추력·출력, VX/VY와 항속 — 조종사 핸드북 11장 (2/6)

앞 편은 성능 자료·밀도고도와 수평비행까지였습니다. 이번 편은 추력과 출력의 구분, 최대상승각(V_X)과 최대상승률(V_Y), 상승 성능 인자, 항속·체공입니다.

추력과 출력은 같은 말이 아니다

상승 성능을 말할 때 추력과 출력을 바꿔 쓰는 경우가 있습니다. 둘이 동의어라는 뜻은 아닙니다. 추력(thrust)은 물체에 가해지는 힘 또는 압력으로, 파운드(lb)나 뉴턴(N)으로 잽니다. 출력(power)은 일을 하거나 에너지를 옮기는 비율(운동에너지·위치에너지)로, 보통 마력(hp)이나 킬로와트(kW)로 잽니다. 출력은 힘이 물체에 일정 시간 동안 가해져 만드는 운동(KE와 PE)으로 생각하면 됩니다.

양의 상승 성능은 항공기가 고도를 올려 위치에너지(PE)를 얻을 때 생깁니다. 대부분의 항공기에서 양의 상승에 기여하는 기본 인자는 다음 둘, 또는 둘의 조합입니다.

1. 수평비행을 유지하는 데 필요한 출력 위의 잉여 출력으로 상승한다(PE를 얻는다).
2. 대기속도(KE)를 고도(PE)로 바꿔 상승한다.

인자 1의 보기입니다. 어떤 고도에서 엔진이 200마력을 낼 수 있는데, 그 고도의 수평비행에는 130마력만 쓰고 있다면 상승에 쓸 수 있는 출력은 70마력입니다. 조종사는 대기속도를 일정하게 유지하고 출력을 올려 상승합니다.

인자 2의 보기입니다. 항공기가 120노트로 수평비행 중입니다. 엔진 출력은 그대로 두고 다른 조종 입력으로 상승합니다. 이른바 줌 상승(zoom climb)으로, 대기속도(KE)를 고도(PE)로 바꿉니다. 고도가 오르면 대기속도는 120노트보다 낮아집니다.

상승 성능을 평가하는 주된 이유는 둘입니다. 첫째, 장애물을 넘어 충돌을 피해야 합니다. 둘째, 더 높은 고도로 올라가면 기상, 연료 경제, 그 밖의 이점을 얻을 수 있습니다. 최대상승각(AOC, Angle of Climb)은 V_X에서 나오고, 장애물을 넘기는 상승 성능을 줄 수 있습니다. 최대상승률(ROC, Rate of Climb)은 V_Y에서 나오고, 시간 대비 고도 이득이 가장 큽니다. 어떤 상황에서는 최대상승률로는 장애물을 피하기에 부족하고, 같은 장애물을 최대상승각으로는 피할 수 있습니다.

상승각 — 지상 거리를 아끼는 V_X

상승각(AOC)은 이동 거리 대비 얻은 고도의 비교입니다. 곧 비행경로의 기울기(각)입니다. 최대상승각을 내려면 V_X로 날아, 지면 위 수평 이동을 최소로 하면서 고도 증가를 최대로 합니다. 나무나 전선처럼 높은 장애물이 둘러싼 짧은 비행장에서 이륙할 때 쓰기 좋습니다. 목표는 지면 위 수평 거리를 가장 적게 쓰면서 장애물을 넘길 고도를 얻는 것입니다.

양의 상승각을 내는 한 방법은 잉여 추력입니다. 항공기를 위로 미는 힘이 클수록 더 가파르게 오를 수 있습니다. 최대상승각은 잉여 추력이 최대가 되는 대기속도·받음각(AOA) 조합에서 나옵니다. 그 조합은 기종마다 다릅니다. 그림 11-8은 제트기와 프로펠러기에서 최대상승각용 최대 잉여 추력이 어디서 나오는지를 비교합니다.

제트기에서 최대 잉여 추력은 보통 필요 추력이 최소인 속도, 대략 L/D_MAX에서 나옵니다. 프로펠러기에서 최대 잉여 추력은 보통 L/D_MAX보다 낮은 속도, 자주 실속속도 바로 위에서 나옵니다.

