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Introduction

이 장은 항공기 성능에 영향을 미치는 요소들에 대해 설명한다. 여기에는 항공기 무게, 대기조건, 활주로 환경, 그리고 항공기에 작용하는 힘을 제어하는 기본 물리법칙을 포함한다.

Importance of Performance Data

AFM/POH의 performance or operational information section은 항공기 운영 정보(이륙, 상승, 항속거리, 항속시간, 하강, 그리고 착륙과 관련된 정보)를 포함한다. 안전하고 효율적인 운항을 위해 이 정보를 사용하는 것은 필수적이다. 이 자료를 연구하면 항공기에 대한 상당한 지식을 얻을 수 있다.

AFM/POH가 제공하는 정보는 표준화되어있지 않다. 일부 제조업체는 데이터를 표 형식으로 제공하는 반면 다른 제조업체는 데이터를 그래프 형식으로 제공한다. 또한 성능 정보가 표준 대기조건, 기압 고도, 혹은 밀도 고도를 기준으로 표시될 수도 있다. 사용자가 이러한 변수들에 대해 적절한 보정을 하지 않는다면 AFM/POH의 성능 정보는 무의미해진다.

항공기의 성능과 한계를 효과적으로 사용하기 위해서는 운영 정보의 중요성을 이해해야 한다. 조종사는 성능 정보의 기준을, 그리고 성능 및 한계를 표현하는데 사용되는 다양한 용어의 의미를 알아야 한다.

대기의 특성은 성능에 큰 영향을 미치므로 두 가지 주요 요인(압력과 온도)을 검토해야 한다.

Structure of the Atmosphere

대기는 지구를 둘러싼 공기의 봉투이다. 대기는 땅과 물만큼이나 지구의 많은 부분을 차지한다. 그러나 공기는 기체의 혼합물이라는 점에서 땅이나 물과 다르다. 대기는 질량, 무게, 그리고 정해지지 않은 모양을 가지고 있다.

공기는 다른 유체와 마찬가지로 흐를 수 있다. 또한 미세한 압력에 의해 모양이 바뀔 수 있다. 왜냐하면 분자의 응집력이 부족하기 때문이다. 예를 들어 용기 내의 기체는 팽창하거나 수축하여 그 내부를 완전히 채운다.

대기는 78%의 질소, 21%의 산소, 그리고 1%의 기타 기체들(예를 들어 아르곤이나 헬륨)로 구성된다. 대부분의 산소는 35,000ft 아래에 포함되어 있다.

Atmospheric Pressure

대기압은 기상 변화의 기본 요소들 중 하나이고, 항공기가 부양하는데 도움을 제공하며, 몇몇 중요한 비행계기들을 작동시킨다. 이러한 계기에는 보통 고도계, 속도계, 수직 속도계, 그리고 manifold pressure gauge가 포함된다.

비록 공기는 매우 가볍긴 하지만 질량을 가지며 중력의 영향을 받는다. 따라서 다른 물질들과 마찬가지로 무게를 가진다. 즉, 무게를 가지고 있으므로 힘을 가진다. 이것은 유체이기 때문에 그 힘이 모든 방향에서 동등하게 작용한다. 이러한 힘이 공기 중의 물체에 미치는 영향을 압력이라 부른다. 해수면에서 표준 조건일 경우 대기의 무게에 의해 작용하는 평균 압력은 대략 14.7 psi이다. 공기의 밀도는 항공기 성능에 상당한 영향을 미친다. 공기 밀도가 낮아지면 다음이 감소한다:

• 출력. 왜냐하면 엔진 흡입 공기가 적어지기 때문.

• 추력. 왜냐하면 공기 밀도가 낮아지면 프로펠러 효율이 떨어지기 때문.

• 양력. 왜냐하면 공기 밀도가 낮아지면 에어포일에 더 적은 힘이 가해지기 때문.

대기압은 고도와 온도에 따라 달라진다. 이러한 대기압 변화 때문에 표준 기준이 만들어졌다. 해수면에서의 표준 대기는 섭씨 15도(혹은 화씨 59도)의 기온을, 그리고 29.92＂Hg(혹은 1013.2 mb)의 지표면 압력을 갖는다. [그림 11-1]

표준 기온감률이란 1,000ft 당 온도가 대략 섭씨 2도(혹은 화씨 3.5도)씩 감소하는 것이다. 이는 36,000ft까지 적용된다. 이 지점으로부터 80,000ft까지는 온도가 일정하다 간주된다. 표준 기압감률이란 1,000ft 당 기압이 약 1＂Hg씩 감소하는 것이다. 이는 10,000ft까지 적용된다. [그림 11-2] ICAO는 이를 전 세계적인 표준으로 제정하였다. 이는 흔히 ISA(International Standard Atmosphere), 혹은 ICAO Standard Atmosphere라 불린다. 표준 기온감률/기압감률과 다른 기온/기압은 비표준 온도/압력이라 간주된다. 비표준 온도/압력에 대한 보정 방법은 제조업체의 performance charts에 제공된다.

모든 항공기 성능은 표준 대기에 대해 비교 및 평가된다. 따라서 모든 항공기 계기들은 표준 대기에 대해 보정된다. 따라서 실제 운영 조건이 표준 대기와 다른 경우에는 항공기 성능과 계기에 특정한 보정을 적용해야 한다.

Pressure Altitude

기압고도는 SDP(standard datum plane)로부터의 높이이다. 항공기 고도계는 기본적으로 표준 대기에서의 고도를 나타도록 보정된 기압계이다. 고도계가 29.92 inHg SDP로 설정될 경우 이는 기압고도(감지된 압력에 해당하는 표준대기에서의 고도)를 지시한다.

SDP는 대기의 압력이 29.92 inHg인, 그리고 공기의 무게가 14.7psi인 이론상의 층이다. 대기압이 변화함에 따라 SDP는 해수면으로부터 위나 아래에 존재할 수 있다. 기압고도는 항공기 성능을 결정하는 기준이기 때문에 중요하다. 또한 이는 18,000ft 이상을 운영하는 항공기에게 flight levels를 할당한다.

기압고도는 다음 세 가지 방법 중 하나로 결정될 수 있다:

1. 고도계의 기압계 눈금을 29.92 inHg로 설정한 다음 지시 고도를 읽는다.

2. 최신 “altimeter setting”에 따라 지시되는 고도에 보정 계수를 적용한다. [그림 11-3]

3. flight computer를 사용한다.

Density Altitude

비표준 대기와 공기역학적 성능을 연관시키는데 더 적절한 용어는 밀도고도이다. 밀도고도는 특정 값의 공기 밀도에 해당하는 표준 대기 상 고도를 의미한다.

밀도고도는 비표준 온도에 대해 보정된 기압고도이다. 공기 밀도가 증가하면 항공기 성능이 증가한다. 반대로 공기 밀도가 감소하면 항공기 성능이 감소한다. 공기 밀도의 감소는 높은 밀도고도를 의미하며 공기 밀도의 증가는 낮은 밀도고도를 의미한다. 밀도고도는 항공기 성능을 계산하는데 사용된다. 표준 대기조건에서 대기의 각 층은 특정 밀도를 가진다. 표준 조건에서 압력고도와 밀도고도는 동일하다. 즉, 밀도고도는 특정 밀도가 발견될 표준대기 상 해수면으로부터의 수직 거리이다.

밀도고도는 기압고도와 온도를 통해 계산된다. 항공기 성능 정보는 표준 대기조건에서의 공기 밀도를 기반으로 한다. 따라서 이러한 성능 정보는 고도계 값과 다른 공기 밀도 층에서 적용될 수 있다. 표준 대기조건보다 온도가 높거나 낮은 상태에서는 고도계 값으로부터 이러한 층을 직접 확인할 수 없다.

