항공기(aircraft)는 공중 비행에서 사용되거나, 혹은 사용될 예정인 장치를 의미한다(CFR part 1, Definitions and Abbreviations). 조종사 증명을 위한 항공기의 종류에는 airplane, rotorcraft, glider, lighter-than-air, powered-lift, powered parachute, 그리고 weight-shift control aircraft를 포함한다. 비행기(airplane)는 날개에 대한 공기의 동적 반응을 통해 비행을 유지하는 엔진 구동 고정익 항공기를 의미한다(CFR part 1). 14 CFR part 1에 아직 분류되지 않은 용어로 advanced avionics aircraft가 있다. 이는 moving map display, GPS(global positioning system), 그리고 또 다른 시스템(예를 들어 autopilot)을 갖춘 항공기를 의미한다. 이 장은 항공기의 구조를 간략하게 소개한다.
FAA는 세 가지 유형의 항공 제품을 증명한다: 항공기, 항공기 엔진, 그리고 프로펠러. 각 제품들은 일련의 감항성 표준에 따라 설계되었다. 이러한 표준은 FAA가 발행한 14 CFR의 일부이다. 감항성 표준은 항공 제품들이 안전한 특징을 가지고 설계되기 위하여 개발되었다. 다음과 같은 다양한 종류의 항공 제품에 서로 다른 감항성 표준이 적용된다:
해당 감항성 표준을 준수하는 제품에 대해 FAA는 형식 증명서(TC – Type Certificate)를 발부한다. TC가 발부되면 항공기, 항공기 엔진, 혹은 프로펠러의 중요한 설계 및 운영 특성을 명시하는 TCDS(Type Certificate Date Sheet)가 생성된다.
항공기, 항공기 엔진, 그리고 프로펠러는 설계 도면을 통해, 혹은 FAA가 승인한 제조 절차를 통해 한 번에 하나씩 생산될 수 있다. 제조 공정 도중 각 부품들이 설계에 따라 정확하게 제작되었는지를 검사한다. 이러한 검사를 conformity inspection이라 부른다.
항공기가 완성되면 FAA는 항공기에 대한 감항 증명서를 발부한다. 감항 증명서를 가지고 있다는 것은 완성된 항공기가 설계 및 제조 표준을 만족하며 안전한 비행을 위한 상태에 있음을 의미한다. 이러한 감항 증명서는 모든 비행 운영 도중 항공기에 탑재되어야 한다. 감항 증명서는 항공기에 필요한 유지보수 및 점검이 최신 상태로 유지되는 한 유효하다.
감항 증명서는 “Standard”, 혹은 “Special”로 분류된다. 표준 감항 증명서는 흰색이다. 이는 normal, utility, acrobatic, commuter, 혹은 transport category aircraft에 대해 발부된다.
항공기의 주요 구성 요소와 하위 구성 요소의 작동을 이해하기 위해서는 기본적인 공기역학을 이해하는 것이 중요하다. 이 장은 공기역학을 간략하게 소개한다. 보다 자세한 설명은 Chapter 5, Aerodynamics of Flight를 참조한다.
비가속 직진수평비행과 관련하여 항공기에 네 가지 힘이 작용한다. 이러한 힘들은 추력, 양력, 무게, 그리고 항력이다. [그림 3-1]
추력은 엔진/프로펠러에 의해 생성되는 전진 힘이다. 이는 항력의 힘을 대항하거나 극복한다. 일반적으로 이는 세로축에 평행하게 작용한다.
항력은 뒤로 향하는 retarding force이다. 이는 날개, 동체, 그리고 그 외 돌출된 물체에 의한 공기 흐름 방해 때문에 발생한다. 항력은 추력에 대항하며 상대풍에 평행하게, 그리고 뒤를 향해 작용한다.
무게는 항공기 그 자체, 승무원, 연료, 그리고 화물/수하물의 총 하중이다. 중력으로 인해 무게는 항공기를 아래로 잡아당긴다. 이는 양력에 대항하며 항공기 CG를 중심으로 아래를 향해 수직으로 작용한다.
양력은 무게의 아래로 향하는 힘에 대항한다. 이는 날개에 작용하는 공기의 동적 작용에 의해 생성되며 양력 중심(CL - center of lift)을 중심으로 비행경로에 수직으로 작용한다.
