중량·CG와 임계 마하 — 조종사 핸드북 5장 (9/11)

앞 편은 고속 실속·Vg 선도와 선회반경이었습니다. 이번 편은 중량이 이착륙 성능·구조·안정성·조종성에 미치는 영향, 하중 배분, 아음속·초음속 흐름과 임계 마하입니다.

중량이 비행 성능에 미치는 영향

항공기의 이륙·상승과 착륙 성능은 허용 최대이륙중량과 최대착륙중량을 기준으로 정해집니다. 전중량이 커지면 이륙활주가 길어지고 상승각이 얕아지며, 접지 속도가 빨라지고 착륙 활주가 길어집니다. 조금만 과적해도, 평소 조건에서는 문제가 되지 않던 장애물을 이륙 때 넘지 못할 수 있습니다.

과적의 해는 이착륙의 당면 위험에서 끝나지 않습니다. 모든 상승·순항 성능이 나빠지고, 상승 중 과열, 엔진 부품 마모 증가, 연료 소모 증가, 순항속도 감소, 항속거리 감소로 이어집니다.

요즘 항공기 제작사는 기체마다 중량·평형 자료를 제공합니다. 대개 FAA 승인 AFM/POH에 있고, 중량·평형을 읽기 쉬운 차트로도 줍니다. (역주: 국내는 항공안전법·감항증명 체계와 비행교범 형식이 다를 수 있으니 해당 기체의 승인 교범을 확인하세요.) 성능과 탑재 능력이 커진 만큼, 제작사가 정한 운용 제한을 엄격히 지켜야 합니다. 권고를 벗어나면 구조 손상이나 구조 전체 파괴로 이어질 수 있습니다. 최대중량 한도 안에 잘 실렸더라도, 무게 배분이 무게중심(CG) 한계 안에 있어야 합니다. 앞에서 본 공기역학과 하중배수가 그 이유입니다. 아래는 중량·평형이 안전한 비행에 중요한 이유에 대한 배경입니다.

어떤 기체는 좌석·수하물실·연료탱크를 모두 채우면 승인 중량 또는 평형 한계를 넘습니다. 예를 들어 잘 알려진 4인승 여러 기종은 탑승자 넷과 수하물을 실으면 연료탱크를 가득 채울 수 없습니다. 어떤 2인승은 스핀을 연습할 때 좌석 뒤 수하물실에 짐을 실을 수 없습니다. 조종사는 자신이 타는 기체의 중량·평형 제한과, 그 제한이 있는 이유를 알아야 합니다.

중량이 항공기 구조에 미치는 영향

날개 구조에 추가 중량이 미치는 영향은 겉으로 잘 보이지 않습니다. 감항 요건은 보통 등급(normal category, 곡예 금지)으로 증명된 기체 구조가 기동과 돌풍의 동적 하중을 감당하도록 하중배수 3.8 G를 견디게 정합니다. (역주: 보통·실용·곡예 등급의 하중배수 3.8 / 4.4 / 6.0은 FAA 14 CFR 기준입니다. 국내 감항 분류·수치는 다를 수 있습니다.) 곧 주구조는 승인 전중량의 3.8배를 구조 파괴 없이 견딥니다. 이 값을 그 기체가 의도한 운용에서 걸릴 수 있는 하중배수의 지표로 보면, 100파운드 과적은 잠재 구조 과하중 380파운드입니다. 실용 등급(utility category)과 곡예 등급(acrobatic category)은 하중배수 요건이 각각 4.4와 6.0이라 체감이 더 큽니다.

과적으로 생기는 구조 파괴는 극적이고 치명적일 수도 있지만, 더 흔하게는 구조 부재를 점진적으로 상하게 해서 발견이 어렵고 수리가 비쌉니다. 습관적 과적은 응력을 쌓고, 비행 전 점검에서 안 보이는 손상을 남겨, 나중에 완전히 정상적인 운용에서 구조 파괴로 이어질 수 있습니다. 과적이 구조 부재에 더하는 응력은 금속 피로 파괴를 앞당긴다고 봅니다.

