FLYERS

MULTI ENGINE OPERATION

• 쌍발 항공기는 단발항공기와 는 다른 비행 특성을 가지고 있다.
• STALL MANEUVER는 OEI 상황에서 금지이다.
• 멀티엔진 속도계 BLUE LINE 은 OEI BEST RATE OF CLIME ( Vyse )속도를 표시한다.
• 멀티엔진 속도계 RED LINE 은 Vmc 속도를 표시한다.
• Vmc 속도란 다음과 같다.

1. 항공기 heading을 유지하여 disired couse로의 비행이 가능하여야 하며 , bank 는 5도 이내에서 heading 유지가 가능하여야 한다.
2.Vmc 속도는 고도가 상승함에 따라 Vmc 속도는 감소한다. 공기의 밀도가 적기 때문에 저항이 적어 더 낮은 속도에서도 heading 유지가 가능하다.
3.Vmc 속도는 reaward CG일수록 Vmc 속도는 높아진다. CG가 후방으로 이동 할수록 ARM이 짧아져 moment가 작아진다.

• OEI 상황에서 CLIMB PERFORMANCE는 80-90% 이상 감소한다. 예를 들어 Vy 가 1000fpm 이라면 , OEI best rate of clime 은 150fpm이다.
• Critical engine 이란 center of thrust 가 fuselage에 더 가까운 쪽의 엔진이다. critical engine이란 항공기 1 eng fail 시 , 퍼포먼스에 더 안좋은 영향을 주는 엔진을 말한다.
• slush on the runway 에서는 V1속도가 감소한다.
• 가장 안전하고 효과적인 takeoff & initial climb procedure 는 take off roll 중 slightly above Vmc 속도( 5 kt above Vmc ) 에서 lift off 하여 best rate of climb speed( Vy )로 상승하는 것이다.
• single engine absolute ceiling 이상의 고도에서 OEI 발생시 Vyse 속도를 사용하여 하강률을 최소한으로 만들어야 한다.
• OEI 상황에서 approach & landing은 normal condition과 다르지 않다.

ZERO SIDE SLIP

• zero side slip 이란 항공기의 side slip을 0 으로 만들어 항공기의 drag를 최소화 하는 것이다.
• side slip이란 항공기의 longitudinal axis가 flight path와 평행하지 않는 상태를 말한다.
• 정상상황에서 1. wing level 2. ball center 를 하면 zero side slip 상태이다.
• 쌍발엔진 항공기가 OEI 상황이 되면 비행 특성이 달라지게 되며 다음과 같다.

1. OEI 상황에서 항공기의 좌 우 출력은 asymmetrical condition 이 된다 ( 비대칭 )
2. operating eng의 방향으로 yawing & rolling moment가 작용하게 된다. ( 비대칭 힘의 작용 )
3. 이러한 상황에서 항공기 진행방향을 유지하기위한 최소 속도인 Vmc가 있다.
4. Vmc는 항공기 directional control이 가능한 최소 속도이다.
5. Vmc 속도를 수립할 때 directional control이란 , 항공기 bank 5도 이내에서 , desired HDG 20도 이내의 조작이 가능한것을 말한다.

6. OEI 상황에서 wing level , ball center 는 zero side slip 조건이 아니다. 추력의 비대칭과 러더의 양력수평성분이 side slip을 야기한다.

7. zero side slip을 위해서는 alive eng 쪽으로 2- 3 도의 뱅크를 , alive eng 쪽으로 half ball center를 만들어야 한다.

* DEAD FOOT DEAD ENGINE 는 INOP ENG을 판단하는 쉬운 방법으로 , DEAD FOOT IS DEAD ENGINE이다 .
* OEI 상황에서 YAWING & ROLLING MOMENT는 DEAD ENG의 방향으로 작용한다.

FEATHERING & WINDMILLING

• OEI CONDITION에서의 inoperative engine의 feathering 은 중요한 요소이다.
• windmilling 하는 프로펠러는 더 많은 parasite drag를 생성하여 , 더 많은 adverse yaawing moment를 만들어 낸다.
• 그로인해 Vmc가 증가한다.
• 즉, windmilling 시 Vmc가 증가되며 , feathering 시 Vmc는 감소된다. 이유는 inop eng의 drag감소에 있다.

FLAPS DOWN

• OEI 상황에서의 FLAPS DOWN은 Vmc의 감소를 가져온다. 즉 , directional control이 더 용이해진다.
• FLAP은 고양력장치로써 , 양력을 증가시키고 , 또한 양력의 증가에 따른 항력도 증가가 된다.
• 증가된 operating eng의 항력이 Vmc를 낮춘다.

WEIGHT

• WEIGHT가 무거워 질수록 Vmc 속도는 감소한다.
• 이유는 항공기가 roll 할때 양력은 수평성분과 수직성분으로 나뉘게 된다.
• 이때 무거운 항공기의 양력 수평성분이 더 크기 때문에 OEI에서 발생한 inop엔진 쪽으로의 yawing moment를 더 줄일 수 있다. 간단하게 zeroside slip 시 bank 2~3도의 양력 수평성분은 항공기 무게가 커질수록 크게 작용한다.
• 항공기 무게가 가벼울 수록 Vmc는 증가한다.

GROUND EFFECT

• OEI CONDITION에서 ground effect를 받는 높이에서는 Vmc가 증가한다.
• GROUND EFFECT의 구역에 들어가게 되면 , 항력이 줄어 , 잉여양력이 만들어지게되어 항공기 퍼포먼스가 증가한다.
• 증가된 퍼포먼스 때문에 inop eng 쪽으로 더 많은 yawing moment가 발생하여 , 더 많은 rudder가 요구된다.
• 위와 같은 이유로 ground effect 에서 Vmc는 증가한다.

Vmc 종합

• 위의 표에서 Vmc 속도와 관련된 종합적인 요소들을 알아본다.

TURBINE ENGINE OPERATION

• 터빈엔진의 가장 높은 온도는 TIT이다. turbine inlet temperature가 가장 높은 온도이다.
• 높은 온도는 추력을 감소 시킨다. 공기의 밀도는 온도가 높을수록 밀도는 낮아지기 때문이다.
• 대기압이 낮아져도 추력이 감소한다. 대기압이 낮아지면 density altitude가 높아지기 때문이다.
• 왕복엔진보다 가스터빈엔진 항공기가 density altitude에 더욱 취약하다. 이러한 특성을 숙지하여 pressure altitude와 temperature를 통해 TOD를 계산하여야 하며 , 왕복엔진에 비해 TOD의 편차가 크다는 것을 알아야한다.
• takeoff performance의 가장 취약한 상태는 1. high gross weight 2. high altitude 3. high temperature 4. unfavored wind 인 상태이다.
• 가스터빈엔진의 운용제한에 가장 큰 영향을 미치는 것은 EGT이다. EGT로 인해 운용제한이 많이 생긴다.
• 터보프롭 항공기의 최소 단위연료소모량은 ABOVE FL 250에서 나타난다.
• CRUISE CONTROL 중 CLIMB CRUISE가 가장 효과적이다.

MACH SPEED FLIGHT

• 아래의 cp , cl , cg를 잘 숙지하도록 한다.

1. AC ( aerodynamic center )
공력중심 항공기 받음각에 따라 변하지않는 중심. 항공기 양력의 작용점. 항공기 CG에 대한 힘과 모먼트를 계산하기위해 수립
2. CP ( center of pressure )
압력중심 항공기 날개에어포일 에서의 받음각에 따라 이동하는 중심. 항공기 날개 에어포일에서의 양력중심
3. CL ( center of lift )
양력중심 항공기의 양력이 작용하는 지점
4. CG ( center of gravity )
무게중심 항공기의 중력이 작용하는 지점.

• 후퇴익 항공기는 wingtip이 스톨에 먼저 걸린다.
• 후퇴익 항공기의 wingtip이 shock stall에 걸리게 되면 항공기 center of pressure는 inward & forward 로 이동한다.

• WAVE DRAG

WAVE DRAG란 SHOCK WAVE가 발생함에 따라 airflow seperation을 악화시켜 양력을 크게 줄이는 항력이다. 이 항력은 수직으로 발생한다. 임계마하수를 넘어서는 시점부터 shock wave 와 wave drag는 생성되고 점진적으로 커지며 , 임계 마하수의 110% 속도에서 항력이 급격히 증가한다. 이것을 drag divergence 라고 한다.

• MACH TUCK ( TUCK UNDER )

MACH TUCK은 천음속 영역( transonic flight )에서 발생한다. 마하 0.75- 마하 1.2 사이의 영역을 천음속 영역이라고 한다.
발생기전은 다음과 같다.
1. 항공기가 임계마하수에 도달
2. 자유공기의 흐름이 임계마하수에 도달하면 shock wave 와 wave drag가 발생하고 , 항공기 center of pressure ( 압력중심 )은 날개 뒤쪽으로 이동
3. 항공기 속도가 계속 빨라진다면 , 임계마하수의 110% 속도에서 drag divergence로 인해 buffet 현상 , control effectiveness의 감소현상이 나타난다.
4. 항공기 속도가 더 빨라져 , horizontal stability에 airflow separation 이 일어나면 elevator의 조종성 감소( drag의 급격한 증가로 인한 양력의 손실에 따른 tail down force 의 감소 )
5. 항공기 center of pressure ( 압력중심 ) 은 항공기 속도가 빨라짐에 따라 계속해서 후방으로 이동하고 , elevator가 airflow separation 으로 인해 dead air 구간에 들어가게 되어 , 항공기 기수가 내려가는 현상 발생 . 이것이 MACH TUCK
6. MACH TUCK 현상이 발생하여 항공기가 하강하게 되면 , 항공기 속도는 더욱 빨라짐에 따라 이러한 MACH TUCK 현상이 더욱 가속화 된다.

