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Chapter Summary

성능 특성은 항공기마다 크게 다르다. transport aircraft의 성능이 향상되고 복잡해짐에 따라 대부분의 운영자들은 전산화된 flight mission planning system에 점점 더 의존해야 함을 알게 되었다. 이러한 시스템은 기내에 있거나, 혹은 비행 계획 단계에서 사용될 수 있다. 또한 항공기 무게, 대기조건, 그리고 외부 환경 요인은 항공기 성능에 상당한 영향을 미칠 수 있다. 조종사는 mission planing program, 성능 특성, 그리고 오늘날의 복잡한 항공기에 탑재된 전산화된 시스템을 숙지하는 것이 필수적이다. 이 정보의 주요 출처는 AFM/POH이다.

Introduction

모든 항공기에서 weight and balance를 준수하는 것은 비행 안전에 매우 중요하다. 최대 중량 한계를 초과하여 작동할 경우 항공기의 구조성 짜임새가 손상되며 성능에 악영향을 미친다. 승인된 CG(center of gravity)범위를 벗어나 운영될 경우 조작이 어려워진다.

Weight Control

중력이 물체를 지구 중심으로 끌어당기는 힘을 무게(weight)라 한다. 이는 물체의 질량, 그리고 물체에 작용하는 가속도의 결과이다. 무게는 항공기 제작 및 운영에 있어 중요한 요소이다. 모든 조종사들은 이를 중요하게 여겨야 한다.

중력은 항공기를 지구 쪽으로 끌어당기려 한다. 양력은 무게를 상쇄하는, 그리고 비행 중인 항공기를 지탱하는 유일한 힘이다. 에어포일이 생성하는 양력의 양은 에어포일 설계, 받음각, 속도, 그리고 공기 밀도에 따라 달라진다. 제조업체의 권장 무게가 초과되도록 항공기가 적재되는 것을 피해야 한다. 날개가 생성하는 양력이 무게보다 적을 경우 항공기는 비행할 수 없다.

Effects of Weight

항공기의 총 무게를 증가시키는 적재 물품들은 바람직하지 못하다. 제조업체들은 강도나 안전을 희생하지 않으면서 최대한 항공기를 가볍게 만들려 시도한다.

조종사는 항상 과적재의 결과를 알고 있어야 한다. 과적재된 항공기는 지상을 떠날 수 없거나, 혹은 이륙했다 하더라도 비정상적 비행 특성을 보일 수 있다. 만약 항공기가 올바르게 적재되지 못하였다면 보통 이륙 도중 성능 저하의 첫 징후가 나타난다.

과도한 무게는 거의 모든 측면에서 비행 성능을 저하시킨다. 과적재로 인한 성능 감소에는 다음이 존재한다:

• 이륙속도 증가

• 이륙 활주거리 증가

• 상승률 및 상승각 감소

• 최대 고도 감소

• 항속거리 감소

• 순항속도 감소

• 기동성 감소

• 실속 속도 증가

• 접근 및 착륙 속도 증가

• 착륙 활주거리 증가

• nose wheel이나 tail wheel에 과도한 하중

조종사는 본인이 비행하는 특정 항공기에 있어 무게가 성능에 미치는 영향을 잘 알고 있어야 한다. 비행 전 계획 도중 항공기 무게로 인해 비행 운영이 위험해질 수 있는지를 결정하기 위하여 performance chart를 점검한다. 과도한 무게는 조종사가 이용할 수 있는 안전 여유를 감소시킨다. 또한 과도한 무게가 이 외의 성능 저하 요인과 결합될 경우 상황이 훨씬 악화된다. 또한 조종사는 비상 상황을 고려해야 한다. 이륙 도중 엔진이 고장 난 경우, 혹은 저고도에서 구조적 착빙이 형성된 경우 항공기의 무게를 줄이기엔 너무 늦다.

Weight Changes

항공기의 연료 적재를 변경하는 것만으로 항공기 무게를 바꿀 수 있다. 휘발유의 무게는 갤런 당 6파운드로 상당히 크다. 30갤런의 연료는 한 명의 승객보다 더 무거울 수 있다. 만약 비행 계획 도중 비행기 무게를 줄이기 위해 연료를 줄였다면 항속거리 감소를 고려해야 한다. 비행 도중 발생하는 연료 소모만이 거의 유일한 무게 변화이다. 연료가 소모됨에 따라 항공기가 가벼워지고 성능이 향상된다.

특정 장비의 교체는 항공기의 무게에 큰 영향을 미친다. 추가적인 라디오나 계기의 설치(뿐만 아니라 수리나 개조)도 항공기 무게에 영향을 미칠 수 있다.

Balance, Stability, and Center of Gravity

균형(balance)이란 항공기의 CG(무게중심) 위치를 의미하며 이는 안정성(stability)과 안전에 중요한 요소이다.

항공기 균형에서 가장 중요한 것은 세로축에 대한 CG의 전방/후방 위치이다. CG는 고정된 지점이 아니며 항공기 내 무게 분포에 따라 달라진다. 변경될 수 있는 적재 물품들이 이동되거나 소모됨에 따라 CG 위치가 변화한다. CG range(CG 위치에 대한 전방 한계와 후방 한계 사이의 거리)는 제조업체에 의해 증명된다. 만약 CG가 세로축으로부터 너무 앞으로 이동하면 nose-heavy 상태가 발생한다. 반대로 만약 CG가 세로축으로부터 너무 뒤로 이동하면 tail heavy 상태가 발생한다. CG의 위치가 불안정 조건을 만들어내면 조종사가 항공기를 제어하지 못할 수도 있다. [그림 10-1]

가로축에 대한 CG 위치 또한 중요하다. 동체 중심선의 왼쪽에 존재하는 각 무게들에 대해 오른쪽의 해당 위치에도 동일한 무게들이 존재한다. 허나 가로축에 대한 적재가 불균형해지면 이러한 상태가 깨질 수 있다. 모든 항공기에서 lateral CG의 위치가 계산되지는 않지만 조종사는 가로축 불균형이 악영향을 발생시킨다는 것을 알아야 한다. 예를 들어서 연료가 잘못 관리되면 가로축 불균형이 발생한다(한쪽 탱크로부터 엔진을 향해 연료를 불균일하게 공급할 경우). 조종사는 trim을 조정하거나 일정한 조종간 압력을 유지해서 이러한 wing-heavy condition을 보상할 수 있다. 허나 이러한 조작은 항공기 조종면을 유선형 흐름으로부터 벗어나게 만들어서 항력을 증가시키며 결국 운영 효율성이 떨어진다. 필요하다면 가로축 균형이 AFM에서 다루어진다.

균형이 맞지 않는 항공기를 비행하면 조종사의 피로가 증가할 수 있으며 비행의 안전과 효율성에도 명백한 영향을 미친다. 세로축 불균형이 발생하면 조종사는 보통 조종간 압력을 제거하기 위해 trim을 변경한다. 허나 과도한 trim은 공기역학적 효율성을 감소시킬 뿐만 아니라 trim이 적용된 방향으로 향하는 조종간 이동 거리도 감소시킨다.

Effects of Adverse Balance

불균형 상태는 과도한 무게 상태와 거의 동일한 방식으로 비행 특성에 영향을 미친다. 항공기에 대해 설정된 weight and balance 한계를 준수하는 것은 중요하다. 최대 제한 무게가 초과되면 항공기의 구조성 짜임새가 손상되며 성능에 악영향을 미칠 수 있다. 불균형 상태는 안정성(stability)과 조종성(control)에도 영향을 미친다.

Stability

항공기가 nose-heavy 상태로 적재되면 기수를 조작하는데 문제가 발생한다(특히 이착륙 도중). 항공기가 tail heavy 상태로 적재되면 세로 안정성에 심각한 문제가 발생하여 실속과 스핀으로부터 회복하는 능력이 떨어진다. tail heavy 상태의 또 다른 문제점은 조종력이 매우 적어진다는 것이다. 이는 의도치 않게 항공기에 과응력을 가하게 만든다.

Stability and Center of Gravity

제조업체는 전방 한계와 후방 한계를 설정한다. 이 한계들 너머에 CG가 위치해서는 안 된다. 이러한 한계들은 각 항공기에 대한 형식증명자료집(TCDS - Type Certificate Data Sheet)에, 혹은 항공기설계명세서(aircraft specification)와 AFM/POH에 게재된다. 만약 적재 후에 CG가 이 한계 이내에 있지 않다면 일부 항목들을 재배치 해야 한다.

※ 다음은 항공정비사 표준교재(항공정비 일반)을 발췌한 내용이다.

4.4.2 중량과 평형 자료(Weight and Balance Data)

항공기 중량 측정, 자중무게중심을 산출하기 위해서는 항공기에 관한 중량과 평형 정보가 기록된 문서를 알아야 한다.

① 항공기설계명세서(Aircraft Specifications) 항공기설계명세서에는 장비 목록, 장착 위치, 거리등이 명기되어 있고, 감항당국에서 인증하는 것으로 첫 번째 항공기에 적용된다.