항공기는 3차원으로 움직인다. 그리고 이는 하나 이상의 축을 중심으로 이동하여 제어된다. 세로(혹은 roll)축은 항공기의 기수로부터 꼬리까지 연장되며 이는 CG를 통과한다. 가로(혹은 pitch)축은 wing tips를 통과하는 선이며 이 또한 CG를 통과한다. 수직(혹은 yaw)축은 CG를 교차하여 항공기를 수직으로 통과한다. 조종간 움직임은 항공기가 이러한 축들 중 하나 이상을 중심으로 이동하게 만들어 항공기를 조종할 수 있게 해준다. [그림 3-2]
항공기 설계에 있어 가장 중요한 요소들 중 하나는 CG이다. 이는 항공기의 질량, 혹은 무게의 중심이라고 말할 수 있는 특정 지점이다. 즉, 항공기가 매달릴 경우 상대적으로 수평을 유지할 수 있는 지점이다. 항공기 CG의 위치는 비행 중인 항공기의 안정성을 결정한다. CG가 뒤로(꼬리를 향해) 움직이면 항공기는 점점 동적으로 불안정해진다. CG 앞에 연료 탱크가 위치하는 항공기의 경우 연료 탱크가 비어있는 상태에서 CG를 설정하는 것이 중요하다. 그렇지 않을 경우 연료가 소모됨에 따라 항공기가 불안정해진다. [그림 3-3] CG는 초기 설계 및 제조 도중 계산된다. 이는 장비 설치, 항공기 적재, 그리고 그 외 요인들에 의해 더욱 영향을 받는다.
비행기는 다양한 목적에 대해 설계된다. 허나 대부분의 비행기들은 동일한 주요 구성 요소를 가지고 있다. [그림 3-4] 전반적인 특성은 원래의 설계 목적에 따라 크게 결정된다. 대부분의 비행기 구조들은 fuselage, wings, empennage, landing gear, 그리고 power plant를 포함한다.
Fuselage
fuselage는 비행기의 중심 몸체이다. 이는 승무원, 승객, 그리고 화물을 수용하도록 설계된다. 이는 또한 날개, 그리고 꼬리와의 구조적 연결을 제공한다. 오래된 항공기 설계는 목재, 강철, 혹은 알루미늄 튜브로 구성된 open truss structure를 사용한다. [그림 3-5] 오늘날의 항공기에서 사용되는 가장 일반적인 fuselage 구조는 monocoque와 semimonocoque이다. 이는 이 장의 뒷부분에서 더 자세히 설명된다.
Wings
날개는 fuselage의 양 측면에 부착된 에어포일이다. 이는 비행 중인 비행기를 지탱하는 주요 양력 표면이다. 다양한 제조업체에서 사용하는 다수의 날개 설계, 크기, 그리고 모양이 있다. 각각은 특정 비행기의 성능에 대한 특정 요구 사항을 충족한다. 날개가 양력을 생산하는 방법은 Chapter 5, Aerodynamics of Flight에서 설명된다.
날개는 fuselage의 윗부분, 중간, 혹은 아랫부분에 부착될 수 있다.이러한 설계를 각각 high-wing, mid-wing, 그리고 low-wing이라 부른다. 날개의 갯수 또한 다양할 수 있다. 한 세트의 날개가 있는 비행기를 monoplane이라 부른다. 반면 두 세트의 날개가 있는 비행기를 biplane이라 부른다. [그림 3-6]
많은 고익기 비행기는 external brace, 혹은 wing struts를 가지고 있다. 이들을 통해 비행 하중과 착륙 하중이 fuselage 구조로 전달된다. 이러한 wing struts는 일반적으로 날개의 중간쯤에 부착되기 때문에 이러한 종류의 날개 구조를 semi-cantilever라 부른다. 몇몇 고익기 비행기, 그리고 대부분의 저익기 비행기는 full cantilever wing을 가진다. 이는 external struts 없이 하중을 견디도록 설계된다.
날개의 주요 구조는 spars, ribs, 그리고 stringers로 이루어져 있다. [그림 3-7] 이들은 trusses, I-beams, tubing, 혹은 그 외 장치들에 의해 강화된다. wing ribs는 날개(에어포일)의 모양과 두께를 결정한다. 대부분의 현대 비행기에서는 연료 탱크가 날개 구조에 내장되어 있거나, 혹은 날개 내부에 장착된 유연한 용기로 구성된다.