기동과 돌풍이 거는 하중배수를 알면, 전중량이 늘 때 무엇이 따라오는지가 분명해집니다. 급강하 회복처럼 하중배수 3 G를 앞둔 기체는, 중량이 100파운드 늘 때마다 추가 하중 300파운드를 견디게 준비돼 있어야 합니다. 특정 기체에서 필요 없는 연료 약 16갤런을 더 넣는 것과 같습니다. FAA 증명 민간기는 승인 최대전중량과, 수행하려는 비행 종류에 게시된 속도 안에서 구조 해석·시험을 받았습니다. 그 중량을 넘는 비행은 충분히 가능하고, 성능 능력 안에 있는 경우도 많습니다. 이 사실에 속지 마십시오. 설계되지 않은 하중이 구조 전체 또는 일부에 걸리고 있다는 것을 조종사는 모를 수 있습니다.

승객이든 화물이든 실을 때는 구조도 봐야 합니다. 좌석, 수하물실, 객실 바닥은 어떤 하중 또는 하중 집중에만 맞춰져 있고, 그 이상은 아닙니다. 예를 들어 경량기 수하물실은 지지 구조 강도 때문에 20파운드로 명패가 붙을 수 있습니다. 그 위치에 더 실어도 기체가 과적도, CG 한계 이탈도 아닐 수 있습니다.

중량이 안정성·조종성에 미치는 영향

과적은 안정성에도 영향을 줍니다. 정상 탑재에서 안정적이고 조종 가능한 기체가, 과적하면 비행 특성이 크게 달라질 수 있습니다. 가장 직접적인 것은 무게 배분이지만, 전중량이 늘면 무게중심 위치와 관계없이 안정성에 불리한 영향이 예상됩니다. 증명된 기체 다수는 전중량을 넘기면 안정성이 완전히 불만족스럽습니다.

하중 배분의 영향

비행 중 날개에 걸리는 하중에 무게중심 위치가 미치는 영향은 상승·순항 성능에 중요합니다. 전방 탑재 기체는 “더 무겁고”, 따라서 같은 기체를 무게중심을 더 뒤로 둔 경우보다 느립니다.

그림 5-63이 이유를 보여 줍니다. 전방 탑재에서는 대부분의 기체가 수평 순항을 유지하려면 “기수 올림” 트림이 필요합니다. 기수 올림 트림은 꼬리 면을 동체 후방에 더 큰 하향 하중이 생기도록 세팅하는 것이고, 이 하향 하중이 날개 하중에 더해져, 고도를 유지하려면 날개가 만들어야 하는 전체 양력도 커집니다. 날개 받음각(AOA)이 더 필요하고, 항력이 늘며, 실속속도도 높아집니다.

후방 탑재와 “기수 내림” 트림에서는 꼬리 면이 하향 하중을 덜 걸어, 그만큼 날개 하중과 고도 유지에 필요한 양력이 줄어듭니다. 필요 받음각이 작아 항력도 작아지고, 순항이 빨라집니다. 이론상 순항에서 꼬리 면 하중이 0(중립)이면 전체 효율과 순항속도가 가장 좋지만, 불안정해집니다. 요즘 기체는 안정성·조종성을 위해 꼬리에 하향 하중이 걸리도록 설계됩니다. 트림탭 조종 장치가 0을 가리킨다고 해서 반드시 “중립 트림”은 아닙니다. 날개와 동체의 하향류가 꼬리 면에 힘을 걸기 때문입니다.

탑재 가능 중량(useful load)의 배분은, 하중이 CG 한계와 허용 최대전중량 안에 있어도 비행 특성에 크게 영향을 줍니다. 그중 중요한 것이 조종성, 안정성, 날개에 실제로 걸리는 하중의 변화입니다.

