Instructor-pang

Gyroscopic Systems

자이로스코프의 두 가지 특성(공간 강성, 그리고 세차)을 사용한 자이로스코프 장비를 사용할 경우 자연 수평선을 참조하지 않고도 비행을 안전하게 수행할 수 있다. 이러한 시스템은 attitude, heading, 그리고 rate instruments를 포함한다. 이러한 계기들은 자이로스코프(혹은 자이로)를 가지고 있다. 이는 작은 바퀴로 그 무게가 주변에 집중된다. 이 바퀴가 빠른 속도로 회전하면 공간 강성이 발생하여 회전축으로부터 다른 방향으로 기울어지는 것에 저항한다.

attitude와 heading instruments는 공간 강성의 원리로 작동한다. 이러한 계기의 경우 자이로는 계기 케이스 내부에서 공간 강성을 유지하며 항공기는 이를 주위로 회전한다. rate indicators(예를 들어 turn indicators, 그리고 turn coordinators)는 세차의 원리로 작동한다. 이 경우 항공기가 하나 이상의 축을 회전하는 속도에 비례하여 자이로가 전진한다.

Power Sources

항공기 및 계기 제조업체는 비행 계기들을 이중화 하였다. 이는 하나의 고장으로 인하여 안전하게 비행을 수행할 수 있는 능력을 빼앗지 않기 위함이다. 자이로스코프 계기는 계기 비행에 있어 매우 중요하다. 따라서 이 계기들은 별도의 전기, 혹은 공압 전원으로 구동된다.

Pneumatic Systems

공압식 자이로는 바퀴 주변에 부딪히는 공기에 의해 구동된다. 이러한 공기 흐름은 vacuum source를 통해 계기 케이스를 비워낸 다음 여과된 공기가 노즐을 통해 케이스로 들어옴으로써 얻어진다.

Venturi Tube Systems

계기 케이스를 비워내기 위한 공압 펌프가 없는 항공기는 항공기 외부에 장착된 벤투리관을 사용할 수 있다. [그림 5-27] 벤투리관을 통해 흐르는 공기는 가장 좁은 부분에서 속도가 빨라지고 압력이 떨어진다(베르누이의 원리). 이 위치는 하나의 관을 통해 계기 케이스에 연결된다. attitude indicator와 heading indicator는 대략 4˝Hg의 흡입력으로 작동한다. 반면 turn-and-slip indicator는 2˝Hg만을 필요로 하므로 흡입력을 줄이기 위해 pressure-reducing needle valve가 사용된다. 계기 케이스에 내장된 필터를 거쳐 공기가 유입된다. 이러한 시스템에서는 얼음이 벤투리관을 막아 계기를 멈추게 만들 수 있다.

Vacuum Pump Systems

Wet-Type Vacuum Pump

계기 케이스를 비우기 위해 steel-vane air pumps가 수년간 사용되어왔다. 이러한 펌프의 관들은 소량의 엔진 오일에 의해 윤활 되며 공기와 함께 배출된다. 일부 항공기에서는 배출된 공기로 날개, 그리고 미익 앞전(empennage leading edges)의 rubber deicer boots를 팽창하기 위해 사용된다. 오일이 rubber boots를 악화시키지 않도록 하려면 oil separator를 통해 오일을 제어해야 한다. [그림 5-28]

vaccum pump는 흡입력이 요구되는 계기들에 필요한 것보다 더 많은 양의 공기를 이동시키므로 suction-relief valve가 펌프의 입구 쪽에 설치된다. 스프링을 장착한 이 밸브는 계기 내부에 필요한 저압을 유지하기에 충분할 정도로 공기를 빨아들인다. 이는 계기판의 suction gauge에 표시된다. central air filter로부터 여과된 공기가 계기 케이스에 유입된다. 항공기가 상대적으로 낮은 고도로 비행하는 도중에는 자이로를 빠른 속도로 회전시킬 수 있는 충분한 공기가 계기 케이스로 유입된다.

Dry Air Vacuum Pump

비행 고도가 증가함에 따라 공기의 밀도는 낮아지므로 더 많은 공기가 계기를 통과하도록 만들어야 한다. 높은 고도를 비행하는 항공기는 배출 공기와 오일을 섞지 않는 air pump를 사용한다. steel housing 내부의 steel vanes는 윤활이 필요하다. 그러나 carbon housing 내부의 특수한 carbon vane은 마모됨에 따라 미세한 양의 자체 윤활을 제공한다.

Pressure Indicating Systems

그림 5-29는 twin-engine general aviation airplane의 공압 시스템 계기를 나타낸다. 두 개의 dry air pumps 입구에 필터를 장착하여 오염물을 걸러낸다. 이는 펌프 내의 carbon vanes 손상을 막기 위함이다. 펌프의 배출 공기는 regulator를 통과한다. regulator는 시스템 내 압력을 원하는 수준으로 유지하기 위해 과도한 공기를 빼낸다. 이렇게 조절된 공기는 inline filters를 통과한다. 펌프로부터 유입될 수 있는 오염 물질이 이 필터에서 제거된다. 그런 다음에는 manifold check valve에 유입된다. 엔진 중 하나가 고장 난 경우, 혹은 펌프 중 하나가 고장 난 경우 check valve는 고장 난 시스템을 차단한 다음 작동 중인 시스템을 통해 공기를 유입한다. 공기가 계기를 통과하여 자이로를 구동한 다음에는 케이스로부터 배출된다. gyro pressure gauge는 계기 전체의 압력 강하를 측정한다.