밀도 고도는 먼저 기압고도를 찾은 다음 비표준 온도 변화를 보정하여 결정된다. 밀도는 압력에 비례하고 온도에 반비례한다. 따라서 특정한 기압고도는 밀도가 변화함에 따라 광범위한 온도 범위에 걸쳐 존재할 수 있다. 그러나 특정 밀도는 하나의 온도 및 기압고도에서 발생한다. 공기의 밀도는 항공기와 엔진의 성능에 뚜렷한 영향을 미친다. 항공기는 실제 고도와 상관없이 현재의 밀도 고도에서 운영되는 것처럼 작동한다.

예를 들어 고도계를 29.92＂Hg로 설정하였을 때 기압고도 5,000ft가 표시될 수 있다. AFM/POH에 따르면 표준 대기조건에서 이륙 지상 활주 시 790ft의 거리가 필요하다. 그러나 만약 온도가 표준보다 20도 높다면 공기의 팽창으로 인해 밀도 층이 높아진다. 표/그래프나 컴퓨터 계산을 통해 밀도 층이 7,000ft이며 지상 활주가 1,000ft에 가까워진다는 것을 알 수 있다.

공기 밀도는 고도, 온도, 그리고 습도의 영향을 받는다. 높은 밀도 고도는 희박한 공기를, 반면 낮은 밀도 고도는 조밀한 공기를 나타낸다. 높은 밀도 고도를 초래하는 조건은 높은 표고, 낮은 대기압, 높은 온도, 그리고 높은 습도이다. 낮은 표고, 높은 대기압, 낮은 온도, 그리고 낮은 습도는 낮은 밀도 고도를 나타낸다.

flight computer를 사용할 경우 기압고도, 그리고 비행 고도에서의 외기 온도를 통해 밀도고도를 계산할 수 있다. 또한 그림 11-3과 11-4의 표와 차트를 통해서도 밀도고도를 결정할 수 있다.

Effects of Pressure on Density

공기는 기체이기 때문에 압축, 혹은 팽창될 수 있다. 공기가 압축되면 더 많은 양의 공기가 특정 부피를 차지할 수 있다. 반대로 특정한 공기 부피에 대한 압력이 감소하면 공기가 팽창하여 더 넓 공간을 차지한다. 즉, 압력이 낮아지면 기존의 공기 기둥이 더 적은 양의 공기를 포함하게 된다. 즉, 밀도가 감소한다. 밀도는 압력에 정비례하므로 압력이 두 배가 되면 밀도도 두 배가 된다. 압력이 낮아지면 밀도 또한 낮아진다(단, 이는 온도가 일정할 경우에만 유효하다).

Effects of Temperature on Density

물질의 온도를 높이면 물질의 밀도가 낮아진다. 반대로 온도를 낮추면 밀도가 증가한다. 따라서 공기의 밀도는 온도에 반비례한다(단, 이는 압력이 일정할 경우에만 유효하다).

대기에서는 고도에 따라 온도와 압력이 모두 감소한다. 이들은 밀도에 상반된 영향을 미친다. 허나 고도 증가에 따른 압력 감소가 일반적으로 더 지배적인 영향을 미친다. 따라서 고도가 증가함에 따라 밀도가 감소할 것으로 예상될 수 있다.

Effects of Humidity(Moisture) on Density

지금까지는 완전히 건조한 공기를 전제로 설명이 되었다. 사실 공기는 완전히 건조할 수 없다. 특정 조건에서는 대기 중에 떠있는 소량의 수증기를 무시할 수 있다. 허나 그 외의 조건에서는 습도가 항공기 성능에 중요한 요소가 될 수 있다. 수증기는 공기보다 가볍다. 따라서 습한 공기가 건조한 공기보다 가볍다. 즉, 공기의 수분 함량이 증가할수록 공기의 밀도가 낮아져서 밀도고도가 높아지고 성능이 저하된다. 특정 조건에서 최대 양의 수증기가 포함될 때 공기가 가장 가볍고 밀도가 낮다.

상대습도는 대기에 포함된 수증기의 양을 나타낸다. 이는 공기가 포함할 수 있는 최대 수증기 양을 백분율로 표현한다. 이 최대 수증기 양은 온도에 따라 달라진다. 따뜻한 공기는 많은 수증기를 담을 수 있는 반면 차가운 공기는 적은 수증기를 담을 수 있다. 수증기를 전혀 포함하지 않는 건조 공기는 상대습도가 0%이다. 반면 수증기를 더 이상 포함할 수 없는 포화 공기는 상대습도가 100%이다. 습도 하나만으로는 밀도고도와 항공기 성능을 계산하는데 필수적이지 않다. 허나 습도가 영향을 미치는 것은 사실이다. (ATP: 상대습도가 높으면 왕복 엔진의 출력이 크게 감소한다. 허나 터보제트 엔진의 경우에는 무시될 수 있는 수준의 추력 손실이 발생한다.)

온도가 높을수록 공기가 담을 수 있는 수증기의 양이 더 많아진다. 따뜻하고 습한 공기(두 가지 특성 모두 공기를 가볍게 함)와 차갑고 건조한 공기(두 가지 특성 모두 공기를 무겁게 함)를 비교하였을 때 전자가 후자보다 밀도가 낮다. 압력, 온도, 그리고 습도는 항공기 성능에 큰 영향을 미친다. 습도가 밀도고도에 미치는 영향을 계산하기 위한 rule-of-thumb/chart는 없다. 허나 이를 반드시 고려해야 한다. 높은 습도 조건에서는 전반적인 성능 저하를 예상해야 한다.

Performance

성능이란 항공기가 특정한 일을 수행하는 능력을 설명하기 위해 사용되는 용어이다. 예를 들어 매우 짧은 거리에서 이착륙을 수행하는 항공기의 능력은 짧은 비행장을 운항하는 조종사에게 있어 중요한 요소이다. 무거운 짐을 나를 수 있는 능력, 높은 속도에서 높은 고도를 비행할 수 있는 능력, 그리고/혹은 장거리를 비행할 수 있는 능력은 airline/executive 형식 항공기의 성능에 필수적이다.

성능의 영향을 받는 주요 요소들에는 이착륙 거리, 상승률, ceiling, payload, 항속거리, 속도, 기동성, 안정성, 그리고 연비가 있다. 이러한 요소들 중 일부는 보통 직접적으로 반대된다. 예를 들어 높은 속도 vs 짧은 착륙 거리, 긴 항속거리 vs 높은 payload, 높은 상승률 vs 연비가 있다.

항공기 성능의 다양한 항목들은 항공기 특성과 엔진 특성의 조합으로부터 비롯된다. 항공기의 공기역학적 특성은 보통 다양한 비행 조건에서의 출력 조건과 추력 조건을 규정한다. 반면 엔진 특성은 보통 다양한 비행 조건에서 사용 가능한 출력과 추력을 규정한다. 제조업체는 특정 설계 조건(예를 들어 항속거리, 항속시간, 그리고 상승)에서 최대 성능이 제공되도록 공기역학적 형상과 엔진을 조화시킨다.

Straight-and-Level Flight

비행 성능의 모든 주요 요소들은 안정적 비행 조건과 항공기 평형을 수반한다. 항공기가 안정적 수평 비행을 유지하기 위해선 평형이 유지되어야 하는데 이를 위해선 양력과 무게가 같아야 하고 엔진 추력과 항공기 항력이 같아야 한다. 따라서 항공기의 항력은 안정적 수평 비행을 유지하는데 필요한 추력을 규정한다.

유해 항력은 고속에서 우세한 반면 유도 항력은 저속에서 우세하다. [그림 11-5] 예를 들어 안정적 비행 상태에 놓인 100노트의 항공기를 200노트로 가속하면 유해 항력이 4배로 커진다. 그러나 해당 항력을 극복하는데 필요한 출력은 기존 출력의 8배가 된다. 반면 유도 항력은 1/4로 작아지고 해당 항력을 극복하는데 필요한 출력은 기존 출력의 1/2에 불과하다.