날개의 뒷부분(혹은 뒷전)에 부착된 두 가지 유형의 조종면을 ailerons와 flaps라 부른다. ailerons는 각 날개의 중간지점부터 tip을 향해 바깥으로 연장된다. 이는 서로 반대로 이동하여 비행기를 roll하게 만드는 공기역학적 힘을 발생시킨다. flaps는 각 날개의 중간지점부터 fuselage를 향해 안쪽으로 연장된다. 순항 비행 도중 flaps는 일반적으로 날개 표면과 수평을 이룬다. 이착륙 도중 flaps 연장 시 이는 아래로 움직여서 날개의 양력을 증가시킨다. [그림 3-8]
Empennage
미익은 꼬리의 모든 부분들을 포함한다. 이는 수직 안정판, 그리고 수평 안정판과 같은 고정 표면들로 구성된다. 움직일 수 있는 표면들에는 rudder, elevator, 그리고 하나 이상의 trim tabs를 포함한다. [그림 3-10]
rudder는 수직 안정판의 뒤쪽에 부착된다. 이는 비행 도중 비행기의 기수를 좌우로 움직이기 위해 사용된다. 수평 안정판의 뒤쪽에 부착된 elevator는 비행 도중 비행기의 기수를 위아래로 움직이기 위해 사용된다. trim tabs는 조종면 뒷전의 작은, 그리고 움직일 수 있는 부분이다. 조종실에서 제어되는 이러한 trim tabs는 조종간 압력을 줄인다. trim tabs는 ailerons, rudder, 그리고/혹은 elevator에 설치될 수 있다.
두 번째 유형의 미익 설계는 elevator를 필요로 하지 않는다. 대신 이는 central hinge point를 중심으로 회전하는 하나의 수평 안정판으로 통합되어 있다. 이러한 유형의 설계를 stabilator라 부른다. 이는 조종간을 통해 움직인다. 예를 들어 조종사가 조종간을 뒤로 당기면 stabilator가 축을 중심으로 회전하여 뒷전이 위로 이동한다. 이는 공기역학적 tail load를 증가시켜서 비행기의 기수가 위로 움직이게 만든다. stabilator의 뒷전을 가로질러서 antiservo tab이 연장된다. [그림 3-11]
antiservo tab은 stabilator의 뒷전과 동일한 방향으로 이동한다. 이는 stabilator가 덜 민감하도록 만든다. 또한 이는 trim tab처럼 기능하여 조종간 압력을 완화하며 원하는 위치에서 stabilator가 유지되도록 돕는다.
Landing Gear
착륙 기어는 항공기 주기, taxi, 이륙, 혹은 착륙 시 비행기의 주요 지탱 장치이다. 가장 일반적인 종류의 착륙 기어는 바퀴로 구성되어 있다(허나 수상 운영을 위해 floats가, 혹은 눈에서의 착륙을 위해 스키가 장착될 수도 있음). [그림 3-12]
착륙 기어는 세 개의 바퀴로 구성된다: 두 개의 main wheels, 그리고 비행기의 전방이나 후방에 위치한 세 번째 바퀴. 후방에 바퀴가 장착된 착륙 기어를 conventional landing gear라 부른다.
conventional landing gear를 갖춘 비행기를 때때로 tailwheel airplanes라 부르기도 한다. 세 번째 바퀴가 기수에 위치한 경우 이를 nosewheel이라 부른다. 이러한 설계를 tricycle gear라 부른다. 조향이 가능한 nosewheel/tailwheel은 지상에서의 모든 운영 도중 비행기가 제어될 수 있도록 한다. 대부분의 항공기는 rudder pedals의 움직임을 통해 조향된다. 또한 일부 항공기는 브레이크를 통해 조향된다.
The Powerplant
powerplant는 일반적으로 엔진과 프로펠러를 모두 포함한다. 엔진의 주요 기능은 프로펠러를 돌릴 수 있는 출력을 제공하는 것이다. 이는 또한 전력을 생성하고, 일부 비행계기에 진공을 제공하며, 조종사/승객을 위한 히터를 제공한다. [그림 3-13] 엔진은 cowling, 혹은 nacelle로 덮여 있다. cowling(혹은 nacelle)의 목적은 엔진 주위의 공기 흐름을 유선형으로 만들기 위해, 그리고 실린더 주위의 공기를 배관하여 엔진을 냉각하기 위함이다.