Electrical Systems

공압식 자세계를 사용하는 많은 범용항공 항공기는 전기로 작동하는 rate indicators를 사용한다(혹은 그 반대). 일부 계기들은 다이얼에 그 전원을 나타낸다. 그러나 조종사는 POH/AFM을 참조하여 모든 계기의 전원을 알아야 한다. 이는 계기 고장 시 어떤 조처를 해야 하는지를 알아야 하기 때문이다. 직류(D.C.) 전자 계기들은 항공기의 전기 시스템에 따라 14-volt, 혹은 28-volt 모델에서 사용될 수 있다. 일부 attitude gyros와 autopilots를 작동하기 위해 교류(A.C.)가 사용된다. 직류 전기 시스템만을 장비한 항공기는 DC-AC 변환 장치를 설치하여 교류 계기를 사용할 수 있다. 이는 D.C. 14-volt, 혹은 28-volt를 3상 115-volt, 400-Hz A.C.로 변환한다.

Gyroscopic Instruments

Attitude Indicators

최초의 AI(attitude instrument)는 원래 artificial horizon이라 불렸다가 나중에는 gyro horizon이라 불렸다. 그리고 현재는 attitude indicator이라 불린다. 자세계에는 수직 회전축을 가진 작은 바퀴가 있다. 이는 그 주위를 흐르는 공기 흐름, 혹은 전기 모터에 의해 빠른 속도로 회전한다. 자이로에는 두 개의 gimbal이 설치되어 항공기기가 pitch 및 roll 도중 공간 강성을 유지하도록 만든다.

horizon disk가 gimbals에 부착되어 자이로와 동일한 평면에 유지된다. 그리고 항공기는 이를 중심으로 pitch/roll을 수행한다. 초기 계기에서 horizon disk는 수평선을 나타내는 bar에 불과하였다. 허나 지금은 수평선을 나타내는 선뿐만 아니라 pitch 및 bank를 나타내는 선을 가진다. 계기 다이얼과 horizon disk의 위쪽 절반은 하늘을 나타내는 파란색이며 아래쪽 절반은 지상을 나타내는 갈색이다. 계기 상단의 bank index는 bank angle을 10도, 20도, 30도, 45도, 그리고 60도로 나타낸다. [그림 5-30]

작은 symbolic aircraft가 계기 케이스에 장착되어 있다. 이는 수평선을 기준으로 어떻게 비행하는지를 나타낸다. 계기 케이스 하단 중앙의 knob는 symbolic aircraft를 올리거나 내린다. 이는 속도 변화에 따른 pitch trim 변화를 보상한다. symbolic aircraft의 날개폭과 날개 중앙의 점은 대략 2도의 pitch 변화를 나타낸다.

자세계가 제대로 작동하기 위해선 항공기가 자이로 주위를 roll/pitch 하는 동안 자이로가 수직 상태로 유지되어야 한다. 이러한 계기 내의 베어링은 최소의 마찰을 가진다. 그러나 이 작은 양의 마찰만으로도 자이로에 제한이 가해져 세차운동이 발생하고 자이로가 기울어진다. 이러한 기울어짐을 최소화하기 위해 계기 케이스 내부의 erection mechanism은 자이로가 수직 위치에서 기울어질 때마다 힘을 가한다. 이러한 힘은 회전 바퀴가 수직 위치로 돌아오도록 작용한다.

오래된 artificial horizon은 pitch나 roll의 양이 제한되어 있었다(보통 60도 pitch, 그리고 100도 roll). 이러한 한계를 초과한 이후 자이로 하우징이 gimbals와 닿아 자이로를 넘어뜨릴 정도로 세차를 가한다. 때문에 이러한 계기 한계를 초과하는 기동 도중에는 자이로를 수직 위치에 고정시키는 caging mechanism을 가지고 있다. 최신의 계기들은 이러한 한계를 가지지 않으므로 caging mechanism을 가지지 않는다.

항공기 엔진이 막 시동되어 계기에 공압, 혹은 전력이 공급될 때 자이로는 아직 서지 않는다. 중력에 의해 작동하는 계기 내의 self erecting mechanism은 자이로를 수직 위치로 만드는 세차를 가한다. 이러한 erection은 5분 정도 걸릴 수 있다(그러나 보통 2분에서 3분 이내에 이루어짐).

자세계는 대부분의 오류들로부터 자유롭다. 그러나 erection system이 작용하는 속도에 따라 약간의 오류들이 발생한다(가속 도중에는 약간의 nose-up 지시, 그리고 감속 도중에는 약간의 nose-down 지시). 또한 180도 선회 이후에는 약간의 bank angle 및 pitch 오류가 발생할 수 있다. 그러나 이러한 오류들은 매우 작으며 직진수평비행으로 돌아온 이후 1분 이내에 자체적으로 수정된다.

Heading Indicators

자기 나침반은 매우 신뢰할 수 있는 계기이며 예비 계기로 사용된다. 그러나 나침반은 오류를 너무 많이 가지고 있기 때문에 gyroscopic heading indicator로 보완되었다.

heading indicator 내의 자이로는 두 개의 gimbal을 장착한다. 그러나 그 회전축은 수평으로 되어있어서 항공기의 수직축을 중심으로 회전을 감지할 수 있다. gyro heading indicators는 북쪽을 향하지 않는다(slaved gyro indicators 제외). 따라서 이러한 계기들을 자기 나침반과 비교하여 적절한 heading으로 직접 설정해야 한다. 공간 강성으로 인해 나침반의 oscillation 및 기타 오류들 없이도 현재의 heading을 유지할 수 있다.