항공기가 안정적 수평 비행을 수행할 때 평형 상태가 만연해야 한다. 무게와 양력이 동일하도록 trim을 수행하고 엔진 추력이 항공기 항력과 동일하도록 설정하면 비가속 비행 상태가 만들어진다.

최대 수평비행 속도는 power required나 thrust required가 엔진의 maximum power available이나 maximum thrust available과 동일할 때 발생한다. [그림 11-6] 최소 수평비행 속도는 추력 조건이나 출력 조건만으로 규정되지 않는다. 왜냐하면 해당 속도에서는 실속이나 안정성, 그리고 조종 문제가 두드러지기 때문이다.

Climb Performance

항공기가 움직이고, 비행하고, 기동하기 위해선 이에 따라 일(work)이 수행되어야 한다. 일에는 항공기를 움직이는 작업이 포함된다. 항공기는 움직일 때 기계적 에너지를 얻는다. 기계적 에너지는 두 가지 형태로 제공된다: (1) 운동 에너지(KE – Kinetic Energy), (2) 위치 에너지(PE – Potential Energy).

항공기 움직임(KE)은 속도로 설명된다. 항공기 위치(PE)는 고도로 설명된다. KE와 PE는 모두 물체의 질량에 정비례한다. KE는 물체 속도의 제곱에 정비례한다. PE는 물체 고도에 정비례한다. 아래 공식은 이러한 에너지 관계를 요약한다:

우리는 때때로 상승 성능을 논의할 때 “출력(power)”과 “추력(thrust)”이라는 용어를 번갈아 사용한다. 그러나 이 용어들을 구별하는 것이 중요하다. 추력은 물체에 가해지는 힘이나 압력이다. 추력은 파운드(lb)나 뉴턴(N)으로 측정된다. 그러나 출력은 일률, 혹은 에너지(KE와 PE) 전환율을 측정한 것이다. 출력은 보통 마력(hp)이나 킬로와트(kw)로 측정된다. 일정 시간 동안 물체에 가해지는 힘(추력)이 생성하는 운동(KE와 PE)을 출력이라 생각할 수 있다.

항공기가 고도를 높여 PE를 획득할 때 양(+)의 상승 성능이 발생한다. 보통 다음의 두 가지 기본 요소들이 양의 상승 성능에 기여한다:

1. excess power를 사용하여 상승한다.

2. 속도(KE)를 고도(PE)로 변환하여 상승한다.

1번의 예를 들자. 특정 고도에서 200마력을 생산할 수 있는 항공기가 해당 고도에서 수평비행을 유지하기 위해 130마력을 사용한다. 상승을 위해 70마력이 남아있다. 조종사는 상승을 수행하기 위해 출력을 증가시킨다(단, 일정한 속도를 유지한 상태로).

2번의 예를 들자. 항공기가 120노트로 수평 비행하고 있다. 조종사는 엔진 출력을 일정하게 유지한 상태로 상승을 수행하기 위해 조종간 입력을 적용한다. zoom climb이라고도 불리는 이러한 상승은 속도(KE)를 고도(PE)로 변환한다. 고도가 증가함에 따라 속도는 120노트 미만으로 감소한다.

상승 성능을 평가해야 하는 두 가지 이유가 있다. 첫째, 항공기는 장애물을 회피해야 한다. 둘째, 더 높은 고도로 상승하는 것은 좋은 기상, 연비, 그리고 그 외 이점들을 제공할 수 있다. VX에서 구해지는 Maximum Angle of Climb(AOC)는 장애물을 회피하기 위한 상승 성능을 제공할 수 있다. VY에서 구해지는 Maximum Rate of Climb(ROC)는 단위 시간 당 최대 상승률을 제공한다. 상황에 따라 maximum ROC로 회피할 수 없는 장애물을 maximum AOC로는 회피할 수 있다. [그림 11-7]

Angle of Climb(AOC)

AOC는 이동한 거리 대비 상승한 고도를 비교한 것이다. AOC는 비행경로의 기울기(각도)이다. maximum AOC를 위해 조종사는 VX로 비행하며 이를 통해 단위 거리당 최대 고도를 상승한다. maximum AOC는 높은 장애물(예를 들어 나무나 전력선)로 둘러싸인 짧은 비행장에서 이륙할 때 유용하다. 이 목적은 최소 수평 거리를 이동함과 동시에 장애물을 회피할 수 있는 충분한 고도를 얻는 것이다.

상승을 위한 한 가지 방법은 excess thrust를 사용하는 것이다. 항공기를 위로 밀어 올리는 힘이 클수록 더 가파르게 상승할 수 있다. maximum AOC는 maximum excess thrust가 발생할 수 있는 속도 및 받음각 조합에서 발생한다. maximum excess thrust가 존재하는 속도 및 받음각 조합은 항공기 형식에 따라 달라진다. 예를 들어 그림 11-8은 제트 비행기와 프로펠러 비행기에서 maximum excess thrust(maximum AOC)가 발생하는 지점을 나타낸다. 제트 비행기의 경우 보통 thrust required가 최소인 속도(대략 L/D MAX)에서 maximum excess thrust가 발생한다. 프로펠러 비행기의 경우 보통 L/D MAX 이하의 속도에서, 그리고 종종 실속 속도 바로 위에서 excess thrust가 발생한다.

Rate of Climb(ROC)

ROC는 특정 고도에 도달하는데 필요한 시간 대비 상승한 고도를 비교한 것이다. ROC이란 flight path velocity vector의 수직 성분이다. maximum ROC를 위해 조종사는 항공기를  VY로 비행하며 이를 통해 단위 시간당 최대 고도를 상승한다.

maximum ROC를 사용하면 특정 고도까지의 신속한 상승이 가능해진다. 이는 단위 시간 동안 가장 많은 고도를 얻게 해준다. 예를 들어 maximum AOC profile을 보면 1,000ft AGL에 도달하는데 30초가 걸리지만 3,000ft의 거리만을 이동한다. 이와 달리 maximum ROC profile을 보면 1,500ft를 상승하는데 30초가 걸리지만 6,000ft의 거리를 이동한다. 이 두 가지 profile은 모두 최대 throttle을 사용한다. max ROC와 max AOC는 주로 항공기 매뉴얼에서 명시하는 속도 및 받음각 조합에 따라 달라진다. [그림 11-7]

ROC 성능은 excess power에 달려 있다. 조종사는 수평비행을 유지하는데 사용되지 않는 출력을 통해 상승률을 높일 수 있다. maximum ROC는 maximum excess power를 생성하는 속도 및 받음각 조합에서 발생한다. 따라서 일반적인 제트 비행기의 maximum ROC는 L/D MAX보다 높은 속도에서, 그리고 L/D MAX AOA보다 낮은 받음각에서 발생한다. 반면 일반적인 프로펠러 비행기의 maximum ROC는 L/D MAX에 가까운 속도와 받음각에서 발생한다. [그림 11-9]

Climb Performance Factors

무게, 고도, 그리고 외 변화는 excess thrust/power에 영향을 미치므로 결국 상승 성능에 영향을 미친다. 상승 성능은 excess thrust/power를 생성하는 능력에 직접적으로 의존한다. 무게의 증가, 고도의 증가, 혹은 landing gear/flaps 하강은 모두 항공기의 excess thrust/power를 감소시킨다. 따라서 maximum AOC/ROC 성능은 이러한 조건 하에서 감소한다.

무게는 항공기 성능에 매우 현저한 영향을 미친다. 만약 항공기에 무게가 추가되었다면 주어진 고도 및 속도를 유지하기 위해 받음각을 증가시켜야 한다. 이는 날개의 유도항력과 유해항력을 증가시킨다. 항력이 증가하였다는 것은 이를 극복하기 위한 추가 추력이 필요함을 의미한다. 이는 상승에 사용할 수 있는 예비 추력이 적다는 것을 의미한다. 항공기 설계자들은 무게를 최소화하기 위해 많은 노력을 기울인다. 왜냐하면 성능과 관련된 요소들이 무게에 의해 많은 영향을 받기 때문이다.