② 항공기운용한계(Aircraft Operating Limitations) 항공기운용한계는 항공기 제작사가 제공한다.

③ 항공기비행매뉴얼(Aircraft Flight Manual) 항공기비행매뉴얼은 항공기 제작사가 제공한다.

④ 항공기 중량과 평형 보고서(Aircraft Weight and Balance Report) 항공기 중량과 평형 보고서는 초도에는 항공기 제작사에서 측정하여 제공하고,항공기 운용자(정비사)가 주기적으로 측정하여 발행한다.

⑤ 항공기 형식증명자료집 (Aircraft Type Certificate Data Sheet) 항공기 형식증명자료집은 항공기에 장착된 장비들의 중량과 거리등의 목록으로 항공기 제작사 감항당국이 인가한 것이다. 형식증명자료집에서 찾아볼 수 있는 중요한 중량과 평형 정보는 다음과 같은 것들이 있다.

(1) 무게중심범위(C.G range)

(2) 최대중량(maximum weight)

(3) 수평 도구(leveling means)

(4) 좌석의 수와 설치 위치(location)

(5) 수하물 탑재량(baggage capacity)

(6) 연료 탑재량(fuel capacity)

(7) 기준선 장소(datum location)

(8) 엔진마력(engine horsepower)

(9) 오일용량(oil capacity)

(10) 자중에서 연료의 양

(11) 자중에서 오일의 양

전방 한계는 보통 항공기의 착륙 특성에 의해 결정된다. 착륙 도중 전방 한계가 초과되면 nosewheel에 과도한 하중이 가해지고, tailwheel type airplanes의 경우에는 nose over이 발생하며, 성능이 감소하고, 실속 속도가 높아지고, 조종력이 매우 커질 수 있다.

Control

CG가 전방 한계를 초과하여 nose heavy로 이어지면 착륙 도중에 flare가 어려워질 수 있다. 때문에 제조업체는 전방 한계를 최대한 뒤쪽에 배치한다. CG가 후방 한계를 초과하는 경우에는 정적/동적 세로 안정성이 감소하고, 조종이 어려워지고, 실속 특성이 나빠지고, 조종력이 매우 가벼워진다. 조종력이 가벼우면 항공기에 의도치 않게 과응력을 가할 수 있다.

또한 전방 한계는 minimum airspeed에서 충분한 elevator/control 조작이 가능하도록 지정된다. 구조적 한계가 전방 한계를 제한하지 않는 경우에는 착륙을 위한 높은 받음각을 위해 full-up elevator/control을 적용해야 하는 지점에 전방 한계가 배치된다.

후방 한계는 가장 중요한 기동이나 운영에 대해 CG가 배치될 수 있는 가장 뒤쪽 지점이다. CG가 뒤로 이동하면 덜 안정적인 상태가 발생하며 이로 인해 기동이나 난기류 이후 항공기가 스스로를 바로잡을 수 있는 능력이 감소된다.

일부 항공기에서는 전방/후방 한계가 총 무게 변화에 따라 변경되도록 지정될 수 있다. 이는 또한 특정 운영(예를 들어 곡예비행)에 대해서도 변경될 수 있다.

CG의 위치는 많은 변수들에 의해 변경될 수 있으며 이는 보통 조종사에 의해 제어된다. 수하물과 하물의 위치는 CG의 위치를 결정한다. 승객들에게 좌석을 배정하는 것 또한 적절한 균형을 위한 수단으로 사용될 수 있다. 만약 항공기의 꼬리가 무겁다면 무거운 승객을 앞좌석에 앉히는 것이 적절하다. 또한 fuel tanks의 위치에 따라 연료 소모가 CG에 영향을 미칠 수 있다. 예를 들어 대부분의 소형 항공기에서는 연료가 날개 내에 탑재되므로 연료 소모는 CG에 거의 영향을 미치지 않는다.

Management of Weight and Balance Control

14 CFR part 23, section 23.23은 항공기가 안전하게 운영될 수 있는 무게 범위와 CG 범위가 설정되도록 요구한다. 제조업체는 AFM, TCDS, 혹은 aircraft specifications를 통해 이 정보를 제공한다.

14 CFR part 91에 따라 운영하는 조종사는 매 비행 전에 weight and balance를 계산해야 하는 특정 요건을 가지지 않는다. 그러나 14 CFR part 91, section 91.9은 PIC(pilot in command)로 하여금 AFM의 운영 한계를 준수하도록 요구한다. 이러한 한계에는 항공기의 weight and balance가 포함된다. 조종사가 weight and balance를 계산할 수 있도록 AFM에 그래프/차트가 제공된다.

weight and balance는 모든 조종사들의 관심사가 되어야 한다. 조종사는 항공기의 하물과 연료를 제어한다(이 두 변수들은 총 무게와 CG 위치를 변화시킬 수 있음). 항공기 소유자나 운영자는 조종사가 이용할 수 있는 최신 정보가 있는지 확인해야 하며 수리/변경이 이루어졌다면 적절한 기록이 작성되었는지 확인해야 한다. 장비가 제거되거나 추가되면 CG가 변경된다.

무게가 변화하였다면 weight and balance 기록지에 적절한 표기를 해야 한다. 만약 해당한다면 equipment list가 업데이트되어야 한다. 이러한 정보가 없다면 조종사는 계산을 수행할 수 없다.

무시해도 될 정도의 무게를 가진 표준 부품이나 사소한 품목들(예를 들어 너트, 볼트, 와셔, 리벳, 그리고 무시해도 될 정도의 무게를 가진 표준 부품과 유사한 것)은 weight and balance check을 필요로 하지 않는다. 무시해도 될 정도의 무게 변화에 대한 다음 기준은 AC 43.13-1, Methods Techniques and Practices – Aircraft Inspection and Repair에 설명되어 있다:

• empty weight가 5,000파운드 미만인 항공기: 1파운드 이하

• empty weight가 5,000파운드 이상 50,000파운드 미만인 항공기: 2파운드 이하

• empty weight가 50,000파운드 이상인 항공기: 5파운드 이하

CG가 0.05% MAC(Mean Aerodynamic Chord) 미만으로 변화되는 경우에도 무시될 수 있다. 평균공력시위(MAC)는 날개 시위선 길이의 평균 값이다. 이 한계가 초과되면 weight and balance check이 필요하다.

매 비행 전에 조종사는 항공기의 weight and balance를 결정해야 한다. 제조업체는 적재 조건 결정하기 위한 간단하고 질서 정연한 절차를 고안하였다. 조종사는 weight and balance 결정 시 이러한 절차를 통해 현명한 판단을 내린다. 대부분의 최신 항공기에서 모든 좌석, 수하물 칸, 그리고 연료 탱크가 가득 채워지면 weight and balance 한계가 유지될 수 없다. 만약 최대 승객 하중에 도달하였다면 연료 적재량을 줄이거나 수하물 양을 줄여야 한다.

20개 이상의 좌석을 갖춘 항공기, 혹은 최대 payload가 6,000파운드 이상인 항공기의 무게는 36개월마다 측정되어야 한다(14 CFR part 125). 14 CFR part 135에 따라 운영되는 다발 항공기의 무게도 36개월마다 측정되어야 한다. 단, 증명 소유자의 운영기준(Operations Specifications)에서 승인하는 weight and balance system으로 운영되는 14 CFR part 135 항공기는 이러한 36개월 조건이 면제된다. weight and balance control programs에 대한 자세한 내용은 AC 120-27, Aircraft Weight and Balance Control을 참조한다.

Terms and Definitions

조종사는 weight and balance에 관한 적절할 용어들을 숙지해야 한다. 다음의 용어들과 그 정의는 표준화 되어있다. 이러한 용어들에 대한 지식은 weight and balance를 더 제대로 이해하는데 도움을 제공한다. GAMA(General Aviation Manufacturers Association)에서 산업 표준으로 정의한 용어의 경우에는 그 명칭에 GAMA가 표기된다.

• Arm(moment arm) - reference datum line과 특정 항목 사이의 수평 거리(inch). datum으로부터 뒤로 측정되는 경우에는 (+)가, 그리고 datum으로부터 앞으로 측정되는 경우에는 (-)가 표시된다.

• Basic empty weight(GAMA) - standard empty weight에 optional equipment weight를 더한 값.

• Center of gravity(CG) - CG는 항공기의 전체 무게가 집중되어 있다 가정되는 이론상의 지점이다. CG는 reference datum으로부터의 거리(inch)나 %MAC으로 표시될 수 있다. CG는 가로, 세로, 그리고 수직 위치를 갖춘 3차원 지점이다.

• CG limits – 비행 도중 CG가 위치해야 하는 전방/후방 지점. 이는 항공기설계명세서에 표시되어 있다.

• CG range – 전방 한계와 후방 한계 사이의 거리. 이는 항공기설계명세서에 표시되어 있다.

• Datum(reference datum) - 모든 arm이 측정되는 가상의 수직 평면. datum은 제조업체에 의해 설정된다. 모든 moment arm과 CG range는 이 지점으로부터 측정된다.