상승률 — 시간을 아끼는 V_Y

상승률(ROC)은 그 고도에 이르는 데 걸린 시간 대비 얻은 고도의 비교입니다. 비행경로 속도 벡터의 연직 성분입니다. 최대상승률을 내려면 V_Y로 날아, 주어진 시간 동안 고도 이득을 최대로 합니다.

최대상승률은 배정 고도까지 상승을 재촉합니다. 시간 동안 연직 거리가 가장 큽니다. 보기입니다. 어떤 항공기의 최대상승각 프로파일은 30초에 지상고도 1,000ft에 이르지만, 지상 거리는 3,000ft뿐입니다. 같은 기체의 최대상승률 프로파일은 30초에 1,500ft를 오르고 지상은 6,000ft를 갑니다. 두 최대상승 프로파일 모두 최대 스로틀을 씁니다. 최대상승률과 최대상승각의 차이는 주로 교범이 지정한 속도(대기속도)와 받음각 조합에 있습니다. 그림 11-7이 그 기하를 보여 줍니다.

상승률 성능은 잉여 출력에 달립니다. 상승은 일이고 출력은 일을 하는 비율이므로, 수평비행 유지에 쓰지 않는 출력을 쓰면 상승률을 키울 수 있습니다. 최대상승률은 잉여 출력이 최대가 되는 대기속도·받음각 조합에서 나옵니다. 따라서 전형적인 제트기의 최대상승률은 L/D_MAX보다 큰 대기속도, L/D_MAX 받음각보다 작은 받음각에서 나옵니다. 전형적인 프로펠러기의 최대상승률은 L/D_MAX에 더 가까운 대기속도·받음각 조합에서 나옵니다.

무게·고도·형상이 상승을 깎는 이유

무게, 고도, 형상 변화가 잉여 추력과 잉여 출력을 바꾸므로 상승 성능도 바뀝니다. 상승 성능은 잉여 추력 또는 잉여 출력을 내는 능력에 직접 달립니다. 앞에서 본 것처럼 무게 증가, 고도 증가, 착륙장치 내림, 플랩 내림은 모든 항공기에서 잉여 추력과 잉여 출력을 줄입니다. 따라서 이 조건에서는 최대상승각·최대상승률 성능이 떨어집니다.

무게가 성능에 미치는 영향은 매우 뚜렷합니다. 무게를 더하면 같은 고도·속도를 유지하려고 더 큰 받음각으로 날아야 합니다. 날개의 유도항력이 늘고 항공기의 유해항력도 늘니다. 항력이 늘면 이를 이길 추가 추력이 필요하고, 상승에 쓸 여유 추력은 줄어듭니다. 설계자가 무게를 줄이려 애쓰는 이유입니다. 성능 인자에 미치는 영향이 그만큼 크기 때문입니다.

무게 변화는 상승 성능에 이중으로 작용합니다. 첫째, 항력과 필요 출력이 바뀌어 여유 출력이 바뀌고, 상승각과 상승률이 함께 바뀝니다. 둘째, 무게가 늘면 최대상승률 자체가 줄지만, 그 더 작은 정점 상승률을 내려면 더 높은 상승 속도로 운용해야 합니다.

고도가 오르면 필요 출력은 늘고 가용 출력은 줄어듭니다. 따라서 상승 성능은 고도와 함께 떨어집니다. 최대상승률 속도, 최대상승각 속도, 최대·최소 수평비행 속도는 고도에 따라 변합니다. 고도를 올리면 이 속도들이 항공기의 절대상승한도(absolute ceiling)에서 한 점으로 모입니다. 절대상승한도에는 잉여 출력이 없고, 안정된 수평비행을 허용하는 속도는 하나뿐입니다. 따라서 절대상승한도의 상승률은 0입니다. 실용상승한도(service ceiling)는 상승률이 100fpm을 넘지 못하는 고도입니다. 이 기준점은 보통 특정 설계 형상에 대해 제시됩니다.