항공기 무게의 변화는 상승 성능에 두 가지 영향을 미친다. 첫째, 무게의 변화는 항력, 그리고 power required를 변화시킨다. 이는 이용 가능한 예비 출력을 변화한다. 즉, 상승각과 상승률에 모두 영향을 미친다. 둘째, 무게의 증가는 maximum ROC를 감소시키지만 최대 상승률을 달성하기 위해서는 더 높은 상승 속도로 운항되어야 한다.

고도가 증가하면 power required는 증가하고 power available은 감소한다. 따라서 항공기의 상승 성능은 고도에 반비례한다. maximum ROC 속도, maximum AOC 속도, 그리고 최대/최소 수평 속도는 고도에 따라 달라진다. 고도가 증가함에 따라 이러한 다양한 속도들은 결국 항공기의 absolute ceiling에서 수렴한다. absolute ceiling에서는 더 이상 excess power가 없으며 오직 하나의 속도만으로 안정적인 수평비행이 가능하다. 그 결과 항공기의 absolute ceiling은 zero ROC를 만들어낸다. service ceiling은 항공기가 분 당 100 fpm 이상으로 상승할 수 없는 고도이다. 일반적으로 이러한 특정 성능 기준점은 특정 설계 구성의 항공기에 대해 제공된다. [그림 11-10]

일반적으로 “power loading”, 그리고 “wing loading”이라는 용어가 성능과 관련하여 사용된다. power loading은 마력 당 파운드로 표현된다. 이는 항공기의 총 무게를 엔진의 정격 마력으로 나누어 계산한다. power loading은 항공기 이륙 및 상승 성능에 중요한 요소이다. wing loading은 평방피트 당 파운드로 표현된다. 이는 비행기의 총 무게를 날개 면적(aileron 포함)으로 나누어 얻어진다. 착륙 속도를 결정하는 것은 비행기의 wing loading이다.

Range Performance

연료 에너지를 비행 거리로 변환하는 능력은 항공기 성능에 있어 가장 중요한 항목들 중 하나이다. 효율적인 항속거리에 대한 문제는 보통 두 가지 형태로 나타난다:

1. 특정 연료 양으로 최대 거리를 비행하는 것.

2. 특정 거리를 최소한의 연료로 비행하는 것.

이러한 문제들에 대한 공통 요소는 비항속거리(specific range), 즉, 연료 소비량에 대해 비행한 거리(NM)이다. 항속거리는 항속시간과 명확하게 구별되어야 한다. 항속거리는 비행 거리를 고려해야 하는 반면 항속시간은 비행 시간을 고려해야 한다. 따라서 별도의 용어인 비항속시간(specific endurance)을 정의하는 것이 적절하다.

fuel flow는 파운드나 갤런으로 규정될 수 있다. 최대 항속시간이 필요하다면 비행 조건이 최소한의 fuel flow를 제공해야 한다. 그림 11-11의 A 지점에서 속도는 낮고 fuel flow는 높다. 이는 지상 운영 도중에, 혹은 이륙 및 상승 도중에 발생한다. 속도가 증가함에 따라 공기역학적 요인들로 인해 power required가 감소하여 fuel flow가 B 지점까지 감소한다. 이곳이 바로 최대 항속시간 지점이다. 이 지점 너머에서는 속도 증가에 대가가 따른다. 속도를 높이려면 추가 출력이 필요하다. 그리고 추가 출력은 fuel flow를 증가시킨다.

비행 도중 항공기가 최대 비항속거리를 얻을 수 있도록 순항 비행을 수행해야 한다. 비항속거리는 다음 관계로 규정될 수 있다.

최대 비항속거리가 필요하다면 비행 조건이 fuel flow 당 최대 속도를 제공해야 한다. 최대 비항속거리는 maximum range cruise(MRC)를 제공할 것이다. 허나 long-range cruise(LRC) 도중에는 보통 이보다 약간 더 높은 속도가 권장된다. 대부분의 long-range cruise 는 최대 비항속거리의 99%가 제공되는 비행조건으로 수행된다. 이러한 운영의 장점은 항속거리의 1%가 3 ~ 5% 높은 순항속도로 교환된다는 것이다. 높은 순항 속도는 많은 이점을 가져오므로 항속거리를 약간 희생하는 것은 적절하다. 속도에 대한 비항속거리 값은 세 가지 변수의 영향을 받는다:

1. 항공기 총 무게

2. 고도

3. 외장

이들은 AFM/POH의 performance section에 포함된 항속거리/항속시간 운영 정보의 원천이다.

cruise control이란 비행 도중 recommended long-range cruise가 유지되도록 항공기를 운영함을 의미한다. 순항 도중 연료가 소모되기 때문에 항공기의 총 무게가 변화하며 그 결과 최적의 속도, 고도, 그리고 출력 설정 또한 달라질 수 있다. cruise control이란 99%의 최대 비항속거리 조건을 유지하기 위해 최적의 속도, 고도, 그리고 출력을 제어하는 것을 의미한다. 순항 비행 초기에는 항공기의 무게가 상대적으로 높기 때문에 recommended cruise condition을 생성하기 위해서는 특정한 값의 속도, 고도, 그리고 출력 설정이 필요하다. 연료가 소모되고 항공기의 총 무게가 감소하면 최적의 속도와 출력 설정이 감소하거나 최적의 고도가 증가할 수 있다. 게다가 최적의 비항속거리가 증가한다. 따라서 조종사는 최적의 조건이 유지되도록 올바른 cruise control procedure를 수행해야 한다.

(ATP: 일정한 고도를 순항하는 도중 총 무게가 감소하면 최적의 양력 계수를 유지하기 위해 속도와 엔진 추력을 감소시켜야 한다. 그러나 비행기가 특정 고도로 제한되지 않는다면 더 높은 고도를 사용하는 것이 항속거리에 더 유익한 영향을 미친다. climbing cruise는 순항 도중 최적의 고도를 활용함으로써 보다 효율적인 비행경로를 제공하는 cruise control이다.)

(ATP: 40,000ft에서의 터보제트 비행기 비항속거리는 해수면에서의 비항속거리보다 대략 150% 크다.)

총 항속거리는 사용 가능한 연료와 비항속거리에 따라 달라진다. 항속거리와 경제성이 주 목적인 경우에는 recommended long-range cruise condition으로 항공기를 운영해야 한다. 이 절차를 통해 항공기는 maximum design-operating radius를, 혹은 최대 운항 거리보다 짧은 비행 거리에서 최대 연료 비축을 달성할 수 있다.

프로펠러 항공기는 추진력을 위해 프로펠러와 왕복 엔진을 결합한다. 보통 fuel flow는 추력보다는 프로펠러에 입력되는 축 동력에 의해 결정된다. 따라서 fuel flow는 안정적인 수평 비행을 유지하기 위한 power required와 직접적으로 연관될 수 있으며 performance chart의 power는 fuel flow로 대체될 수 있다. 때문에 speed와 power required를 분석하여 항속거리를 결정할 수 있다.