오래된 directional gyros는 drum-like card를 사용한다. 이는 자기 나침반 card와 동일한 방식으로 표시된다. 자이로와 card는 계기 케이스 내에 고정되어 조종사는 이러한 card의 뒷면을 바라본다. 이로 인하여 조종사가 잘못된 방향으로 선회를 시작할 가능성을 만들어낸다(마치 자기 나침반을 사용할 때와 마찬가지로). 계기의 아래에 있는 knob를 눌러 gimbals를 체결할 수 있다. 이렇게 하면 gimbal이 고정되어 조종사는 lubber line의 숫자가 자기 나침반과 일치할 때까지 자이로와 card를 회전시킬 수 있다. knob를 잡아당기면 자이로가 고정되어 항공기는 card 주위를 자유롭게 회전할 수 있다.

directional gyros는 거의 대부분 압축 공기를 동력으로 한다. 여과된 공기가 노즐을 통해 케이스 내로 들어와 바퀴를 회전시키고 배출된다. 자이로가 공간에 대해 위치를 유지하는 동안 지구는 시간 당 15도의 속도로 계속 자전한다. 이로 인해 현재 표시된 heading으로부터 시간 당 15도의 편류가 발생한다. 이러한 계기를 사용할 경우 적어도 15분마다 directional gyro에 표시된 heading을 자기 나침반과 비교한 다음 heading을 자기 나침반에 일치시키는 것이 일반적이다.

그림 5-31의 heading indicators는 구형 horizontal card indicators 동일한 원리로 작동한다(단, 자이로가 vertical dial을 구동한다는 점 제외). 항공기의 heading은 lubber line 역할을 제공하는 symbolic aircraft 기수를 통해 표시된다. 계기 전면의 knob를 누른 다음 돌리면 자이로와 다이얼을 회전할 수 있다. knob에는 스프링이 장착되어 있으므로 이를 놓자마자 gimbal에서 분리된다. 이 계기는 약 15분마다 자기 나침반과 일치하는지 확인해야 한다.

Turn Indicators

attitude indicators와 heading indicators는 공간 강성의 원리로 작동한다. 그러나 rate instruments(예를 들어 turn-and-slip indicator)는 세차에 의해 작동한다. 세차는 자이로스코프의 특징이다. 이로 인해 작용한 힘의 운동은 작용 지점에서 발생하지 않는다. 대신 작용 지점으로부터 회전 방향의 90도 지점에서 운동이 발생한다. [그림 5-32]

Turn-and-slip Indicator

최초의 자이로스코프 계기는 turn indicator, 혹은 turn-and-bank indicator이었다. 이는 최근에 turn-and-slip indicator라고 불린다. [그림 5-33]

계기의 inclinometer는 검은색 유리로 된 ball이다. 이는 곡선형 유리 튜브 안에 밀봉되어 있다. 감쇄를 위하여 유리 튜브의 일부는 액체로 채워져 있다. ball은 중력, 그리고 선회에 의한 관성력의 상대적 강도를 측정한다. 항공기가 직진수평비행을 할 경우 ball에 작용하는 관성이 없다. 따라서 ball은 유리 튜브의 중앙에 위치한다. 아주 깊은 bank angle로 선회가 이루어질 경우 중력이 관성력보다 커지고 ball은 선회 안쪽으로 굴러 내려온다. 매우 얕은 bank angle로 선회가 이루어질 경우 관성력이 중력보다 커지고 ball은 선회 바깥으로 굴러 올라간다.

inclinometer는 bank의 양을 나타내지 않으며 slip을 나타내지도 않는다. 이는 오직 bank angle과 rate of yaw 사이의 관계를 나타낸다.

turn indicator는 공기, 혹은 전기 모터에 의해 회전하는 작은 자이로이다. 자이로는 하나의 gimbal에 설치된다. 자이로의 회전축은 항공기의 가로축에 평행하다. 그리고 gimbal의 회전축은 항공기의 세로축에 평행하다. [그림 5-34] 항공기가 yaw를 하거나, 혹은 수직 축을 중심으로 회전할 경우 수평면에 힘을 발생시킨다. 이때 세차로 인하여 자이로와 gimbal이 gimbal 축을 중심으로 회전하게 만든다. 이는 calibration spring에 의해 이 회전면으로 제한된다. 이는 항공기가 표준율 선회를 할 경우 계기판의 눈금(doghouse) 중 하나와 정렬될 때까지 지시침을 움직인다.

이러한 계기의 다이얼은 “2 MIN TURN.”이라 표시된다. 더 빠른 항공기에서 사용되는 일부 turn-and-slip indicators는 “4 MIN TURN.”이라 표시되어 있다. 두 계기 모두 지시침이 doghouse와 정렬되었을 때 표준율 선회를 나타낸다. 표준율 선회는 초당 3도의 선회이다. 2분짜리 계기에서 지시침이 doghouse에 정렬되었을 때 초당 3도의 선회를 수행한다. 그리고 360도 선회를 수행하는데 2분이 소요된다. 4분짜리 계기에서는 초당 3도의 선회를 수행하려면 지시침을 두 배 더 편향시켜야 한다.

Turn Coordinator

오래된 turn-and-slip indicators의 주된 한계는 항공기의 수직 축에 대해서만 회전을 감지한다는 것이다. 이는 정상 비행 상태에서 항공기 세로축 주위로 발생하는 회전에 대하여 지시하지 않음을 의미한다.

turn coordinator는 세차에 의해 작동한다. 그러나 turn indicator와는 달리 gimbal의 프레임이 항공기 세로축으로부터 약 30도 위쪽으로 각진다. [그림 5-34] 이를 통해 roll와 yaw를 모두 감지할 수 있다. 따라서 선회 도중 계기는 먼저 bank rate를 나타낸다. 그리고 이후 안정되었다면 turn rate를 나타낸다. 일부 turn coordinator gyro는 dual-powered이므로 공기나 전기로 구동될 수 있다.