• Delta – 값의 변화를 나타내기 위해 표시되는 그리스 문자(△). 예를 들어 △CG는 CG의 변화를 나타낸다.

• Floor load limit – 바닥이 평방 인치/피트 당 지탱할 수 있는 최대 무게로 이는 제조업체에 의해 제공된다.

• Fuel load – 항공기 적재물들 중 소모되는 것. fuel load에는 usable fuel만이 포함된다(라인을 채우는데 필요한 연료나 tank sump에 갇혀 있는 연료는 포함되지 않음).

• Licensed empty weight – empty weight(airframe + engine[s] + unusable fuel + undrainable oil)에 equipment list에서 명시하는 standard and optional equipment를 더한 것. 일부 제조업체는 GAMA standardization 이전에 이 용어를 사용하였다.

• Maximum landing weight – 항공기 착륙 시 일반적으로 허용되는 최대 무게.

• Maximum ramp weight – 적재된 항공기의 총 무게. 여기에는 모든 연료가 포함된다. maximum ramp weight는 takeoff weight보다 크다. 왜냐하면 taxi 및 run-up 도중 연소될 연료 때문이다. ramp weight는 taxi weight라고도 불린다.

• Maximum takeoff weight – 이륙에 허용되는 최대 무게.

• Maximum weight - 항공기와 모든 항공기 장비들에 대해 승인된 최대 무게. 이는 항공기의 TCDS에서 명시된다.

• Maximum zero fuel weight(GAMA) - usable fuel을 제외한 최대 무게.

• Mean aerodynamic chord(MAC) - 날개 시위선의 평균 길이.

• Moment – 특정 항목의 무게에 arm을 곱한 값. 모멘트는 pound-inches(in-lb)로 표시된다. 비행기의 무게에 CG 거리를 곱하면 총 모멘트가 구해진다.

• Moment index - 모멘트를 상수(예를 들어 100, 1,000, 혹은 10,000)로 나눈 값. 이는 무거운 적재물과 긴 arm으로 인해 큰 결과값이 발생하는 항공기에서 weight and balance 계산을 간단하게 만들기 위해 사용된다.

• Payload(GAMA) - 탑승객, 화물, 그리고 수하물의 무게.

• Standard empty weight(GAMA) - airframe, engines, 그리고 항공기에 영구적으로 설치된 모든 operating equipment(예를 들어 fixed ballast, hydraulic fluid, unusable fuel, 그리고 full engine oil)로 구성된 항공기 무게.

• Standard weights – weight and balance 계산과 관련된 수많은 항목에 대해 설정된 무게들. 실제 무게를 사용할 수 있는 경우에는 이 무게를 사용하지 않는다. standard weights 중 일부는 다음과 같다.

• Station – 특정 항목의 항공기 내 위치. 이는 datum으로부터의 거리(inch)를 나타내는 숫자로 표시된다. 따라서 datum은 station 0으로 표시된다. station +50에 위치한 항목의 arm은 50 인치이다.

• Useful load – 조종사, 부조종사, 승객, 수하물, usable fuel, 그리고 drainable oil의 무게. 이는 maximum allowable gross weight에서 basic empty weight를 뺀 값이다. 이 용어는 범용 항공(GA – general aviation) 항공기에만 적용된다.

※ 다음은 대한항공 WEIGHT AND BALANCE를 발췌한 내용이다.

2. WEIGHT LIMITATION & FUEL TERMS

Maximum Landing Weight(MLW) - 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한되는 착륙 시 최대 중량.

Maximum Takeoff Weight(MTOW) - 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한되는 brake release 시 최대 중량.

Maximum Taxi Weight(MTW) - 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한되는 지상 기동 시 최대 중량. 여기에는 taxi 및 run-up을 위한 연료가 포함된다.

Maximum Zero Fuel Weight(MZFW) - 항공기에 usable fuel이 적재되기 전에 허용되는 최대 중량. 이는 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한된다.

Minimum Flight Weight(MFW) - 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한되는 비행 시 최소 중량.

Unusable Fuel - 정부 규정에 따른 fuel run-out test를 완료한 후에 남은 연료. 여기에는 drainable unusable fuel과 trapped unusable fuel이 포함된다.

Drainable Unusable Fuel - unusable fuel에서 unusable trapped fuel을 뺀 것.

Trapped Unusable Fuel - 연료 탱크를 배수하는 절차를 통해 정상적인 방법으로 항공기 연료를 제거하였음에도 불구하고 남아있는 unusable fuel.

Usable Fuel - 항공기 추진력을 위해 사용할 수 있는 연료.

Principles of Weight and Balance Computations

모든 조종사는 weight and balance가 결정되는 기본 원리를 이해해야 한다. 다음 계산 방법은 weight and balance 정보를 필요로 하는 어떤 물체나 차량에서도 적용될 수 있다.

빈 항공기의 무게를 결정한 다음 항공기에 적재된 모든 물체의 무게를 더하면 총 무게를 결정할 수 있다. 중요한 것은 항공기의 전체 질량이 특정 한계 이내에서 균형을 이루도록 무게들을 분배하는 것이다. weight and balance의 기본 원리를 이해하지 못하였다면 이는 큰 문제가 된다.

항공기의 균형이 유지되는 지점은 CG를 통해 결정될 수 있다. 이는 모든 무게가 집중되는 가상의 지점이다. 세로 안정성과 elevator control 사이에서 균형을 제공하기 위해 CG는 보통 양력 중심으로부터 약간 앞쪽에 위치한다. 이러한 상태는 비행 중 nose-down tendency를 만들어내는데 이는 높은 받음각 및 저속으로 비행할 때 매우 가치 있다.

CG가 반드시 존재해야 하는 안전 영역을 CG range라 부른다. 이 범위의 끝단들은 전방 한계와 후방 한계라 불린다. 이러한 한계들은 보통 datum reference라 불리는 기준점으로부터 비행기 세로축을 따라 inch 단위로 명시된다. datum은 항공기 설계자가 설정한 임의의 지점으로 이 위치는 항공기마다 다를 수 있다. [그림 10-2]

항공기에 적재된 물체부터 datum까지의 거리를 arm이라 부른다. 만약 물체가 datum의 뒤에 위치한다면 이는 양(+)의 inch 단위로 측정된다. 만약 물체가 datum의 앞에 위치한다면 이는 음(-)의 inch 단위로 측정된다. 물체의 위치를 보통 station이라 부른다. 물체의 무게에 arm(datum으로부터의 거리)을 곱하면 모멘트가 결정된다. 모멘트란 중력을 측정한 값으로 이는 무게로 하여금 한 점이나 축을 중심으로 회전하게 만든다. 모멘트는 inch-pounds(in-lb)로 표시된다.

예를 들어 50파운드의 무게가 datum으로부터 100인치 떨어진 지점에 놓여 있다 가정하자. 무게의 아래로 향하는 힘은 50파운드에 100인치를 곱하여 결정될 수 있다. 즉, 이는 5,000 in-lb의 moment를 생성한다. [그림 10-3]

균형을 맞추려면 이 판자의 반대쪽 쪽 끝에 총 5,000 in-lb가 적용되어야 한다. 5,000 in-lb의 모멘트를 만들어내는 모든 (무게 x 거리) 조합은 판자의 균형을 유지한다. 예를 들어 100파운드의 무게가 datum으로부터 25인치 지점에 위치하고 또 다른 50파운드의 무게가 datum으로부터 50인치 지점에 위치한다(그림 10-4). 두 개의 (무게 x 거리) 합은 총 5,000 in-lb로 이는 판자의 균형을 유지할 것이다.

Weight and Balance Restrictions

항공기의 weight and balance restrictions는 엄격하게 준수되어야 한다. 개조나 장비 변경으로 인해 특정 항공기의 적재 상태와 empty weight가 AFM/POH와 다를 수 있다. AFM/POH의 샘플 적재 문제는 참고용이므로 모든 항공기는 별도로 취급되어야 한다. 비록 항공기가 maximum gross takeoff weight에 대해 증명을 받았다 하여도 모든 조건에서 이 무게로 안전하게 이륙할 수는 없다. 이륙 및 상승 성능에 영향을 미치는 조건(예를 들어 높은 표고, 높은 온도, 높은 습도)들로 인해 비행 전에 무게를 줄여야 할 수도 있다. weight and balance 계산 시 고려해야 할 그 외의 요인으로는 활주로 길이, 활주로 표면, 활주로 기울기, 지상풍, 그리고 장애물의 유무가 있다. 이러한 요인들은 무게의 감소나 재분배를 요구할 수 있다.

Determining Loaded Weight and CG

항공기에 적재된 무게와 CG를 결정하는 방법은 다양하다. 여기에는 computational method와 graph/table method가 있다.

Computational Method

다음은 기본적인 수학 함수를 적용하는 computational method의 예시이다.

1. 항공기, 탑승객, 연료, 그리고 수하물의 무게를 나열한다. AVGAS(aviation gas)는 갤런 당 6파운드임을 기억하라.

2. 나열된 각 항목의 moment를 입력한다. “weight x arm = moment”임을 기억하라.