최대 항속시간 조건은 minimum power required 지점에서 얻을 수 있다. 왜냐하면 항공기 수평 비행을 유지하기 위한 가장 낮은 fuel flow가 해당 지점에서 발생하기 때문이다. 최대 항속거리 조건은 power required에 대한 speed의 비율이 가장 높은 지점에서 발생한다. [그림 11-11]

최대 항속거리 조건은 최대 양항비(L/D MAX)에서 얻어진다(ATP: 단, 이는 프로펠러 항공기에만 해당한다. 제트 비행기의 최대 항속거리 조건은 최대 양항비 이상의 속도[1.32Vmd]에서 얻어진다). 그리고 특정 항공기 외장에 대한 L/D MAX는 특정 받음각 및 양력 계수에서 발생하며 무게나 고도의 영향을 받지 않는다. 무게의 변화는 L/D MAX를 얻기 위한 airspeed 값과 power required 값을 변화시킨다. [그림 11-12] 정풍, 혹은 배풍이 있을 때 최대 항속거리를 달성하는 방법에 대한 다양한 이론들이 있다. 대부분의 이론들은 정풍에서는 증속을 하는 것이, 그리고 배풍에서는 감속을 하는 것이 최대 항속거리를 달성하는데 도움이 된다고 말한다. 이는 대부분의 경우 사실일 수 있지만 모든 상황에는 서로 다른 변수들이 있기 때문에 항상 사실인 것은 아니다. 항공기마다 외장이 다르기 때문에 최대 항속거리를 달성하는 방법에 대해 모든 항공기를 포괄하는 rule of thumb는 없다.

조종사는 cruise control procedure의 일환으로 speed와 power required의 변화를 모니터링 해야 한다. 이는 L/D MAX를 유지하기 위함이다. 연료 무게가 항공기 총 무게에 비해 작은 부분을 차지하며 항공기 항속거리가 짧은 경우 순항 비행 도중 일정한 속도 및 출력 설정을 유지함으로써 cruise control procedure를 간소화할 수 있다. 허나 항속거리가 긴 항공기의 경우 연료 무게가 항공기 총 무게의 상당 부분을 차지하므로 최적의 항속거리 조건을 유지하기 위해 계획적으로 속도와 출력을 변경해야 한다.

고도가 프로펠러 항공기의 항속거리에 미치는 영향은 그림 11-13에 나타나있다. 고고도에서 비행이 수행되면 TAS(true airspeed)가 더 높아지며 power required도 해수면에서 비행할 때보다 더 높아진다. 고고도에서의 항공기 항력은 해수면에서의 항공기 항력과 동일하지만 더 높은 TAS로 인해 power required가 이에 비례하여 증가한다.

NOTE: sea level 출력 곡선에 접하는 직선은 altitude 출력 곡선에도 접한다.

고도가 비항속거리에 미치는 영향은 이전 관계에서도 확인할 수 있다. 고도의 변화로 인해 speed와 power required를 동일하게 변경하였다면 power required에 대한 speed의 비율은 바뀌지 않는다. 이는 프로펠러 항공기의 비항속거리가 고도의 영향을 받지 않는다는 것을 의미한다. 오히려 비연료소모율(specific fuel consumption)과 프로펠러 효율성이 고도에 따라 비항속거리를 변화시킬 수 있는 주요 요인이다. 압축성 효과가 무시될 수 있는 수준인 경우 고도에 따른 비항속거리 변화는 전적으로 엔진/프로펠러 성능의 함수이다.

(ATP: 터보제트 비행기의 경우 고도가 증가하면 V/Tr의 비율이 증가한다. 이는 동일한 Tr에 대해 더 높은 TAS를 제공한다. *V = velocity, Tr = thrust required)

(ATP: 터보제트 비행기의 비연료소모율은 대류권계면 전까지는 고도에 따라 지속적으로 감소한다. 이는 inlet으로 유입되는 공기 온도가 낮아지기 때문이다. 허나 대류권계면 이후부터는 엔진 효율이 전반적으로 저하되며 비연료소모율이 고도에 따라 증가한다.)

왕복 엔진을 장착한 항공기는 저고도에서 비항속거리의 변화를 거의 경험하지 않는다. 제동마력이 엔진 최대 순항 정격마력 이하인 경우에는 제동 비연료소모율(brake specific fuel consumption)의 변화가 미미하다. 따라서 power required가 엔진의 최대 순항 정격마력을 초과하는 경우에만 고도에 따라 비항속거리가 감소한다. 과급(supercharging)의 한 가지 장점은 고고도에서도 순항 출력을 유지할 수 있다는 것이다. 항공기는 이에 상응하는 TAS 증가 덕분에 고고도에서도 항속거리를 달성할 수 있다. 고고도 순항과 저고도 순항의 주요 차이점은 TAS와 상승 연료 조건이다.

Region of Reversed Command

보통 항공기의 공기역학적 특성이 power required를 결정하고 엔진 성능이 power available을 결정한다. 항공기가 안정적인 수평 비행을 할 때 평형 상태가 만연해야 한다. 양력과 무게가 같고 추력과 항력이 같다면 비가속 비행 조건이 달성된다. 고도를 유지함과 동시에 평형 상태를 달성하는데 필요한 power required가 power required curve에 속도별로 표시된다. 이는 stall speed나 minimum controllable airspeed 근처의 낮은 속도에서 안정적 수평 비행을 유지하기 위한 출력이 상당히 높음을 보여준다.

normal command를 비행한다는 것은 다음을 의미한다: 고도를 유지함과 동시에 높은 속도를 유지하기 위해선 높은 출력이, 반면 고도를 유지함과 동시에 낮은 속도를 유지하기 위해선 낮은 출력이 필요하다. 비행의 대부분(상승, 순항, 그리고 기동)은 이러한 normal command에서 수행된다.

reversed command를 비행한다는 것은 다음을 의미한다: 고도를 유지함과 동시에 높은 속도를 유지하기 위해선 낮은 출력이, 반면 고도를 유지함과 동시에 낮은 속도를 유지하기 위해선 높은 출력이 필요하다. 이는 출력을 감소시켜야 높은 속도가 만들어진다는 것을 의미하지는 않는다. region of reversed command는 비행의 저속 구간에서 발생한다. 최대 항속시간(power required curve의 가장 낮은 지점)에 대한 속도보다 낮은 영역에서는 속도가 낮아질수록 더 높은 출력이 필요하다. 속도가 감소함에 따라 출력을 증가시켜야 하는 것이 normal command와 상반되기 때문에 이러한 비행 속도 영역(best endurance speed와 stall speed 사이의 영역)을 reversed command라 부른다. reversed command 영역에서 안정적 비행을 유지하기 위해서는 속도가 감소함에 따라 출력을 증가해야 한다.

그림 11-14는 maximum power available을 곡선으로 나타낸다. power required curve의 가장 낮은 지점은 최저 제동마력이 수평비행을 유지하는 속도를 나타낸다. 이를 best endurance airspeed라 부른다.

short-field landing을 위해 저속 및 높은 받음각으로 접근하는 비행기는 region of reversed command를 비행한다. 만약 높은 하강률이 발생하였다면 출력을 적용하여 하강을 줄이거나 멈출 수 있다. 이때 출력을 사용하지 않으면 비행기가 실속에 빠지거나 flare가 불가능할 수 있다. 이러한 상황에서 증속을 위해 출력을 사용하지 않고 단순히 기수만 낮추면 높은 침하하율과 고도 손실이 발생할 수 있다.

예를 들어 soft-field takeoff 도중 정상 상승 자세 및 속도를 달성하지 못한 상태에서 지면 효과 영역을 벗어나려 시도하면 비행기가 저고도에서 region of reversed command에 진입할 수 있다. 이때 설령 최대 출력을 적용해도 비행기가 상승하지 못할 수 있다. 이 경우 조종사는 증속을 위해 기수를 낮춰야 하며 이는 결국 고도 손실로 이어진다.

조종사는 region of reversed command를 비행할 때 정밀한 속도 제어에 특히 주의를 기울여야 한다.

Takeoff and Landing Performance

조종사에 의한 항공기 사고의 대부분이 이착륙 단계에서 발생한다. 이러한 사실 때문에 조종사는 항공기의 이착륙 성능에 영향을 미치는 모든 변수들을 잘 알아야 한다. 그리고 이러한 비행구간 도중 정확하고 전문적인 운영 절차를 수행하기 위해 노력해야 한다.

