최근 보잉 B737 Max 사고때문에 MCAS라는 얘기가 많이 나오면서 실속방지 시스템 아니면 조종특성 증대장치 이런식으로 부르는것 같은데요. Maneuvering은 움직임 또는 기동이지 조종이 아닌데 왜 그렇게 부르는지는 모르겠지만 어쨋든 MCAS의 최종 목적이 실속을 방지하는 것이기는 합니다. 하지만 보다 근본적으로는 항공기에 발생하는 골치아픈 문제인 피치업에 대응하기 위한 방법이라고 볼 수 있습니다.

피치업은 민항기뿐 아니라 초음속 전투기에도 나타나는 현상으로, 어떠한 이유로든 조종사의 조작이 없이도 원하지 않게 기수가 들리는 현상을 얘기합니다. 이해하기 쉽게 상식적으로 보면, 피치업 기수가 들리면 받음각이 커지고 그러면 실속에 들어가기 때문에 위험하다는 식으로 이해합니다. 전투기에서는 실속의 위험 외에 다른 문제와도 관련이 됩니다.

피치업 문제를 먼저 전투기에 대해서 간단히 알아본 다음에 B737 Max을 생각해 좋을것 같습니다.

잘 아시겠지만 혹시나 해서 몇 가지 알아보면, 피치각은 항공기의 중심선이 수평면과 이루는 각도이고, 받음각은 날개의 중심선이라고 할 수 있는 시위선이 항공기의 진행방향 또는 상대풍과 이루는 각도입니다. 날개 단면의 맨 앞과 끝을 연결한 시위선은 보통 기체의 중심선과 일치하지 않고 약간 각을 이루어 붙어있는데 이를 붙임각이라고 합니다. 붙임각은 보통 아주 작기때문에 그냥 항공기 중심선과 진행방향이 이루는 각도라고 해도 별로 지장은 없을겁니다.

한 가지 더해서, 예를 들어 민항기가 착륙 접근시 기수를 약간 들고 아래 방향으로 비스듬히 내려가는데, 이때 수평면 또는 지면에 대해서 내려가는 각도를 경로각이라고 합니다. 결국 받음각은 피치각에서 경로각을 뺀 값입니다. 

그리고 자세가 흐트러졌을때 기수가 내려가려는 경향을 갖는다면 안정하다고 하고, 반대로 기수를 쉽게 들 수 있다면 기동성이 좋다는 식으로 얘기합니다. 그래서 조종사가 어떤 전투기를 얘기할때 Nose heavy라고 하면 이건 안정성이 과하고 기동성이 떨어진다는 의미로 받아들이면 됩니다. 자동차가 코너링을 잘 하려면 앞이 쉽게 돌아가야 하는데 그렇지 않으면 운동성능이 부족하다고 하는것이나 비슷합니다.

초기 제트 전투기인 F-86을 보면 후퇴각을 크게 가지고 있는데 이는 고속에 유리하기 때문입니다. 왜 그런지 이유는 별로 재미가 없고, 하여간에 고속을 위해서는 후퇴각이 필수인데요. 그런데 후퇴각에서 받음각이 커지면 날개의 끝단에서 공기 흐름이 먼저 떨어져 나가기 때문에 실속이 상대적으로 더 빨리 발생합니다. 이를 날개끝 익단실속이라고 하는데, 그러면 항공기가 받음각이 커지면서 실속에 근접하면 양력의 중심이 앞으로 이동하면서 기수가 들리는 피치업이 나타납니다. 특히나 초기에 나온 후퇴각이 큰 전투기에서는 피치업이 심각한 문제였습니다. 뒤에 나오겠지만 수평꼬리날개의 위치가 높았기 때문에 더욱 문제가 되었습니다.

F-104를 보면, 주날개는 1/4 시위선을 중심으로 보면 후퇴각이 아주 작습니다. 그래서 익단실속으로는 후퇴익에 비해서 유리하지만 전방 동체가 가늘고 길고, 공기흡입구로부터 발생하는 노란색 후류로 인해서 T-Tail 수평꼬리날개에 영향을 미쳐서 기수가 들리는 피치업이 발생했습니다. 뿐만 아니라 수평꼬리날개가 짧은 주날개의 빨간색 후류에 들어가기 때문에 실속에 진입했을때 회복할 수가 없고 깊은 실속에 빠질 위험을 가지고 있었습니다. 그래서 F-104에는 실속 받음각에 근접하면 조종간에 진동으로 경고를 주는 Stick shaker와 이 한계를 지나면 조종간을 강제로 앞으로 밀어주는 Stick pusher를 장착했습니다. 보통 후퇴익 + T-Tail의 조합은 피치업에 취약하기 때문에 피하거나 적절한 대책이 필요하다는 식으로 얘기합니다.

