받음각 지시기 한계와 프로펠러 원리 — 조종사 핸드북 5장 (6/11)

앞 편은 슬립·스키드 선회와 실속이었습니다. 이번 편은 받음각 지시기 훈련·장착·한계, 프로펠러 기본 원리, 토크 반작용·코르크스크루·자이로 세차입니다.

받음각 지시기 — 훈련·장착·한계

실속 경보음, 속도계, 고도계에 훈련이 필요하듯 받음각 지시기에도 훈련이 필요합니다. 계기가 무엇을 보여 주는지, 그 정보를 어떻게 읽는지 익혀야 합니다. 어느 단계에서든 항공기가 어떻게 날고 있는지를 받음각으로 보려면, 받음각 관점의 실속 인지 훈련이 필수입니다. 최대상승각속도(Vx, 거리당 고도를 가장 많이 얻는 속도)와 최대상승률속도(Vy, 시간당 고도를 가장 많이 얻는 속도)를 받음각 지시기로 찾는 일도 같습니다. 장외 착륙을 검토할 때 특히 쓸모가 있습니다.

2014년 2월 FAA는 소형 비행기에 받음각 계통을 경미한 개조(minor alteration)로 장착할 수 있게 하는 정책을 시행했습니다. 장착 부담을 줄여 이 기술을 더 쉽게 쓰게 하고, 안전을 높이려는 조치입니다. (역주: 국내 장착·개조 승인은 국토교통부 감항 기준이 다를 수 있으니 확인이 필요합니다.)

다른 장비와 마찬가지로 받음각 지시기에도 한계가 있습니다. 정확한 온스피드 교정(on-speed calibration)이 필요합니다. 선회 비행에서는 이점의 일부가 사라집니다. 가열되지 않는 프로브·베인은 특정 착빙에 취약합니다. 받음각 지시기만 보고 다른 계기를 교차확인하지 않으면 안 됩니다. 속도계가 특히 그렇습니다. 받음각 지시기가 틀리거나 고장이면서 속도까지 놓치면 결과가 심각할 수 있습니다.

받음각 지시기를 다는 것이 다른 정보를 없애지는 않습니다. 이 장치를 단 조종사는, 오토파일럿·이동 지도 같은 고도 자동화와 마찬가지로, 장비를 오해하거나 잘못 쓰면 결과가 치명적일 수 있음을 알아야 합니다. 받음각 지시기의 효과를 제한하는 항목은 다음과 같습니다.

• 교정 기법
• 프로브·베인이 가열되지 않음
• 지시기 자체의 형식
• 플랩 설정
• 날개 오염

받음각 지시기를 단 일반항공 비행기 조종사는, 그 장착에 적용되는 구체 한계를 제작사에 문의해야 합니다.

프로펠러 기본 원리

항공기 프로펠러는 두 장 이상의 블레이드와, 블레이드가 붙는 중앙 허브로 이루어집니다. 각 블레이드는 본질적으로 회전하는 날개입니다. 구조상 블레이드는 익형과 같아서, 항공기를 당기거나 밀고 나가게 하는 추력을 만듭니다. 엔진은 블레이드를 공기 속에서 고속으로 돌리는 동력을 주고, 프로펠러는 그 회전 동력을 전진 추력으로 바꿉니다.

전형적인 프로펠러 블레이드의 단면은 그림 5-43과 같습니다. 이 단면, 곧 블레이드 요소는 날개 단면과 같은 익형입니다. 한쪽 면은 캠버(곡면)가 있어 날개 윗면과 같고, 다른 쪽은 날개 아랫면처럼 평평합니다. 시위선(chord line)은 앞전에서 뒷전까지 블레이드를 가로지르는 가상선입니다. 날개와 같이, 앞전은 프로펠러가 돌며 공기를 맞는 두꺼운 쪽입니다.

블레이드 각(blade angle)은 보통 도로 재며, 블레이드 시위와 회전면(plane of rotation)이 이루는 각입니다. 블레이드 길이의 특정 지점에서 잽니다. 대부분의 프로펠러는 블레이드 “페이스”가 평평하므로, 시위선은 흔히 페이스를 따라 그립니다.

피치는 블레이드 각이 아닙니다. 다만 피치가 블레이드 각에 크게 좌우되므로 두 용어를 바꿔 쓰는 일이 많습니다. 한쪽이 커지거나 작아지면 다른 쪽도 대개 같이 변합니다. 프로펠러 피치는 인치로 표시하기도 합니다. “74–48”로 지정된 프로펠러는 길이가 74인치, 유효 피치가 48인치입니다. 피치는, 슬립이 없다면 한 회전에 프로펠러가 공기를 나사처럼 파고 나가는 거리(인치)입니다.