• DRAG DIVERGENCE ( DRAG RISE ) ( force divergence )

DRAG DIVERGENCE( DRAG RISE )란 임계 마하수 속도의 5-10% 높은 속도에서 항력이 급격하게 증가하여 , BUFFET , TRIM ,STABILITY의 변화를 가져와 조종성에 감소가 일어나는 지점을 DRAG DIVERGENCE라고 한다.

• COFFIN CORNER

• coffin corner는 쉽게 말해서 STALL SPEED 와 MMO의 속도가 가까워져 운항 가능한 속도의 범위가 좁아지는 현상을 나타내는 현상이다.
• MMO 란 maximum operating speed mach number의 약자로써 , VMO는 노트로 표시 , MMO는 마크넘버로 표시한 최대속도이다.
• coffin corner는 다음과 같은 이유에서 나타난다.

1.고도가 증가함에 따라 TAS는 증가한다. 이유는 공기의 밀도가 적어 지기 때문에 같은 IAS 속도를 만들어내기위해 더 높은 TAS가 필요한 것. 즉 고도에 따라 TAS가 올라가면서 실속속도도 같이 높아진다.

2. 고도가 증가함에 따라 음속은 낮아진다 ( 음속은 온도에 비례한다 ). 즉 , 고도가 상승하면서 더 낮은 속도에서 음속을 돌파하게 되는 것.
즉 음속속도는 내려간다.

위의 2가지의 이유 때문에 고도가 상승할수록 항공기가 운항 가능한 속도의 범위가 줄어들어 사진에서와 같이 barber pole으로 스톨스피드와 MMO 사이의 갭이 줄어드는 것이다.

• CROSSOVER ALTITUDE
  
  

crossover altitude 란 항공기 속도계를 IAS 에서 MACH NUMBER로 바꾸는 고도이다.
이 crossover altitude는 CAS 와 mach value 가 같은 TAS를 지시하는 고도이다. 이 고도에서 속도계를 IAS에서 MACH NUMBER를 reference speed로 한다.
CROSSOVER ALTITUDE = CAS 와 MACH NUMBER 가 SAME TAS를 지시하는 속도이다. 이 속도에서 항공기 속도를 MACH NUMBER 로 바꾸어 운항한다


* 터보젯항공기는 왕복엔진 항공기보다 밀도고도에 영향을 많이 받는다.
* 터보젯 항공기는 왕복엔진 항공기보다 습도에 영향을 덜 받는다.

AIRCRAFT WEIGHT

• 항공운송여객사업용 항공기의 무게는 다음과 같다.

1. MEW
MEW는 manufacture empty weight의 약자로 , structure , engine , 필수장비를 포함한 중량이다. 제작사에서 제작된 상태의 중량이다.

2. BEW

BEW는 basic empty weight 의 약자로 , 운송사업자가 운항에 필요한 장비를 장착 및 탈거하여 조정한 중량이다. BEW는 3년마다 측정되어야 한다. BEW에는 다음과 같은 item이 포함된다. uncountable fuel ( 연료관에 남아있는 연료 ) , toilet fluid , emergency equipment ( life vest ) , galley structure , fly away kit bin , security door 가 포함된다.

* fly away kit bin 이란 큰 화물을 실을 때 화물을 담는 컨테이너 같은 것

3. SOW
SOW는 standard operating weight의 약자로 , OEW ( operating empty weight ) , BOW ( basic operating weight ) , DOW ( dry operating weight ) 라고도 한다. SOW 는 BEW에 다음과 같은 ITEM을 더한 무게이다.
운항 승무원 , 객실 승무원 , 서비스 품목( 음식물, 음료 , 기내면세품 ) , fly away kit ( fly way kit bin은 fly away kit을 담는 통이다 )

4. ZFW
ZFW는 zero fuel weight의 약자로 , 모든 승객 및 화물을 탑재하고 연료만을 탑재하지 않은 상태의 중량이다.
*MZFW 는 maximum zero fuel weight의 약자로 연료가 비어있는 상태에서 날개가 최대로 버틸 수 있는 중량이다. 종이비행기의 강도를 상상하면 이해하기 편하다.
* ZFW 는 SOW + PAYLOAD 이다 .
* maximum payload의 무게는 MZFW - SOW 이다.

5. TW
TW는 taxi weight의 약자로 , ZFW에서 연료를 더한 무게 이다.
* MTW( maximum taxi weight )는 항공기 구조적 강도를 유지 하기 위해 설정된 최대 중량이다.

6. TOW
TOW는 takeoff weight의 약자로 , TW에서 taxi fuel을 소모한 중량이다.
* taxi fuel 이란 푸시백 부터 take off 전까지 enging 시동에 사용된 연료 , apu 에 사용된 연료 , taxi에 사용된 연료를 말한다.
* taxi fuel은 10분 정도의 시간을 조건으로 수립하였다.
* 목적지 공항에 도착후 taxi-in fuel은 고려하지 않는다. reserve fuel을 사용한다.
* MTOW는 maximum takeoff weight의 약자로 향공기가 이륙 가능한 최대의 중량이다.

7. AGTOW
AGTOW는 allowable gross takeoff weight의 약자로, 실제 항공기가 이륙할 때 사용가능한 최대 이륙 중량이다.
MTOW가 설정되어 있긴 하지만 MTOW는 항공기 기체 허용 최대 중량 인 것이고, 이와는 다르게 활주로 조건 , 도착공항 활주로 조건 , 홀딩 등 여러 조건에 의해 MTOW를 최대 이륙 중량으로 사용 가능하지 않을 수 있다. 다음의 중량 중에 가장 낮은 중량을 AGTOW로 설정한다.

A. MTOW
항공기 구조적 강도에 의한 최대 중량 maximum takeoff weight
B. MLDW + BURN OFF FUEL
착륙시 MLDW를 초과하지 않게 하기 위한 중량 . maximum landing weight + burn off fuel ( trip fuel )
C. MZFW + TOF
항공기에 여러 아이템이 탑재되어 MZFW를 초과하지 않게 하기 위한 중량 . maximum zero fuel weight + takeoff fuel
D. RWY LIMIT TOW
활주로 길이 노면 상태 장애물 온도등 항공기 성능상의 이륙제한 거리를 바탕으로 한 중량.

A~D의 중량들 중 가장 낮은 중량을 AGTOW로 설정하고 이 무게가 실질적인 최대 이륙중량이 된다. 즉 항공기는 저 A~D의 중량을 모두 초과하지 않고 운항을 해야 안전하다.


8. ACL
ACL은 allowable cabin load의 약자로, 운항조건을 고려한 허용가능한 실제 유상 탑재 최대 중량이다.
AGTOW - SOW - TOF = ACL 이다.
* 만약 PAYLOAD가 ACL을 초과하면 실제 TOW는 AGTOW 무게보다 크기 때문에 운항이 불가하다.

9. LDW
LDW는 landing weight의 약자로, TOW 에서 BURN OFF FUEL을 뺀 착륙 중량이다.
* MLDW는 maximum landing weight의 약자로 , 항공기 랜딩기어가 구조적 손상이 없는 최대의 무게이다.

TCH( THRESHOLD CROSSING HEIGHT ) 

• TCH는 threshold crossing height의 약자이다. 이론상으로 on glide path에서 runway threshold 를 지나는 높이를 나타낸다. 이 TCH는 glide slope antenna로부터 지면의 고도를 나타내기 때문에 ,  on glide path에서 항공기가 runway threshold를 지날 때 실제 높이와는 다르다. 
• 또한 glide slope anttena의 위치 , 항공기의 크기에 따라 실제높이와 어프로치 플레이트의 TCH의 차이는 항공기마다 제각각이다. 
• 이 TCH는 어프로치 계획을 위한 참조 reference 를 목적으로 하여 수립하였다. 
• 개인적으로는 on glide path에서 TCH가 50FT라면 , screen height 50ft 와 glide slope antenna로 부터 측정된 50ft 그 중간 값인 고도로 접근하는게 이론적으로 ideal 하다고 생각한다. 

SCREEN HEIGHT

• screen height 란 runway threshold TDZE 부터 landing gear의 최하단지점 까지의 높이를 말한다.
• 이 screen height 는 이착륙시 보통 35ft 이며 , 이착륙시  wet runway일때 15ft이다 . wet runway 일때 screen height가 줄어든 이유는 braking action이 수막현상에 의해 효과적이지 못하기 때문이다. 

*이처럼 TCH는 glide slope antenna 위치 및 항공기에 따라 다르고 , screen height은 항공기 마다 다르다 . 조종사는 자신의 항공기의 glide slope antenna 위치와 landing gear 의 높이 차이를 숙지 한다면 더욱 안전한 접근을 할 수 있다.

SERVICE CEILING

• service ceiling 이란 실용 상승한계로써 최대 상승률이 100fpm이 되는 고도이다. 제트 항공기는 500fpm이 되는 고도이다. 트윈 왕복엔진의 경우 OEI 상황시 engine feathering 일때 50fpm이 serviceceiling 이다.
• absolute ceiling 이란 최대 상승한계로써 상승률이 0fpm이 되는 고도이다. 고도가 상승함에 따라 공기밀도가 감소하여 엔진 출력이 저하된다. 이에 따라 잉여마력이 0 가 되는 고도가 absolute ceiling , 잉여마력이 100fpm이 되는 고도가 service ceiling 이다.
• operating ceiling (combat ceiling ) 이란 잉여마력이 500fpm이 되는 고도 이다
• cruise ceiling 이란 잉여마력이 300fpm이 되는 고도이다.