계기 지시를 위해 지시침을 사용하지 않는 대신 symbolic aircraft의 뒷면에 놓인 gimbal이 다이얼을 움직인다. 계기의 베젤은 wings-level flight, 그리고 표준율 선회를 위한 bank angle을 나타내도록 표시된다. [그림 5-35]

Flight Support Systems

Attitude and Heading Reference System(AHRS)

항공기 디스플레이가 새로운 기술로 전환되면서 계기들 또한 상당히 변화하였다. 기존의 자이로스코프 계기들은 AHRS(Attitude and Heading Reference Systems)로 대체되었다. 이 덕분에 신뢰성이 향상되었으며 비용 및 유지보수가 감소되었다.

AHRS의 기능은 자이로스코프 시스템의 기능과 동일하다(즉 어느 쪽이 수평 자세인지, 그리고 어느 쪽이 북쪽인지를 결정함). AHRS는 initial heading을 파악함으로써 항공기의 attitude와 magnetic heading을 결정할 수 있다. [그림5-36]

AHRS 시스템이 각각의 자이로스코프(예를 들어 attitude indicator, magnetic heading indicator, 그리고 turn indicator)를 대체하였기 때문에 이러한 개별 시스템들은 더 이상 필요하지 않다. 오늘날 AHRS는 더욱 발전하였다. 초기의 AHRS 시스템은 값비싼 inertial sensors와 flux valve를 사용했었다. 그러나 오늘날의 AHRS는 다양한 기술들을(예를 들어 값싼 inertial sensors, rate gyros, 그리고 magnetometers) 통합한 소형 반도체 시스템으로 이는 위성 신호 수신 기능을 가지고 있다.

Air Data Computer(ADC)

ADC란 고도, IAS, TAS, 그리고 공기 온도를 정확하게 계산하기 위해 동압, 정압, 그리고 온도를 수신 및 처리하는 항공기 컴퓨터이다. ADC는 이러한 정보들을 디지털 형식으로 출력하여 다양한 항공기 시스템들이 사용할 수 있게 만든다(예를 들어 EFIS). 현대의 ADC는 작은 반도체 장치이다. autopilots, pressurization, 그리고 FMS와 같은 항공기 시스템들이 정상 작동을 위해 ADC를 활용하는 경우가 점점 더 많아지고 있다.

NOTE: 현대의 범용 항공 시스템들의 대부분은 AHRS와 ADC를 전자식 디스플레이에 통합한다. 이는 장치의 수를 줄여주고, 무게를 감소시키며, 비용을 절감해준다.

Analog Pictorial Displays

Horizontal Situation Indicator(HSI)

HSI는 flux valve를 사용하여 다이얼을 움직이는 direction indicator이다. 이러한 계기는 magnetic compass를 항법 신호, 그리고 glideslope과 결합한다. [그림 5-38] 이는 선택한 course와 관련된 항공기 위치를 조종사에게 알려준다.

lubber line 아래의 azimuth card가 지시하는 항공기 heading은 북쪽(혹은 360도)이다. course-indicating arrowhead는 020로 설정되어 있다(tail은 그 반대인 200을 나타냄). course deviation bar는 VOR/Localizer(VOR/LOC) 항법 수신기와 함께 작동한다. 이는 course-indicating arrow로 선택된 course로부터 왼쪽, 혹은 오른쪽으로 벗어났는지를 나타낸다(종례의 VOR/LOC 지시침이 각을 이루어 움직이는 것과 동일한 방식).

course select knob를 사용하여 course-indicating arrow를 회전시켜 원하는 course를 선택한다. 이를 통해 조종사가 아래를 내려다보고 있는 그림을 보여준다(고정된 aircraft symbol과 course deviation bar는 조종사가 선정한 course에 대한 항공기 위치를 나타냄). TO/FROM indicator는 삼각형 모양의 지표이다. 이것이 course arrow의 머리를 가리킬 경우 조종사가 선정한 course를 제대로 intercept하였을 시 조종사가 선정한 시설로 항공기가 이동함을 나타낸다. 반면 이것이 course arrow의 꼬리를 가리킬 경우 조종사가 선정한 course를 제대로 intercept하였을 시 조종사가 선정한 시설로부터 항공기가 곧장 멀어짐을 나타낸다.

glideslope deviation pointer는 glideslope와 항공기의 관계를 나타낸다. pointer가 중앙으로부터 아래에 있을 경우 항공기는 glideslope 위에 있으므로 하강률을 증가해야 한다. 대부분의 azimuth card는 fluxgate에 의해 작동하는 remote indicating compass이다. 만약 fluxgate가 설치되지 않았거나, 혹은 비상 상황일 경우 주기적으로 magnetic compass와 heading을 확인해야 하며 heading select knob를 통해 다시 설정한다.

Attitude Direction Indicator(ADI)

자세 계기의 발전을 통해 gyro horizon을 다른 계기들(예를 들어 HSI)과 결합하였다. 이는 조종사가 주의를 기울여야 할 별도의 계기 수를 줄였다. ADI는 이러한 기술 발전의 한 예시이다. flight director는 시스템 내에 ADI를 통합한다. ADI에 반드시 command cues가 장착되어야 하는 것은 아니지만 일반적으로 이 기능이 탑재된다.

Flight Director System(FDS)

FDS는 하나의 디스플레이에 다수의 계기를 결합한다. 이는 항공기의 비행경로를 쉽게 해석할 수 있는 정보를 제공한다. FDS가 계산한 해결책은 조종사가 원하는 경로를 유지하는데 필요한 조종 명령을 제공한다.

