앞 편은 받음각 지시기 한계와 프로펠러 원리였습니다. 이번 편은 프로펠러 비대칭 하중(P-팩터)과 하중배수, 급선회·실속속도·설계기동속도, 실속·스핀 회복 하중입니다.
비대칭 하중 (P-팩터)
항공기가 높은 받음각으로 날 때, 내려가는 블레이드가 “물어 가는” 양(bite)이 올라가는 블레이드보다 큽니다. 추력 중심이 프로펠러 원판의 오른쪽으로 옮겨 가고, 수직축 둘레로 왼쪽 요 모멘트가 생깁니다. 이 설명을 증명하려면 항공기 받음각과 각 블레이드 받음각을 함께 두고 블레이드마다 바람 벡터를 풀어야 해서 복잡합니다.
이 비대칭 하중은 합속도(resultant velocity) 때문입니다. 회전면에서의 블레이드 속도와, 프로펠러 원판을 가로지르는 수평 공기 속도가 더해집니다. 양의 받음각으로 날 때, 뒤에서 보아 오른쪽 곧 내려가는 블레이드가 왼쪽 곧 올라가는 블레이드보다 큰 합속도를 만납니다. 프로펠러 블레이드는 익형이므로 속도가 크면 양력도 큽니다. 내려가는 블레이드 양력이 더 커서 기수를 왼쪽으로 당깁니다(요).
높은 받음각에서 내려가는 블레이드는 합속도가 더 커서 올라가는 블레이드보다 양력이 큽니다. 프로펠러 축을 지면에 수직으로 단 헬리콥터처럼 생각하면 쉽습니다. 프로펠러가 만든 바람 말고는 공기가 전혀 움직이지 않으면, 같은 단면의 각 블레이드 속도는 같습니다. 이 수직 프로펠러를 가로지르는 수평 기류가 있으면, 기류 속으로 들어가는 블레이드는 기류와 함께 물러나는 블레이드보다 속도가 큽니다. 들어가는 쪽이 양력·추력이 더 커서 추력 중심이 그쪽으로 갑니다. 이제 그 수직 축을 움직이는 공기에 대해 점점 눕혀 항공기처럼 만듭니다. 불균형 추력은 비례해 작아지고, 축이 기류와 정확히 수평이 되면 0입니다.
토크 네 요소의 크기는 비행 상황이 바뀌면 같이 바뀝니다. 한 단계에서는 하나가, 다른 단계에서는 다른 하나가 두드러집니다. 기체·엔진·프로펠러 조합과 설계에 따라 상대값도 기종마다 다릅니다. 모든 비행 조건에서 기체를 잡으려면, 이 변하는 값에 맞춰 조종면을 써야 합니다.
하중배수
공기역학에서 주어진 경사각의 최대 하중배수(load factor)는 양력과 무게의 비이고, 삼각비 관계가 있습니다. 하중배수는 G(중력가속도)로 잽니다. G는 정지한 물체에 중력이 가하는 힘과 같은 단위이고, 가속될 때 물체가 받는 힘을 나타냅니다. 직선에서 비행 경로를 꺾는 힘은 모두 구조에 응력을 줍니다. 그 힘의 크기가 하중배수입니다. 조종사 면허에 공기역학 과목이 필수는 아니지만, 유능한 조종사는 기체에 작용하는 힘, 그 힘을 이롭게 쓰는 법, 그 기체의 운용 한계를 단단히 알아야 합니다.
예를 들어 하중배수 3은 구조가 받는 총하중이 무게의 세 배라는 뜻입니다. G로 말하므로 하중배수 3은 3G, 4는 4G입니다.
급강하에서 기수를 올려 조종사에게 3G가 걸리면, 자기 체중의 세 배로 좌석에 눌립니다. 요즘 항공기는 예전보다 훨씬 빨라 큰 하중배수가 나오기 쉽고, 이 효과가 모든 항공기 구조 설계의 핵심이 되었습니다.
구조는 일정 과하중만 견디게 잡혀 있으므로, 하중배수 지식은 모든 조종사에게 필수입니다. 하중배수가 중요한 이유는 두 가지입니다.