이륙 성능과 착륙 성능은 가속 운동과 감속 운동의 상태를 나타낸다. 예를 들어 이륙 도중 항공기는 0의 속도에서 이륙 속도로 가속한다. 착륙 도중 항공기는 착륙 속도로 착륙한 다음 0의 속도로 감속한다. 이착륙 성능의 중요한 요소는 다음과 같다:

• 이착륙 속도는 보통 stall speed나 minimum flying speed의 함수이다.

• 이륙 활주/착륙 활주 도중의 가속/감속. 물체가 경험하는 속도(가속/감속)는 힘의 불균형에 비례하며 물체의 질량에 반비례한다. 활주로를 75노트로 움직이는 비행기는 37노트로 움직이는 비행기보다 4배 많은 에너지를 가지고 있다. 따라서 75노트로 움직이는 비행기는 37노트로 움직이는 비행기보다 4배 많은 제동 거리를 필요로 한다.

• 이륙 거리/착륙 거리는 가속/감속의, 그리고 속도의 함수이다.

Runway Surface and gradient

활주로 상태는 이착륙 성능에 영향을 미친다. performance chart의 정보는 보통 포장된, 평평한, 그리고 건조한 활주로를 기준으로 한다. [그림 11-15]

활주로 표면은 공항마다 매우 다르다. 활주로 표면은 콘크리트, 아스팔트, 자갈, 흙, 혹은 잔디일 수 있다. 특정 공항의 활주로 표면은 Chart Supplement U.S에 기록되어 있다. 부드러운 표면은 이륙 활주를 증가시킨다. 이는 타이어가 활주로를 따라 원활하게 구르지 못하기 때문이다. 타이어가 부드러운, 풀이 무성한, 혹은 진흙투성인 활주로를 파고들어갈 수 있다. 포장도로의 홈으로 인해 타이어가 활주로를 따라 제대로 움직이지 못할 수도 있다. 진흙, 눈, 혹은 물과 같은 장애물은 비행기의 가속을 늦춘다. 진흙과 물은 활주로와 타이어 사이의 마찰을 줄일 수 있지만 장애물로 작용하여 착륙 거리를 감소시킬 수도 있다. [그림 11-16] 다양한 활주로 유형을 다룰 때 고려해야할 또 다른 사항은 제동 효율성이다. 활주로 표면의 상태는 항공기의 제동 능력에 영향을 미친다.

타이어가 미끄러지지 않으면서 브레이크에 적용되는 힘을 제동 효율성이라 부른다. 활주로 표면이 오염되었다 보고된 경우 활주로의 길이가 이륙 가속 및 착륙 감속에 적합한지 확인한다.

활주로의 기울기는 활주로 길이에 대한 활주로 표고의 변화량이다. 기울기는 백분율로 표시된다(예를 들어 3%). 이는 활주로 길이 100ft마다 활주로 표고가 3ft씩 변화함을 의미한다. 양(+)의 기울기는 활주로 표고가 증가함을 나타내는 반면 음(-)의 기울기는 활주로 표고가 감소함을 나타낸다. upslope runway에서는 이륙 가속이 지연되므로 이륙 활주가 길어진다. 그러나 이러한 활주로에 착륙할 때에는 보통 착륙 활주가 감소한다. downslope runway는 이륙 시 가속을 도와 이륙 거리를 감소시킨다. 허나 착륙할 때에는 착륙 거리를 증가시킨다. 활주로 경사 정보는 Chart Supplement U.S에 포함되어 있다. [그림 11-17]

Water on the Runway and Dynamic Hydroplaning

활주로의 물은 타이어와 지면 사이의 마찰을 줄여 제동 효과를 감소시킬 수 있다. 타이어가 수막현상(hydroplaning)을 경험하는 경우 브레이크 기능이 완전히 상실될 수 있다. 왜냐하면 물의 층이 타이어를 활주로 표면으로부터 분리하기 때문이다. 이는 활주로가 얼음으로 덮여 있는 경우에도 마찬가지이다.

활주로에 물이 있다면 조종사는 dynamic hydroplaning에 직면할 수 있다. dynamic hydroplaning이란 타이어가 활주로 표면이 아닌 얇은 물의 층 위를 달리는 상태를 의미한다. 수막현상을 경험하는 바퀴는 활주로에 닿아있지 않기 때문에 제동과 방향 제어가 거의 불가능하다. dynamic hydroplaning을 줄이기 위해 일부 활주로는 홈이 파여져 있다. 이는 물의 배수를 돕는다. 허나 대부분의 활주로는 이렇지 않다.

타이어 공기압은 dynamic hydroplaning의 한 요소이다. 그림 11-18의 공식을 통해 수막현상이 시작되는 최소 속도(노트 단위)를 계산할 수 있다. 최소 수막현상 속도는 main gear 타이어 압력(psi)의 제곱근에 9를 곱하여 결정된다. 예를 들어 main gear 타이어 압력이 36 psi인 경우 항공기는 54노트의 속도에서 수막현상을 경험하기 시작한다.

권장 착륙 속도보다 높은 속도로 착륙할 경우 항공기가 수막현상을 경험할 가능성이 커진다(ATP: 왜냐하면 날개가 양력을 제공하므로 타이어와 활주로 사이의 접촉을 감소시키기 때문이다. 이는 타이어와 활주로 사이에 물의 층이 형성되도록 만든다). 수막현상이 한 번 시작되면 최소 수막현상 속도보다 낮은 속도에서도 해당 현상이 계속될 수 있다.

젖은 활주로에서는 바람을 향하여 착륙함으로써 방향 제어가 극대화될 수 있다. 갑작스러운 조종간 입력은 피해야 한다. 활주로에 물이 있다면 착륙을 수행하기 전에 제동 문제를 예상해야 하며 수막현상에 대비해야 한다. 바람과 가장 정렬된 활주로를 선택한다. 기계적 제동이 효과적이지 못할 수 있으므로 공기역학적 제동을 최대한 활용한다.

Takeoff Performance

최소 이륙 거리는 항공기 운영에 있어 주요 관심사이다. 왜냐하면 이는 활주로 조건을 규정하기 때문이다. 최소 이륙 거리는 실속으로부터 충분한 여유를 허용하는, 만족스러운 제어를 제공하는, 그리고 충분한 초기 상승률을 제공하는 최소 안전 속도로 이륙하여 얻어질 수 있다. 보통 이륙 속도는 이륙 외장에 대한 stall speed(혹은 minimum control speed)의 1.05 ~ 1.25배로 결정된다. 따라서 이륙 특정 양력 계수 및 받음각에서 이루어진다.

특정 이륙 속도에서 최소 이륙 거리를 얻기 위해서는 이륙 활주 도중 항공기에 작용하는 힘이 최대 가속을 제공해야 한다. 항공기에 작용하는 다양한 힘들은 조종사의 통제 하에 있을 수도 있고 그렇지 않을 수도 있다. 특정 비행기의 경우 이륙 가속을 최대로 유지하기 위한 절차가 필요할 수도 있다.

엔진 추력은 가속을 제공하는 주요 힘이다. 이륙 거리를 최소로 만들기 위해선 추력이 최대가 되어야 한다. 항공기가 속도를 얻자마자 양력과 항력이 생성된다. 양력과 항력은 받음각과 동압력에 따라 달라진다.

EPR(engine pressure ratio)는 터보 제트 엔진이나 터보 팬 엔진의 배기압력(jet blast)과 흡입압력(static) 비율이다. EPR gauge는 엔진이 얼마나 많은 출력을 생성하고 있는지 조종사에게 알려준다. EPR이 높을수록 엔진 추력이 높아진다. EPR은 엔진의 오버부스트를 방지하기 위해, 그리고 필요한 경우 takeoff and go around power를 설정하기 위해 사용된다. 이 정보는 항공기 성능을 결정하는데 도움이 되므로 반드시 알아야 한다.

이륙 성능에 영향을 미치는 변수들은 이 외에도 다양하다. 이륙 활주 도중 이륙 속도나 가속률을 변화시키는 모든 항목들이 이륙 거리에 영향을 미친다.