FDS의 주요 구성 요소로는 ADI(FDI - Flight Director Indicator라고도 불림), HSI, mode selector, 그리고 flight director computer를 포함한다. flight director를 사용하여 비행하는 것이 autopilot에 의해 조종되고 있음을 의미하지는 않음을 유념한다. 대신 이는 조종사(혹은 autopilot)가 따라야 할 조종 명령을 제공한다.

일반적인 flight directors는 조종을 위해 두 개의 디스플레이 시스템 중 하나를 사용한다. 첫 번째는 horizon bar와 vertical bar가 합쳐진 것이다. 이러한 command bars는 중앙 위치에서 유지된다. 두 번째는 command cue에 정렬된 miniature aircraft를 사용한다.

flight director는 조종 명령을 ADI에 표시한다. flight director는 다양한 계기들 중 하나로부터 신호를 수신한 다음 조종 명령을 위해 이를 ADI에 제공한다. mode controller는 ADI에 신호를 전달하여 steering bars를 구동한다(예를 들어 steering bar의 V 모양에 delta symbol이 위치하도록 항공기를 조종한다). “Command” indicator는 조종사가 원하는 결과를 얻기 위해 항공기 자세를 어느 방향으로 얼마나 변경해야 하는지를 알려준다.

command bar의 지시는 계기 비행에 필요한 많은 계산들을 덜어준다. ADI의 cue는 모든 조종 명령을 조종사에게 제공한다. [그림 5-39] 이는 항법 시스템, ADC, AHRS, 그리고 기타 데이터 소스로부터 정보를 수신하는 컴퓨터에 의해 구동된다. 컴퓨터는 이 정보를 처리하여 조종사가 따라야할 cue를 제공한다. 이는 조종사가 원하는 경로를 유지하는데 필요한 3차원 비행 궤적을 제공한다.

처음에 널리 사용된 flight directors 중 하나는 Sperry에 의해 개발되었다. 이는 Sperry Three Axis Attitude Reference System(STARS)라 불리었다. 1960년대에 개발된 이것은 일반적으로 상업용 항공기와 비즈니스용 항공기에서 사용되었다. STARS와 이후의 flight directors는 autopilots, 그리고 fully integrated flight system을 제공하는 항공기와 통합되었다.

아래에 설명된 flight director/autopilot system은 많은 범용항공 항공기에 설치되는 전형적인 시스템이다. 일반적인 flight director의 구성 요소는 mode controller, ADI, HSI, 그리고 annunciator panel이다. [그림 5-40]

조종사는 HDG(heading) mode, VOR/LOC(localizer tracking) mode, 혹은 AUTO Approach(APP) or G/S(ILS localizers와 glidepath를 자동으로 capture 및 tracking) mode들 중 선택할 수 있다. auto mode에는 fully automatic pitch selection computer가 있다. 이는 항공기 성능과 바람을 고려하며 조종사가 ILS glideslope에 도달하였을 때 작동한다. 더욱 복잡한 시스템은 더 다양한 flight director modes를 허용한다.

Integrated Flight Control System

integrated flight control system은 다양한 시스템들을 통합하여 하나의 주요 구성 요소에 의해 작동 및 제어되도록 만든다. 그림 5-41은 항공기 동체, autopilot, 그리고 FDS로 구성된 fully integrated system으로 처음에 개발된 flight control system의 주요 구성 요소들이다. 한 대 대형 commercial aircraft에서만 볼 수 있었던 이러한 시스템은 이제 범용항공에서도 보편화되고 있다.

Autopilot Systems

autopilot은 전기, 유압, 혹은 디지털 시스템을 사용하여 항공기를 제어하는 기계적 수단이다. autopilot은 항공기의 세 가지 축을 조종할 수 있다: roll, pitch, 그리고 yaw. 범용항공의 autopilots는 대부분 roll과 pitch를 조종한다.

autopilots는 서로 다른 방법을 통해 작동한다. 첫 번째는 position based이다. 즉 attitude gyro는 position(예를 들어 wing level)에서의 변화 정도, pitch의 변화 정도, 혹은 heading의 변화 정도를 감지한다.

autopilot의 설계가 position base인지, 혹은 rate base인지를 결정하는 것은 autopilot에 사용되는 센서의 유형에 따라 달라진다. autopilot이 항공기의 자세(즉 roll과 pitch)를 제어할 수 있는 능력을 갖추기 위해서는 그 시스템에 해당 항공기의 실제 자세에 대한 정보가 지속적으로 제공되어야 한다. 이는 여러 가지 유형의 자이로스코프 센서를 사용함으로써 이루어진다. 일부 센서는 수평선에 연관된 position의 형태로 항공기의 자세를 나타내도록 설계된 반면 그 외의 센서는 rate(시간에 따른 position 변화)를 나타내도록 설계된다.

rate-based systems는 autopilot system을 위해 turn-and-bank sensor를 사용한다. autopilot은 항공기의 3개 축 중 2개의 축에 대한 rate 정보를 사용한다: 수직 축에 대한 움직임(heading, 혹은 yaw의 변화)과 세로 축(roll)에 대한 움직임. 자이로의 축이 항공기 세로축으로부터 30도 각을 두게 설치함으로써 하나의 센서가 이러한 조합된 정보들을 사용할 수 있다.

다른 시스템들은 position based information과 rate based information을 모두 사용하여 두 시스템의 특성을 모두 활용한다(반면 최신의 autopilots는 디지털이다). 그림 5-42는 Century의 autopilot을 나타낸다.

그림 5-43은 S-Tec의 rate-based autopilot의 도표이다. 구매자는 기본적인 wing leveling에 모듈식 기능을 추가하여 기능들을 추가할 수 있다.