대체로 무게중심이 뒤로 갈수록, 특히 저속에서는 기체가 덜 조종됩니다. 어떤 무게중심에서는 장시간 스핀에서 깨끗이 회복되던 기체가, 무게중심을 1–2인치만 뒤로 옮기면 정상 회복 조작에 전혀 반응하지 않을 수 있습니다.

설계자는 1회전 스핀에서 정상 회복이 되는 최대값에서 1인치 안에 후방 CG 한계를 두는 것이 보통입니다. 의도적 스핀을 허용하려고 실용 등급으로 증명할 때는, 후방 CG 한계를 보통 등급에서 허용하는 지점보다 보통 수 인치 앞에 둡니다.

조종성에 영향을 주는 또 다른 인자, 요즘 대형기 설계에서 더 중요해진 것은, 무거운 장비·화물이 놓인 위치까지의 긴 모멘트 암입니다. 같은 기체를 최대전중량·CG 한계 안에 실을 때, 연료·승객·화물을 설계 무게중심 근처에 모을 수도 있고, 날끝 탱크와 객실 앞뒤 화물칸에 연료·화물을 흩뿌릴 수도 있습니다.

총중량과 무게중심이 같아도, 기동하거나 난기류에서 수평을 유지하려면 하중이 흩어져 있을 때 조종력을 더 써야 합니다. 무거운 연료·화물 위치까지의 긴 모멘트 암을 조종면이 이겨 내야 하기 때문입니다. 외측 날개 탱크나 팁 탱크가 가득이면 조종 여유가 빠듯할 때 롤이 둔하고, 기수·후방 화물칸이 가득이면 승강타 반응이 떨어집니다.

후방 CG 한계는 대체로 안정성으로 정합니다. 형식증명의 원래 감항 요건은, 어떤 속도의 비행에서 기수의 세로 변위가 일정 횟수의 진동 안에 감쇠하도록 정합니다. 너무 뒤에 실리면 그렇게 되지 않을 수 있습니다. 기수를 잠깐 올리면, 오르내림이 반복되며 진동마다 더 가팔라질 수 있습니다. 이 불안정은 탑승자에게 불편할 뿐 아니라, 어떤 조건에서는 기체를 다루지 못하게 만들어 위험해질 수 있습니다.

어떤 기체든 실속 회복은 무게중심이 뒤로 갈수록 점점 어려워집니다. 스핀 회복에서 특히 중요합니다. 후방 탑재에는 어느 지점에서 “플랫” 스핀이 생깁니다. 플랫 스핀(flat spin)은 원심력이, 꽤 뒤에 있는 무게중심을 통해 기체의 꼬리를 스핀 축 바깥으로 당겨, 기수를 내리고 회복하는 것이 불가능해지는 스핀입니다.

허용 CG 범위의 후방 한계까지 실린 기체는, 전방 한계 근처에 실렸을 때와 선회·실속 기동, 착륙 특성이 다릅니다.

전방 CG 한계는 여러 고려로 정합니다. 안전 조치로, 트림 장치(탭이든 가변 안정판이든)가 동력 없는 정상 활공을 유지할 수 있어야 합니다. 재래식 기체는 비상에서 최소 착륙속도를 보장하려고, 동력 없는 완전 실속 착륙이 가능해야 합니다. 미륜기(tailwheel-type)를 과도하게 기수 무겁게 실으면 지상활주가 어렵고, 특히 강풍에서 그렇습니다. 브레이크로 전복되기 쉽고, 속도를 줄이며 플레어하면 주륜으로 숙여 바운스하기 쉽습니다. 전륜기(nosewheel-type)는 착륙 활주와 이륙 때 특히 지상 조향이 어려워질 수 있습니다. 하중 배분의 영향은 다음과 같습니다.