* 실용상승한계 와 최대상승한계는 1. 항공기의 무게 2. 공기의 밀도 3. 공기의 온도 에 의해서 결정되어 진다.
* 실용상승한계 와 최대상승한계는 1. maximum continuous power 2. smooth air 조건에서 구해진다.

MAXIMUM( BEST ) RANGE 

• 모든 비행단계에서 항공기는 다양한 바람을 조우한다. 바람의 방향에 따라 AIRSPEED를 조절해 MAXIMUM RANGE를 추구할 수 있다.
• MAXIMUM RANGE를 위한 바람에 따른 고려사항은 다음과 같다.

1. head wind 를 경험할 때 airspeed를 증가시켜야 한다. headwind에 노출되는 시간을 최대한 줄여야 한다.

2. tail wind를 경험할 때 airspeed를 감소시켜야 한다. tailwind에 노출되는 시간을 최대한 늘려야 한다.

• MAXIMUM RANGE를 유지하려면 제트 항공기의 연료가 소모되면서 무게가 감소할 때  airspeed 는 감소해야하고 , ALTITUDE는 증가 하여야 MAXIMUM RANGE가 유지 된다. 
• MAXIMUM RANGE의 속도는 MAXIMUM ENDURANCE 속도보다 항상 약간 높다. 즉 L/D MAX 보다 높은 속도에서 BEST RANGE를 가진다. RANGE는 거리의 개념이고 , ENDURANCE는 시간의 개념이다 .

* maximum endurance( 최대 체공시간 )은 fuel flow가 가장 최소일때의 속도 , 즉 minimum power일 때 의 속도이다.

* maximum range ( 최대 순항거리 )는  specific range 가 최대일 때 속도 , specific range란 단위연료무게당 이동거리가 최대일 때의  속도이다.

• 제트 항공기의 MAXIMUM RANGE에서 가장 중요한 요소는 altitude 이다. 그 이유는 다음과 같다.

1. TAS / 고도가 증가함에 따라 TAS가 증가한다. 즉 동일 thrust에서 고도가 높다면 TAS는 증가하므로 고도가 중요한 요소

2. AIR TEMPERATURE / 고도가 증가함에 따라 온도가 낮아진다. 낮아진 온도는 연료효율을 증가시킨다.

3. RPM / 고도가 증가하면 RPM이 증가한다. 공기밀도가 낮아 engine rpm이 증가하고 , 증가된 engine rpm이 연료효율을 증가시킨다.

*예를 들어 40,000FT MSL에서의 제트 항공기 RANGE는 0 MSL 에서보다 150% 증가한다.

MRC LRC ECO

• MRC( maximum range cruise) 

MRC는 항공기의 최대 운항거리가 되는 속도로 운항하는 방법을 말한다. 즉 L/D MAX 의 속도에서 항공기는 MRC의 속도값을 얻게 된다. MRC 운항으로 단위연료당 최대의 운항거리를 얻을 수 있다. 

이상적인 운항 방법이다.

• LRC( long range cruise ) 

LRC는 long range cruise의 약자로 , 실제적으로 항공기에 적용 가능한 연비주행 방법이다. 

MRC 의 속도보다 약간 빠른 속도이며 , MRC보다 1%의 연료효율을 줄이고 , 3~5% 더 빠르게 비행가능하다.

* COST INDEX

cost index란  연료비용 ÷ 항공기 운용을 위한 총 비용 x 100 의 값으로 , 경제적인 운항을 위한 지표로 사용된다.

항공기 운용에 들어가는 비용이란 인건비 , 항공기 리스비 , 정비 , 수리 , 등 이 있다.

항공기 유류비는 바뀌기 때문에 유류비가 비쌀 때 , 혹은 유류비가 저렴할 때 를 고려하고 항공기 운영시간 및 운영 총비용 등을 고려하여  경제적으로 운항 할 수 있는 속도를 수립한다.

즉, cost index 값이 클수록 연료를 많이 소모하는 비행을 한다. but 운영비용을 최소화 한다.

연료 비용이 싸질 수록 ci 값을 크게 운항한다.

*ECON SPEED 

economy speed는 최저 경제 속도로써 , CI를 바탕으로 결정된 가장 경제적인 운항속도이다. FMS를 통해 산출 가능하다. 가장 최소의 비용이 소모되는 속도이다.

CRUISE CONTROL

• cruise control 이란 항공기가 비행 전체 기간에 걸쳐 recommended long range cruise condition( LRC )에서 비행하는 기술을 말한다.
• cruise control이 필요한 이유는 다음과 같다.

1. LRC을 위한 airspeed , altitude , power setting이 달라지게 된다. 달라지는 이유는 항공기 무게가 운항함에 따라 줄어들기 때문이다.

• 제트 항공기와 프로펠러 항공기의 criuse control 하는 방법은 다르다. 제트 항공기의 range는 고도에 가장 큰 영향을 받기 때문이다.
• 일반적으로 maximum range cruise 의 99%를 유지하는 방법으로 cruise control을 수행한다. 최대거리는 1% 줄어들지만 속도는 3~5% 증가하기 때문에 이점이 많다.
• 동 고도에서 cruise하면 , 항공기 무게의 감소로 인해 LRC를 위해 속도의 감소 , thrust의 감소가 필요하다.
• 제트항공기에서 고도가 중요한 이유는 다음과 같다.

1. 고도의 증가는 V/Tr & TAS 를 증가시킨다. V/Tr이란 velocity / thrust required의 비율을 말한다. V/Tr이 증가하면 동일한 thrust에서 더 높은 velocity를 얻을 수 있다.

2. 고도의 증가는 연료효율을 좋게 한다. 대류권에서는 고도가 증가함에 따라 온도가 내려가고 , 낮은 온도는 높은 밀도의 공기를 항공기에 제공한다.

3. 고도의 증가는 RPM을 증가시킨다. RPM의 증가는 연료효율을 가져온다. 

*항공기 무게에 따른 변화는 다음과 같다. 결론은 항공기 무게가 감소함에 따라 MAXIMUM RANGE( 최대 항속거리 )를 얻기 위해 속도와 엔진출력을 감소시켜야 한다는 것 .

1) GA 항공기 무게 10% 증가하면 , specific range는 9% 감소 , maximum range를 위한 속도는 5% maximum range를 위한 파워는 15% 증가한다.

2) JET 항공기 무게 10% 증가하면 , specific range는 5% 감소 , maximum range를 위한 속도는 5% , maximum range를 위한 파워는 10% 증가한다. 

대류권계면에서의 연료효율

1. 대류권계면까지는 고도가 상승함에 따라 공기 밀도가 낮아 TAS가 증가해 연료효율이 좋아진다. 

2. 대류권계면부터 약간 위의 고도까지는 온도가 일정하므로 공기 밀도변화가 없어 연료소모량의 변화가 없다.

3. 대류권계면의 꽤 위의 고도부터는 연료소모량이 증가 , 즉 연료효율이 나빠진다.

4. 성층권에서의 비행은 공기의 밀도가 희박하므로 , combustion chamber pressure가 낮아 연료효율이 많이 나빠진다.

TAKE OFF PERFORMANCE

• 이륙 성능에 영향을 미치는 요소는 다음과 같다.

1. 항공기 무게 weight
2. 추력 thrust
3. 항공기 외장 configuration
4. 온도 oat
5. 기압고도 pressure altitude
6. 바람 wind
7. 활주로 경사 runway slope
8. 활주로 표면 runway surface

* take off distance는 항공기가 움직이기 시작한 지점 부터 단발항공기는 50ft agl , 쌍발 및 제트 항공기는 35ft agl 상공까지 도달하는 수평적 거리를 말한다.

ASD & AGD & TOD & LD ( ALD , RLD )

• 항공기가 실제로 필요한 거리를 말한다. 이 ASD & AGD & TOD 는 위에 말한 이륙 성능에 영향을 끼치는 요소들 때문에 매 비행마다 달라진다.
• 이 ASD & AGD & TOD의 수립 목적은 V1 결심속도에서 STOP & GO를 결정하였을 때 필요한 수평적 거리를 제공함으로써 안전 마진을 조종사에게 부여한다.
• 알다시피 V1속도 이전 EMERGENCY 상황엔 STOP하여야 하고 , V1속도 이후엔 이륙을 강행하여야 하기 때문에 V1속도에서의 결정에 관해 거리 정보를 제공함으로써 안전 마진을 제공하는것이다.
• 이 ASD & AGD & TOD는 활주로 유효거리인 ( TORA , TODA , ASDA ) 거리 이내의 값이어야 한다.
• 종류는 다음과 같다.

1. ASD
ASD는 aceelerate stop distance의 약자로 , 항공기가 V1 속도에서 critical eng failure 상황시 이륙을 포기하고 정지하기까지의 필요한 거리이다.
*정지할때 aerodynamic brake는 고려하지 않는다. only foot brake만을 고려한다. wet runway 에서는 reverse thrust와 foot brake를 고려한다.

2. AGD
AGD는 accelerate go distance의 약자로 , 항공기가 V1 속도에서 critical eng failure 상황시 이륙을 결정하고 35ft agl 에서 v2속도에 도달하기 위해 필요한 수평적 거리이다.

3. TOD
TOD는 takeoff distance의 약자로 , 정상상황에서 활주로 상공 35ft agl까지 도달하는데 필요한 수평적 거리이다.

* 위 사진을 참조하여 balanced field length 란 ASD 와 AGD 거리가 같을 때를 의미한다. 이 때의 V1 속도를 balanced V1이라고 한다.