새 기종에 고정피치 프로펠러를 정할 때 제작사는 보통, 예상 순항속도에서 효율이 나게 피치를 고릅니다. 고정피치 프로펠러는 타협입니다. 효율이 나는 것은 속도와 분당회전수(rpm)의 특정 조합뿐이고, 조종사는 비행 중에 이 조합을 바꿀 수 없습니다.

지상에서 항공기가 정지한 채 엔진만 돌거나, 이륙 초기에 천천히 움직일 때 프로펠러 효율은 매우 낮습니다. 고정피치 블레이드가 제 효율에 도달할 만큼 앞으로 나가지 못하기 때문입니다. 이때 각 블레이드는 쓰는 동력에 비해 추력이 적은 받음각으로 공기를 돕니다.

추력은 어떻게 생기는가

프로펠러의 운동은 회전과 전진이 동시에입니다. 그림 5-44의 힘 벡터처럼, 블레이드 각 단면은 아래·앞으로 움직입니다. 이 공기(상대풍)가 블레이드를 때리는 각이 그 지점의 받음각입니다. 이 각이 기류를 꺾어, 엔진 쪽 블레이드 면의 동압을 대기압보다 크게 만들고 추력이 생깁니다.

블레이드 형상 자체도 추력을 만듭니다. 날개처럼 캠버가 있기 때문입니다. 공기가 프로펠러를 지날 때 한쪽 압력은 다른 쪽보다 낮습니다. 날개와 같이 압력이 낮은 쪽으로 반력이 생깁니다. 날개에서는 윗면 압력이 낮아 힘(양력)이 위입니다. 프로펠러는 수평이 아니라 수직면에 달려 있으므로, 압력 감소 구역은 프로펠러 앞이고 힘(추력)은 앞입니다. 공기역학적으로 추력은 프로펠러 형상과 블레이드 받음각의 결과입니다.

추력은 프로펠러가 다루는 공기 질량으로도 볼 수 있습니다. 이 관점에서 추력은 (다룬 공기 질량) × (슬립스트림 속도 − 항공기 속도)입니다. 추력에 쓰는 동력은 공기 질량을 움직이는 비율에 달립니다. 평균적으로 추력은 토크(프로펠러가 흡수하는 전체 마력)의 약 80%입니다. 나머지 20%는 마찰과 슬립으로 사라집니다. 어느 회전수에서든 프로펠러가 흡수하는 마력은 엔진이 내는 마력과 평형을 이룹니다. 한 회전에서 다루는 공기량은 블레이드 각에 달리고, 이 각이 프로펠러가 “물어 가는” 공기의 크기를 정합니다. 따라서 블레이드 각은 프로펠러 하중을 조절해 엔진 rpm을 다루는 좋은 수단입니다.

블레이드 각은 프로펠러 받음각을 조절하는 방법이기도 합니다. 정속 프로펠러(constant-speed propeller)에서는 모든 엔진·항공기 속도에서 가장 효율적인 받음각이 나오게 블레이드 각을 맞춰야 합니다. 날개와 마찬가지로 프로펠러에도 양력–항력 곡선이 있고, 가장 효율적인 받음각은 작아서 +2° ~ +4°입니다. 이 작은 받음각을 유지하는 실제 블레이드 각은 항공기의 전진속도에 따라 달라집니다.

고정피치와 지상 조정(ground-adjustable) 프로펠러는 한 가지 회전수·전진속도에서 효율이 최대가 되도록 설계됩니다. 특정 항공기·엔진 조합용입니다. 이륙, 상승, 순항, 고속 비행 중 하나에 최대 효율을 주는 프로펠러를 쓸 수 있습니다. 그 조건이 바뀌면 프로펠러와 엔진 효율이 모두 떨어집니다. 기계 효율은 유용한 출력 대 실제 입력의 비이므로, 프로펠러 효율은 추력마력(thrust horsepower) 대 제동마력(brake horsepower)의 비입니다. 프로펠러가 얼마나 “슬립”하느냐에 따라 효율은 50–87%입니다.

슬립과 블레이드 비틀림

프로펠러 슬립은 기하 피치(geometric pitch)와 유효 피치(effective pitch)의 차입니다. 기하 피치는 한 회전에 프로펠러가 나가야 하는 이론 거리이고, 유효 피치는 실제로 나가는 거리입니다. 기하·이론 피치는 슬립이 없다는 가정이고, 실제·유효 피치는 공기 속 슬립을 포함합니다.