• CG 위치는 날개의 양력과 받음각, 꼬리에 걸리는 힘의 크기·방향, 평형을 위한 적절한 꼬리 힘을 공급하는 데 필요한 안정판 변위량을 좌우합니다. 마지막은 승강타 조종력과의 관계 때문에 매우 중요합니다.
• 전방 CG에서는 실속속도가 더 높습니다. 날개 하중이 커져, 실속 받음각에 더 높은 속도에서 도달하기 때문입니다.
• 전방 CG에서는 기체를 평형 잡으려면 안정판 변위가 커져, 승강타 조종력이 보통 더 큽니다.
• 후방 CG에서는 항력이 줄어 순항이 빨라집니다. 기체를 받치고 기수 내림 피칭 경향을 이기려면 받음각이 작고 안정판 하향 변위도 작기 때문입니다.
• 무게중심이 뒤로 갈수록 기체는 덜 안정됩니다. 무게중심이 뒤로 가면 받음각이 줄어, 날개가 안정성에 기여하는 몫이 줄고 꼬리의 안정 기여는 그대로입니다. 날개와 꼬리 기여가 균형을 이루는 지점이 중립 안정입니다. 그 뒤로 더 가면 불안정 기체가 됩니다.
• 전방 CG는 더 큰 후방 승강타 압력(당김)을 요구합니다. 승강타가 기수 내림 피칭의 증가를 더 이상 막지 못할 수 있습니다. 실속까지 전 속도 범위에서 기체를 다루려면 충분한 승강타 권한이 필요합니다.

중량·평형에 관한 상세와 추가 정보는 10장 중량과 평형에 있습니다.

고속 비행

아음속 흐름과 초음속 흐름

아음속 공기역학에서 양력 이론은, 물체와 그 물체가 잠긴 움직이는 기체(공기)에 생기는 힘을 바탕으로 합니다. 대략 260노트 이하에서는 공기를 비압축성으로 볼 수 있습니다. 고정 고도에서 밀도는 거의 일정하고 압력만 변합니다. 이 가정에서 공기는 물과 같이 행동하고 유체로 분류됩니다. 아음속 공기역학 이론은 점성(유체의 한 부분이 다른 부분에 대해 움직이는 것을 막으려는 성질)의 영향도 무시할 수 있다고 보고, 공기를 이상 유체로 분류합니다. 연속성, 베르누이 원리, 순환 같은 이상 유체 공기역학 원리를 따릅니다.

실제 공기는 압축 가능하고 점성이 있습니다. 저속에서는 이 성질의 영향이 무시할 만하지만, 속도가 커질수록 특히 압축성 영향이 커집니다. 음속에 가까워지면 압축성(그리고 덜하지만 점성)이 무엇보다 중요합니다. 이 속도 영역에서 압축성은 기체 주변 공기의 밀도를 바꿉니다.

비행 중 날개는 윗면 기류를 가속해 양력을 만듭니다. 이 가속된 공기는 기체 자체가 아음속이어도 음속에 도달할 수 있고, 실제로 도달합니다. 어떤 기체는 극단 받음각에서 날개 윗면 속도가 기체 속도의 두 배가 되기도 합니다. 따라서 같은 기체에 초음속 기류와 아음속 기류가 동시에 있을 수 있습니다. 어떤 위치(날개 최대 캠버 부근 등)에서 흐름 속도가 음속에 도달하면, 더 가속되면 압축성 영향이 시작됩니다. 충격파 형성, 항력 증가, 버핏, 안정성, 조종 곤란입니다. 이 지점 위 모든 속도에서 아음속 흐름 원리는 성립하지 않습니다.

속도 영역

음속은 온도에 따라 변합니다. 표준 온도 15 °C에서 해면 음속은 661노트입니다. 40,000피트에서 온도는 −55 °C이고, 음속은 574노트로 줄어듭니다. 고속 비행 및/또는 고고도 비행에서는 속도를 “마하 수(Mach number)”로 나타냅니다. 같은 대기 조건에서 기체의 진대기속도 대 음속의 비입니다. 음속으로 가는 기체는 마하 1.0입니다. 항공기 속도 영역은 대략 다음과 같습니다.