4. LD ( landing distance )
- 비행 중 QRH를 통해 산출된 착륙 거리
* RLD ( required landing distance )
- 비행 계획 수립 디스패치 단계에서 사용되는 ALD의 계수를 곱한 착륙거리
* ALD ( actual landing distance )
- 실제 착륙 거리로 , 런웨이 50ft agl 부터 정지하기까지의 실제 거리

RUNWAY DECLARED DISTANCE

• 각각의 공항은 runway declared distance ( 활주로 유효거리 ) 를 공표한다. 여러 조건에 따라 항공기의 이착륙 거리는 달라지므로 조종사는 항공기의 이착륙 거리가 활주로 유효거리 내에서 가능한지 판단하여야 한다.
• 공항의 차트를 통해 알아볼 수 있다.

• 활주로 유효거리( runway declared distance )의 종류는 4가지로 다음과 같다.

1.TORA ( 유효 이륙 활주거리 )
TORA는 take off run available의 약자로 , displaced threshold가 있으면 , displaced threshold 부터 활주로 끝까지의 거리이다.
displaced threshold 부터 활주로 종단까지의 거리를 TORA라고 한다.


2.TODA ( 유효 이륙거리 )
TODA는 take off distance available의 약자로 , TORA 에 stop way( 정지로 ) , clear way( 개방구역 )의 구간을 더한 거리이다.
displaced threshold 부터 런웨이 종단을 지나 stop way 를 지나 clearway 에서 단발 35ft , 쌍발 & 제트 50ft , wet runway 경우 15ft 상공에 도달하는데 까지의 수평 거리를 TODA라고 한다.
RUNWAY + STOPWAY + CLEARWAY

*TOD ( take off distance ) 는 TODA를 초과해선 안된다.

3.ASDA ( 가속정지 가용거리 )
ASDA는 accelerate stop distance available의 약자로 , 항공기가 이륙을 포기하는 경우를 가정하여 항공기를 정지시키는데 적합한 거리이다. TORA 에stop way ( 정지로 ) 를 더한 거리이다.
displaced threshold 부터 활주로 종단을 넘어 stop way까지의 거리를 ASDA라고 한다.
RUNWAY + STOPWAY

4.LDA ( 착륙가능거리 )
LDA는 landing distance available의 약자로 , 항공기가 착륙하여 정지하는데 필요한 거리.
활주로 시단부터 종단까지의 거리를 LDA라고 한다.
RUNWAY

• CLEAR WAY ( 개방구역 ) & STOP WAY ( 정지로 ) 는 다음과 같다.

• stop way는 활주로 중심선 연장에 있는 포장된 면이다. 이 stop way는 항공기가 이륙을 포기하고 정지할 때 구조적 손상을 주지 않도록 활주로 종단 다음에 설정한 구역이다. STOP WAY는 yellow CHEVRON 화살표 모양으로 되어 있으며 , BLAST PAD라고도 한다. TAKE OFF상황에서는 사용할 수 없다. 랜딩 후 decelleration에서 사용가능 하다.
• displaced threshold는 white 화살표로 되어 있으며 , displaced threshold는 takeoff시 사용가능 하다.
• 즉, yellow blast pad 혹은 stopway는 take off 시 사용 불가 , white displaced threshold는 take off 시 사용가능하다.
• clear way는 활주로 끝부분에 이어져 있는 장애물이 없는 평탄한 구역으로. 최소 활주로 중심선에서 좌우 75m 총 150m ( 500ft )의 폭을 가져야하며 , climb gradient 1.25% 표면안에 장애물이 없어야 한다. TODA에 사용되고 , V2 속도에 도달할 때의 수평거리이며 , 이 수평거리는 TORA의 절반을 넘으면 안된다.

속도&무게&바람&고도&경사에 따른 TOD 거리


1000FT DENSITY ALTITUDE 증가시 이륙거리
1. 왕복엔진 3.5% 2. HIGH THRUST 터빈 7% 3. LOW THRUST 터빈 10%

이륙무게 10% 증가시

1. LOW THRUST 35%-30% 이륙거리 증가

2. HIGH THRUST 21% 이륙거리 증가

이륙요구속도 1% 증가 , 이륙요구거리 2% 증가
랜딩무게 20% 증가 , 랜딩 속도 10% 증가 , 랜딩거리 20% 증가
랜딩무게 20% 증가, 랜딩속도 10% , 랜딩거리 20% 증가.
즉 랜딩속도 10% 초과시 , 랜딩거리 20% 증가

• UPSLOPE RUNWAY는 ACCELERATION을 지연시켜 LONGER GROUND ROLL이 필요하다.
• REQUIRED TAKE OFF SPEED 가 1% 증가하면 TAKE OFF DISTANCE는 2% 증가한다.

예를 들어 , TAKE OFF SPEED가 100KT 일때 TAKE OFF DISTANCE가 3000FT 이라면 ,
TAKE OFF SPEED가 101KT 일때 TAKE OFF DIDSTANCE는 3060FT가 필요해진다.

• HEAD WIND는 lift off 에 필요한 ground speed를 줄인다. 이에 따라 필요한 활주로 길이도 짧아진다.

• TAKE OFF DISTANCE는 단발항공기는 50FT , 쌍발 & 제트항공기는 35FT 상공에 도달하는 지점까지의 거리이다. wet runway일 경우 15ft 상공이다.

• V1 속도는 항공기 무게가 증가함에 따라 줄어든다. 증가된 무게 때문에 deceleration & stop에 요구되는 시간이 늘어나기 때문이다.

• HIGH ELEVATION AIRPORT 에서는 더 높은 TAS가 필요하다. 공기의 밀도가 줄어듦에 따라 증가된 TAS가 항공기 performance에 필요한 동일한 IAS가 된다. rule of thumb 으로 TAS는 1000FT MSL 고도 증가 당 IAS + 2%이다. 즉 10,000FT MSL에 위치한 공항에서 TAS 120KT가 IAS 100KT이다.

• premature rotaion can increase takeoff distance. attempting to force the aircraft into the air before it has sufficient airspeed to fly may result in the aircraft settling back to the runway

rotation speed 이전에 rotation을 하면 항공기가 뜨기에 충분한 속도가 되지 않아 다시 runway 에 settle back 하여 take off distance가 증가한다.

LANDING PERFORMANCE

• 이상적인 랜딩단계는 다음과 같다.

1. on glide path로 DH까지 하강
2. DH에서 runway environment 혹은 ALSF 가 IN SIGHT되어 CONTINUE APPROACH
3. 100FT AGL에서 ALSF인 경우 red terminating bar 혹은 side row bar 육안 식별이 되야 100FT AGL이하로 하강
4. runway threshold를 지날 때 50ft TDZE ( 하지만 gs anttena 로 고도측정 혹은 radio altimeter 로 고도측정 혹은 일반 altimeter로 고도측정 에 따라서 실제 높이는 달라질 수 있다. )
5. touchdown zone marking( thousand foot marker ) 에 touch down
6. aerodynamic brake 및 foot brake를 사용하여 taxing속도 까지 감속 .

위와 같은 단계가 이상적인 랜딩 phase 이다.
* 착륙시에 LDA ( landing distance available ) 이내에 착륙하여야 한다.
* 공항고도가 상승되어 공기의 밀도가 낮아도 감속( deceleration )에는 영향이 없다. 하지만 동일한 퍼포먼스를 내기위해 같은 IAS값을 가져야 하며 이에 따라 TAS가 증가하여 landing distance는 증가한다.

• landing speed는 일반적으로 항공기 stall speed의 몇 % 혹은 minimum control speed의 몇 % 이다.
• wet & slippery runway 인 경우 115% dry runway landing distance 가 요구된다.
• aerodynamic brake는 landing roll 초기단계( 60%-70% )에서 유효하다.

touch down speed의 60%-70%까지 deceleration하는데 적용된다. 즉 touch down 후 touch down speed의 60%까지는 aerodynamic brake를 사용하고 , 그 이후 foot brake를 사용한다. aerodynamic brake는 spoiler , reverse thrust , elevator , flap 등으로 운용될 수 있다.

• 같은 접근속도를 전제 조건으로 , 일반적인 3도 glide path에서 1도의 glide path 변화당 500ft의 landing distance가 증감된다. 1도의 pitch 변화가 아닌 1도의 glide path 변화량임을 유의한다.
• Above glide path는 착륙거리가 감소
• Below glide path는 착륙거리가 증가

• Vref 속도에서 10kt의 초과속도는 touch down 까지 2,500ft가 더 필요하고 , 300ft의 landing roll 이 증가된다. 총 2,800ft의 추가 거리가 필요하다
• 20kt의 초과 속도는 5000ft , 600ft의 증가량을 가져온다. 총 5,600ft의 추가 거리가 필요하다.

• 바람의 영향도 landing distance에 영향을 끼친다. 다음과 같다.

landing speed의 10% headwind 는 19%의 landing distance를 감소시킨다.
landing speed의 10% tailwind 는 21%의 landing distance를 증가시킨다.

• 항공기 무게는 landing distance에 큰 영향을 끼친다. ( 착륙 무게 10% 증가시 , 속도 5% 증가 , 랜딩거리 10% 증가 )

예를 들어 landing weight가 21% 증가하면 , landing speed는 10% 증가한다.
예를 들어 landing weight가 10% 증가하면 , landing speed는 5%증가 , landing distance는 10% 증가한다.
즉, landing weight와 landing distance는 증가량에 비례하며 , landing weight와 landing speed는 증가량에 0.5배 씩 증가한다. landing weight & landing distance & landing speed의 상관관계를 유념하자.

• 고도가 가장 landing distance에 영향을 끼친다.
• threshold 50ft가 정상 접근. threshold 100ft로 지나가면 랜딩거리 1000ft 증가한다.
• 항공기가 threshold를 지날 떄 50ft above TDZE이여야 한다. 만약 100FT TDZE으로 threshold를 지나간다면 1000ft landing distance가 더 필요해진다. threshold에서 50ft를 기준점으로 50ft 고도당 1000ft landing distance가 증가한다.

