한다.) trimming은 primary control surface가 유지되어야 하는 방향의 반대쪽으로 tab이 꺾임으로써 이루어진다. tab에 부딪히는 공기흐름은 항공기의 불균형 상태가 수정되는 방향으로 main control surface를 꺾는다.

trim tabs는 공기 흐름을 통해 작동한다. 따라서 trim은 속도의 함수이다. 속도를 변경하였다면 항공기를 다시 trim해야 한다. trim을 다시 수행하지 않으면 항공기가 원래의 속도로 되돌아가려고 한다. 계기 조종사는 항공기를 일정한 trim으로 유지해야 한다. 이는 조종사의 업무량을 크게 줄여주며 다른 업무에 주의를 기울일 수 있게 해준다.

Slow-Speed Flight

실속 속도 근처를, 혹은 region of reversed command 근처를 운영할 때 항공기는 소위 slow-speed flight를 비행한다(예를 들어 착륙을 위한 최종 접근 도중, 혹은 slow flight 기동 도중). 만약 항공기의 무게가 4,000파운드라면 항공기가 생산하는 양력도 4,000파운드여야 한다. 양력이 4,000파운드 미만일 경우 항공기는 더 이상 수평 비행을 유지할 수 없으며 그 결과 하강한다. 의도적인 하강 도중 이는 중요한 요소이며 항공기의 제어에 사용된다.

허나 slow-speed flight 도중에는 양력이 필요하며 받음각이 높기 때문에 flaps나 그 외 고양력 장치가 필요하다. 이러한 장치들은 에어포일의 캠버를 변화시키거나 경계층 분리를 지연시킨다. [그림 4-12] 보통 에어포일 캠버를 변화시키기 위해 plain flaps와 split flaps가 사용된다. flaps를 사용하면 항공기가 더 낮은 받음각에서 실속에 빠진다는 점을 유의해야 한다. 예를 들어 18도에서 실속에 빠지는 기본 날개(flaps를 사용하지 않은 날개)가 flaps를 연장하면 실속 받음각이 15도가 된다. 허나 flaps가 연장된 상태에서의 CL-MAX 양력 값은 기본 날개의 CL-MAX 양력 값보다 더 크다.

CL-Max를 증가시키기 위한 또 다른 방법은 경계층 분리를 지연시키는 것이다. 이를 위해 general aviation light aircraft는 보통 vortex generator를 사용한다. 날개를 따라 배치된 작은 금속 조각들이 난기류를 발생시키는데 이는 경계층 바깥의 고에너지와 경계층 내의 공기를 혼합한다. 이 영향은 다른 boundary layer device에서도 유사하다. [그림 4-13]

(ATP: boundary layer control devices는 에어포일의 최대 양력 계수를 증가시키는 추가 수단이다. 받음각이 높은 상태에서 경계층을 향해 고속의 공기를 분출하면 실속이 지연될 수 있다.)

(ATP: flaps는 최대 양력을 위한 받음각을 감소시키는 경향이 있다. 따라서 boundary layer control을 flaps와 결합하는 것이 중요하다. 이를 통해 flaps는 최대 양력과 함께 높고 부드러운 공기 흐름을 유지한다.)

Small Airplanes

대부분의 small airplanes는 계기 접근 도중 1.3 VS0 이상의 속도를 유지한다. 실속 속도가 50노트(VS0)인 비행기의 정상 접근 속도는 65노트이다. 그러나 이 비행기는 계기 접근의 final segment에 있는 동안 90노트(1.8 VS0)를 유지할 수 있다. landing gear는 minimum descent altitude를 향한 하강을 시작할 때, 혹은 ILS의 glideslope을 교차하였을 때 연장될 가능성이 높다. 또한 조종사는 이 구간에서 intermediate flap을 선택할 수 있다. 이 속도에서 비행기는 훌륭한 양(+)의 속도 안정성(speed stability)을 갖는다(그림 4-11의 A 지점). 이 구간에서는 power 변경 없이 pitch를 약간 변화시킬 수 있다. 이는 약간의 속도 변화를 발생시키겠지만 pitch가 원래대로 되돌아왔을 때 속도 또한 원래대로 되돌아기 때문이다. 이는 조종사의 업무량을 감소시킨다.

small airplanes는 보통 최종 접근 도중 착륙 직전에 정상 착륙 속도로 감속된다. 65노트(1.3VS0)로 감속하면 비행기는 C 지점에 근접하게 된다. [그림 4-11] 이 구간에서는 속도 안정성이 비교적 중립 상태(속도가 원래의 값으로 돌아가기 보다는 새로운 값에 남아있으려는 경향)이기 때문에 정확한 속도를 유지하기 위해선 pitch와 power를 정밀하게 제어해야 한다. 저고도에서 landing flaps를 연장하는 경우에는 외장 변화로 인하여 원치 않는 pitch 변화가 발생하지 않도록 주의를 기울여야 한다.