엔진의 앞부분에 장착된 프로펠러는 엔진의 회전력을 추력으로 변환한다. 추력은 비행기가 공기 중을 통과하여 움직일 수 있도록 돕는 전진 힘이다. 프로펠러는 공기역학적 작용을 통해 추력을 생성하는 회전 에어포일이다. 프로펠러 에어포일의 뒤쪽에는 고압 영역이, 그리고 앞쪽에는 저압 영역이 형성된다. 이러한 압력 차이는 프로펠러로부터 추력을 발생시켜 비행기를 전방으로 당긴다. 프로펠러가 뒤에 놓일 경우 엔진은 pusher로 전환될 수 있다.
프로펠러 설계에 있어 그 효율성에 영향을 미치는 두 가지 중요한 요인이 있다. 프로펠러 블레이드의 각도(propeller hub에 대해 측정되는)는 프로펠러 블레이드 길이를 따라 비교적 일정하게 받음각을 유지함으로써 실속 가능성을 줄인다. 프로펠러에 의해 발생하는 양력은 받음각(상대풍과 블레이드가 만나는 각도)과 직접적으로 연관된다. 비행 도중 항공기의 방향에 따라 받음각이 지속적으로 변화한다.
pitch는 프로펠러가 한 번 회전할 때 이동하는 거리로 정의된다. 이 두 가지 요인이 결합되어 프로펠러 효율이 측정된다. 프로펠러는 일반적으로 특정 aircraft/powerplant 조합으로 연결된다. 이는 특정 출력 설정에서 최고의 효율을 달성하기 위함이다. 엔진이 어떻게 장착되는지에 따라 프로펠러는 pull, 혹은 push를 수행한다.
비행기의 하위 구성 요소로는 airframe, electrical system, flight controls, 그리고 brakes를 포함한다.
airframe은 항공기의 기본 구조이다. 이는 모든 공기역학적 힘, 그리고 연료∙승무원∙payload의 무게에 의해 가해지는 응력을 견딜 수 있도록 설계된다.
항공기 전기 시스템의 주요 기능은 전력을 생성, 조절, 그리고 분배하는 것이다. 항공기 전기 시스템에 전력을 공급하는 여러 가지 전원이 있다. 이러한 전원에는 다음을 포함한다: 엔진 구동 교류(AC) 발전기, APU(auxiliary power units), 그리고 외부 전원(external power). 항공기의 전력 시스템은 비행계기, 필수 시스템(예를 들어 anti-icing), 그리고 승객 서비스(예를 들어 객실 조명)를 작동하는데 사용된다.
조종간은 항공기의 자세를 제어하여 그 결과 항공기의 비행경로를 제어하는 장치 및 시스템이다. 종례의 비행기에서는 primary flight controls로 elevator, aileron, 그리고 rudder를 사용한다. 이러한 표면들은 조종실의 조종사에 의해, 혹은 자동 조종 장치에 의해 작동한다.
대부분의 현대 비행기 브레이크는 다수의 패드(caliper pads라 불림)로 구성된다. 이는 회전 디스크(rotor라 불림)를 사이에 두고 서로를 향해 유압으로 압착된다. 패드는 바퀴와 함께 회전하는 로터에 압력을 가한다. 로터의 마찰이 증가함에 따라 바퀴는 감속하며 회전을 멈춘다. 디스크와 브레이크 패드는 강철(자동차와 같은)로 만들어지거나, 혹은 탄소 물질(더 가벼우며 더 많은 에너지를 흡수할 수 있는)로 만들어진다. 비행기 브레이크는 주로 착륙 도중 사용되며 엄청난 양의 에너지를 흡수해야 한다. 따라서 브레이크 수명은 마일이 아니라 착륙으로 측정된다.
항공기 fuselage의 구조는 초기의 wood truss structure에서 monocoque shell structure로, 그리고 현재의 semimonocoque shell structure로 발전하였다.
Truss Structure
truss structure의 주요 단점은 유선형 모양이 없다는 것이다. 여기서는 가새를 대서 받치는 구조를 형성하기 위해 longerons가 적소에 용접된다. 수직/수평 지주가 longerons에 용접되어 정사각형, 혹은 직사각형 모양을 만든다. 모든 방향으로부터 발생할 수 있는 응력에 저항하려면 추가적인 지주가 필요하다. fuselage의 모양을 만들기 위해, 그리고 덮개를 지지하기 위해 stingers와 bulkheads(혹은 formers)가 추가된다.