• ABOVE GLIDE PATH 인 경우 랜딩거리 짧아진다 . BELOW GLIDE PATH의 경우 랜딩거리 길어진다.
• ON GLIDE PATH에서 1도 차이 당 500FT의 착륙거리 증감이 있다.

• ruwway slope는 1% 경사당 5% 착륙거리의 경감이 있다.

TURBINE ENGINE

• 가스터빈엔진은 압축공기를 연소실에서 연소시켜 발생된 고온 고압의 공기를 이용하여 터빈을 작동시켜 압축기를 작동시키고 배기가스의 추진력을 이용하여 그 반작용으로 추력을 발생 시키는 시스템의 엔진이다.
• 가스터빈엔진의 작동 기전은 다음과 같다.

1. 공기가 compressor 에서 압축된다.

2. combustion chamber에서 연소시킨다.

3. 연소시켜 발생된 고온 고압의 공기가 turbine을 회전시킨다.

4. turbine 은 compressor 와 shaft로 연결되어 turbine이 회전하면서 compressor도 회전시킨다.

5. 배기가스의 추력에 대한 반작용으로 항공기가 전진한다.

• 가스터빈엔진의 장점은 다음과 같다.

1. 큰출력

2. 왕복엔진에 비해 진동이 적다.

3. 연료비용이 상대적으로 저렴하고 엔진오일의 소모가 적다.

4. 초음속비행이 가능하다.

5. 습도에 영향이 거의 없다

• 가스터빈엔진의 단점은 다음과 같다

1. 연료소모량이 크다

2. 소음이 심하다

3. density altitude 에 왕복엔진보다 민감하다 .

• 가스터빈엔진의 종류는 다음과 같다.

1. 터보젯 ( turbo jet )

터보젯엔진은 가장 먼저 개발된 가스터빈 엔진이다. 터보젯 엔진은 공기를 압축시킬 수록 연료효율이 좋기 때문에 고속에서의 연료효율이 좋으며 , 저속에서는 연료를 많이 소모한다. 소음이 크게 발생한다.

2. 터보팬( turbo fan )

터보팬엔진은 대량의 공기를 낮은속도로 분출하여 저속에서의 터보젯엔진의 단점을 보완한 형태이다.

그림에서와 같이 터보팬 엔진은 2개의 spool을 사용한 2축엔진이다. spool은 compressor , shaft , turbine 으로 구성되어 있있다. 즉 터보팬 엔진은 2개의 compressure , 2개의 shaft , 2개의 turbine이 있고 , 1개의 spool은 LOW PRESSURE , 나머지 하나는 HIGH PRESSURE spool 이다 .

* BPR( bypass ratio ) 은 터보팬 엔진에서 combustion chamber를 통과하지 않는 공기의 비율을 말한다. 압축기로 들어온 외부공기는 일부 combustion chamber로 가서 연소되고 , 나머지 공기는 터빈을 거치지 않고 그대로 노즐로 배출된다.

이 BPR의 장점은 효율이다. 즉 , cumbustion chamber를 통과해 노즐로 배출되는 공기와 , chamber를 통과 하지 않은 공기가 노즐에서 합쳐지면서 엔진이 배출하는 공기 유량을 크게 증가시켜 추력이 크게 증가된다. 현대에 와서는 이 BPR이 10:1 까지 늘어났다. 10:1 BPR은 chamber를 지나는 공기의 양에 비해 bypass하는 공기가 10배라는 말이다. 

BPR이 클수록 연료 효율이 좋지만 , 엔진의 면적이 커지기 때문에 항력이 늘어난다. 이러한 이유 때문에 전투기는 낮은 BPR의 엔진을 채택하고 , 민간항공기는 높은 BPR의 엔진을 채택하여 효율을 높인다.

터보팬엔진의 각 구성품의 역할은 다음과 같다.

1. air inlet

공기흡입구는 compressor에 들어가는 공기에 난류가 없도록 설계한다. 또한 터보팬엔진의 air inlet의 첫 시작은 큰 fan에는 de-icing 장치가 있어야한다. 이 de-icing은 compressor bleed air를 사용한다.

2. compressor

압축기는 공기의 압력을 증가시키고 , bleed air를 공급한다. compressor bleed air 라고 한다. compressor bleed air의 사용목적은 다음과 같다.

객실 여압 , 냉난방 , 제빙 & 방빙 , 엔진의 시동 

압축기는 2종류가 있다. 

centrifugal compressor ( 원심압축기 )

원심압축기는 임펠러( impeller )의 중심으로 공기를 흡입하여 터빈에 의해 임펠러가 공기를 가속시키고 , 가속된 공기가 diffuser에서 압축되어 연소실로 공급한다.

FOD에 강하고 , 공기 유입량이 적어도 안정적이다.

axial flow compressor ( 축류압축기 )

축류압축기는 rotor 와 stator로 구성되어 있다. 로터 1행과 스테이터 1행이 1개의 STAGE라고 한다. 위의 사진은 4 STAGE이다 . 프로펠러와 같은 방식으로 rotor가 공기를 밀어보내면서 공기가 압축되는 방식. 

원심압축기에 비해 효율은 좋지만 FOD에 취약하다.

* compressor stall 압축기 실속 또한 rotor blade가 임계받음각을 초과하여 발생하는 실속이다 . compressor stall은 압축기 rotor 일부분에서 일어나는 것이지만 빠르게 recover 되지 못하면 compressor surge로 전이되어 엔진에 큰 손상을 가져온다.

3. diffuser

압축기와 연소실 사이에 디퓨저가 있다. 이 디퓨저는 압축공기의 속도를 감속시키고 압력을 증가시킨다. 디퓨저의 목적은 combustion chamber에서 연소화염이 지속적으로 유지되도록 한다.

4. cumbustion chamber 

연소실은  압축기에서 압축된 고압의 공기를 연소시켜 터빈을 구동시키고 추력을 만든다. 

5. turbine

터빈은 compressor를 구동시키거나 터보프롭 터보샤프트의 축을 회전시킨다. 큰 항공기는 axial flow turbine 을 장착한다. 민간항공기는 axial flow compressor - axial flow turbine이 장착된다 . axial flow turbine도 axial flow compressor와 마찬가지로 rotor 와 stator 로 구성되어 있다.

6. exhaust duct

배기덕트는 배기가스가 소용돌이치게 하지 않고 빠르게 방출시키는 장치이다.

exhaust cone ( 배기콘 ) , exhaust nozzle ( 배기노즐 ) 로 구성되어 있다.

배기콘은 터빈으로부터 방출되는 배기가스를 모으로 난류를 층류로 변환시킨다. 배기노즐은 추력을 발생시키며 , 민간항공기는 고정형, 전투기는 가변형이다.

3. 터보 프롭( turbo prop )

터보 프롭엔진은 터보젯엔진 앞에 프로펠러가 장착된 형태이다. 터보팬 엔진의 추력은  70%가 by pass air , 30%가 배기가스에서 생성되고 , 터보프롭은 85%가 프로펠러 , 15%가 배기가스에서 추력이 발생한다.

프로펠러의 지름이 클 경우 프로펠러 끝은 음속을 넘어 항력이 크게 증가해 효율이 떨어진다. 이러한 이유로 감속기어( reduction gear ) 를 장착한다. 

터보프롭의 장점은 다음과 같다.

* 왕복엔진에 비해 , 무게가 가볍다 . 출력이 좋다 . 진동이 적다 . 

* 터보팬 엔진에 비해 , 저속에서 효율이 더 좋다 . 연료가 적게 들어 경제적이다 .

* takeoff performance가 터보젯 엔진보다 좋다.

* desity altitude의 증가에 터보젯 엔진보다 둔감하게 반응한다.

터보프롭의 단점은 다음과 같다.

* 왕복엔진에 비해 , 가격이 비싸다 . 연료비가 왕복엔진에 비해 많이 든다.

4. 터보샤프트

터보샤프트 엔진은 터보프롭과 구조가 유사하나 , 헬리콥터에 사용된다. shaft를 통해 동력을 헬기 프로펠러에 전달한다.

GAS TURBINE ENGINE INSTRUMENT

• 가스터빈엔진의 계기는 다음과 같다.

1. EPR

EPR은 engine pressure ratio의 약자로 , 엔진의 압력비를 나타내는 계기이다. turbine discharge pressure 를 compressor inlet pressure로 나눈 값이다. 즉 , 터빈 출구의 압력 / 엔진 인렛의 압력 의 비율을 나타낸다. 비율이 높을수록 출력이 강한것이다. 

* TAKE OFF 시 EPR은 1. pressure altitude 2. temperature 3. aircondition on -off 의 조건에 따라 달라진다.

* TAKE OFF시 EPR 제한은 1. temperature limit 2 . pressure limit 에 따라 달라진다.

2. N1 , N2

N1, N2 는 compressor의 회전 속도를 % 로 표현한 것이다 . N1은 low pressure  , N2는 high pressure 이다. 터보팬 엔진의 2개의 스풀중 1개는 LP , 1개는 HP 인것을 참고한다. 설계된 최대 회전속도와 현재 회전속도의 비를 %로 나타낸다.

3. TORQUE METER

torque meter는 터보프롭 엔진에서 볼수 있는 계기로 ,  프로펠러를 구동시키는 축의 동력을 % , psi 등으로 표시하는 계기이다. E-120는 %로 표시된다.

4. EGT

EGT는 exhaust gas temperature의 약자로 , 배기가스의 온도를 나타낸다. turbine rotor 혹은 배기부분의 과열을 방지하기 위해 EGT를 나타낸다.

터빈엔진 온도의 종류는 다음과 같다

1. TIT

TIT는 turbine inlet temperature의 약자로, 터빈 입구 온도를 나타낸다. 보통 combustion chamber에서 나온 고온의 가스가 바로 만나는 TIT의 온도가 가장 높다 .