3. 총 무게와 총 모멘트를 구한다.

4. CG를 결정하기 위해 총 모멘트를 총 무게로 나눈다.

NOTE: 특정 항공기의 weight and balance 문서는 empty weight, moment, 그리고 arm에 대한 정보를 제공한다. [그림 10-5]

총 무게는 3,320 파운드로 maximum gross weight(3,400파운드)를 초과하지 않는다. CG는 84.8로 CG limit(78 – 86) 이내에 있다. 따라서 항공기는 제한 사항들이 만족되도록 적재되어 있다.

Graph Method

적재된 무게와 CG를 결정하는 또 다른 방법은 제조업체의 그래프를 사용하는 것이다. 계산을 간단하게 만들기 위해 moment를 100, 1,000, 혹은 10,000으로 나누기도 한다. [그림 10-6, 7, 그리고 8]

computational method에서 사용한 것과 동일한 단계를 따른다(단, 그래프가 moment를 계산할 것이다. 또한 항공기가 CG limit 이내에 적재되었는지를 그래프로 결정할 수 있다). loading graph를 통해 moment를 결정하기 위해 먼저 무게를 찾은 다음 moment가 계산될 항목이 교차되기 전까지 가로로 직선을 그린다. 그런 다음 세로선을 그어 moment를 결정한다. (그림 10-7의 붉은 선은 pilot and front passenger를 위한 moment를 나타낸다. 이 외의 moment도 동일한 방법으로 결정된다.) 각 항목에 대해 이 작업을 수행한 후 무게와 모멘트를 더한다. 그리고 CG envelope에 무게와 모멘트에 대한 선을 그린다. 만약 이 선들이 envelope 내에서 교차한다면 항공기는 CG limits 이내로 적재된 것이다. 이 예시의 경우 항공기는 CG limits 이내로 적재된다.

Table Method

table method 또한 앞선 두 방법과 동일한 원리를 적용한다. 제조업체의 표에는 정보 및 제한 사항들이 포함된다. 그림 10-9는 표의 예시이며 weight and balance 계산은 이 표를 기반으로 한다. 이 문제에서 총 무게(2,799 파운드)와 모멘트(2,278/100)는 표의 한계 이내에 있다.

Computations With a Negative Arm

그림 10-10은 음(-)의 arm을 갖춘 항공기의 weight and balance를 나타낸다. 음수에 양수를 곱하면 음수임을, 그리고 음수는 총 moment에서 감해져야 한다는 것을 기억하라.

Computations With Zero Fuel Weight

그림 10-11은 zero fuel weight를 갖춘 항공기의 weight and balance를 나타낸다. 이 예시에서 연료를 뺀 항공기 총 무게는 4,240 파운드로 이는 zero fuel weight(4,400 파운드) 미만이다. 만약 연료를 뺀 항공기 총 무게가 4,400파운드를 초과한다면 승객이나 화물을 줄여서 무게를 max zero fuel weight 이하로 만들어야 한다.

Shifting, Adding, and Removing Weight

조종사는 무게의 이동, 추가, 혹은 제거와 관련된 모든 문제들을 정확하게 해결할 수 있어야 한다. 예를 들어 takeoff weight limit 이내로 항공기가 적재되었으나 CG limit이 초과되었다. 이 문제에 대한 가장 만족스러운 해결책은 수하물이나 승객을 옮기는 것이다. 조종사는 비행에 안전한 항공기를 만드는데 필요한 최소한의 무게 이동을 결정할 수 있어야 한다. 조종사는 새로운 위치로 적재물을 이동하는 것이 상황을 개선할 수 있는지를 판단할 수 있어야 한다. 이러한 결정에 도움이 될 수 있는 몇 가지 표준화된 계산법이 있다.

Weight Shifting

무게가 한 위치에서 다른 위치로 이동한다면 총 무게는 변화하지 않는다. 허나 총 moment는 무게가 이동하는 방향 및 거리에 비례해서 변화한다. 무게가 앞으로 이동하면 총 moment가 감소한다. 반면 무게가 뒤로 이동하면 총 moment가 증가한다. moment의 변화량은 무게가 이동한 양에 비례한다. 대부분의 항공기는 전방 수하물 칸과 후방 수하물 칸을 가지고 있으므로 CG를 변경하기 위해 무게를 한 쪽에서 다른 한 쪽으로 이동시킬 수 있다. 항공기 무게, CG, 그리고 총 moment를 알고 있었다면 무게를 이동시킨 후 새로운 총 moment를 항공기 무게로 나눠서 새로운 CG를 계산한다.

새로운 moment를 결정하기 위해 무게 변화에 따른 모멘트 증감을 확인한다. 100 파운드가 station 30에서 station 150으로 이동하였다 가정하자. 이러한 무게 이동은 항공기의 총 moment를 12,000 in-lb만큼 증가시킨다.

기존의 moment에 moment 변화량을 더하면(무게가 앞으로 이동한 경우엔 빼줌) 새로운 총 moment를 얻을 수 있다. 새로운 moment를 총 무게로 나눠서 새로운 CG를 결정한다:

이러한 무게 이동으로 인해 CG가 station 78.5로 이동하였다.

컴퓨터(혹은 계산기)와 비례 공식을 통해 더 간단한 해결책을 얻을 수 있다. 이는 무게가 이동하는 거리에 비례해서 CG가 변화하기 때문에 가능하다.

Weight addition or Removal

항공기의 weight and balance는 보통 무게의 추가/제거로 인해 변화한다. 이 경우 새로운 CG를 계산한 다음 그 위치가 적절한지를 확인해야 한다. 이러한 유형의 weight and balance 문제는 비행 도중 연료가 소모되서 fuel tank의 무게가 감소할 때 발생한다. 대부분의 소형 항공기는 fuel tank가 CG에 가깝도록 설계되므로 연료 소모가 CG에 큰 영향을 미치지 않는다.

화물의 추가/제거는 CG가 변화하는 문제를 야기하므로 이를 반드시 비행 전에 계산해야 한다. 이 문제는 항상 총 moments에 대한 계산을 통해 해결될 수 있다. 출항 직전에 추가 화물이나 승객을 받아서 새로운 CG를 계산하는 경우가 있다.

이 예시에서 △CG가 기존의 CG로부터 더해지거나 빼진다. 특정 무게 변화에 대해 CG가 어느 방향으로 이동할지를 생각해보면 △CG가 더해질지 빼질지를 결정하기 쉬워진다. 만약 CG가 뒤로 이동한다면 기존의 CG에 △CG를 더한다. 만약 CG가 앞으로 이동한다면 기존의 CG에 △CG를 뺀다.

Chapter Summary

weight and balance 한계 이내에서 항공기를 운영하는 것은 비행 안전에 매우 중요하다. 모든 비행 구간 도중 CG가 한계 이내로 유지되는지를 확인해야 한다. weight, balance, CG, 그리고 항공기 안정성에 대한 추가 정보는 특정 항공기 종류(category)에 대한 FAA 교재를 참고한다.

Introduction

이 장은 비행의 힘, 그리고 항공기의 방향 및 자세를 제어하기 위해 조종사가 사용하는 비행 제어 시스템(flight control system)에 초점을 맞춘다. 비행 제어 시스템과 특성은 항공기 형식에 따라 크게 달라질 수 있다. 가장 기본적인 비행 제어 시스템은 기계적으로 작동하며 초기 항공기 이래 계속 존재하고 있다. 기계적 비행 제어 시스템은 기계적 부품들(예를 들어 rod, cable, pulley, 그리고 chain)을 통해 조종간 힘을 조종면으로 전달한다. 기계적 비행 제어 시스템은 공기역학적 힘이 과도하지 않은 오늘날의 소형 범용 항공기와 경량 항공기(light sport aircraft)에서 여전히 사용되고 있다. [그림 6-1]

항공기술의 발전에 의해 더 크고 빠른 항공기들이 생산되었으며 이로 인해 조종면에 작용하는 공기역학적 힘 또한 기하급수적으로 증가하였다. 엔지니어들은 조종사가 조종간 힘을 관리할 수 있게 만들기 위해 더 복잡한 시스템을 설계하였다. 처음에는 기계적인 비행 제어 시스템의 복잡성, 무게, 그리고 한계를 줄이기 위하여 기계적 회로와 유압 회로로 구성된 유체역학적 설계가 사용되었다. [그림 6-2]

항공기가 더욱 정교해지면서 조종면이 전기 모터, 디지털 컴퓨터, 혹은 광섬유 케이블로 작동하게 되었다. “fly-by-wire”라 불리는 이러한 비행 제어 시스템은 조종간과 조종면 사이의 물리적 연결을 전기적 인터페이스로 대체하였다. 또한 일부 대형 고속 항공기에서는 유압이나 전기로 작동하는 시스템에 의해 조종이 강화(boosted)된다. fly-by-wire control과 boosted control에서 조종간 반응의 느낌은 가장된(simulated) 방법으로 조종사에게 전달된다.