여기서 몇 노트가 더 줄어들면 비행기가 region of reversed command에 진입할 수 있다. 이 구간에서는 조종사가 빠른 시정 조치를 취하지 않을 경우 깊은 침하율이 발생하며 비행기가 계속하여 감속할 수 있다. 이 구간에서는 속도 불안정성(speed instability)으로 인해 원하는 속도로부터 차이가 커지려는 경향이 있기 때문에 pitch와 power가 조화를 이루어야 한다.

Large Airplanes

실속 속도가 높은 large airplanes의 경우 조종사는 계기 접근 도중 유지하는 속도가 1.3 VS0에 가깝다는 것을 알 수 있다. 이는 최종 접근 도중 비행기를 C 지점 근처에 놓이게 한다[그림 4-11]. 이때 정밀한 속도 제어가 수행되어야 한다. 속도 편차를 빠르게 수정하기 위해 target thrust setting으로부터 excessive thrust나 deficient thrust를 순간적으로 가해야 할 수도 있다.

예를 들어 조종사가 1.3 VS0의 속도(L/D MAX 근처의 속도)로 계기 접근 중이며 해당 속도를 유지하는데 필요한 특정 출력 설정을 알고 있다. 이때 약간의 출력 감소로 인해 비행기가 몇 노트 감속하였다. 조종사가 출력을 약간 증가시켰고 비행기가 느린 속도로 가속하기 시작하였다. 비행기는 여전히 항력 곡선의 “평평한 지점”에 있기 때문에 약간의 출력 증가만으로는 원하는 속도로 금방 돌아오지 않을 것이다. 따라서 특정 속도를 유지하는데 필요한 출력보다 높은 값을 설정하여 비행기가 가속하게 만든 후에 특정 속도에 필요한 으로 출력을 줄인다.

Climbs

항공기가 상승할 수 있는 능력은 excess power나 excess thrust에 달려 있다. excess power란 특정 속도에서 수평비행을 유지하는데 필요한 출력과 available power의 차이를 의미한다. 출력(power)과 추력(thrust)은 종종 동일한 의미로 사용된다. 허나 상승 성능을 고려하는 경우에는 이 두 가지를 구별해야 한다. 일(work)은 거리를 이동하는 힘의 결과이며 보통 시간과 독립적이다. 출력은 일률, 혹은 시간 단위 당 일의 단위를 의미하며 이는 힘이 발생하는 속도의 함수이다. 추력 또한 일의 함수이며 이는 질량의 속도에 변화를 주는 힘을 의미한다.

이륙 도중 항공기는 실속 속도 근처에서 상승 중일지라도 실속에 빠지지 않는다. 왜냐하면 이 구간 도중 excess power가 사용되기 때문이다. 따라서 이륙 후에 엔진 고장이 발생하였다면 추력의 손실을 pitch와 airspeed로 보상해야 한다.

특정 항공기 무게에서 상승 각도는 추력과 항력의 차이, 즉, excess thrust에 의해 달라진다. excess thrust가 0이면 비행경로의 기울기가 0이 되며 항공기는 수평비행을 수행한다. 추력이 항력보다 크면 excess thrust의 양에 따라 상승 각도가 만들어진다. 추력이 항력보다 적으면 추력 부족으로 인해 하강 각도가 만들어진다.

Acceleration in Cruise Flight

수평비행 속도를 유지하는데 필요한 출력 이상의 excess power를 통해 항공기는 가속한다. 이것은 상승할 때 사용되는 excess power와 동일한 excess power이다. 원하는 고도로 상승한 후 고도 유지를 위해 pitch를 낮추면 excess power가 이제 항공기를 순항 속도로 가속시킨다. 만약 level off를 수행한 후에 출력을 너무 빨리 줄이면 가속하는데 걸리는 시간이 길어진다.

Turns

선회를 위해선 측면으로 향하는 힘이 필요하다. 정상 선회 도중 이러한 힘은 bank를 통해 제공된다. bank가 가해지면 양력이 안쪽과 위쪽으로 가해진다. 양력은 서로 직각인 두 개의 요소로 분리된다. [그림 4-14] 무게에 대항하여 위쪽으로 향하는 양력은 양력의 수직 성분이 된다. 원심력에 대항하여 수평으로 작용하는 양력은 양력의 수평 성분(혹은 구심력)이다. 이러한 양력의 수평 성분이 항공기를 선회시키는 측면 힘이다. 이 측면 힘과 동일하지만 반대방향으로 향하는 힘은 원심력으로 관성의 결과이다.

선회율/선회 반경에 대한 항공기 speed와 bank angle의 관계는 계기 조종사에게 매우 중요하다. 조종사는 이 지식을 통해 특정 선회율에 필요한 bank angle을 올바르게 추정하거나, 혹은 course를 교차할 때 어느 정도의 lead가 필요한지를 결정할 수 있다.