2. TOT

TOT는 turbine oulet temperature의 약자로 , 터빈 출구 온도를 나타낸다.

3. ITT

ITT는 interstage turbine temperature의 약자로 , 터빈 중간부분의 온도를 나타낸다. 

4. TGT

TGT는 turbine gas temperature의 약자로 , 터빈 가스 온도를 나타낸다. 

TURBINE ENGINE HOT START & HUNG START

• HUNG START는 다음과 같다.

hung start는 스타터의 동력이 부족하거나 , 연료가 제대로 공급되지 못해 발생한다. 이때의 증상은 RPM이 증가하지 않는 현상이 발생하며 RPM이 증가하지 않는다고 하여 , 쓰로틀을 더 개방시켜 연료를 더 공급하게 되면 온도가 급격하게 증가해 HOT START가 될수 있다.

• HOT START는 다음과 같다.

충분한 공기가 공급되지 못하거나 , 연료장치의 결함 , 조종사의 실수로 쓰로틀을 너무 많이 개방하였을 때 HOT START가 나타나며 , 이 때 한계온도를 초과 할 수 있다. 터빈에 심각한 열 손상을 가지고 올수 있기 때문에 시동시 EGT를 유심히 본다 . 

STALL

• STALL이란 항공기가 CRITICAL AOA를 넘을 때 항상 발생한다.
• STALL 상황에서는 양력이 줄어들어 항공기가 지속적으로 수평비행을 유지하지 못한다.
• STALL이 발생하면 airflow separation 때문에 양력이 감소되어 항공기가 실속에 빠지는 것.
• STALL은 STALL SPEED에서 일어나는 것이 아니다. CRITICAL AOA 을 넘을 때 일어난다.
• STALL SPEED란 항공기가 수평비행을 하기위한 CRITICAL AOA 받음각 이전의 최소 속도이다. 즉, STALL SPEED는 조건에 따라 달라지고 , 조건에 따라 임계받음각에 도달하게 되는 속도인 것이다.
• STALL 에서의 프롭엔진과 터빈엔진은 차이가 있다. 차이는 다음과 같다.

1. 프롭엔진은 상당한 lift를 발생시킬 수 있다. high power setting을 통해 프로펠러 후류( dynamic pressure )로 인한 공기의 가속이 lift 를 제공한다.
2.터빈엔진은 power setting에 상관이 없다. 프롭엔진은 프롭이 기체 앞에 달려있어 후류가 날개 airfoil로 흐르지만 , 터빈엔진은 엔진이 날개 아래에 달려있어 영향을 끼치지 못한다. thrust와 power의 개념차이에 유의하자.
3. stall strip을 날개에 장착함으로써 stall이 wing root에서부터 wing tip으로 발생하게 만든다.

• STALL 의 종류는 다음과 같다.

1. POWER ON STALL은 take off 상황에서 나타나는 실속 상황이다.
2. POWER OFF STALL은 approach 상황에서 나타나는 실속 상황이다.
3. CROSS CONTROL STALL은 base to final leg 에서 overshooting 하면서 나타나는 실속 상황이다. overshooting 상황에서는 skidding으로 인한 stall이 발생할 수 있다. skidding 상황에서의 stall은 더욱 위험하다 ( blanket effect 때문 )
4. ACELLERATED STALL은 선회중 깊은 bank angle에서 고도를 유지하려다 나타나는 실속 상황이다.
5. ELEVATOR TRIM STALL은 elevator trim이 pitch up 되어 있는 상황에 power를 넣으면서 나타날 수 있는 실속 상황이다.
6. SECONDORY STALL은 stall recovery가 제대로 이루어지지 않아 일어나는 2차 실속이다. Agressive한 회복조작으로 발생하는 스톨
7. DEEP STALL - t-tail항공기에서 발생 박리된 공기흐름이 T-tail에 작용하여 dead air에 들어가 elevator rudder가 충분한 공력을 형성하지 못함

• STALL이 발생할 떄 warning는 다음과 같다.

1. buffet
2. wing rocking
3. nose drop
4. warning signal of AOA senser ( 설치시 )

• STALL RECOVERY는 다음과 같다.

1.break AOA
2. full power
3. increase airspeed

• 실속은 항상 ONLY CRITICAL AOA 받음각을 넘을 때 발생한다.
• 실속 속도 ( indicated STALL SPEED )에 영향을 주는 요소는 다음과 같다.

1. load factor
2. weight
3. power
4. aircraft configuration
5. cg
6. bank

* AOA 과 air density는 실속속도 에 영향을 주지 않는다. 실속 속도와 실속은 다른 개념임을 유의하자.

• 실속을 예방하는 방법은 다음과 같다.

1. wing twist -  wing twist는  날개뿌리의 받음각보다 날개 끝의 받음각을 작게하여 날개 뿌리가 먼저 실속에 빠지도록 고안한것이다. full stall을 예방한다.

2. slot - slot은 날개 아랫면의 high pressure air flow를 날개 윗면에 공급하여 airflow seperation을 지연시킨다.

3. voltex generator - voltex를 의도적으로 생성하여 boundary layer에 에너지를 공급하므로써 airflow seperation을 지연시킨다.

4. stall fence - wing fence라고도 하며 후퇴각이 큰 항공기에 설치되는 것으로 날개 윗면에 fence를 장착하여 전체날개가 한번에 full stall이 일어나는 걸 예방한다. 후퇴익에서는 spanwise airflow가 날개뿌리부터 시작하여 날개끝으로 흐르는데, spanwise airflow를 wing fence가 막아 aileron이 위치한 wingtip쪽의 airflow를 보호해준다. 후퇴익에서 spanwise airflow가 발생하는 이유는 leading edge의 받음각이 공기흐름을 날개 끝쪽으로 밀어내면서 발생된다.
즉, spanwise airflow를 방지하여 , 공기가 더 상대풍과 평행하게 흐르도록 한다.
* spanwise airflow는 후퇴익에서 나타나는 특성이며 , 점진적으로 커진다.
spanwise flow는 날개를 지나는 공기가 흐르는 시간을 길게 한다. 이 흐름은 wingtip 쪽으로 흐르므로 wingtip에서 스톨이 먼저 발생하게 되는것.

5. BLC - boundary layer control device를 이용하여 airflow seperation을 지연시킨다.

6. compressor bleed air - boundary layer에 에너지를 주입하므로써 공기분리를 지연시킨다.

TURBINE STALL

• 터빈엔진의 compressor blade에 부분적으로 실속이 발생하는 것으로 compressor stall 이라고도 한다.
• compressor에서 공기를 안쪽으로 보내지 못할 때도 발생한다.
• 터빈엔진의 compressor 또한 airfoil의 형태이다.
• compressor surge는 compressor blade가 모두 실속에 빠진 현상이다.
• compressor stall ( turbine stall )의 원인은 다음과 같다.

1. 흡입속도가 낮을 때 - compressor로 들어오는 공기의 흡입속도가 적을수록 compressor blade의 받음각은 커지게 된다. 받음각이 커지면서 압축비는 증가하지만 일정 받음각 이상 증가되면 compressor stall이 발생한다.
2. 연료량이 너무 많을 때 - combustion chamber의 압력이 너무 높아 반대방향으로 공기가 흘러 실속이 발생한다.
3. 입축기 입구의 공기 온도가 높거나 , 와류현상이 있을 때 ( 다른항공기의 gas 나 다른항공기의 wake turbulence ) - compressor blade의 받음각이 커져 실속이 발생한다.
4. FOD( foreign object damage )
5. 고고도에서 저속으로 높은 받음각일 때
6. compressor blade의 AOA ( 받음각 ) 가 커질 때

• compressor stall의 증상은 다음과 같다.

1. back fire
2. bang sound
3. strong vibration
4. loud roar

• compressor stall recover는 다음과 같다.

1. EPR을 줄인다.
2. throttle을 줄인다.
3. 받음각을 줄인다
4. airspeed 를 증가시킨다

• compressor stall 예방은 다음과 같다.

1. compressor bleed valve를 통해 예방한다. compressor bleed valve는 engine RPM의 갑작스러운 변화가 없도록, distress가 없도록 RPM을 조절한다.
2. compressor bleed valve 가 유량을 급격하게 변화되지 못하도록 방지하여 compressor stall을 방지한다 .
3. 1. 저속 회전 2. 갑작스러운 RPM 변화 시 압축된 bleed air를 공급하여 1. stall 방지 역류방지 ( 유량 증가 ) 2. RPM 조절

SPIN

• SPIN이란 autorotation이라고도 하며 , vertical axis 축으로 회전하며 실속상태이기 때문에 추락하게 된다.
• Cg를 중심으로 회전하며 고도를 상실하는 스톨형태
• SPIN이 일어나는 기전은 다음과 같다.

1. STALL 발생
2. 부적절한 조작이나 항공기 비대칭 특성 ( 내려가는 prop blade가 더 많은 양력을 생산 ) 으로 인해 rolling이 발생
3. rolling 과 yawing이 같은 방향으로 발생
4. cockscrew path를 따라 spin 발생

• SPIN은 BASE TO FINAL 시 OVERSHOOTING 할때 SKIDDING TURN에 많이 발생하므로 주의를 요한다. BLanket effect 때문
• SPIN RECOVERY는 PARE 로써 다음과 같다.

P power idle
A aileron neutral
R rudder full opposite
E elevator full forward

PROPELLER

• 항공기의 프로펠러는 에어포일의 한 종류이다. 즉 날개와 같다. 
• 항공기 프로펠러 또한 양력을 만들어 내며 , 만들어 내는 원리도 항공기 날개와 같다.
• 프로펠러는 추력을 발생시켜 항공기를 전진하게 만든다. 추력은 프로펠러에서 공기를 뒤로 밀어내는 반작용으로 항공기를 앞으로 밀어내는 힘이다.
• 조종사 시점 기준 프로펠러의 앞면 쪽이 저압 , 프로펠러 뒷면 쪽이 고압지역이다. 이 압력차이로 인해 항공기를 전진방향으로 진행시킨다.