NASA(National Aeronautics and Space Administration) Dryden Flight Research Center는 현재 지능형 비행 제어 시스템(IFCS - Intelligent Flight Control System)을 연구하고 있다. 이 연구의 목표는 자기학습 신경망을 기반으로 하는 비행 제어 시스템을 개발하는 것이다. IFCS는 비행 제어 시스템의 피드백 오류에 직접 적용되며 정상 비행 도중(혹은 시스템 고장 발생 시) 항공기 성능을 개선하기 위한 조정을 제공한다. IFCS를 사용하면 조종사는 조종면 고장이나 기체(airframe) 손상이 발생한 항공기의 제어를 유지하면서 안전하게 착륙할 수 있다. 이는 또한 임무 능력을 향상시키고, 비행의 신뢰도와 안전도를 향상시키며, 조종사의 업무량을 완화한다.

오늘날의 항공기는 다양한 비행 제어 시스템을 사용한다. 예를 들어 일부 경량 항공기는 체중이동형 제어(weight-shift control)을 사용하며 반면 열기구(balloons)는 standard burn 기법을 사용한다. 헬리콥터의 경우에는 rotor를 원하는 방향으로 기울이기 위해 cyclic을 사용하고, rotor pitch를 조작하기 위해 collective lever를 사용하며, yaw를 조작하기 위해  anti-torque pedals를 사용한다. [그림 6-3]

비행 제어 시스템에 대한 추가 정보는 특정 항공기 형식의 비행 제어 시스템 및 특성과 관련된 교재를 참조한다.

Flight Control Systems

Flight Controls

항공기 비행 제어 시스템은 primary system과 secondary(auxiliary) system으로 구성된다. ailerons, elevator(혹은 stabilator), 그리고 rudder는 primary control system을 구성한다. 이는 비행 중 항공기를 안전하게 제어하기 위해 사용된다. wing flaps, leading edge devices, spoilers, 그리고 trim은 secondary control system을 구성한다. 이는 비행기의 성능 특성을 향상하거나, 혹은 과도한 조종간 압력을 완화한다. (ATP: B-727에 장착된 upper rudders는 primary flight contols이다.)

Primary Flight Controls

항공기 제어 시스템은 조종간 입력에 대해 충분한 반응을 제공함과 동시에 자연스러운 느낌을 주도록 설계되었다. 저속에서는 조종간이 둔하며 항공기의 반응이 느리다. 반면 고속에서는 조종간이 민감하며 항공기의 반응이 빠르다.

세 가지 primary flight control surfaces(ailerons, elevator나 stabilator, 그리고 rudder) 중 하나를 움직이면 에어포일 주변의 공기 흐름과 압력 분포가 변화한다. 이러한 변화는 에어포일/조종면 조합에 의해 발생하는 양력 및 항력에 영향을 미친다. 이로 인해 조종사는 3개의 회전축에 대해 항공기를 제어할 수 있다.

설계 특성은 조종면이 꺾이는 정도를 제한한다. 예를 들어 flight control linkages에 control-stop mechanisms가 통합될 수도 있고, 혹은 조종간 및/혹은 rudder의 움직임이 제한될 수도 있다. 이러한 설계의 목적은 정상 기동 도중 의도치 않은 과조작으로 인하여 항공기에 과응력이 가해지는 것을 방지하기 위함이다.

올바르게 설계된 항공기는 정상 기동 도중 안정적이며 제어하기가 쉽다. 조종면 입력은 세 개의 회전축 주위로 움직임을 만들어낸다. 항공기가 나타내는 안정성의 유형 또한 세 개의 회전축과 관련이 있다. [그림 6-4]

Ailerons

aileron은 세로축을 중심으로 roll을 제어한다. ailerons는 각 날개의 outboard 뒷전에 부착되며 서로 반대 방향으로 움직인다. aileron은 cable, bellcrank, pulley, 그리고/혹은 push-pull tube를 통해 조종간과 연결된다.

조종간을 오른쪽으로 움직이면 우측 aileron은 위로, 그리고 좌측 aileron은 아래로 꺾인다. 우측 aileron은 캠버가 감소하여 양력이 감소한다. 반면 좌측 aileron은 캠버가 증가하여 양력이 증가한다. 따라서 좌측 날개의 양력 증가와 우측 날개의 양력 감소는 항공기를 오른쪽으로 roll 하게 만든다.

Adverse Yaw

아래로 꺾인 aileron은 양력을 더 많이 생산하기 때문에 항력 또한 더 많이 생산한다. 이러한 항력 증가는 날개 속도를 약간 느려지게 만든다. 이로 인해 양력(그리고 항력)이 증가한 날개 쪽으로 항공기가 yaw한다. 조종사의 시점에서는 bank의 반대 방향으로 yaw가 발생한다. adverse yaw는 양쪽 날개의 서로 다른 항력, 그리고 이로 인한 양쪽 날개의 서로 다른 속도로 인해 발생한다. [그림 6-5]

Adverse yaw는 저속에서 더욱 뚜렷해진다. 저속에서는 조종면의 공기역학적 압력이 낮으므로 항공기를 효과적으로 조종하기 위해서는 더 큰 조종간 입력이 필요하다. 그 결과 aileron 편향이 증가하며 따라서 adverse yaw가 증가한다. adverse yaw는 특히 날개 길이가 긴 항공기에서 두드러진다.

rudder를 사용하여 adverse yaw를 상쇄한다. rudder의 양은 저속, 높은 받음각, 그리고 많은 aileron 편향 시 가장 크다. 저속에서는 vertical stabilizer/rudder의 효율성이 떨어지므로 adverse yaw와 관련된 문제가 더 커진다.

모든 선회는 ailerons, rudder, 그리고 elevator를 통해 조정된다. 원하는 bank angle로 항공기를 배치하기 위해서는 aileron 압력을 가해야 한다. 이와 동시에 adverse yaw를 상쇄하기 위해 rudder를 가해야 한다. 또한 선회 도중에는 직진수평비행보다 더 많은 양력이 필요하므로 elevator back pressure를 적용하여 받음각을 증가시켜야 한다. 선회가 깊어질수록 더 많은 elevator back pressure가 필요하다.

원하는 bank angle을 설정하였다면 aileron과 rudder 압력을 완화해야 한다. 이는 bank angle이 증가하는 것을 막는다. 왜냐하면 aileron과 rudder 조종면은 neutral position에 놓여 있기 때문이다. 고도를 유지하기 위해선 elevator back pressure를 일정하게 유지해야 한다. 선회로부터의 roll-out은 roll-in과 비슷하다(단, 조종간이 반대 방향으로 적용되는 점 제외). roll-out 방향을 향하여 aileron/rudder를 적용한다. bank angle이 감소함에 따라 elevator back pressure를 적절히 완화하여 고도를 유지한다.

제조업체들은 adverse yaw의 영향을 줄이기 위해 네 가지 시스템을 설계하였다: differential ailerons, frise-type ailerons, coupled ailerons and rudder, 그리고 flaperons.

Differential Ailerons

differential ailerons를 사용할 경우 위로 꺾이는 aileron이 아래로 꺾이는 aileron보다 더 많이 움직인다. 이는 아래로 향하는 날개의 항력을 증가시킨다. 아래로 향하는 날개의 up aileron이 위로 향하는 날개의 down aileron보다 더 큰 각도로 꺾인 결과 더 큰 항력이 발생한다. adverse yaw가 감소하였긴 하나 완전히 없어진 것은 아니다. [그림 6-6]

Frise-Type Ailerons

frise-type aileron의 경우 aileron은 offset hinge를 중심으로 회전한다. 이는 aileron의 앞전을 공기흐름에 돌출시켜 항력을 생성시킨다. 이는 반대쪽 날개의 aileron에서 생성된 항력과 균일하게 만드는데 도움을 주어 adverse yaw를 감소시킨다. [그림 6-7]

또한 frise-type aileron은 slot을 형성한다. 이는 아래로 꺾인 aileron의 위로 공기가 흐르게 만들어 높은 받음각에서도 효율적이게 만든다. frise-type aileron 또한 differential처럼 기능하도록 설계될 수 있다. frise-type aileron은 adverse yaw를 완전히 제거하지 못한다. aileron 적용 시 삼타일치 된 rudder가 필요하다.