예를 들어 이륙 거리에 대한 총 무게의 영향은 상당하다. 따라서 항공기의 이륙 거리를 예측할 때 이를 고려해야 한다. 총 무게의 증가는 이륙 성능에 세 가지 영향을 미친다:

1. 이륙 속도를 증가시킴.

2. 가속할 질량을 증가시킴.

3. retarding force(항력과 지면 마찰)를 증가시킴.

총 무게가 증가하였을 때 이륙 양력 계수에서 더 많은 양력을 생성하기 위해선 더 높은 속도가 필요하다. 예를 들어 이륙 무게가 21% 증가하였다면 이륙 속도가 10% 증가해야 한다.

총 무게의 변화는 순수 가속도를, 그리고 가속할 질량을 변화시킨다. 만약 항공기의 추력 대 무게 비율이 상대적으로 높다면 순수 가속도의 변화는 경미하다. 이 경우 가속에 영향을 미치는 주요인은 바로 질량의 변화이다. 예를 들어 총 무게가 10% 증가하면 다음 상황이 발생할 것이다:

• 이륙 속도 5% 증가.

• 가속도가 최소 9% 감소.

• 이륙 거리가 최소 21% 증가.

ISA 조건에서 Cessna 182의 무게를 2,400파운드에서 2,700파운드로 증가시키면(무게 11% 증가) 이륙 거리가 440ft에서 575ft(이륙 거리 23% 증가)로 증가한다.

추력 대 무게 비율이 높은 항공기의 경우 이륙 거리가 약 21 ~ 22% 증가할 수 있다. 허나 상대적으로 추력 대 무게 비율이 낮은 항공는 이륙 거리가 약 25 ~ 30% 증가할 수 있다. 때문에 이륙 거리 예측 시 총 무게를 고려해야 한다.

바람이 이륙 거리에 미치는 영향은 크다. 따라서 이륙 거리를 예측할 때 바람을 적절히 고려해야 한다. 정풍은 항공기가 낮은 groundspeed에서 이륙 속도에 도달할 수 있도록 해준다. 반면 배풍은 항공기가 높은 groundspeed에서 이륙 속도에 도달하도록 만든다.

이륙 속도의 10%에 해당하는 정풍은 이륙 거리를 약 19% 감소시킨다. 그러나 이륙 속도의 10%에 해당하는 배풍은 이륙 거리를 약 21% 증가시킨다. 정풍이 이륙 속도의 50%인 경우 이륙 거리는 무풍 상태의 약 25%가 된다(75% 감소).

바람이 착륙 거리에 미치는 영향은 이륙 거리와 동일하다. 그림 11-19는 이착륙 속도에 대한 풍속 비율이 이착륙거리에 미치는 일반적 영향을 나타낸다.

활주로 길이와 이륙 거리가 중요한 경우에는 올바른 이륙 속도가 특히 중요하다. AFM/POH에 명시된 이륙 속도는 보통 항공기가 이륙할 수 있는 최소 안전 속도이다. 이러한 속도 미만에서 이륙을 시도하면 항공기가 실속에 빠지거나, 항공기 제어가 어려워지거나, 혹은 매우 낮은 상승률로 이어질 수 있다. 과도한 받음각은 경우에 따라 항공기로 하여금 지면 효과를 벗어나지 못하게 만들 수 있다. 반면 과도한 속도는 항공기의 초기 상승률과 조종성을 향상시키지만 이륙 거리를 증가시킨다. 이륙 거리는 이륙 속도의 제곱에 따라 변화한다. 따라서 10%의 초과 속도는 이륙 거리를 21% 증가시킨다.

기압 고도와 주변 온도는 밀도고도를, 그리고 항공기 이륙 성능을 규정한다. 밀도고도의 증가는 이륙 성능에 두 가지 영향을 미칠 수 있다:

1. takeoff speed 증가

2. 추력 감소 및 순수 가속도 감소

특정 무게 및 외장을 갖춘 항공기가 표준 해수면보다 높은 표고를 운영할 때 이륙 양력계수에서 부양하기 위해선 표준 해수면에서와 동일한 동압이 필요하다. 따라서 항공기는 해수면에서의 IAS와 동일한 속도에서 이륙하지만 공기 밀도 감소로 인해 TAS는 더 높다.

밀도고도가 엔진 추력에 미치는 영향은 엔진의 유형에 따라 크게 다르다. 과급되지 않은(unsupercharged) 왕복 엔진의 경우 표준 해수면보다 고도가 높아지면 출력이 감소한다. 그러나 과급된(supercharged) 왕복 엔진은 표준 해수면보다 고도가 높아져도 출력이 감소하지 않는다(단, critical operating altitude를 초과하기 전까지). 고도 증가와 함께 추력 감소를 겪는 엔진의 경우 순수 가속도와 가속률이 밀도에 비례하여 변화한다 가정함으로써 그 영향을 대략 계산할 수 있다. 실제로 이러한 가정은 추력 대 무게 비율이 높은 항공기에 미치는 영향과 매우 유사하다.

이륙 거리를 정확하게 예측하기 위해서는 기압고도와 온도를 올바르게 계산해야 한다. 이륙 성능에 가장 좋지 않은 조건은 높은 총 무게, 높은 고도, 높은 온도, 그리고 적절하지 않은 바람의 조합이다. 조종사는 활주로 길이에 관계없이 AFM/POH의 성능 정보를 통해 이륙 거리를 정확하게 예측해야 하며 훌륭한 이륙 절차를 수행하려 노력해야 한다.

(ATP: 터보제트 비행기는 왕복 엔진 비행기보다 밀도 고도에 훨씬 더 민감하다. 왜냐하면 왕복 엔진은 과급될 수 있기 때문이다. 표준 해수면보다 고도가 높아지면 자연 흡기 엔진, 터보 제트 엔진, 그리고 터보 프로펠러 엔진의 출력이 감소한다.

밀도고도가 1,000ft 증가하면 이륙 거리가 대략 다음과 같이 증가할 것이다. 1) 과급된 왕복 엔진의 경우 3.5% (단, critical altitude 미만일 때). 2) 추력 대 무게의 비율이 높은 터보제트 비행기의 경우 7%. 3) 추력 대 무게의 비율이 낮은 터보제트 비행기의 경우 10%)

AFM/POH 정보를 통해 이륙 거리를 예측할 때 다음과 같은 주요 사항들을 고려해야 한다:

• 기압고도와 온도

• 총 무게

• 바람

• 활주로 경사와 상태 

Landing Performance

항공기 착륙 거리는 비행 운영을 위한 활주로 조건을 규정한다. 최소 착륙 거리는 실속으로부터 충분한 여유를 허용하는, 만족스러운 제어를 제공하는, 그리고 충분한 복행 성능을 제공하는 최소 안전 속도로 착륙하여 얻어질 수 있다. 보통 착륙 속도는 착륙 외장에 대한 stall speed(혹은 minimum control speed)의 일정 비율로 결정된다. 따라서 착륙은 특정 양력 계수 및 받음각에서 이루어진다. 이러한 값들은 항공기 특성에 따라 다르며 무게, 고도, 그리고 바람과 무관하다.

특정 착륙 속도에서 최소 착륙 거리를 얻기 위해선 착륙 활주 도중 항공기에 작용하는 힘들이 최대 감속을 제공해야 한다. 감속을 최대로 유지하기 위해 착륙 활주 도중 다양한 절차들을 수행해야 할 수도 있다.