프로펠러가 “비틀린” 까닭은, 중심을 도는 모든 것과 같이 블레이드 바깥이 허브 근처보다 빠르기 때문입니다. 길이 전체에 기하 피치가 같다면, 순항에서 허브 쪽은 음의 받음각이 되고 날끝은 실속할 수 있습니다. 기하 피치를 길이 방향으로 바꿔 비틀면, 순항에서 받음각이 길이 전체에 비교적 일정해집니다. 회전 속도 차이에 비례해 블레이드 각을 바꿔, 길이 방향 추력을 더 고르게 합니다.

보통 1° ~ 4°가 가장 효율적인 양항비를 주지만, 비행 중 고정피치 프로펠러의 받음각은 보통 0° ~ 15°로 변합니다. 상대기류가 바뀌기 때문이고, 상대기류는 항공기 속도 변화에 따릅니다. 따라서 프로펠러 받음각은 두 운동의 곱입니다. 축 둘레 회전과 전진입니다.

정속 프로펠러 — 이륙·상승·순항

정속 프로펠러는 비행에서 만나는 대부분의 조건에 맞춰 블레이드 각을 자동으로 조정해 효율을 최대에 가깝게 유지합니다. 이륙에서 최대 동력·추력이 필요할 때 정속 프로펠러는 블레이드 각(피치)이 낮습니다. 낮은 각은 상대풍에 대해 받음각을 작고 효율적으로 유지합니다. 동시에 한 회전에서 다루는 공기 질량이 작아집니다. 이 가벼운 하중 덕분에 엔진은 고 rpm으로 돌며, 같은 시간에 연료를 최대한 열에너지로 바꿉니다. 한 회전의 공기량은 작아도 rpm과 슬립스트림 속도가 크고, 항공기 속도는 낮아 추력이 최대입니다.

이륙 후 속도가 붙으면 정속 프로펠러는 자동으로 각(피치)을 높입니다. 높은 블레이드 각이 다시 받음각을 작고 효율적으로 유지합니다. 한 회전에 다루는 공기 질량은 늘어납니다. 엔진 rpm은 떨어져 연료 소모와 엔진 마모가 줄고, 추력은 최대로 유지됩니다.

가변피치 프로펠러를 단 항공기에서 이륙 상승이 잡히면, 조종사는 엔진 출력을 상승 파워로 줄입니다. 먼저 흡기압력(manifold pressure)을 낮추고, 이어서 블레이드 각을 키워 rpm을 내립니다.

순항고도 수평비행에서는 이륙·상승보다 동력이 덜 필요합니다. 조종사는 다시 흡기압력을 낮춘 뒤 블레이드 각을 키워 rpm을 내립니다. 줄어든 엔진 동력에 맞는 토크 요구가 생깁니다. 한 회전의 공기 질량은 커지지만, 슬립스트림 속도 감소와 속도 증가가 그 이상을 상쇄합니다. 속도가 늘며 블레이드 각을 키웠으므로 받음각은 여전히 작습니다.

토크와 P-팩터 — 네 요소

조종사에게 “토크”(비행기의 좌선회 경향)는 세 축 중 적어도 하나를 중심으로 비틀거나 회전시키는 네 요소로 이루어집니다.

1. 엔진·프로펠러의 토크 반작용
2. 슬립스트림의 코르크스크루 효과
3. 프로펠러의 자이로스코픽 작용
4. 프로펠러의 비대칭 하중(P-팩터)

비대칭 하중(P-팩터)은 다음 편에서 다룹니다. 아래는 앞의 세 요소입니다.

토크 반작용

토크 반작용(torque reaction)은 뉴턴 제3법칙입니다. 모든 작용에는 크기가 같고 방향이 반대인 반작용이 있습니다. 엔진 내부와 프로펠러가 한쪽으로 돌면, 같은 크기의 힘이 항공기를 반대쪽으로 돌리려 합니다.

공중에 떠 있으면 이 힘은 종축을 중심으로 작용해 항공기를 롤시키려 합니다. 롤 경향을 상쇄하려고, 일부 구형 항공기는 아래로 밀리는 날개의 양력이 더 나오게 리깅합니다. 비교적 새로운 항공기는 엔진을 오프셋해 이 토크를 상쇄하도록 설계합니다.

참고: 미국 제작 항공기 엔진은 조종석에서 보아 프로펠러를 시계방향으로 돌리는 경우가 대부분입니다. 아래 논의는 그 엔진을 기준으로 합니다. (역주: 국내 도입 기종도 대개 같으나, 기종·엔진은 해당 AFM으로 확인하세요.)