Coupled Ailerons and Rudder

coupled ailerons and rudder는 서로 연결된 조종간이다. 이는 rudder-aileron interconnect spring을 통해 이루어진다. 이 장치는 aileron 편향 시 rudder를 자동으로 편향시켜 aileron 항력을 수정하는데 도움을 준다. 예를 들어 left roll을 위해 조종간을 움직였을 때 interconnect cable/spring은 항공기의 기수가 오른쪽으로 yaw하지 못할 정도로 left rudder를 당긴다. slip을 수행해야 하는 경우에는 스프링에 의해 가해지는 rudder 힘을 발로 막을 수 있다. [그림 6-8]

Flaperons

flaperons는 flaps와 ailerons의 성질들을 결합한다. flaperons는 기존의 ailerons처럼 항공기의 bank angle을 조작한다. 또한 flaperons는 양쪽이 함께 낮춰짐으로써 flaps와 거의 동일하게 기능할 수 있다. 조종사는 ailerons와 flaps를 위한 별도의 제어 장치를 가지고 있다. mixer는 독립된 조종간 입력을 flaperons라 불리는 하나의 조종면에 결합하는데 사용된다. flaperons를 포함하는 많은 항공기들은 높은 받음각 및/혹은 저속에서의 부드러운 공기 흐름을 위하여 조종면을 날개로부터 멀리 장착한다. [그림 6-9]

Elevator

elevator는 가로축을 중심으로 pitch를 제어한다. elevator는 일련의 기계적 연결을 통해 조종간과 연결된다. 조종간을 뒤로 움직이면 elevator의 뒷전이 위로 꺾인다. 이를 일반적으로 up-elevator position이라 부른다. [그림 6-10]

up-elevator position은 elevator의 캠버를 감소시켜 아래로 향하는 공기역학적 힘을 만들어낸다. 이는 직진수평비행 도중 존재하는 일반적인 tail-down force보다 크다. 전반적 효과로 인해 항공기의 꼬리는 아래로 향하고 기수는 위로 향한다. pitching moment는 무게중심(CG) 근처에서 발생한다. pitching moment의 정도는 CG와 수평 꼬리 표면 사이의 거리에 의해, 그리고 수평 꼬리 표면의 공기역학적 효율성에 의해 결정된다. 조종간을 앞으로 움직이는 것은 정반대의 효과를 만들어낸다. 이 경우에는 elevator의 캠버가 증가해서 horizontal stabilizer/elevator에 더 많은 양력(더 적은 tail-down force)이 발생한다. 이는 꼬리를 위로, 그리고 기수를 아래로 움직이게 만든다.

안정성, 출력, 추력선, 그리고 수평 꼬리 표면 위치는 pitch를 제어하는 elevator 효율성을 결정한다. 예를 들어 수평 꼬리 표면은 수직 안정판의 하단에, 중간에, 혹은 상단에 부착될 수 있다.

T-Tail

T-tail 항공기의 elevator는 정상 비행 도중 프로펠러 downwash의 영향으로부터, 그리고 동체 및/혹은 날개 주위의 공기 흐름으로부터 벗어나 있다. 부드러운 공기 흐름 속에서 elevator가 작동되므로 대부분의 비행 구간 도중 일관적인 조작이 가능하다. T-tail은 가볍고 큰 비행기에서 인기를 끈다(특히 aft fuselage-mounted engines에서). 왜냐하면 T-tail은 엔진의 배기가스로부터 꼬리를 동떨어지게 만들기 때문이다. 수상 비행기는 수평 표면을 물로부터 최대한 멀리 유지하기 위해 종종 T-tail을 가진다. 이 설계의 또 다른 이점은 항공기 내부의 소음 및 진동 감소이다.

저속에서 T-tail 항공기의 기수를 들기 위해서는 conventional-tail 항공기와 비교하였을 때 더 많은 elevator 조작이 필요하다. 왜냐하면 conventional-tail 항공기의 경우 프로펠러의 downwash가 꼬리를 눌러서 기수를 높이는 것을 돕기 때문이다.

조종간 움직임을 증가시키기 위해서는 조종간에 가하는 힘을 증가시켜야 한다. T-tail 항공기의 기수를 드는데 필요한 힘은 conventional-tail 항공기의 기수를 드는데 필요한 힘보다 크다. trim된 항공기의 세로 안정성은 두 가지 항공기 모두에서 동일하다. 허나 저속에서는(이륙, 착륙, 혹은 실속 도중) conventional tails에 비해 더 많은 조종간 힘이 필요하다는 것을 알아야 한다.

T-tail 항공기는 flutter(떨림) 문제를 상쇄하기 위하여 추가적인 고려를 해야 한다. 왜냐하면 수평 표면의 무게가 수직 안정판의 상단에 있기 때문에 moment arm이 형성되기 때문이다. 이는 수직 안정판에 높은 부하를 발생시켜 수직 안정판이 떨리게 만들 수 있다. 엔지니어는 수직 안정판의 설계 강도를 높여서 이를 보완해야 하며 이는 보통 conventional tail에 비해 무거워지게 만든다.

T-tail 항공기로 저속, 높은 받음각, 그리고 aft CG로 비행하면 deep stall에 더 취약해질 수 있다. 이러한 조건에서 날개의 wake가 꼬리 표면에 영향을 미치면 꼬리 표면이 거의 무효해진다. 만약 날개가 완전히 실속된 상태라면 날개 앞전의 뒷부분에서 공기 흐름이 분리된다. 넓은 wake가 수평 안정판을 덮게 되므로 수평 안정판의 효율성이 크게 떨어진다. 이 경우 elevator/stabilator control이 감소하거나 완전히 상실돼서 실속으로부터 회복하기 어려워진다. 종종 aft CG가 이러한 상황에 기여하는 요소라는 점에 주목해야 한다. 왜냐하면 aft CG를 사용하는 conventional tail 항공기에서도 이와 유사한 회복 문제가 발생하기 때문이다. [그림 6-11] deep stall은 모든 항공기에서 발생할 수 있다. 허나 T-tail 항공기의 경우에는 날개로부터 분리된 공기흐름이 꼬리의 수평 표면으로 향할 가능성이 높기 때문에 deep stall 발생 가능성이 더 높다. 또한 날개와 꼬리 사이의 거리, 그리고 엔진의 위치(예를 들어 엔진이 꼬리에 장착되는 경우)가 deep stall의 취약성을 증가시킬 수 있다. 따라서 범용 항공 항공기에 비해 운송용 항공기에서 deep stall이 더 일반적일 수 있다.

저속, 높은 받음각, 그리고 aft CG 상태에서의 비행은 위험할 수 있다. 따라서 많은 항공기는 이러한 상황을 보상하기 위한 시스템을 갖추고 있다. 이러한 시스템은 control stops부터 elevator down springs에 이르기까지 다양하다. transport category jets의 경우에는 stick pushers가 일반적으로 사용된다. elevator down spring의 경우 aft CG로 인한 실속을 방지하기 위해 기수를 낮추는데 도움이 된다. aft CG의 경우 비행기가 올바르게 trim된 상태에서 elevator의 뒷전이 아래로 꺾여 꼬리를 위로, 그리고 기수를 아래로 향하게 만든다. 이렇게 불안정한 상태에서 항공기가 난기류를 만나 더 감속된다면 trim tab은 더 이상 elevator를 nose-down position에 두지 않는다. elevator는 유선형 흐름에 놓이고, 항공기의 기수는 위로 향하며, 아마도 실속이 발생할 것이다.

elevator down spring은 elevator에 기계적 하중을 발생시킨다. elevator trim tab은 elevator down spring과 균형을 맞추어 elevator를 trim position에 배치한다. trim tab이 효과적이지 못하게 될 경우 down spring이 elevator를 nose-down position으로 움직인다. 항공기의 기수가 낮아지고 속도가 증가하여 실속이 방지된다. [그림 6-12]

elevator는 착륙을 위한 roundout 도중 항공기의 기수를 들어 올릴 수 있을 정도의 authority를 가지고 있어야 한다. 이 경우 forward CG로 인해 문제가 발생할 수 있다. landing flare 도중 일반적으로 출력이 감소하여 꼬리 날개를 흐르는 공기 흐름이 감소한다. 이는 착륙 속도 감소와 함께 elevator 효율성을 감소시킨다.

이 설명을 통해 알 수 있듯이 조종사는 올바른 적재 절차를 반드시 따라야 한다(특히 CG 위치와 관련하여). 항공기 적재, 그리고 weight and balance에 대한 자세한 내용은 Chapter 10, Weight and Balance에 포함되어 있다.

Stabilator

stabilator는 central hinge point를 중심으로 회전하는 일체형 수평 안정판이다. 조종간을 뒤로 당기면 안정판의 뒷전이 올라가면서 항공기 기수를 위로 올린다. 조종간을 앞으로 밀면 안정판의 뒷전이 내려가면서 항공기 기수를 아래로 낮춘다.

stabilator는 central hinge point로부터 회전하기 때문에 조종간 입력과 공기역학적 부하에 매우 민감하다. 이러한 민감도를 낮추기 위해 뒷전에 antiservo tab이 결합된다. 이는 stabilator와 같은 방향으로 꺾인다. 이로 인해 stabilator를 움직이는데 필요한 힘이 증가하여 조종사의 과조작을 방지해준다. 또한 일반적으로 balance weight가 main spar의 앞에 결합된다. balance weight는 꼬리 날개의 안쪽으로 돌출되거나, 혹은 stabilator 끝단의 앞부분에 결합될 수 있다. [그림 6-13]

Canard

canard는 main wings의 앞쪽에 위치하여 수평 안정판 역할을 한다. 사실상 canard는 conventional aft-tail의 수평 표면과 유사한 에어포일이다. 허나 aft-tail 설계에서는 꼬리 아래로 힘을 가해 기수가 아래로 향하는 것을 방지하는 반면 canard는 양력을 발생시켜 기수를 위로 향하게 만든다. [그림 6-14]

canard는 두 가지 유형을 포함한다. 하나는 일반적인 aft-tail과 거의 같은 크기의 수평 표면을 가지는 것이고, 다른 하나는 aft-mounted wing과 거의 동일한 크기의 에어포일 표면(tandem wing이라 알려진)을 가지는 것이다. 이론적으로 canard는 더욱 효율적이라 간주된다. 왜냐하면 수평 표면을 통해 항공기의 무게를 들어 올려주면 특정한 양의 양력에 대한 항력이 줄어들기 때문이다.