- 조종사가 구조에 위험한 과하중을 걸 수 있다.
- 하중배수가 커지면 실속속도가 올라가, 겉보기에 안전한 속도에서도 실속할 수 있다.
항공기 설계와 하중배수
“항공기는 얼마나 강해야 하는가?”의 답은 그 항공기를 어떻게 쓰느냐로 거의 정해집니다. 어려운 문제입니다. 가능한 최대 하중을 그대로 쓰면 효율적인 설계가 되지 않습니다. 조종사라면 아주 거친 착륙이나 급강하에서 승강타를 극단으로 당겨 비정상 하중을 만들 수 있습니다. 다만 빨리 뜨고 천천히 내리며 쓸 만한 탑재량을 나르는 항공기를 만들려면, 그런 극단 하중은 어느 정도 접어 두어야 합니다.
설계의 문제는 그래서, 여러 운용 상황에서 정상 운항에 기대할 수 있는 가장 큰 하중배수를 정하는 일이 됩니다. 이것을 제한하중배수(limit load factor)라고 합니다. 안전을 위해 이 하중배수를 구조 손상 없이 견디게 설계해야 합니다. 미국 연방규정집(CFR)은 이 제한하중배수의 1.5배를 파손 없이 버티게 요구합니다. 다만 이 하중에서는 일부가 휘거나 비틀리고, 구조 손상이 날 수 있다고 봅니다. (역주: 국내 감항 기준은 항공안전법·고시가 다를 수 있으니 확인이 필요합니다.)
이 1.5배를 안전계수(factor of safety)라고 합니다. 정상·합리적 운용에서 기대하는 하중보다 큰 하중을 어느 정도 받습니다. 이 여유는 조종사가 일부러 써 버리는 것이 아닙니다. 예상 못 한 조건을 만났을 때의 보호입니다.
위 내용은 돌풍, 기동, 착륙 등 모든 하중 조건에 적용됩니다. 지금 돌풍 하중 요건은 수년 전과 사실상 같습니다. 수십만 시간의 운항이 그 안전성을 보여 주었습니다. 돌풍 하중배수는 조종사가 거의 못 바꿉니다. 거친 공기에서 속도를 줄이는 정도입니다. 그래서 일반항공 대부분에서 돌풍 하중 요건은 용도와 관계없이 거의 같습니다. 순수 비곡예 용도 항공기의 설계는 대체로 돌풍 하중이 잡습니다.
기동 하중배수는 전혀 다른 문제입니다. (1) 범주 체계(보통·실용·곡예)로 설계한 항공기와 (2) 운용 범주가 없던 예전 요건으로 만든 설계를 나눠 봐야 합니다.
범주 체계로 설계한 항공기는 조종석 표찰(placard)로 바로 알 수 있습니다. 증명된 운용 범주가 적혀 있습니다. 범주별 최대 안전 하중배수(제한하중배수)는 다음과 같습니다.
| 범주 | 제한하중배수 |
|---|---|
| 보통(Normal)1 | 3.8 ~ −1.52 |
| 실용(Utility, 스핀을 포함한 가벼운 곡예) | 4.4 ~ −1.76 |
| 곡예(Acrobatic) | 6.0 ~ −3.00 |
1 총중량 4,000파운드를 넘는 항공기는 제한하중배수가 줄어듭니다. 위 제한하중에 안전계수 50%를 더합니다.
기동이 거칠어질수록 하중배수도 올라가게 잡혀 있습니다. 범주 체계는 항공기의 쓰임을 최대로 열어 줍니다. 보통 운용만 할 것이면 요구 하중배수(따라서 기체 무게)가 더 작습니다. 훈련이나 곡예 기동은 기동 하중이 커서 더 튼튼해야 합니다.