기술이 발전함에 따라 항공기 설계자들은 비행기를 유선형으로 만들기 위해, 그리고 성능을 향상하기 위해 트러스 부재들을 둘러싸기 시작하였다. 초기에는 천으로 이루어졌으나 이는 결국 알루미늄과 같은 가벼운 금속으로 대체되었다. 경우에 따라 외부 표면이 비행 하중의 전부를, 혹은 대부분을 지지할 수 있다. 대부분의 현대 항공기는 monocoque, 혹은 semimonocoque로 알려진 이러한 응력 외피 구조(stressed skin structure)의 형태를 사용한다. [그림 3-14]
Monocoque
monocoque 구조는 거의 모든 하중을 지탱하기 위해 응력 외피를 사용한다. monocoque 구조는 매우 강하긴 하나 표면의 변형에 대한 내성이 높지는 않다. 예를 들어 알루미늄 음료 캔의 끝부분은 상당한 힘을 지지한다. 그러나 캔의 옆면이 하중을 지지다가 약간 변형될 경우 이는 쉽게 무너진다.
대부분의 비틀림 및 휨 응력은 외부 표면에 의해 견뎌진다. 따라서 내부 버팀대의 필요성이 사라짐에 따라 무게가 절약되고 공간이 극대화되었다. monocoque 구조는 초기 항공 산업에서 사용되었지만 이와 연관된 복잡성 때문에 수십 년 동안 다시 나타나지 않았다.
Semimonocoque
semimonocoque는 하부 구조를 부분적으로 사용한다. 하부 구조는 비행기의 표면과 부착된다. 하부 구조(bulkheads 및/혹은 formers, 그리고 stringers로 구성된)가 fuselage의 휨 응력을 일부 흡수함으로써 응력 외피를 보강한다. fuselage의 주요 부분에는 wing attachment points와 firewall이 포함된다. 단발 엔진 비행기에서 엔진은 일반적으로 fuselage의 앞부분에 부착된다. 엔진의 뒷부분과 조종실(혹은 객실) 사이에는 불연성 칸막이가 있다. 이는 우발적 엔진 화재로부터 조종사와 승객을 보호하기 위한 목적이다. 이러한 칸막이를 방화벽이라 부른다. 이는 내열성 물질(예를 들어 스테인리스강)로 만들어진다. 그러나 최근의 구조 공정에는 복합재가 통합되거나, 혹은 항공기 전체가 복합재로만 이루어진다.
Composite Construction
복합재는 광범위한 용어이다. 이는 섬유 유리, 탄소 섬유 천, 케블라 섬유 천, 그리고 이들의 모든 혼합물과 같은 물질을 의미할 수 있다. 복합재 구조는 두 가지 이점을 제공한다: 매우 매끄러운 표면, 그리고 복잡한 곡선이나 유선형 구조를 쉽게 형성할 수 있는 능력. [그림 3-15]
Composite Materials in Aircraft
복합재는 fiber-reinforced matrix 시스템이다. matrix는 섬유들을 함께 고정하는데 사용되는 접착제이다. 이것이 경화되면 부품에 형태를 제공하며 섬유가 대부분의 하중을 지탱한다. 다양한 유형의 섬유/matrix 시스템이 있다.
항공기에서 가장 일반적인 matrix는 열경화성 플라스틱의 일종인 에폭시 수지이다. 에폭시는 다른 선택지(예를 들어 폴리에스테르 수지)에 비해 강하며 고온 특성이 좋다. 구조적 특성, 경화 시간 및 온도, 그리고 비용이 광범위한 다양한 종류의 에폭시 수지를 사용할 수 있다.
항공기 구조에 사용되는 가장 일반적인 강화 섬유는 섬유 유리, 그리고 탄소 섬유이다. 섬유 유리는 인장 강도, 압축 강도, 그리고 내충격성이 좋다. 또한 취급하기 편리하며 비교적 저렴하여 쉽게 이용할 수 있다. 가장 큰 단점은 무게가 다소 무겁다. 또한 제대로 설계된 알루미늄 구조보다 더 가벼운 섬유 유리 구조를 만드는 것은 어렵다.
탄소 섬유는 일반적으로 섬유 유리보다 인장 강도와 압축 강도가 더 강하다. 또한 휨 강도가 훨씬 높으며 섬유 유리보다 상당히 가볍다. 그러나 내충격성이 상대적으로 약하다(부서지기 쉬우며 날카로운 충격에 의해 산산조각 나는 경향이 있음). 이는 “toughened” epoxy resin 시스템을 통해 크게 개선될 수 있다. 탄소 섬유는 과거 섬유 유리보다 비쌌으나 현재는 가격이 떨어졌다. 제대로 설계된 탄소 섬유 구조는 알루미늄 구조보다 상당히 가벼울 수 있다.