Flight Management Systems(FMS)

1970년대 중반, 항전 산업의 선구자들은 항공기 항법 기술을 발전시킬 방법을 찾고 있었다. Naimer는 “Master Navigation System”의 비전을 가지고 있었는데, 이는 항공기에 설치된 다양한 유형의 센서로부터 입력을 받아 모든 비행 단계에 걸쳐 자동으로 안내를 제공하는 것이다.

당시 항공기는 주로 VOR, 혹은 ADF와 같은 무선 시스템을 통해 비교적 짧은 거리를 이동하였다. 장거리 비행을 위해서는 일반적으로 INS(inertial navigation systems), Omega, Doppler, 그리고 Loran을 사용하였다. 단거리 무선 시스템은 일반적으로 RNAV(area navigation) 기능을 제공하지 않았다. 장거리 시스템은 경도 및 위도 좌표로 직접 입력한 waypoints 사이의 지점 간 항법만이 가능했었다. 그리고 일반적인 시스템에서는 그 waypoints의 수가 제한되어 있었다.

각 waypoint에 대한 위도 및 경도를 직접 입력하는 수고로운 과정은 높은 작업량을 유발하여 종종 잘못된 데이터 입력을 초래하였다. 각각의 장거리 시스템을 위한 별도의 제어 패널로 인하여 조종실의 공간이 더 소비되었다. 또한 display instruments, flight directors, 그리고 autopilots와 시스템을 연결하는 복잡성이 증가하였다.

이 때문에 항공기의 모든 항법 센서와 연결되는 마스터 컴퓨터를 사용하였다. 마스터 컴퓨터와 연결된 CDU(control display unit)는 모든 항법 시스템들을 위한 하나의 제어 지점을 제공한다. 이는 조종실에 필요한 패널들의 수를 감소시켜주었다. 다양한 개별 센서들은 새로운 컴퓨터가 관리할 것이다.

항법 센서들은 항공기 위치에 대해 정확하게 일치하는 경우가 거의 없었다. 따라서 Naimer는 매우 정교하고 수학적인 필터링 시스템을 통해 모든 센서의 위치 데이터를 통합하면 더 정확한 항공기 위치를 얻을 수 있다고 믿었다. Naimer는 이러한 과정의 결과를 “Best Computed Position”이라 불렀다. 사용 가능한 모든 센서를 사용하여 위치를 추적함으로써 시스템은 area navigation 기능을 쉽게 제공할 수 있다. master computer가 비행기에 통합됨으로써 배선의 복잡성을 크게 줄일 수 있다.

조종사는 CDU를 사용함으로써 사전에 로드해둔 전 세계의 항법 정보 데이터베이스를 쉽게 이용할 수 있다. 이는 직접 waypoint를 입력하는 문제를 해결한다. 이러한 시스템을 사용하여 조종사는 수십 개의 waypoint로 구성된 비행 계획을 빠르고 정확하게 구성할 수 있다. 이는 또한 장황한 데이터 입력, 그리고 위도/경도 좌표의 오류 가능성을 피할 수 있다. 마스터 시스템은 단순히 지점 간 항법에서 사용될 뿐만 아니라 terminal procedures(departures, arrivals, 그리고 approaches 포함)에서도 사용될 수 있다. 이 시스템은 조종사가 직접 수행해야하는 항법들을 모두 자동화할 수 있다. UNS-1이라 불리는 첫 번째 시스템이 1982년 Universal에 의해 출시되었을 때 이를 FMS(flight management system)이라 불렀다. [그림 5-44]

FMS는 전 세계 항법 데이터(항법 보조 장치, 항로 및 intersections, SID, STAR, 그리고 IAP)를 포함하는 전자 데이터베이스이다. 조종사는 CDU를 통해 이를 사용하여 flight plan을 작성한다. FMS는 여러 항공기 시스템들(desired track, waypoint를 향한 bearing and distance, HSI displays를 위한 lateral course deviation 및 연관 정보, autopilot/flight director system을 위한 roll steering command)에 그 출력을 제공한다. 이는 비행기가 어디로 가야하는지, 그리고 언제 어떻게 선회를 해야 하는지를 명령한다. 다양한 항공기 형식에 이를 호환하기 위해 FMS는 일반적으로 아날로그 및 디지털 데이터, 그리고 이산적인 정보들을 모두 수신 및 출력할 수 있다. 현재 전자 항법 데이터베이스는 28일마다 업데이트된다.

GPS(Global Positioning System)의 도입으로 인해 저렴한 비용으로 매우 정밀한 위치를 제공하게 되었다. 이는 오늘날 GPS를 가장 지배적인 FMS 항법 센서로 만들었다. 현재의 일반적인 FMS는 항공기가 air data와 heading information을 전자적으로 사용할 수 있어야 한다. 이는 소형 항공기의 FMS 사용을 제한하게 만든다. 그러나 최신의 기술로 인해 더 작고 더 값싼 시스템에서도 이러한 데이터를 사용할 수 있게 되었다. 일부 시스템은 추가 센서를 제공하기 위해 특정한 DME receiver channel과 연결된다. FMS는 적절한 DME site를 찾기 위해 항공기 위치, 그리고 항법 데이터베이스를 사용하여 거리 정보를 조회할 DME site를 결정한다. 그런 다음 FMS는 station까지의 정확한 거리를 결정하기 위해 aircraft altitude와 station altitude를 보정한다. 여러 DME site로부터의 거리를 통해 FMS는 GPS만큼 정확하게 위치를 계산할 수 있다.

Aimer는 FMS를 통해 3차원 항공기 조종을 가시화하였다. 현대의 시스템은 VNAV(Vertical Navigation)과 LNAV(Lateral Navigation)을 제공한다. 이는 조종사로 하여금 vertical flight profile이 동기화된 lateral flight plan을 만들 수 있게 해준다. 초기의 시스템(예를 들어 en route 항법에서만 사용될 수 있는 IRS – Inertial Reference Systems)과는 달리 현대의 FMS는 계기 접근 도중 항공기를 유도할 수 있다.