천음속·초음속 비행은 군용기에서는 흔하지만, 민간 제트기는 보통 순항을 마하 0.7에서 마하 0.90 범위에서 합니다.

기체 또는 대상 구조의 어느 부분 위 기류가 처음 마하 1.0에 도달하되(넘지는 않는) 속도가 “임계 마하 수(critical Mach number)” 또는 “Mach Crit”입니다. 곧 임계 마하 수는 아음속과 천음속 비행의 경계이고, 날개·익형 설계에 크게 좌우됩니다. 천음속 비행에서 임계 마하 수는 중요한 지점입니다. 기체에 충격파가 생기면 기류 박리가 따르고, 버핏과 조종 곤란이 올 수 있습니다. 충격파, 버핏, 기류 박리는 임계 마하 수 위에서 일어납니다. 제트기는 보통 임계 마하 수 근처에서 순항할 때 가장 효율적입니다. 임계 마하 수보다 5–10퍼센트 높은 속도에서 압축성 영향이 시작됩니다. 항력이 급히 오르기 시작합니다. 이 “항력 상승(drag rise)”과 함께 버핏, 트림·안정성 변화, 조종면 효과 감소가 옵니다. 이 지점이 “항력이산(drag divergence)”입니다.

V_MO와 M_MO

V_MO/M_MO는 최대운용제한속도로 정의됩니다. V_MO는 보정속도(KCAS, knots calibrated airspeed)로, M_MO는 마하 수로 나타냅니다. V_MO 한계는 보통 낮은 고도 운용과 관련되고, 구조 하중과 플러터를 다룹니다. M_MO 한계는 높은 고도 운용과 관련되고, 보통 압축성 영향과 플러터를 더 걱정합니다. 낮은 고도에서는 구조 하중과 플러터, 높은 고도에서는 압축성 영향과 플러터가 관심입니다.

이 속도를 지키면 동압 또는 플러터로 인한 구조 문제, 압축성 영향으로 인한 조종 반응 저하(마하 턱(Mach tuck), 에일러론 반전, 버즈(buzz) 등), 충격파로 인한 기류 박리로 양력 손실이나 진동·버핏을 막을 수 있습니다. 이 현상 중 어느 것이든 조종사가 기체를 충분히 다루지 못하게 만들 수 있습니다.

예를 들어 초기 민간 제트기 하나는 표준일 기준으로 대략 FL 310까지 V_MO 한계가 306 KCAS였습니다. 이 고도(FL 310)에서 M_MO 0.82는 대략 306 KCAS와 같습니다. 이 고도 위에서는 M_MO 0.82가 언제나 306 KCAS보다 작은 KCAS가 되므로, V_MO 한계에 닿기 전에 M_MO 한계에 먼저 닿아 M_MO가 운용 한계가 됩니다. 예를 들어 FL 380에서 M_MO 0.82는 261 KCAS입니다.

마하 수와 속도

속도가 마하 수와 어떻게 함께 변하는지를 이해하는 것이 중요합니다. 예로, 제트 수송기의 실속속도가 고도가 오를 때 어떻게 변하는지 봅시다. 고도가 오르면 공기 밀도와 외기온이 함께 떨어집니다. 이 제트 수송기가 클린 형상(기어·플랩 올림)이고 무게 550,000파운드라고 합시다. 해면에서 대략 152 KCAS에 실속할 수 있습니다. 표준일이면 진속도 152 KTAS, 마하 수 0.23입니다. FL 380에서도 대략 152 KCAS에 실속하지만, 진속도는 약 287 KTAS, 마하 수는 0.50입니다.

다음 편은 같은 실속 보정속도에서 마하·진속도가 커지는 이유, 마하를 일정하게 유지한 상승, 코핀 코너, 경계층과 충격파입니다.

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