Advantages of Composites
복합재 구조는 금속, 목재, 혹은 직물에 비해 몇 가지 장점을 제공한다. 장점들 중 가장 많이 언급되는 것은 경량화이다. 경량화가 항상 자동으로 따라오는 것은 아니다. 복합재로 항공기 구조를 만든다 하여 경량화가 보장되는 것은 아니다. 이는 구조, 그리고 사용되는 복합재의 유형에 따라 달라진다.
더 중요한 장점은 복합재로 만들어진 매우 매끄러운 곡선 모양의 공기역학적 구조가 항력을 줄여준다는 것이다. 항공기에서 복합재를 사용할 경우 항력이 감소하여 fixed landing gear를 가지고 있음에도 불구하고 높은 성능을 얻을 수 있다. 복합재는 또한 “스텔스” 항공기 설계의 레이더 신호를 감추는데 도움을 준다. 오늘날 복합재는 글라이더부터 신형 헬리콥터에 이르기까지 다양한 종류의 항공기에서 발견될 수 있다.
부식이 없는 것은 복합재의 세 번째 장점이다. 보잉은 787의 fuselage를 전부 복합재로 설계한다. 이는 이전의 여객기보다 더 높은 압력 차이, 그리고 높은 습도를 가질 수 있다. 엔지니어들은 더 이상 fuselage 표면의 숨겨진 부분(예를 들어 블랭킷 단열재의 뒷부분)에서 발생한 수분 응축, 그리고 이로 인한 부식에 대해 걱정하지 않는다. 이를 통해 항공사의 장기 유지보수 비용을 절감할 수 있다.
Disadvantages of Composites
복합재는 고유한 단점들을 가지고 있다. 그 중 가장 중요한 것은 손상에 대한 시각적 증거가 없다는 것이다. 복합재는 충격에 대해 다른 구조 물질들과는 다르게 반응하며 손상의 명확한 징후가 대부분 없다. 만약 자동차가 후진하다 알루미늄 동체에 부딪힐 경우 그 동체가 찌그러질 수도 있다. 만약 동체가 찌그러지지 않았다면 손상이 없는 것이다. 만약 동체가 찌그러졌다면 손상이 눈에 보이며 수리가 이루어진다.
복합재에 대한 낮은 에너지 충격(예를 들어 공구를 떨어뜨림)은 눈에 보이는 충격 징후를 표면에 남기지 않을 수 있다. 충격 부위 아래에서는 광범위한 박리(충격 부위로부터 원뿔 모양으로 퍼진)가 있을 수 있다. 구조 뒷면의 손상은 심각하고 광범위할 수 있지만 눈에 보이지 않을 수 있다. 충격이 있었다 생각될 경우 복합재에 익숙한 검사관으로부터 구조를 검사받아서 손상을 확인하는 것이 좋다. 섬유 유리 구조에서 희끄무레한 영역이 나타나는 것은 섬유 균열의 박리가 발생하였음을 암시하는 좋은 정보이다.
중간 정도의 에너지 충격(예를 들어 차량이 구조물로 후진할 경우)은 눈에 보일 정도의 국부적 찌그러짐을 표면에 발생시킨다. 손상 부위는 눈에 보이는 찌그러진 부분보다 더 크므로 수리가 필요하다. 높은 에너지 충격(예를 들어 비행 도중 조류 충돌, 혹은 우박)은 펑크, 그리고 심하게 손상된 구조로 이어진다. 중간 및 높은 에너지 충격에서는 손상이 눈에 보인다. 허나 낮은 에너지 충격은 감지하기 어렵다. [그림 3-16]
충격으로 인해 박리, 표면의 찌그러짐, 혹은 펑크가 발생하는 경우 수리가 필수적이다. 수리를 기다리는 동안 손상 부위를 덮어서 비로부터 보호해야 한다. 많은 복합재 부품들이 honeycomb core위의 얇은 층들로 구성되어 “sandwich” structure를 만든다. 이는 구조 강성에서 매우 우수하다. 허나 수분 침투가 쉬워서 나중에 추가적인 문제로 이어진다. 펑크 위에 “speed tape”를 붙이는 것은 물로부터 보호하는 좋은 방법이다. 허나 이는 구조적인 수리가 아니다. 손상을 덮기 위해 paste filler를 사용하는 것은 미용상의 목적에선 허용된다. 허나 이 또한 구조적인 수리가 아니다.