오늘날 FMS는 실시간 항법 기능을 제공할 뿐만 아니라 그 외의 시스템(연료 관리, 기내 브리핑 및 디스플레이 시스템 제어, 업링크 된 텍스트 및 날씨 그래픽, 그리고 air/ground data link communications)들과도 연결된다.

Electronic Flight Instrument Systems

현대 기술로 인해 비행계기를 표시하는 새로운 방법이 도입되었다(예를 들어 electronic flight instrument systems, integrated flight deck displays, 등등). PTS의 목적상 LCD, 혹은 브라운관을 사용하는 flight instrument display를 “electronic flight instrument display” 및/혹은 glass flight deck이라 부른다. 범용항공에는 일반적으로 PFD(primary flight display)와 MFD(multi-function display)가 있다. PFD는 비행에 필요한 조종사 계기(고도, 속도, 수직 속도, 자세, heading, trim, 그리고 trend 정보 포함)를 제공한다.

glass flight decks의 비용 감소 및 신뢰도 증가로 인해 더더욱 널리 보급되고 있다. 이러한 시스템은 더 가볍고, 더 신뢰할 수 있으며, 마모될 부품이 없고, 전력 소모가 적으며, 수많은 기계적 계기들을 하나의 glass display로 교체하는 이점을 제공한다. glass display가 제공하는 다양성이 analog display에 비해 훨씬 많기 때문에 이러한 시스템의 사용이 계속하여 증가한다.

Primary Flight Display(PFD)

PFD는 조종사의 상황 인식(SA – situational awareness)를 향상시켜주었다. 이는 계기비행에 사용되는 종례의 six instruments를 하나의 화면으로 대신함으로써 이루어졌다. 화면에는 수평선, 속도, 고도, 수직 속도, trend, trim, 그리고 선회율을 제공한다. PFD의 예시가 그림 5-45에 나타나 있다.

Synthetic Vision

synthetic vision은 지형 및 비행경로에 대한 항공기의 사실적인 묘사를 제공한다. Chelton Flight Systems, Universal Flight Systems 등이 제작한 시스템들은 지형 및 경로를 묘사할 수 있다. 그림 5-46은 5차원의 상황 인식, 그리고 synthetic highway(원하는 비행경로를 나타냄)를 제공하는 Chelton Flight System의 예시이다. synthetic vision은 PFD로서 사용되지만 보다 정상적인 외부 참조 형식을 통해 안내를 제공한다.

Multi-Function Display(MFD)

MFD는 primary flight information 이외의 정보를 제공한다. [그림 5-47] moving map, approach charts, Terrain Awareness Warning System, 그리고 weather depiction이 모두 MFD에 표시될 수 있다. PFD와 MFD는 reversionary mode를 사용함으로써 다른 하나가 정상적으로 제공하는 모든 중요한 정보를 표시하여 redundancy를 제공할 수 있다. 이는 보통 범용항공 조종실에서는 발견되지 않는다.

Advanced Technology Systems

Automatic Dependent Surveillance-Broadcast(ADS-B)

ADS-B에 대한 기준은 여전히 개발 중이지만 그 개념은 간단하다: 항공기는 정기적으로 메시지를 방송하는데, 여기에는 위치(예를 들어 위도, 경도, 그리고 고도), 속도, 그리고 기타 정보가 포함될 수 있다. 다른 항공기나 시스템들은 이 정보를 수신하여 다양한 용도로 사용할 수 있다. ADS-B의 핵심은 GPS(항공기의 3차원 위치 제공)이다.

단순한 예로 air-traffic radar를 생각해 보자. 레이더는 항공기의 거리와 방위를 측정한다. 회전하는 레이더 안테나의 질문에 항공기가 응답하는 위치를 통해 방위가 측정된다. 그리고 레이더가 응답을 수신하는데 걸리는 시간을 통해 거리가 측정된다.

반면 ADS-B 기반 시스템은 항공기가 방송하는 위치 보고를 청취한다. [그림 5-48] 이러한 위치 보고는 위성 항법 시스템을 기반으로 한다. 방송에는 송신 항공기의 위치가 포함되며, 수신 항공기는 이를 이용 가능한 정보로 처리한다. 시스템의 정확도는 항법 시스템의 정확도에 따라 결정된다. 또한 그 정확도는 항공기와의 거리에 의한 영향을 받지 않는다. 레이더를 사용하여 항공기 속도 변화를 감지하려면 데이터를 추적해야 한다. 이는 몇 번의 위치 업데이트를 통해서만 이루어질 수 있다. ADS-B를 사용하면 속도 변화가 거의 즉각적으로 방송되며 적절한 장비를 갖춘 항공기는 이를 수신한다. 또한 적절한 장비를 갖춘 항공기의 경우 기타 정보(NOTAM, 기상, 등등)를 얻을 수 있다. [그림 5-49, 5-50]

Safety Systems

Radio Altimeters

radio altimeter(보통 radar altimeter라고도 불림)는 항공기 바로 아래 지형의 높이를 정확하게 측정 및 표시하는 시스템이다. 이 시스템은 지상을 향해 신호를 보낸 다음 시간 정보를 처리한다. radio altimeter의 주요 용도는 접근 및 착륙 도중 조종사에게 정확한 절대 고도(absolute altitude)를 제공하는 것이다. 오늘날의 첨단 항공기에서 radar altimeter는 다른 시스템들(예를 들어 autopilot과 flight director)에도 정보를 제공한다.