• 프로펠러의 구조와 용어는 다음과 같다. 위 그림을 참고한다.

1. blade angle은 프로펠러의 회전면 ( plane of rotation ) 과 프로펠러의 chord line이 이루는 각을 이야기한다.

2. pitch angle은 프로펠러의 회전면 ( plane of rotation ) 과 프로펠러의 회전 속도와 전진속도의 합력 ( vector )이 이루는 각을 이야기한다.

3. propeller angle of attack은 프로펠러의 chordline 과 relative wind가 이루는 각을 이야기한다.

4. propeller relative wind는 프로펠러의 회전속도와 항공기 전진속도의 합력( vector )이 이루는 선 이다 . propeller의 relative wind는 프로펠러의 회전속도( RPM )가 빨라지면 후방으로 이동 즉 받음각이 커지고 , 항공기 전진속도가 빨라지면 전방으로 이동 즉 받음각이 작아진다. 즉 다시 말해 , 프로펠러 chord line 에서 멀어지고 ( RPM 증가시 ) , 프로펠러 chordline 에 가까워 진다( 항공기 전진속도 증가시 ). relative wind가 chordline에서 멀어지면 받음각 증가, 가까워지면 받음각 감소이다 .

5. blade face란 조종석에서 보는 프로펠러의 평평한 면 , blade back이란 항공기 전방에서 보는 프로펠러의 볼록한면  blade face는 날개의 low surface와 같고 , blade back은 날개의 upper surface와 같다. 

• 프로펠러 슬립은 프로펠러 유효피치 와 기하학적 피치의 차이이다.
• propeller effective pitch 는 프로펠러가 한번 회전하여 실제 항공기가 이동한 거리. slip을 포함하여 줄어든 실제 이동거리
• propeller geometric pitch 프로펠러가 한번 회전하여 이론적으로 항공기가 전진한 거리
• slip은 상대풍과 blade angle의 차이 , 즉 프로펠러 받음각이다.

• 프로펠러의 속도는 프로펠러 허브로부터 멀어짐에 따라 빨라진다. 위 그림을 참고 한다. 
• 프로펠러의 속도가 빠르면 많은 공기를 밀어내어 큰 추진력을 얻을 수 있지만 , 위의 그림과 같이 프로펠러 끝으로 갈수록 속도가 빨라지기 때문에 프로펠러 끝이 음속에 도달해 큰 항력을 생성시킬수 있음을 유의해야 한다.
• 위의 이유로 propeller blade angle은 허브로부터 멀어질수록 작아진다. 이유는 blade angle을 같게 하면 blade의 끝에선 많은 양력이 생성되게 되고 큰 하중이 작용하여 blade가 손상되기 때문이다. 또한 프로펠러의 각 부분마다 동일한 양력을 생성시켜 프로펠러가 부담하는 하중이 일정하게 분포되어 구조적 강도를 유지하게 한다.

* 프로펠러는 1. 통과하는 공기의 양을 크게 2. 프로펠러 RPM은 적게 하는게 효율적이다. 즉 HIGH PITCH / LOW RPM 세팅일 때 효율이 좋다. 그 이유는 다음과 같다.

1) RPM이 높을수록 slip이 크고 , 엔진에서의 마찰력으로 인한 동력손실이 크다. 

* 자전거를 탄다고 상상했을 때 내리막길은 HIGH PITCH / LOW RPM , 오르막길은 LOW PITCH / HIGH RPM 로 다니는게 신체 부하가 적다는 것과 일맥상통한다. 

* propeller가 휘어져 있는 이유는 1. 프로펠러 구조적 강도를 좋게 하기 위해서 2. 프로펠러 실속 방지를 위해서 3. 선속의 차이로 상대풍의 각도가 달라져 이를 상쇄하여 동일한 AOA를 만들기 위하여 

프로펠러에 작용하는 힘

• 프로펠러의 작용하는 힘은 5가지 이며 다음과 같다.

1. centrifugal force( 원심력 )으로 프로펠러 허브로부터 바깥으로 블레이드를 잡아 뽑는 힘. 프로펠러에 작용하는 힘 중 가장 크다.

2. torque bending force 엔진이 프로펠러 샤프트를 통해 프로펠러를 회전시키므로 프로펠러는 회전하는 반대방향으로 휘어지려고 하는 힘이 생긴다.

3. thrust bending force 프로펠러의 양력으로 인해 항공기 전진 방향으로 프로펠러가 휘어지려고 하는 힘이다. 프로펠러 두께가 얇은 프로펠러 끝 쪽으 가장 크게 영향을 받는다 . centrifugal force가 thrust bending force를 억제한다. 즉, 반대되는 힘이다.

4. aerodynamic twisting force 프로펠러 blade angle을 크게 하려는 힘으로 center of pressure가 회전축의 바깥쪽에 있어 blade angle을 증가시키려는 moment이다. HIGH PITCH로 만드려는 힘

5. centrifugal twisting force  프로펠러 blade angle을 감소시키려는 힘이다. LOW PITCH로 만드려는 힘 

고정피치  propeller overspeed

• fixed pitch propeller 항공기는 강하시에 먼저 엔진 RPM을 줄인 후 하강하여야 한다. 그 이유는 다음과 같다.

항공기가 하강하게 되면 항공기 전진속도가 증가한다. 항공기 전진속도가 증가하면 프로펠러의 상대풍이 전방으로 이동하여 받음각이 작아진다 . 받음각이 작아지면 프로펠러의 부하가 줄어들어 엔진의 추력에 여유가 생겨 RPM을 증가시키기 때문에 RPM을 줄이고 하강을 시작하여야 한다.

엔진 출력 계기

• 엔진 출력을 나타내는 계기는 다음과 같다.

1. tachometer 는 fixed pitch prop 항공기에 사용된다. 프로펠러의 회전수 ( RPM )을 표시 한다. 엔진의 throttle에 의해 출력이 조절된다.

2. manifold pressure indicator는 constant pitch prop 항공기에 사용된다. throttle로 실린더에 들어가는 혼합가스의 압력을 조절하여 manifold pressure indicator에 나타내고 , prop lever를 이용하여 항공기 RPM을 조절하며 tachometer로 rpm을 나타낸다.

항공기 프로펠러의 종류

• fixed pitch prop

fixed pitch prop은 항공기의 순항속도에서 가장 효율적으로 작용할 수 있는 pitch를 적용하였다. 고정피치 프로펠러라고 한다.

• controllable pitch prop( 가변피치 프로펠러 )

controllable pitch prop은 이륙 , 상승 , 순항 , 하강 , 착륙 의 목적에 따라 프로펠러 blade angle을 변경 가능한 프로펠러이다. blade angle은 prop control lever를 통해 변경 가능하다. 종류는 다음과같다.

1. 2단 가변피치 프로펠러

과거에 사용되던 가변 피치 프로펠러로 low pitch , high pitch 2가지 blade angle 만을 선택할 수 있는 프로펠러이다.

low pitch는 이륙과 착륙에서 , high pitch는 순항에서 사용한다.

2. constant speed prop ( 정속 프로펠러 )

정속 프로펠러는 현대에 사용되어지는 프로펠러로 governor를 이용하여 항공기 속도와 엔진 출력에 상관없이 항상 같은 RPM을 유지한다. 

*  caburetor icing이 발생하면 fixed pitch prop은 rpm이 떨어진다. controllable pitch prop은 manifold pressure가 떨어진다.

이 정속프로펠러의 이해포인트는 다음과 같다.

정해진 추력을 생성하고 있는 엔진이 추가적으로 추력을 만들게 되는 상황이라고 생각해보자. 추가적인 추력 생성은 다음과 같이 생성된다.

throttle을 통해 파워를 증가하거나 & 하강할때 프로펠러의 부하가 줄어들거나 

이때 추가적으로 생성된 추력을 해소하기 위해 RPM 증가 혹은 PROPELLER PITCH를 크게 해 부하를 늘리는 방법이 있다. 정속 프로펠러는 RPM을 고정시키기위해 PROPELLER PITCH 를 변화 시키므로써 증가하는 추력 혹은 감소하는 추력에 대처한다 . 

CONSTANT PROP 의 구성품은 다음과 같다.

1.governor

거버너는 constant pitch prop의 핵심 시스템이다. 원심력( centrifugal force ) 를 이용하여 프로펠러 pitch를 조절해 RPM을 유지한다. RPM이 증가하려는 힘이 생기면 , 원심력이 증가하여 flyweight가 벌어져 엔진오일이 프로펠러에 들어와 프로펠러 pitch를 증가시키고 증가된 pitch로 인해 원심력이 다시 원래 rpm에 유지가 되면 fly weight가 닫혀 엔진오일이 들어오지 않게 되어 피치가 유지되는 시스템이다.

2. governor control lever

governor control lever는 케이블로 조종석의 propeller control lever와 연결되어 있다. control lever를 조절할 때 governor의 작동은 다음과 같이 이루어 진다.

3. threaded shaft

threaded shaft는 볼트와 같은 방식으로 작동한다 시계방향이 잠김 , 반시계방향이 풀림이다.

4. speeder spring

speeder spring은 fly weight와 threaded shaft 사이에 있다. threaded shaft가 잠기면 스프링이 눌려져 장력이 증가하고 , threaded shaft가 풀리면 반대로 장력이 줄어든다.