수지(resin)의 열 손상 가능성은 복합재를 사용할 때의 또 다른 단점이다. 많은 에폭시 수지가 화씨 150도 이상에서 약화되기 시작한다. 이 문제를 최소화하기 위해 복합재에 흰색 페인트를 사용하는 경우가 많다. 예를 들어 검정색으로 칠해진 날개의 아랫면은 덥고 화창한 날에 화씨 220도까지 뜨거워질 수 있다. 반면 흰색으로 칠해진 동일한 구조는 화씨 140도를 초과하는 경우가 거의 없다. 그 결과 복합재 항공기는 허용 가능한 페인트 색상에 대해 특정한 권장 사항을 제시하는 경우가 많다. 항공기를 다시 페인트칠 하는 경우 이러한 권장 사항을 따라야 한다. 화재로 인한 열 손상 또한 발생할 수 있다. 자그마한 브레이크 화재를 빠르게 소화하였다 하여도 날개 하부 표면, 복합재 착륙 기어, 혹은 wheel pants를 손상시킬 수 있다.
또한 화학적 페인트 제거액은 복합재에 매우 해로우므로 복합재에 사용해서는 안 된다. 복합재에서 페인트를 제거해야 하는 경우에는 오직 기계적 방법(예를 들어 grit blasting, 혹은 sanding)만을 사용할 수 있다. 많은 고가의 복합재 부품들이 페인트 제거액의 사용으로 인해 손상되었다. 이러한 손상은 일반적으로 복구될 수 없다.
Fluid Spills on Composites
일부 소유자들은 복합재 표면에 연료, 오일, 혹은 유압유를 쏟는 것을 우려한다. 에폭시 수지를 사용하는 현대의 복합재에서는 일반적으로 문제가 없다. 이러한 것들을 쏟았을 때 페인트가 손상되지 않았다면 이는 보통 복합재에 손상을 주지 않는다. 예를 들어 일부 항공기는 섬유 유리로 된 연료 탱크를 사용하여 연료가 복합재 표면에 직접 닿는다. 만약 섬유 유리 구조가 좀 더 저렴한 형식의 폴리에스테르 수지로 만들어졌다면 에탄올이 혼합된 auto gas를 사용할 때 문제가 발생할 수 있다. 폴리에스테르 수지와 에폭시 수지가 더 비싼 형식일 경우 이는 auto gas, 100 octane avigation gas, 그리고 jet fuel과 함께 사용될 수 있다.
Lightning Strike Protection
낙뢰 방지는 항공기 설계에서 중요한 고려 사항이다. 항공기가 번개에 맞을 경우 매우 많은 양의 에너지가 구조물로 전달된다. 범용 항공 항공기나 대형 여객기나 낙뢰 방지의 기본 원리는 동일하다. 항공기의 크기와 상관없이 낙뢰로 인한 에너지가 넓은 표면적으로 분산되어야 한다. 이는 평방인치 당 암페어를 무해한 수준으로 낮추기 위함이다.
낙뢰가 알루미늄 비행기에 부딪히면 전기 에너지가 알루미늄 구조물을 통해 쉽게 전달된다. 문제는 에너지가 안전하게 바깥으로 전도되기 전까지 항법 장비, 연료 시스템 등등을 에너지로부터 보호하는 것이다. 항공기의 외부 표면은 저항이 가장 적은 경로이다.
섬유 유리는 우수한 전기 절연체이다. 반면 탄소 섬유는 전기를 전도하긴 하나 알루미늄만큼은 아니다. 따라서 복합재 표면의 바깥층에 추가적인 전기 전도가 필요하다. 이는 일반적으로 미세한 금속 망(metal mesh)을 표면에 접합함으로써 수행된다. 알루미늄 망(aluminum mesh)과 구리 망(copper mesh)이 가장 일반적인 두 가지 유형이다. 알루미늄은 섬유 유리에서, 그리고 구리는 탄소 섬유에서 사용된다.
내부 무선 안테나가 있는 복합재 항공기의 경우 안테나 영역의 lightning strike mesh에 창문이 있어야 한다. 내부 무선 안테나는 섬유 유리 복합재에서 찾을 수 있다. 왜냐하면 섬유 유리는 라디오 주파수를 통과시키지만 탄소 섬유는 그렇지 않기 때문이다.