Rate of Turn

선회율(보통 초당 도 단위로 측정됨)은 특정 속도에서 설정된 bank angle을 기반으로 한다. 만약 이러한 요소들 중 하나가 변화한다면 선회율이 바뀐다. bank angle 변화 없이 항공기가 증속하면 선회율이 감소한다. 반면 bank angle 변화 없이 항공기가 감속하면 선회율이 증가한다. [그림 4-15]

속도 변화 없이 bank angle을 변화시키는 경우에도 선회율이 바뀐다. 속도 변화 없이 bank angle을 증가시키면 선회율이 증가한다. 반면 속도 변화 없이 bank angle이 감소하면 선회율이 감소한다.

표준율 선회(초당 3도)는 bank angle의 주요 기준으로 사용된다. 따라서 조종사는 속도 변화에 따라(예를 들어 체공이나 계기 접근을 위해 감속함에 따라) bank angle이 어떻게 변해야 하는지를 알아야 한다. 표준율 선회를 결정하는 좋은 rule of thumb는 속도를 10으로 나눈 다음 7을 더하는 것이다. 속도가 90노트인 항공기가 표준율 선회를 유지하려면 bank angle이 16도(90/10 + 7 = 16)이어야 한다.

Radius of Turn

선회 반경은 속도나 bank의 변화에 의해 달라진다. bank angle 변화 없이 증속할 경우 선회 반경이 증가한다. 반면 bank angle 변화 없이 감속할 경우 선회 반경이 줄어든다. (ATP: 속도가 증가하면 받음각이 낮아져서 선회율이 낮아진다. 이와 동시에 선회 반경은 증가한다). 속도가 일정할 때 bank angle을 증가시키면 선회 반경이 줄어든다. 반면 속도가 일정할 때 bank angle을 감소시키면 선회 반경이 증가한다. 이는 높은 속도에서 course를 교차할 때 더 많은 거리를 필요로 한다. 즉, 더 긴 lead를 필요하다. holding이나 approach를 위해 감속한 경우에는 순항 도중 필요한 lead보다 짧은 거리가 필요하다.

(ATP: 비행기의 선회 성능을 규정하기 위해 공기역학적 한계, 구조적 한계, 그리고 출력 한계를 결합할 수 있다. 일반적으로 저고도에서는 공기역학적 한계와 구조적 한계가 지배적이다. 반면 고고도에서는 공기역학적 한계와 출력 한계가 지배적이다.)

Coordination of Rudder and Aileron Controls

ailerons가 사용될 때마다 adverse yaw가 발생한다. 우측 선회 시 right aileron은 위로 편향되는 반면 left aileron은 아래로 편향된다. 좌측 날개의 양력은 증가하고 우측 날개의 양력은 감소하여 우측으로 bank가 발생한다. 그러나 좌측 날개의 양력 증가로 인해 유도 항력 또한 증가한다. 항력으로 인하여 좌측 날개가 감속하며 결국 항공기 기수가 선회 반대방향(좌측)으로 yaw 한다. 정교한 조작을 위해 roll in(혹은 roll out) 도중 이러한 yaw를 rudder로 수정해주어야 한다. 조종사는 turn and slip indicator나 turn coordinator의 ball을 통해 삼타일치 선회가 수행되는지 확인할 수 있다. [그림 4-16]

선회 진입을 위해 항공기가 bank지면 날개의 수직 성분 중 일부가 수평 성분이 된다. 따라서 선회 도중 back pressure를 증가하지 않으면 고도 손실이 발생한다. pitch를 one-half bar width만큼 증가시킴으로써 수직 양력 손실을 상쇄할 수 있다. 조종간 압력을 완화하기 위해 trim이 사용될 수 있다. 그러나 만약 trim이 사용되었다면 선회 완료 후에 trim을 다시 설정해야 한다.

slipping tun은 원심력을 초과하는 양력의 수평 성분으로 인해 발생한다. 이는 항공기를 선회 안쪽으로 잡아당긴다. 선회율에 비해 bank가 너무 과하여 양력의 수평 성분이 원심력보다 크다. skidding turn은 양력의 수평 성분을 초과하는 원심력으로 인해 발생한다. 이는 항공기를 선회 바깥쪽으로 잡아당긴다. bank에 비해 선회율이 너무 과하여 양력의 수평 성분이 원심력보다 작다.

turn coordinator나 turn and bank indicator에 배치된 inclinometer는 선회의 품질을 지시한다. bank가 가해졌을 때 inclinometer는 중앙에 있어야 한다. ball이 중앙으로부터 선회 방향을 향해 벗어난 경우 항공기는 slipping 중이다. 이런 상황에서는 ball이 벗어난 방향으로 rudder를 가하여 선회율을 증가하거나, 혹은 bank angle을 감소한다. ball이 중앙으로부터 선회 방향 반대쪽을 향해 벗어난 경우 항공기는 skidding 중이다. 이런 상황에서는 선회 방향으로 가한 rudder를 줄이거나, 혹은 bank angle을 증가한다. 항공기가 올바르게 정비되었다면 날개 수평일 때 ball이 중앙에 있어야 한다. 만약 이용 가능하다면 rudder trim이나 aileron trim을 사용한다.

고도 유지를 위해 받음각을 증가할 경우 유도 항력이 증가하므로 만약 출력 설정을 변경하지 않으면 속도가 약간 줄어든다.