Rudder

rudder는 수직축을 중심으로 항공기의 움직임을 제어한다. 이러한 움직임을 yaw라 부른다. rudder는 고정된 표면(vertical stabilizer, 혹은 fin)에 연결된 조종면이다. rudder는 left/right rudder pedal에 의해 제어된다.

rudder가 공기 흐름을 향해 꺾일 경우 수평 방향 힘이 rudder의 반대 방향으로 작용한다. [그림 6-15] 왼쪽 페달을 밝으면 rudder가 왼쪽으로 움직인다. 이는 vertical stabilizer/rudder 주위의 공기 흐름을 변화시켜 옆으로 향하는 양력을 생산한다. 이는 꼬리를 우측으로, 그리고 비행기 기수를 왼쪽으로 움직이게 만든다. rudder의 효율성은 속도에 따라 증가한다. 따라서 저속에서는 rudder 조작을 크게, 그리고 고속에서는 rudder 조작을 작게 해야 원하는 반응을 얻을 수 있다. 프로펠러 항공기의 경우 rudder를 흐르는 slipstream이 그 효율성을 증가시킨다.

V-Tail

V-tail은 두 개의 기울어진 꼬리 표면을 사용한다. 이는 기존의 elevator 및 rudder와 동일한 기능을 수행한다. 이러한 고정 표면은 수평 안정판과 수직 안정판의 역할을 모두 수행한다. [그림 6-16]

ruddervator라 불리는 이 표면은 특수한 연동장치를 통해 연결된다. 이 덕분에 조종간으로 두 표면을 동시에 움직일 수 있다. 반면 rudder를 가할 경우 두 표면이 서로 반대로 움직여서 방향 제어가 이루어진다.

rudder와 elevator가 동시에 조작될 경우 control mixing mechanism이 각 표면을 적절히 움직인다. V-tail의 제어 시스템은 conventional tail의 것보다 더 복잡하다. 또한 V-tail은 conventional tail보다 Dutch roll 경향에 더 취약하지만 항력이 더 작다.

Secondary Flight Controls

secondary flight control systems는 wing flaps, leading edge devices, spoilers, 그리고 trim systems로 구성될 수 있다.

Flaps

flaps는 항공기에서 사용되는 가장 일반적인 고양력 장치이다. 날개의 뒷전에 부착된 이 표면은 특정 받음각에 대해 양력과 유도 항력을 모두 증가시킨다. flaps는 고속 순항 속도와 저속 착륙 속도 사이에서 절충을 가능하게 해준다. 왜냐하면 이는 필요에 따라 올리고 내릴 수 있기 때문이다. flaps에는 일반적으로 네 가지 유형이 있다: plain, split, slotted, 그리고 Fowler flaps. [그림 6-17]

(ATP: 고양력 장치의 주 목적은 저속에서 양력을 증가시킴으로써 이착륙 속도를 낮추는 것이다.)

(ATP: flaps의 효율성은 다양한 요인에 의해 달라진다. 한 가지 중요한 요소는 flaps의 영향을 받는 날개 면적의 양이다. 날개 모양이 두꺼울수록 flaps의 효과가 더 커진다.)

(ATP: flap을 50% 연장할 경우 flaps가 생성 가능한 총 양력의 절반 이상이 제공된다. 남은 50%를 연장할 경우 flaps가 생성하는 총 항력의 절반 이상이 제공된다. 이는 대부분의 비행기에서 적용된다.)

plain flap은 네 가지 유형 중 가장 단순하다. 이는 에어포일의 캠버를 증가시켜 특정 받음각에서 양력 계수(CL)을 크게 증가시킨다. 이와 동시에 항력도 크게 증가한다. 압력 중심(CP)은 에어포일 뒤로 움직여서 nose-down pitching moment를 발생시킨다.

split flap은 에어포일의 아랫면으로부터 꺾인다. 이는 plain flap보다 약간 더 많은 양의 양력 증가를 형성한다. 허나 에어포일 뒤에서 형성되는 난류로 인하여 더 많은 항력이 생성된다. full flaps로 연장할 경우 plain flaps와 split flaps 모두 추가적인 양력을 거의 만들어내지 않으며 높은 항력만이 발생한다.

오늘날의 항공기에서 가장 인기 있는 flap은 slotted flap이다. 이는 소형 항공기와 대형 항공기에서 사용된다. slotted flaps는 plain/split flaps보다 양력 계수를 상당히 많이 증가시킨다. 소형 항공기의 경우 힌지가 flap의 아랫면에 위치하며 flap을 낮출 경우 날개의 flap well과 flap 앞전 사이에 관이 형성된다. slotted flap을 낮출 경우 아랫면의 고에너지가 flap의 윗면으로 배관된다. slot에서 나오는 고에너지는 윗면 경계층을 가속하고 흐름 분리를 지연시킴으로써 더 높은 양력계수를 제공한다. 따라서 slotted flap은 plain/split flap보다 최대 양력계수가(CL-MAX)가 더 크게 증가한다. slotted flaps에는 여러 유형이 있다. 대형 항공기는 종종 double-slotted flaps, 그리고 심지어 triple-slotted flaps를 가지고 있다. 이는 flaps 위의 공기흐름을 분리시키지 않고도, 그리고 flaps가 만들어내는 양력을 파괴시키지 않고도 항력을 최대로 증가하게 만들어준다.

fowler flaps는 slotted flaps의 일종이다. 이러한 flap은 날개의 캠버를 변경할 뿐만 아니라 날개 면적 또한 증가시킨다. flap은 힌지를 중심으로 꺾이는 대신 track을 타고 뒤로 움직인다. 첫 연장 도중에는 항력이 거의 증가하지 않는다. 그러나 날개 면적과 캠버가 모두 증가하기 때문에 양력이 크게 증가한다. 항공기 형식에 따라 flap 연장으로 인하여 nose-up pitching moment나 nose-down pitching moment가 발생할 수 있다. 조종사는 일반적으로 trim 조정을 통해 이를 보상할 것이다. 연장이 계속되면 flap이 아래로 꺾인다. 이 마지막 연장 도중 flap은 약간의 양력 증가와 함께 항력을 증가시킨다.

(ATP: fowler flaps는 split flap보다 더 많은 양력을, 더 적은 항력을, 더 많은 twisting moment를, 그리고 더 많은 downward pitching moment를 만들어낸다.)

(ATP: fowler flap은 twisting moment의 큰 변화를 만들어낸다. 이는 항공기 기수의 tucking(downward motion)을 유발한다.)

Leading Edge Devices

고양력 장치는 에어포일의 앞전에도 적용될 수 있다. 가장 일반적인 유형으로는 fixed slots, movable slats, leading edge flaps, 그리고 cuffs가 있다. [그림 6-18]

fixed slots는 공기 흐름이 날개 윗면으로 향하도록 만들어 높은 받음각에서 흐름 분리를 지연시킨다. slot은 날개 캠버를 증가시키지 않는다. 허나 날개가 더 높은 받음각에 도달하기 전까지 실속을 지연시키기 때문에 더 높은 최대 양력계수를 제공한다.

movable slats는 track 위를 움직이는 앞전 부분으로 구성된다. 낮은 받음각에서 slat은 날개 앞전에 평평하게 고정된다. 이는 날개 앞전에 형성된 고압 때문이다. 받음각이 증가하면 고압 영역이 날개 아랫면의 뒤쪽으로 이동하여 slats가 앞으로 움직인다. 일부 slats의 경우에는 조종사가 작동할 수 있으며 모든 받음각에서 전개 가능하다. slat을 열면 날개 아래의 공기가 날개 윗면으로 흘러서 공기 흐름의 분리가 지연된다.

(ATP: leading-edge slats는 날개 아랫면의 고압 영역으로부터 날개 윗면으로 공기를 전달한다. 이는 저속에서 실속 특성을 개선시켜준다. 또한 이는 비교적 낮은 속도에서 양력을 증가시켜준다.)