성능과 관련해 흔히 쓰는 말은 출력하중(power loading), 날개하중(wing loading), 블레이드 하중(blade loading), 원판하중(disk loading)입니다. 출력하중은 파운드/마력이며, 항공기 총중량을 엔진 정격 마력으로 나눈 값입니다. 이륙·상승 능력의 중요한 인자입니다. 날개하중은 파운드/제곱피트이며, 비행기 총중량(파운드)을 날개 면적(에일러론 포함, 제곱피트)으로 나눈 값입니다. 착륙 속도를 정하는 것이 이 날개하중입니다. 블레이드 하중은 파운드/제곱피트이며, 헬리콥터 총중량을 로터 블레이드 면적으로 나눈 값입니다. 원판하중과 혼동하지 마십시오. 원판하중은 헬리콥터 총중량을 로터 블레이드가 훑는 원판 면적으로 나눈 값입니다.

항속 성능

연료 에너지를 비행 거리로 바꾸는 능력은 항공기 성능에서 가장 중요한 항목 중 하나입니다. 실제 운용에서 효율적인 항속은 두 형태로 나타납니다.

1. 주어진 연료로 최대 비행 거리를 뽑는다
2. 지정된 거리를 최소 연료로 난다

두 문제의 공통 요소는 비항속(specific range), 곧 소비 연료 대비 비행 거리(해리, NM)입니다. 항속은 체공과 분명히 구별해야 합니다. 항속은 비행 거리이고, 체공은 비행 시간입니다. 그래서 따로 비체공(specific endurance)을 정의합니다.

비체공 = 비행시간(h) / 연료(lb)
또는 비체공 = (비행시간/시간) / (연료 lb/시간)
또는 비체공 = 1 / 연료유량

연료유량은 파운드나 갤런으로 정의할 수 있습니다. 최대체공을 원하면 연료유량이 최소인 비행 조건이어야 합니다.

그림 11-11의 A점은 대기속도가 낮고 연료유량이 높습니다. 지상 운용이나 이륙·상승에서 나옵니다. 대기속도를 올리면 공력 인자 때문에 필요 출력이 줄고, 연료유량은 B점까지 떨어집니다. 여기가 최대체공점입니다. 이보다 속도를 더 올리면 대가가 따릅니다. 속도 증가는 추가 출력을 요구하고, 연료유량도 함께 늘어납니다.

비항속과 장거리 순항

최대항속 순항은 비행 내내 최대 비항속을 얻도록 해야 합니다. 비항속은 다음 관계로 정의합니다.

비항속 = NM / 연료(lb)
또는 비항속 = (NM/시간) / (연료 lb/시간)
또는 비항속 = 노트 / 연료유량

최대 비항속을 원하면 연료유량 대비 속도가 최대인 조건이어야 합니다. 비항속의 정점이 최대항속 운용이지만, 장거리 순항(long-range cruise)은 보통 그보다 조금 빠른 대기속도를 권고합니다. 대부분의 장거리 순항은 절대 최대 비항속의 99%를 주는 조건에서 합니다. 이점은 항속 1%를 순항속도 3~5%와 바꾸는 것입니다. 더 빠른 순항의 이점이 커서, 작은 항속 희생은 공정한 거래입니다. 속도에 따른 비항속 값은 주요 변수 셋에 영향을 받습니다.

1. 항공기 총중량
2. 고도
3. 항공기의 외부 공력 형상

이것이 AFM/POH 성능 절에 실리는 항속·체공 운용 자료의 출처입니다. (역주: 국내는 해당 기종 AFM/POH를 확인하세요)

항공기의 순항 조종(cruise control)은 권고 장거리 순항 조건을 비행 내내 유지하도록 운용한다는 뜻입니다. 순항 중 연료가 줄어 총중량이 변하고, 최적 대기속도·고도·출력 설정도 변할 수 있습니다. 순항 조종은 최대 비항속 99% 조건을 유지하도록 최적 대기속도·고도·출력을 다루는 일입니다. 순항 시작에는 초기 중량이 상대적으로 커서, 권고 순항을 내려면 특정 대기속도·고도·출력이 필요합니다. 연료가 줄고 총중량이 낮아지면 최적 대기속도와 출력은 내려가거나, 최적 고도는 올라갈 수 있습니다. 최적 비항속도 커집니다. 따라서 조종사는 최적 조건이 유지되도록 적절한 순항 조종 절차를 써야 합니다.