상쇄 요소는 보통 순항속도에서 이 힘을 상쇄하도록 고정되어 있습니다. 운용 시간의 대부분이 그 속도이기 때문입니다. 다만 에일러론 트림탭으로 다른 속도에 맞춰 더 조정할 수 있습니다.

이륙 활주에서 바퀴가 땅에 붙어 있으면, 토크 반작용이 수직축 둘레의 추가 요 모멘트를 만듭니다. 토크 반작용이 항공기 왼쪽을 아래로 눌러 왼쪽 주기어에 무게가 더 실립니다. 왼쪽 타이어의 지면 마찰(항력)이 오른쪽보다 커서, 추가로 왼쪽으로 도는 모멘트가 생깁니다. 이 모멘트의 크기는 여러 변수에 달립니다.

1. 엔진의 크기와 마력
2. 프로펠러 크기와 rpm
3. 항공기 크기
4. 지면 상태

이륙 활주의 이 요 모멘트는 러더, 또는 러더 트림을 제대로 써서 막습니다.

코르크스크루 효과

프로펠러가 고속으로 돌면 슬립스트림에 코르크스크루, 곧 나선 회전이 생깁니다. 프로펠러 회전은 빠르고 전진속도는 낮을 때(이륙, 파워온 실속 접근) 이 나선은 매우 촘촘하고, 수직꼬리 면에 강한 옆힘을 줍니다.

나선 슬립스트림이 수직안정판을 때리면 수직축 둘레의 요 모멘트가 생깁니다. 나선이 촘촘할수록 힘이 뚜렷합니다. 전진속도가 붙으면 나선이 늘어지며 효과가 약해집니다. 슬립스트림의 코르크스크루 흐름은 종축 둘레의 롤 모멘트도 만듭니다.

이 롤 모멘트는 오른쪽이고, 토크 반작용의 요 모멘트는 왼쪽입니다. 서로 상쇄하는 것처럼 보일 수 있습니다. 다만 힘의 크기는 크게 변하므로, 어느 쪽이 더 크든 조종사가 조종면으로 그때그때 막아야 합니다.

자이로스코픽 작용

프로펠러의 자이로 효과를 이해하려면 자이로스코프의 기본이 필요합니다. 자이로의 실제 응용은 두 성질에 바탕합니다. 공간 강성(rigidity in space)과 세차(precession)입니다. 여기서 쓰는 것은 세차입니다.

세차는 회전하는 로터의 림에 편향력을 가했을 때 생기는 결과 운동, 곧 편향입니다. 힘을 가하면 결과 힘은 회전 방향으로 90° 앞에서 나타납니다. 비행기 프로펠러는 훌륭한 자이로스코프라 같은 성질을 갖습니다. 프로펠러를 회전면에서 밀어내는 힘을 가하면, 결과 힘은 회전 방향 90° 앞에서, 힘을 가한 쪽으로 나타나 피치 모멘트, 요 모멘트, 또는 둘의 조합이 됩니다. 힘이 가해진 지점에 달립니다.

이 토크 요소는 미륜기에서 더 두드러진다고 오래 여겨 왔고, 이륙 활주에서 미부를 올릴 때 가장 자주 나타납니다. 피치 자세가 바뀌는 것은 프로펠러 회전면의 위쪽에 힘을 가하는 것과 같습니다. 90° 앞에서 작용하는 결과 힘은 수직축 둘레로 왼쪽 요 모멘트를 만듭니다. 크기는 여러 변수에 달리고, 그중 하나가 미부를 올리는 급함(가한 힘의 크기)입니다.

다만 세차·자이로 작용은 프로펠러 회전면 림의 어느 점에 힘을 가해도 생깁니다. 결과 힘은 가한 점에서 회전 방향으로 여전히 90°입니다. 힘을 가한 곳에 따라 항공기는 왼쪽·오른쪽 요, 기수 올림·내림, 또는 피치와 요의 조합이 됩니다.

자이로 작용의 결과로, 수직축 둘레의 요는 피치 모멘트를, 횡축 둘레의 피치는 요 모멘트를 낳습니다. 원치 않는 피치·요를 막으려면 승강타와 러더를 제대로 써야 합니다.

다음 편은 프로펠러 비대칭 하중(P-팩터)입니다.

이 글은 미국 연방항공청(FAA)의 Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge(FAA-H-8083-25B)(퍼블릭 도메인)를 번역·재구성한 시리즈입니다.