(ATP: 후퇴각 날개의 경우 leading edge high lift devices는 trailing edge flaps보다 더욱 효율적이다. 왜냐하면 slats는 flow pattern을 제어하는데 매우 우수하기 때문이다.)

leading edge flaps는 최대 양력계수와 날개 캠버를 증가시키기 위해 사용된다(ATP: 캠버의 증가는 저속에서 흐름 분리를 방지한다) . 이러한 유형의 leading edge 장치는 trailing edge flaps와 함께 자주 사용된다. 또한 이는 trailing edge flaps에 의해 생성되는 nose-down pitching moment를 줄일 수 있다. leading edge flaps가 조금 연장되면 항력보다는 양력이 훨씬 더 증가한다. flaps가 완전히 연장되면 항력이 양력보다 더 빠른 속도로 증가한다.

leading edge cuffs는 최대 양력계수와 날개 캠버를 증가시키기 위해 사용된다. leading edge cuff는 고정된 공기역학적 장치이다. leading edge cuffs는 대부분의 경우 앞전으로부터 아래로, 그리고 전방으로 연장된다. 이는 높은 받음각에서 날개의 윗면에 공기 흐름이 더 잘 부착되도록 하여 항공기 실속 속도를 낮춘다. leading edge cuffs의 경우 고정되어 있다는 특성으로 인해 최대 순항 속도가 감소하는 페널티가 있다. 허나 기술의 발전으로 인해 이러한 페널티가 감소하였다.

※ 다음은 Skybrary의 Krueger flaps를 발췌한 내용이다.

Krueger flaps는 일부 항공기의 날개 앞전에 장착되는 고양력 장치이다. Krueger flaps의 공기역학적 효과는 slats와 비슷하지만 전개되는 방식이 다르다. Krueger flaps는 날개의 아랫면에 장착되며 날개 앞전에 경첩으로 연결된다. 액츄에이터가 Krueger flaps를 날개 아랫면에서 전방으로 연장하여 캠버를 증가시키며 이로 인해 양력이 증가한다.

Spoilers

spoiler라 불리는 고항력 장치는 일부 고정익 항공기에서 발견된다. 이는 날개에서 전개되어 부드러운 공기흐름을 방해한다. 그 결과 양력의 감소, 그리고 항력의 증가를 만들어낸다. 글라이더의 경우 spoiler는 정확한 착륙을 위해 하강률을 제어할 때 가장 자주 사용된다. 그 외의 항공기에서는 roll control을 위해 spoilers가 자주 사용된다. 그 장점은 adverse yaw를 없애준다는 것이다. 예를 들어 우선회를 위해 우측 날개의 spoiler를 올리면 양력의 일부가 파괴되고 많은 항력이 형성된다. 오른쪽 날개가 하강하고 항공기는 우측으로 bank/yaw 한다. 양쪽 spoilers를 동시에 전개할 경우 항공기 증속 없이 하강할 수 있게 해준다. spoilers는 또한 착륙 후 ground roll을 줄이기 위해 전개된다. 양력을 파괴함으로써 무게를 바퀴로 전환한다. 이는 제동 효율성을 향상한다. [그림 6-19]

Trim Systems

항공기는 다양한 범위의 고도, 속도, 그리고 출력 설정에서 작동할 수 있다. 허나 이러한 변수들의 매우 한정된 조합 내에서 손을 놓고도 비행할 수 있도록 설계될 수 있다. trim system은 조종사가 조종간에 일정한 압력을 유지할 필요성을 완화하기 위해 사용된다. 이는 일반적으로 조종실 제어 장치, 그리고 primary flight control surface의 뒷전에 부착된 작은 힌지 장치로 구성된다. trim system은 조종면의 움직임과 위치를 공기역학적으로 보조한다. trim systems의 일반적인 유형으로는 trim tabs, balance tabs, antiservo tabs, ground adjustable tabs, 그리고 adjustable stabilizer를 포함된다.

Trim Tabs

소형 항공기의 경우 보통 elevator 뒷전에 하나의 trim tab이 부착된다. 대부분의 trim tabs는 control wheel을 통해 수동으로 작동될 수 있다. 조종실 제어 장치에는 trim tab position indicator가 적혀있다. trim control을 full nose-down position에 놓으면 trim tab이 full up position으로 이동한다. trim tab이 up position으로 이동하여 공기 흐름 속에 놓이면 수평 꼬리 표면을 흐르는 공기 흐름이 elevator의 뒷전을 아래로 밀어내는 경향을 발생시킨다. 이는 항공기의 꼬리를 위로, 그리고 기수를 아래로 이동하게 만든다. [그림 6-20]

만약 trim tab이 full nose-up position에 놓인다면 tab은 full down position으로 이동한다. 이 경우 수평 꼬리 표면 아래를 흐르는 공기가 tab에 부딪혀 elevator의 뒷전을 위로 누른다. 이는 항공기의 꼬리를 아래로, 그리고 기수를 위로 이동하게 만든다.

만약 조종사가 조종간에 일정한 back pressure를 가해야 한다면 이는 nose-up trim이 필요함을 나타낸다. 항공기가 균형을 이루기 전까지, 그리고 nose heavy 상태가 없어질 때까지 trim을 계속하는 것이 일반적 절차이다. 먼저 원하는 출력, pitch attitude, 그리고 외장을 설정한 다음 조종간 압력 완화에 필요한 trim을 적용하는 것이 일반적이다. 출력, pitch attitude, 혹은 외장이 변화하였다면 새로운 비행 상태에 대한 조종간 압력을 완화하기 위해 retrim이 필요하다.

(ATP: elevator trim tab은 elevators에 작용하여 결국 비행기 전체에 작용한다. 이를 통해 조종사는 elevator의 받음각을 조정할 수 있다. 즉, 비행 속도에 대한 downward tail load를 변화시킬 수 있다. 이는 결국 조종간 압력을 완화한다.)

Balance Tabs

일부 항공기에서는 조종간 힘이 지나치게 높을 수 있다. 이를 줄이기 위해 제조업체는 balance tabs를 사용할 수 있다. 이들은 trim tabs처럼 보이며 trim tabs와 거의 동일한 위치에서 힌지로 연결된다. 그러나 balance tab의 경우 control surface rod와 결합되기 때문에 primary control surface가 움직일 때마다 tab이 자동으로 반대 방향으로 이동한다. tab에 부딪히는 공기 흐름은 primary control surface의 공기 압력을 어느 정도 상쇄한다. 그리고 조종사로 하여금 조종간을 보다 쉽게 움직일 수 있게, 그리고 조종면이 제자리에서 유지될 수 있게 해준다.

balance tab과 고정 표면 사이의 연결을 조종실에서 제어할 수 있다면 이러한 tab을 원하는 방향으로 조정함으로써 trim tab과 balance tab의 역할을 모두 수행하게 만들 수 있다.

Servo Tabs

servo tabs는 그 모습과 작동 방법이 trim tabs와 매우 유사하다. servo tab은 조종면의 일부이다. 이는 원하는 방향으로 전체 조종면이 이동할 수 있도록 전개된다. servo tab은 조종사의 작업 부하를 줄여주기 위해 사용되는 동적 장치이다. servo tab은 flight tabs라고도 불리며 주로 대형 항공기에서 사용된다. 이는 조종사로 하여금 조종면을 움직이는 것을, 그리고 원하는 위치에서 조종면이 유지되는 것을 돕는다. 조종사의 조종간 움직임은 servo tab만을 움직인다. 그 다음 servo tab에 가해지는 공기 흐름의 힘이 primary control surface를 움직인다.

(ATP: 한 방향으로 servo tab이 이동할 경우 primary control surface는 반대 방향으로 이동한다. aileron의 servo tab이 위로 이동하면 aileron은 아래로 꺾인다. 이는 날개의 받음각을 증가시켜 더 큰 양력이 생산된다.)

Antiservo Tabs

antiservo tabs는 balance tabs와 동일한 방식으로 작동한다. 단, 이는 stabilator의 뒷전과 동일한 방향으로 이동한다. antiservo tab은 stabilator의 민감도를 감소시킨다. 이는 또한 조종간 압력 완화를 위한, 그리고 원하는 위치에서 stabilator를 유지하기 위한 trim 장치로서 기능한다. 연결 장치의 끝부분이 tab의 아랫면에 고정되어 있다. stabilator의 뒷전이 위로 올라가면 연결 장치가 tab의 뒷전을 위로 밀어 올린다. stabilator가 아래로 움직이면 tab 또한 아래로 이동한다. [그림 6-21]

Ground Adjustable Tabs

많은 소형 항공기의 rudder에는 움직일 수 없는 금속 trim tab이 있다. 이 tab은 rudder에 trim force를 가하기 위해 한 쪽 방향으로 구부려진다. 이는 지상에서 수행되며 정확한 trim tab 위치를 위해서는 시행착오가 필요하다. 일반적으로 항공기가 정상 순항 비행 도중 더 이상 좌우로 skid 하지 않을 때까지 조정해야 한다. [그림 6-22]

(ATP: elevator adjustable trim tab 또한 한번 조정되면 primary control surface에 대해  그 위치가 고정된다.)

Adjustable Stabilizer

일부 항공기는 adjustable stabilizer를 사용한다. 이를 사용할 경우 연결 장치는 rear spar를 중심으로 수평 안정판을 회전시킨다. 이는 stabilator의 앞전에 장착된 jackscrew를 통해 이루어진다. [그림 6-23] 소형 항공기의 경우 jackscrew는 trim wheel, 혹은 trim crank로 작동하는 케이블이다. 대형 항공기의 경우 jackscrew는 모터로 구동된다. adjustable stabilizer의 trim 효과는 trim tab과 유사하다.