범주 표찰이 없는 항공기는 예전 공학 요건으로 만든 설계입니다. 조종사에게 구체 운용 제한을 따로 주지 않았습니다. 이 형식 중 약 4,000파운드까지는 요구 강도가 오늘날 실용 범주와 비슷하고, 같은 종류의 운용이 허용됩니다. 4,000파운드를 넘으면 하중배수는 무게와 함께 줄어듭니다. 이런 기체는 범주 체계의 보통 범주와 같다고 보고 그에 맞게 운용해야 합니다.
급선회에서의 하중배수
고도를 유지하는 균형 선회에서 하중배수는 원심력과 무게, 두 힘의 결과입니다. 같은 경사각이면 선회율(ROT)은 속도에 따라 변합니다. 속도가 높을수록 선회율은 느립니다. 늘어난 원심력을 이 선회율 감소가 상쇄해, 하중배수는 그대로입니다.
그림 5-53이 선회에서 중요한 사실을 보여 줍니다. 경사가 45° 또는 50°를 넘으면 하중배수가 급격히 커집니다. 어떤 항공기든 균형 수평 선회에서 경사 60°면 하중배수는 2G입니다. 80°면 5.76G입니다. 고도를 유지하려면 날개가 이 하중배수만큼 양력을 내야 합니다.
하중배수 선이 90° 경사선에 다가갈수록 얼마나 가파르게 오르는지를 보십시오. 그 선에 닿지는 않습니다. 90° 경사로 고도를 유지하는 선회는 수학적으로 불가능하기 때문입니다. 고도를 유지하지 않으면 균형 선회로 90°까지 기울일 수는 있습니다. 90° 경사 슬립 선회를 유지할 수 있는 항공기라면 곧은 나이프에지 비행도 가능합니다. 80°를 조금 넘으면 하중배수가 곡예기 제한하중배수인 6G를 넘습니다.
균형·정고도 선회에서 일반항공 평균기의 대략 최대 경사는 60°입니다. 이 경사와 그에 필요한 파워 설정이 이 형식의 한계입니다. 경사를 10° 더하면 하중배수가 약 1G 늘어 이 기체들의 항복점(yield point) 근처까지 갑니다.
| 경사각 | 하중배수(정고도 균형 선회) |
|---|---|
| 60° | 2 G |
| 80° | 5.76 G |
| 80° 조금 넘음 | 곡예기 제한 6 G 초과 |
| 90° 정고도 | 수학적으로 불가능(무한대에 접근) |
하중배수와 실속속도
구조 한계 안이라면 어떤 항공기도 어떤 속도에서든 실속할 수 있습니다. 받음각이 충분히 커지면 익형 위 매끄러운 기류가 깨져 떨어지고, 비행 특성이 갑자기 바뀌며 양력이 급감해 실속합니다.
이 효과를 보면 실속속도는 하중배수의 제곱근에 비례해 올라갑니다. 비가속 실속속도가 50노트인 항공기는 4G를 걸면 100노트에서 실속합니다. 9G를 견딜 수 있다면 150노트에서도 실속할 수 있습니다. 조종사가 알아 두어야 할 것은 다음입니다.
- 급선회나 스파이럴에서 하중배수를 키워 의도치 않게 실속하는 위험
- 설계기동속도 위에서 의도적으로 실속시키면 엄청난 하중배수가 걸린다는 점
그림 5-53과 5-54는, 급선회에서 경사를 72°보다 크게 하면 하중배수가 3이 되고 실속속도가 크게 올라감을 보여 줍니다. 비가속 실속속도가 45노트인 항공기로 이 선회를 하면, 실속을 막으려면 속도를 75노트보다 크게 유지해야 합니다. 급격한 기수 올림이나 1G를 넘는 어떤 기동에서도 같은 효과가 납니다. 이 갑작스럽고 예상 못 한 조종 상실은, 특히 지면 근처 급선회나 승강타를 갑자기 당길 때, 많은 사고의 원인이었습니다.
실속속도가 두 배가 되면 하중배수는 제곱이 됩니다. 비교적 높은 속도에서 실속시키면 구조에 엄청난 하중이 걸릴 수 있습니다.