최소 착륙 거리를 위한 절차와 일반적인 착륙 활주 절차간에 구분이 이루어져야 한다. 최소 착륙 거리는 항공기의 지속적인 최대 감속을 통해, 즉 적극적인 브레이크를 통해 이루어질 수 있다. 반면 일반적인 착륙 활주 도중에는 타이어와 브레이크의 마모를 줄이기 위해 공기역학적 항력을 사용할 수 있다. 공기역학적 항력이 감속을 발생시키기에 충분하다면 이를 브레이크 대신 사용할 수 있다. 공기역학적 항력은 touchdown speed의 60 ~ 70%로 감속할 때에만 적용된다. 해당 속도 범위 미만에서는 공기역학적 항력이 매우 미미하여 거의 쓸모가 없으므로 계속하여 감속하기 위해서는 브레이크를 사용해야 한다. 감속이 목표이므로 엔진 추력은 최솟값(혹은 thrust reversers를 갖춘 경우에는 음의 최댓값)이어야 한다.

(ATP: 착륙 활주 도중 날개의 양력이 감소한 이후 바퀴에 가해지는 수직력이 비행기 무게에 근접할 때 main wheel brakes가 최대 효과를 발휘한다. 이때 제동 마찰이 최대가 된다.)

착륙 성능에 영향을 미치는 변수들은 이 외에도 다양하다. 착륙 활주 도중 착륙 속도나 감속률을 변화시키는 모든 항목들이 착륙 거리에 영향을 미친다.

착륙 거리를 결정하는 주요 항목들 중 하나는 총 무게이다. 총 무게가 증가했을 때 착륙 받음각 및 양력 계수에서 항공기를 지탱하기 위해서는 더 높은 속도가 필요하다. 착륙 무게가 21% 증가하면 착륙 속도가 10% 증가해야 더 높은 무게를 지탱할 수 있다.

최소 착륙 거리를 고려하고 있다면 제동 마찰력이 가장 우세하다. 대부분의 항공기 외장에서 제동 마찰은 감속의 주요 수단이다.

최소 착륙 거리는 총 무게에 비례하여 달라진다. 예를 들어 총 무게가 10% 증가하면 다음과 같은 문제가 발생한다:

• 착륙 속도 5% 증가

•착륙 거리 10% 증가

• (ATP: 운동 에너지 21% 증가)

바람이 착륙 거리에 미치는 영향은 크다. 따라서 착륙 거리를 예측할 때 이를 적절히 고려해야 한다. 항공기는 바람과 무관하게 특정 속도에서 착륙하므로 바람이 착륙 거리에 미치는 영향은 ground speed의 변화 때문에 발생한다. 착륙에 대한 바람의 영향은 이륙에 대한 바람의 영향과 동일하다.

기압고도와 주변 온도는 밀도고도를, 그리고 착륙 성능을 규정한다. 밀도고도의 증가는 착륙 속도를 증가시키긴 하지만 net retarding force를 변화시키는 않는다. 따라서 높은 표고의 항공기는 해수면에서와 동일한 IAS로 착륙하지만 밀도 감소로 인해 TAS는 더 높다. 높은 표고의 항공기는 동일한 무게 및 동압에서 착륙하므로 착륙 활주 도중의 항력과 제동 마찰은 해수면에서와 동일하다. 브레이크의 기능이 유지되는 한 net retarding force는 변하지 않으며 해수면에서와 동일하게 감속한다. 표고가 증가해도 감속도는 변화하지 않으므로 밀도고도가 착륙 거리에 미치는 영향은 더 높은 TAS 때문에 발생한다.

5,000ft에서의 최소 착륙 거리는 해수면에서의 최소 착륙 거리보다 16% 더 크다. 1,000ft의 고도가 증가할 때마다 착륙 거리가 대략 3.5%씩 증가한다. 착륙 거리를 정확하게 예측하기 위해선 밀도고도를 올바르게 계산해야 한다.

활주로 길이와 착륙 거리가 중요한 경우에는 올바른 착륙 속도가 특히 중요하다. AFM/POH에 명시된 착륙 속도는 보통 항공기가 착륙할 수 있는 최소 안전 속도이다. 이러한 속도 미만에서 착륙을 시도하면 항공기가 실속에 빠지거나, 항공기 제어가 어려워지거나, 혹은 매우 높은 하강률로 이어질 수 있다. 반면 과도한 속도는 항공기의 조종성을 약간 향상시키지만 착륙 거리를 증가시킨다

착륙 속도가 10% 초과하면 착륙 거리가 최소 21% 증가한다. 속도가 초과되면 운동 에너지가 더 소모되어야 하므로 브레이크에 더 많은 부하가 걸린다. 또한 속도가 높으면 양력과 항력이 증가하는데 양력 증가는 제동 표면에 가해지는 정상적인 힘을 감소시킨다. 이러한 속도 범위에서는 감속이 어려울 수 있으며 이때 브레이크를 밟으면 타이어가 터질 가능성이 높다.

착륙 성능에 가장 좋지 않은 조건은 높은 총 무게, 높은 고도, 높은 온도, 그리고 적절하지 않은 바람의 조합이다. 이러한 조건들은 긴 착륙 거리를 생성하며 브레이크의 에너지 소산이 임계 수준에 이른다. 최소 착륙 거리를 정확하게 예측한 다음 이를 활주로와 비교하는 것이 중요하다. 착륙 단계는 다른 단계들보다 더 많은 항공기 사고를 차지하므로 훌륭한 착륙 절차가 필요하다.

AFM/POH 정보로 최소 착륙 거리를 예측할 때 다음 사항들을 고려해야 한다:

• 기압고도와 온도

• 총 무게

• 바람

• 활주로 경사 및 상태

10노트의 배풍은 착륙 거리를 약 21% 증가시킨다. 착륙속도가 10% 증가하면 착륙 거리가 20% 증가한다. 수막현상은 제동을 비효율적이게 만들며 이는 그림 11-18을 통해 결정된 속도까지 계속된다.

(ATP: 착륙 속도의 10%에 해당하는 정풍은 착륙 거리를 19% 감소시킨다.)

예를 들어 항공기가 runway 18의 downwind를 비행하고 있다. 이때 관제탑이 runway 27을 사용할 수 있는지 물어본다. 현재 약한 비가 내리고 있고 10노트의 동풍이 불고 있다. 마침 runway 27의 연장선에 접근하고 있던 조종사는 이를 받아들인다. runway 27에 정렬된 후 항공기는 이미 3,500ft 길이의 활주로로부터 1,000ft를 이동하였다. 대기속도는 약 10% 높으며(70노트여야 하는데 약 80노트임) 바람은 배풍 10노트가 불고 있다.

첫째, 속도가 약 10%만큼 높으면 착륙 거리가 20% 증가한다. 70노트에서는 1,600ft의 거리가 필요하다. 허나 이제는 20% 증가하여 1,920ft가 필요하다.

1,920ft의 착륙 거리는 바람의 영향도 받는다. 10노트의 배풍은 착륙 거리를 약 21% 증가시킨다. 이 계산은 새로이 도출된 착륙 거리를 기준으로 수행되어야 한다. 이제 착륙 거리는 380ft 더 증가하였다. 50ft AGL에 도달한 후 착륙하기 위해선 총 2,300ft가 필요하다.

조종사가 이미 활주로를 1,000ft 이동하였으므로 200ft의 여유가 남는다. 허나 이는 완벽한 조건일 때이다. 대부분의 조종사들은 착륙 시 end of the runway가 가까워지면 두려움을 느끼며 그 결과 브레이크를 밟는다. 항공기에 잠김 방지 브레이크(anti-lock braking)가 없으므로 브레이크가 잠기며 항공기가 비에 젖은 활주로 표면 위에서 미끄러진다. 수막현상 발생 도중 브레이크는 비효율적이다. 브레이크가 잠기고 항공기가 활주로 표면 위에서 미끄러지면서 200ft의 여유조차 사라졌다.

이 예시에서 조종사는 나쁜 결정들을 내렸다. 나쁜 결정들이 결합될 경우 더 큰 시너지 효과가 발생하며 이로 인해 수정이 거의 불가능할 때까지 시정 조치들이 계속 증가한다. Aeronautical decision-making은 Chapter 2, Aeronautical Decision-Making(ADM)에서 더 자세히 설명된다.