이 시스템은 보통 receiver-transmitter(RT) 장치, 신호를 수신 및 전송하기 위한 안테나, 그리고 계기로 구성된다. [그림 5-51] Category II/III 정밀 접근 절차는 radar altimeter를 필요로 하며 지형으로부터의 정확한 최소 높이를 decision height(DH)나 radio altitude(RA)로 지정한다.

Traffic Advisory Systems

Traffic Information System

TIS는 데이터 링크를 통해 조종실에 정보를 제공하는 지상 기반 서비스이다. TIS는 근처 항적에 대한 정보를 자동으로 표시하는 화면을 통해 “see and avoid”의 효율성과 안전성을 높여준다. 화면에는 트랜스폰더를 장착한 다른 항공기의 위치, 방향, 고도, 그리고 상승/하강 경향이 표시될 수 있다. TIS는 [그림 5-52]의 범위 내에 위치한 몇몇 항공기의 예상 위치, 고도, altitude trend, 그리고 ground track 정보를 동시에 제공한다. 이 정보는 MFD에 표시될 수 있다. [그림 5-53]

그림 5-54는 TIS의 개념을 보여준다. 주목할 만한 점은 Mode S 트랜스폰더를 사용해야 하며 지상 관제소에서 Mode S 신호를 처리해야 한다.

Traffic Alert Systems

Traffic alert system은 근처 항공기의 트랜스폰더 정보를 수신한다. 이는 근처 항공기의 상대적 위치를 확인하는데 도움을 제공하기 위함이다. Traffic alert system은 다른 항공기의 3차원 위치를 제공한다. [그림 5-55, 56, 그리고 57] 소형 항공기에 있어 Traffic alert system는 TCAS보다 훨씬 비용 효율적인 대안이다.

Traffic Avoidance Systems

TCAS(Traffic Alert and Collision Avoidance System)

TCAS는 FAA가 개발한 공중 시스템으로 이는 지상 기반 ATC 시스템과 독립적으로 작동한다. TCAS는 인접 항공기에 대한 조종실 인식을 높이기 위해, 그리고 공중 충돌 방지를 위한 “최후의 방어선” 역할을 위해 제작되었다.

TCAS에는 두 가지 단계가 있다. TCAS I은 범용항공 사회와 지역 항공사를 수용하기 위해 개발되었다. 이 시스템은 조종사가 다른 항적을 육안으로 확인하는 것을 돕기 위해 TA(traffic advisory)를 발행한다. TCAS I은 특정 범위 내 항공기의 대략적인 방위와 상대 고도를 제공한다. 그리고 TCAS I은 충돌 가능성이 있는 항적에 대해 TA를 제공한다. 그러면 조종사는 항적을 육안으로 확인하고 충돌 회피를 위한 적절한 조치를 취한다.

TCAS II도 TCAS I과 동일한 정보를 제공하지만 보다 정교한 시스템이다. 또한 TCAS II는 다른 항적의 예상 비행경로를 분석한 다음 공중 충돌 가능성을 해결하기 위한 resolution advisory를 발부한다. 만약 TCAS II가 다른 항공기의 TCAS II와 통신하였다면 두 시스템은 각각의 조종사에게 제공되는 resolution alerts를 조정한다. [그림 5-58]

Terrain Alerting Systems

GPWS(Ground Proximity Warning System)

CFIT(controlled flight into terrain)을 줄이기 위해 적용된 초기 기술은 바로 GPWS이다. GPWS는 지상으로부터의 항공기 위치를 결정하기 위해 radio altimeter, speed, 그리고 barometric altitude를 사용한다. 시스템은 이 정보를 통해 지상으로부터의 항공기 간격을 결정하며 상승 지형에 대한 항공기 위치에 관하여 제한적인 예측성을 제공한다. 이러한 기능은 시스템의 알고리즘을 기반으로 한다. 허나 산악 지역에서는 비정상적인 경사로 인해 시스템이 예측 정보를 제공할 수 없다.

안전하지 않은 항공기 운영을 감지하기 위해 GPWS는 landing gear status, flap position, 그리고 ILS glideslope deviation과 연동되어 있다. 또한 GPWS는 advisory callout도 제공한다.

GPWS가 의도치 않게 꺼지는 것을 방지하기 위해 이는 보통 전기 시스템의 hot bus bar에 연결된다.

TAWS(Terrain Awareness and Warning System)

TAWS는 GPS 위치와 지형/장애물 데이터베이스를 통해 정면의 지형과 장애물에 대한 정확한 예측성을 제공한다. TAWS는 청각 경고와 시각 경고를 통해 조종사에게 구체적인 조치를 취하도록 지시한다. TAWS는 GPS와 지형/장애물 데이터베이스에 의존하므로 그 예측성은 항공기 위치와 예상 위치를 기초로 한다. 이 시스템은 시간 기반 방식을 사용하므로 항공기의 성능과 속도에 따라 보정된다. [그림 5-59]

HUD(Head-Up Display)

HUD란 조종사와 앞유리 사이에 놓인 투명한 화면에 항법 정보와 air data 정보를 투영하는 시스템이다. HUD는 계기판과 외부 사이의 시선 움직임을 줄여준다. 사실상 원하는 모든 정보가 HUD에 표시될 수 있다(단, 항공기의 비행 컴퓨터가 이용할 수 있는 정보에 한함). HUD 화면은 앞유리 근처의 별도 패널을 통해, 혹은 그림 5-60과 같은 접안경을 통해 투영될 수 있다. 항공기 기수에 대한 활주로 목표지점 정보도 표시될 수도 있으며 이를 통해 조종사는 바깥을 바라보면서 접근에 필요한 정보를 확인할 수 있다.