아래 내용은 주로 고정익 비행기에 해당합니다. 새 설계에서는 비행기를 안전하게 실속시킬 수 있는 최대 속도를 정합니다.
설계기동속도 VA
이 속도를 설계기동속도(design maneuvering speed, VA)라고 합니다. 매끄러운 공기에서 조종면을 한 축만(피치·롤·요 중 하나), 한 번, 끝까지 움직여도 기체 손상 위험이 없는 속도 이하입니다. 최근 설계 비행기의 FAA 승인 비행교범/조종사운영교범(AFM/POH)에 VA를 넣어야 합니다. (역주: 국내 비행교범 기재 항목은 감항 기준이 다를 수 있습니다.)
예전 일반항공 비행기에서는 이 속도가 대략 정상 실속속도의 1.7배입니다. 따라서 평소 60노트에 실속하는 구형기는 102노트 위에서 실속시키면 안 됩니다(60 × 1.7 = 102노트). 실속속도 60노트인 비행기를 102노트에서 실속시키면, 속도 증가분의 제곱만큼 하중배수가 걸립니다. 곧 2.89G(1.7 × 1.7 = 2.89G)입니다. (위 숫자는 어림 지침이지 어떤 문제의 정확한 답이 아닙니다. 설계기동속도는 제작사가 준 그 비행기의 운용 한계에서 구해야 합니다.) 설계기동속도 이하로 날아도, 한 축에 전타를 여러 번 하거나 둘 이상 축에 동시에 전타하면 구조 보호가 되지 않습니다.
조종계통의 지렛대 비는 기종마다 다릅니다. “균형” 조종면을 쓰는 형식도 있고 아닌 형식도 있습니다. 그래서 조종사가 조종간에 가하는 압력을, 기종 간 하중배수의 지표로 쓰면 안 됩니다. 대부분의 경우 숙련 조종사는 좌석 압력의 느낌으로 하중배수를 가늠합니다. 가속도계(accelerometer)로도 잴 수 있지만, 일반항공 훈련기에는 흔하지 않습니다.
몸이 받는 느낌으로 하중배수를 가늠하는 능력을 키우는 일이 중요합니다. 이 원리를 알아야 하중배수를 어림할 수 있습니다.
경사각에 따른 하중배수와 VA를 제대로 알면, 가장 심각한 사고 유형 두 가지를 막는 데 도움이 됩니다.
- 지면 근처 급선회나 과도한 기동에서 나는 실속
- 조종 상실로 이어진 곡예나 격렬한 기동 중 구조 파괴
비행 기동과 하중배수
임계 하중배수는 거의 모든 비행 기동에 적용됩니다. 예외는 비가속 직선 비행뿐이고, 그때는 항상 1G입니다. 이 절에서 다루는 일부 기동은 하중배수가 비교적 큽니다. 피치·롤·요 조종면의 전타는 기동속도 아래에서만 해야 합니다. 빠르고 큰 교대 입력을 피하십시오. 특히 피치·롤·요를 크게 바꿀 때(예: 큰 슬립각)는 VA 아래를 포함해 어떤 속도에서도 구조 파괴가 날 수 있습니다.
선회
경사진 선회는 모두 하중배수가 커집니다. 급선회 하중배수 절에서 본 대로, 경사가 대략 45°를 넘으면 비행 성능과 날개 구조 하중 모두에 하중배수가 중요해집니다.
평균 경비행기의 항복 계수는 경사 대략 70–75°에서 도달합니다. 실속속도는 경사 대략 63°에서 약 절반이 늘어납니다.
실속
수평 직선이나 비가속 직선 상승에서 들어가는 정상 실속은, 수평 직선의 1G 이상으로 하중배수를 더하지 않습니다. 다만 실속이 나면 이 하중배수는 0 쪽으로 줄어들 수 있습니다. 아무것도 무게가 없는 값입니다. 조종사는 “허공에 떠 있는” 느낌을 받습니다. 승강타를 앞으로 튕기듯 밀어 회복하면, 음의 하중배수(날개에 하향 하중, 조종사를 좌석에서 들어 올리는 하중)가 생길 수 있습니다.