5. flyweight

pilot valve와 연결되어 있으며 , 원심력이 증가하면 fly weight가 위로 올라오며 벌어진다. 원심력이 감소하면 flyweight가 내려가며 모아진다.

6. pilot valve

pilot valve는 flyweight와 연결되어 있으며 pilot valve가 위 아래로 움직여 항공기 prop & engine oil sump 사이에 오일의 흐름을 제어한다.

7. governor gear pump

governor gear pump는 오일의 압력을 높여지는 오일펌프로 , prop lever를 조작할 때 반응속도를 더 빠르게 해준다.

overspeed & underspeed

• 프로펠러가 overspeed & underspeed 되었을 때 거버너가 어떻게 RPM을 유지하는지 알아본다.
• overspeed 일때는 다음과 같다.

비행 하강단계에서 , 항공기 pitch가 낮을 때 , 엔진의 부하는 줄어들고 ( torque 감소 ) , 이에 따라 RPM은 증가한다.

이 상황이 overspeed의 한 예시 이다.

프로펠러가 overspeed 되면 원심력의 증가로 인해 flyweight가 벌어지고 , pilot valve가 상승하여 , 엔진오일이 프로펠러에 공급되고 , 프로펠러 피치가 증가하게 된다. 프로펠러 피치가 증가하여 원심력이 줄어들면 flyweight가 다시 중립을 찾고 pilot valve는 내려와 엔진오일이 propeller로 들어가는 통로를 차단한다.

• underspeed 일때는 다음과 같다.

비행 초기 상승단계에 항공기 pitch가 높을 때 , engine은 더많은 부하가 걸리게 되고 ( torque 상승 ) ,이에 따라 RPM은 떨어진다.

이 상황이 underspeed 상황의 한 예시 이다 .

프로펠러가 underspeed되면 원심력의 감소로 인해 flyweight가 모아지고 , pilot valve는 하강하여 , 프로펠러에 있던 엔진오일이 oil sump로 이동하게 되고 , 프로펠러 피치는 감소하게 된다. 프로펠러 피치가 감소하여 원심력이 증가하면 , flyweight는 다시 중립을 찾고 , pilot valve는 올라와 프로펠러에 있는 엔진오일이 나가는 통로를 차단한다.

* lose of engine oil 상황시 constant pitch prop 은 LOW PITCH / HIGH RPM 세팅으로 자동 전환된다.

* 그 이유는 다음과 같다.

1)  프로펠러 허브 스프링은 엔진오일이 들어옴에 따라 수축하며 HIGH PITCH가 되는데 엔진오일이 없다면 LOW PITCH가 된다.

2) 항공기가 전진할 때 natural twisting moment가 LOW PITCH / HIGH RPM을 만든다.

* low pitch stop & high pitch stop 

1) low pitch stop이란 RPM이 증가하다가 프로펠러 pitch가 low pitch 한계점에 도달해  RPM이 감소하는 것을 말한다.

2) high pitch stop이란 RPM이 감소하다가 프로펠러 pitch가  high pitch 한계점에 도달해 RPM이 증가하는 것을 말한다.

3) feathering stop이란 PROP LEVER를 feathering 위치에 놓았을 때 의 한계점이다.

FEATHERING

• FEATHERING 상태일 때는 pilot valve가 완전히 위로 올라가 엔진오일이 모두 oil sump로 빠져 나가게 되고 , 프로펠러는 feather stop 까지 움직여 프로펠러 blade angle은 항공기 진행방향과 수평하게 되어 항력이 줄어든다.

LEFT TURNING TENDENCY

• LEFT TURNING TENDENCY 는 항공기 기수를 왼쪽으로 틀어지게 하는 경향성이다.
• LEFT TURNING TENDENCY의 원인은 4가지로 다음과 같다.

1. TORQUE REACTION

토크 리액션은 뉴튼의 제 3법칙 작용.반작용 법칙으로 설명된다. 항공기 프로펠러가 시계방향인 오른쪽으로 회전함에 따라 왼쪽으로 반작용하는 힘이 생겨 left turning tendency를 만든다. 항공기 기수가 왼쪽으로 틀어짐에 따라 roll도 왼쪽으로 생기게 된다. 이를 방지하고자 과거에는 왼쪽 날개에 양력을 더 많이 발생시키도록 제작했고 , 현재에는 엔진에서 상쇄시키도록 제작한다. 

take off roll 중에 이 torque reaction 때문에 왼쪽으로 yawing moment가 발생하여 조종사는 right rudder를 사용하여 이 moment를 상쇄시켜야 한다. 

2. COCKSCREW EFFECT

항공기 프로펠러를 통과한 빠른 공기흐름인 후류는 코크스크류 형태의 나선 회전흐름을 형성한다. 이 흐름이 항공기 꼬리날개 vertical stabilizer의 왼쪽 면에 부딪혀 left turning tendency를 발생시킨다.

이 효과에 의한 yawing moment는 왼쪽으로 나타나며 , rolling moment는 오른쪽으로 나타난다.

* 항공기 전진 속도가 빠를 수록 cockscrew effect는 적어진다

3. GYROSCOPIC ACTION

tail wheel 항공기에서 가장 두드러지게 나타나는 특성

자이로의 기본 특성인 강직성( rigidity ) 와 섭동성 ( precession )에 의해 발생하는 left turning tendency이다.

left turning tendency는 precession ( 섭동성 )에 의해  일어난다.

precession 이란 회전하는 물체에 힘이 가해졌을 때 그 결과가 90도 후 지점에서 나타나는 현상이다.

* tail wheel 항공기는 이륙시 항공기가 전진함에 따라 꼬리 부분이 먼저 lifting 되는데 이 때 프로펠러의 윗부분에 힘을 가하게 된다. 그리하여 90도 지점인 프로펠러 3시방향에 힘의 결과가 나타나 항공기가 left yawing moment를 가지게 된다.

4. P-FACTOR

항공기가 높은 AOA일 때  , 내려가는 쪽 블레이드가 올라가는 쪽 블레이드보다 공기와 더 많이 접촉하게 된다. 

즉 내려오는 쪽 BLADE 의 AOA이 더 크고 , 올라가는 쪽 BLADE의 AOA이 더 작기 때문에 비대칭하게 되고 , 아래로 내려오는 BLADE가 더 많은 추력을 만들어내어 left turning tendency를 만들어 내는 것이다.

FLAP

• FLAP은 익형의 캠버 및 먼젹을 증가시켜 양력과 항력을 증가 시키는 고양력장치 중 하나이다.
• 날개의 두께가 두꺼울수록 FLAP의 효과는 극대화 된다. 얇은 날개인 후퇴익은 플랩 효과가 제한적이다.
• flap을 전개하면 , center of pressure 가 후방으로 이동한다.
• 첫 50%의 플랩전개가 FLAP으로 인한 총 CL 변화량의 50%이상을 변화시킨다.
• 50%이상의 FLAP 전개는 총 CD의 50%이상 변화량을 차지한다.
• 첫 15도 플랩이 최소의 drag를 가진다. 15도 이상의 플랩은 큰 drag를 가져온다.
• 플랩을 전개하면 기수가 내려가려는 nose down pitching moment가 발생한다.
• nose down moment는 플랩이 전개되면 양력이 날개의 뒷부분에서 발생하여 cp가 후방으로 이동하게 된다. cp 가 후방으로 이동하게 되어 nose down moment가 발생하게 되는 것 이다.
• LANDING시 플랩의 전개는 다음과 같은 효과를 가져온다

1. 낮은 속도에서 양력의 증가, 2. 속도의 증가 없이 항력의 증가로 인한 더 높은 하강률 , 3. landing roll의 감소

* fowler flap이 가장 큰 양력을 발생시키며 , 가장 큰 양력이 발생함에 따라 가장 큰 pitch down moment가 발생함을 숙짛자.
* FLAP을 전개하면 기수가 내려가려는 pitching moment , 양력의 증가로 초기에 고도가 상승하려는 힘이 발생한다. 동고도를 유지하거나 하강률을 고수하기 위해 고려할 사항이다.


1. plain flap은 기본적인 플랩형태로써 캠버를 증가시켜 해당 받음각에서 양력과 항력을 증가시킨다.
2. split flap은 plain flap 보다 약간 많은 양력과 더욱 커다란 항력을 생성시킨다.
3. slotted flap은 plain flap , split flap보다 더 많은 양력을 발생시킨다. 플랩과 날개 사이에 slot이 있어 날개 아랫면의 고압공기가 날개 위로 흐르게 되어 층류에 에너지를 더해 airflow seperation을 지연시킨다. 대형 항공기는 2단 , 3단의 slotted flap을 사용한다.
4.fowler flap은 slotted flap과 비슷하다. 플랩이 뒤로 이동하여 전개되는 slotted flap이다. 날개의 캠버와 면적을 둘 다 증가시켜 plain split slotted fowler 중 가장 큰 양력과 가장 적은 항력을 발생시킨다.

5. double slotted fowler flap은 slot을 두개를 만든 fowler flap이다.

6. double slotted flap with leading edge slat은 slot이 두개인 flap에 leading edge slat이 있는 형태이다

7. krueger flap



* BLC( boundary layer control ) 이란 경계층 제어란 뜻으로 경계층( boundary layer )에 난류를 공급하여 에너지를 추가에 airflow 의 separation을 지연 시키는 방법을 말한다. SLOT 과 VOLTEX GENERATOR 등이 BLC 방법이다.
* BLC는 maximum lift의 받음각을 증가시키고 , FLAP은 maximum lift의 받응각을 감소시킨다. maximum lift는 보통 18도의 받음각이며 이 이상의 받음각에서 stall이 발생한다.

*경계층 ( boundary layer ) 이란 공기의 점성에 의한 특성으로 인해 항공기 날개 표면으로 인해 airflow의 속도가 느려진 부분을 말한다.