총항속은 가용 연료와 비항속 둘 다에 달립니다. 항속과 경제가 주된 목표이면 권고 장거리 순항 조건으로 운용해야 합니다. 이 절차로 항공기는 설계 최대 운용 반경을 쓰거나, 최대보다 짧은 거리에서 목적지의 연료 예비를 최대로 남길 수 있습니다.

프로펠러기의 항속 — L/D_MAX와 고도

프로펠러 항공기는 왕복엔진과 프로펠러를 묶어 추진 출력을 냅니다. 연료유량은 추력보다 프로펠러에 넣는 축동력이 주로 정합니다. 따라서 연료유량은 안정된 수평비행을 유지하는 데 필요한 출력에 바로 대응하고, 성능 차트에서는 연료유량 자리에 출력을 넣을 수 있습니다. 필요 출력 대 속도로 항속을 분석할 수 있는 이유입니다.

최대체공은 필요 출력이 최소인 점에서 나옵니다. 안정된 수평비행을 유지하는 연료유량이 가장 낮기 때문입니다. 최대항속은 속도/필요 출력 비가 가장 큰 곳에서 나옵니다. 그림 11-11이 그 두 점을 보여 줍니다.

최대항속 조건은 최대양항비(L/D_MAX)에서 나옵니다. 주어진 항공기 형상에서 L/D_MAX는 특정 받음각과 양력계수에서 나오며, 무게나 고도의 영향을 받지 않습니다. 무게가 바뀌면 L/D_MAX를 내는 대기속도와 필요 출력의 값만 달라집니다. 정풍·배풍에서 최대항속을 내는 법에 대한 이론은 여럿입니다. 정풍에서는 속도를 올리고 배풍에서는 늦추라는 말이 많습니다. 많은 경우에는 맞을 수 있으나 항상 맞지는 않습니다. 변수가 상황마다 다릅니다. 항공기 형상이 제각각이라, 모든 기에 통하는 경험법칙은 없습니다.

L/D_MAX를 유지하려면 조종사가 순항 조종의 일부로 속도와 필요 출력의 변화를 감시해야 합니다. 연료 무게가 총중량의 작은 부분이고 항속이 짧으면, 순항 내내 속도와 출력을 거의 일정하게 유지하는 것으로 절차를 단순화할 수 있습니다. 그러나 장거리 항공기는 연료 무게가 총중량의 상당 부분이라, 최적 항속을 유지하려면 예정된 대기속도·출력 변경을 써야 합니다.

프로펠러 항공기의 항속에 미치는 고도의 영향은 그림 11-13과 같습니다. 높은 고도에서 나는 비행은 진대기속도(TAS)가 더 크고, 필요 출력도 해면에서보다 비례해 큽니다. 고도에서의 항력은 해면과 같지만, 더 큰 TAS 때문에 필요 출력이 비례해 커집니다.

참고: 해면 출력 곡선에 접하는 직선은 고도 출력 곡선에도 접합니다.

고도가 비항속에 미치는 영향도 앞의 관계에서 볼 수 있습니다. 고도 변화가 속도와 필요 출력에 같은 비율의 변화를 주면, 속도/필요 출력 비는 그대로입니다. 이는 프로펠러 항공기의 비항속이 고도의 영향을 받지 않는다는 뜻입니다. 실제로 비연료소비율과 프로펠러 효율이 고도에 따른 비항속 변화를 일으킬 수 있는 주된 인자인 범위에서 그렇습니다. 압축성 효과가 무시할 만하면, 고도에 따른 비항속 변화는 전적으로 엔진/프로펠러 성능의 함수입니다.

왕복엔진을 단 항공기는 절대상승한도까지 비항속 변화가 거의, 또는 전혀 없습니다. 엔진의 최대 순항 출력 정격 아래, 곧 희박 운전 구간의 제동마력에서는 제동 연료소비율(BSFC, brake specific fuel consumption) 변화도 무시할 만합니다.

다음 편은 역커맨드 영역과 이착륙 성능입니다.

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