최근까지의 범용 항공 항공기들은 안전한 운영 및 기동을 위해 각각의 계기들을 통틀어 사용하였다. EFD(electronic flight display) system이 출시됨으로써 종례의 계기들이 LCD 화면들로 대체되었다. 첫 번째 화면은 조종사 좌석의 앞에 설치된다. 이를 PFD(primary flight display)라 부른다. 대략 계기 패널의 중앙에 위치한 두 번째 화면을 MFD(multi-function display)라 부른다. 이 두 개의 화면은 계기 패널들을 정돈함과 동시에 안정성을 증가시켜준다. 이는 기존 아날로그 계기보다 고장률이 훨씬 낮은 반도체 계기를 활용함으로써 이루어졌다. [그림 3-18]
오늘날의 항전 장비 발전, 그리고 EFD 도입으로 인해 조종사는 기내 비행 제어 시스템에 대해 명확히 알아야만 한다. 또한 자동화가 ADM(aeronautical decision-making)와 어떻게 혼합되는지에 대해 이해해야 한다. 이러한 주제는 Chapter 2, Aeronautical Decision-Making에서 자세히 다루어진다.
항공기가 계기는 아날로그인지 디지털인지에 관계없이 세 가지 종류로 나뉜다: performance, control, 그리고 navigation.
Performance Instruments
성능 계기는 항공기의 실제 성능을 나타낸다. 성능은 고도계, 속도계, VSI(vertical speed indicator), heading indicator, 그리고 turn-and-slip indicator를 참조하여 결정된다. 성능 계기들은 항공기가 달성하고 있는 성능을 직접 반영한다. 항공기의 속도는 속도계를 통해 참조될 수 있다. 고도는 고도계를 통해 참조될 수 있다. 항공기의 상승 성능은 VSI를 참조함으로써 결정될 수 있다. 이 외의 성능 계기로는 heading indicator, angle of attack indicator, 그리고 slip-skid indicator가 있다. [그림 3-19]
Control Instruments
조종 계기는 즉각적인 자세 및 출력의 변화를 표시한다. 이는 정교한 조정이 가능하도록 눈금이 매겨진다. [그림 3-20] 자세 표시를 위한 계기는 자세계이다. 조종 계기는 항공기 속도나 고도를 표시하지 않는다. 이러한 변수들을 결정하기 위해서는 성능 계기를 참조해야 한다.
Navigation Instruments
항법 계기는 항법 시설, 혹은 fix에 대한 항공기의 위치를 나타낸다. 이러한 계기들에는 다양한 유형의 course indicators, range indicators, glideslope indicators, 그리고 bearing pointers를 포함한다. 보다 기술적으로 진보한 계기를 갖춘 최신 항공기는 혼합된 정보를 제공한다. 이는 조종사에게 보다 정확한 위치 정보를 제공한다.
항법 계기는 GPS, VOR, NDB, 그리고 ILS 정보를 표시하는 indicators로 구성된다. 계기는 항법 시설, 혹은 fix에 대한 항공기의 위치를 나타낸다. 이들은 또한 미리 정해둔 경로를 항공기가 유지하도록 기동할 수 있는 조종 정보를 제공한다. 조종 정보는 ground-based 항법 정보에 따라 2차원으로, 혹은 space-based 항법 정보에 따라 3차원으로 제공될 수 있다. [그림 3-21 및 22]
GPS는 미국 국방부가 궤도에 올려놓은 위성 네트워크로 구성된 위성 기반 항법 시스템이다. GPS는 원래 군사적 용도로 사용하기 위한 것이었다. 그러나 1980년대에 정부는 이 시스템을 민간이 사용할 수 있도록 만들었다. GPS는 전 세계 어디에서든 24시간 내내 작동한다. 2차원의 위치(위도 및 경도)를 계산하기 위해, 그리고 움직임을 추적하기 위해선 GPS 수신기가 최소 세 개의 위성 신호를 자동 추적해야 한다. 4개 이상의 위성이 확인된 경우 수신기는 사용자의 3차원 위치(위도, 경도, 그리고 고도)를 결정할 수 있다. 신호의 손실, 그리고 신호의 모호성을 상쇄하기 위해선 그 외의 위성이 확인되어야 한다. GPS의 사용에 대해서는 Chapter 17, Navigation에서 자세히 설명된다. 또한 GPS는 AIM에서도 설명된다.