실속 회복 뒤 기수를 올릴 때 상당한 하중배수가 걸리기도 합니다. 과도한 급강하(따라서 높은 속도)와 수평으로의 급격한 기수 올림이 겹치면 더 커질 수 있습니다. 한쪽이 다른 쪽을 부르는 일이 많아, 하중배수가 커집니다. 높은 급강하 속도에서 기수를 갑자기 올리면 구조에 임계 하중이 걸리고, 받음각을 실속각까지 올려 재발·2차 실속을 만들 수 있습니다.
일반화하면, 실속 회복은 순항속도 또는 설계기동속도까지만 내리고, 실속보다 속도가 안전하게 붙는 즉시 서서히 기수를 올리면, 하중배수를 2G 또는 2.5G를 넘기지 않고 할 수 있습니다. 더 큰 하중배수가 필요한 경우는, 기수가 수직 근처이거나 그 너머일 때, 또는 지면으로 꽂히지 않으려고 극히 낮은 고도에서 회복할 때뿐입니다.
스핀
안정된 스핀은 회전만 빼면 실속과 다르지 않습니다. 스핀 회복의 하중배수 고려는 실속 회복과 같습니다. 스핀 회복은 실속 회복보다 기수가 훨씬 낮은 상태에서 하는 일이 많아, 속도가 더 크고 따라서 하중배수도 더 큽니다. 올바른 스핀 회복의 하중배수는 보통 약 2.5G입니다.
스핀 중의 하중배수는 기종별 스핀 특성에 따라 다르지만, 보통 수평비행 1G를 조금 넘습니다. 이유는 두 가지입니다.
- 스핀 중 속도가 매우 낮아, 보통 비가속 실속속도의 2노트 안입니다.
- 스핀 중 항공기는 선회가 아니라 제자리 선회(pivot)를 합니다.
다음 편은 고속 실속과 샹델·레이지 에이트의 하중입니다.
핵심 정리
- ● 높은 받음각에서 내려가는 블레이드가 더 많이 “물어” 추력 중심이 오른쪽으로 갑니다. 시계방향 프로펠러면 왼쪽 요입니다. 이것이 P-팩터입니다. 축이 기류와 수평이면 불균형은 0입니다.
- ● 하중배수 = 양력/무게, 단위는 G. 중요 이유 둘: 구조 과하중, 실속속도 상승(겉보기 안전 속도에서도 실속).
- ● 제한하중배수: 보통 3.8 ~ −1.52, 실용 4.4 ~ −1.76, 곡예 6.0 ~ −3.00. CFR 안전계수 1.5. 4,000lb 초과 보통 범주는 값이 줄어듭니다.
- ● 정고도 균형 선회: 하중배수는 원심력+무게. 같은 경사면 속도와 무관. 60° = 2G, 80° = 5.76G. 45–50° 이후 급증. 90° 정고도는 수학적으로 불가능.
- ● 실속속도 ∝ √(하중배수). 50노트 비가속 실속에 4G면 100노트에서 실속. 경사 72° 초과면 약 3G, 45노트 기체는 75노트 초과를 유지해야 합니다.
- ● VA: 매끄러운 공기에서 조종면 한 축·한 번 전타해도 손상 위험이 없는 속도 이하. 구형은 대략 1.7 × 실속속도(60노트 → 102노트, 1.7² = 2.89G). 한 축 반복 전타·다축 동시 전타는 VA 아래에서도 보호되지 않습니다.
- ● 실속 회복은 순항 또는 VA까지만 내리고 서서히 기수 올림 → 보통 2–2.5G. 올바른 스핀 회복도 약 2.5G. 스핀 중 속도는 실속의 2노트 안, 기체는 선회가 아니라 피벗합니다.
이 글은 미국 연방항공청(FAA)의 Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge(FAA-H-8083-25B)(퍼블릭 도메인)를 번역·재구성한 시리즈입니다.
“P-팩터·하중배수와 실속속도 — 조종사 핸드북 5장 (7/11)”에 대한 1개의 생각