그렇다면 F-104에는 왜 T-Tail을 적용했는지 궁금한데요. 꼬리날개를 낮게 달면 간섭항력이 증가하는 것으로 나타났고 또 가늘고 긴 동체에 비해서 주날개 길이가 짧기 때문에 무게의 분포가 동체 전후방향으로 더 집중되어서 롤을 하면 기수가 상하좌우로도 요동을 치는 현상이 발생했는데 이에 대한 댐핑을 위해서 수평꼬리를 T-Tail로 올렸습니다. 그리고 이로 인한 과도한 상반각 효과를 만회하기 위해서 주날개는 아래로 내리는 하반각을 주었습니다. F-104가 사고율이 높은 것으로 유명한데 이 피치업도 그 이유 중의 하나입니다.

이번에는 제공호로 부르는 F-5를 보면, 다른것 보다도 수평꼬리날개가 동체의 거의 바닥 부분에 붙어 있습니다. 이렇게 설계한 이유는 낮은 수평꼬리날개가 피치업을 위한 가장 좋은 대응방법이기 때문입니다. 그러면 높은 받음각에서 피치업이 발생하더라도 수평꼬리날개가 주날개 후류에 들어가지 않기때문에 회복이 가능합니다. 그리고 F-5의 후퇴각은 아주 큰 편은 아니기도 하고, 그래서 이런저런 설계 요소로 인해서 F-5는 FBW가 없이도 상당히 비행특성이 우수한 전투기입니다. 비행특성이 우수하다는 의미는 조종사가 위험한 상황에 진입할 걱정을 하지 않고 조작할 수 있다는 것이라서 수치로 비교할 수는 없더라도 아주 중요한 항목입니다. 초기 전투기와는 달리 피치업에 대해서 이해한 이후 나온 전투기는 대부분 수평꼬리날개가 낮게 장착되어 있습니다. 

고속에서는 후퇴각이 커야 유리하고, 항공모함 이착륙과 같은 저속에서는 후퇴각이 작은게 유리하기 때문에 이 둘을 모두 만족하기 위한 해결 방법이 바로 F-14의 가변익입니다. 하지만 중량이 무겁다는 근본적인 단점으로 인해서 최근에는 더 이상 고려하지 않지만, 어쨋든 날개를 뒤로 젖히면 양력중심도 후방으로 이동하기 때문에 기수가 무거워지는 노즈헤비가 되어 기동성은 저하됩니다. F-111은 가변익의 회전 피봇이 동체 중심선에 가까워서 양력중심의 이동이 컸지만, 이를 경험으로 해서 F-14는 구동부위를 감싸는 글로브를 이용해서 피봇을 동체 중심에서 멀리 떨어지게 했는데요. 그래도 역시 양력중심이 뒤로 이동하는 것을 피할 수는 없었습니다. 그래서 이로 인한 기동성의 저하를 만회하기 위해서 날개의 글로브 앞에 작은 베인이 나오도록 해서 여기서 발생하는 양력을 이용하도록 했습니다.

이 글로브 베인이 상당히 훌륭한 방법이지만 초기 모델을 제외하고는 사라졌는데요. 그 이유는 다름이 아닌 잦은 고장으로 인해서 유지비용이 증가했기 때문입니다. 이런식으로 개발 당시에는 상당한 노력을 투자했지만 실제 운용을 하면서는 기술적인 이유가 아닌 비용의 문제로 한 순간에 사라지는 시스템이 종종 있는데요. F-15 엔진 노즐의 터키페더 역시 잦은 고장과 노즐 사이의 공기흐름의 영향으로 한 장이 떨어져 나가는 사고 이후로 이를 제거했다고 합니다.

유로파이터는 기동성을 위해서 양력중심이 무게중심보다 앞에 있는 불안정한 설계입니다. F-16에서 시작된 이런 방식은 FBW때문에 가능했고 최근 전투기에는 대부분 적용되는것 같은데요. 유로파이터는 아음속에서는 기수가 쉽게 들리는 특성을 가지고 있어서 기동성이 우수하지만 초음속으로 넘어가면 양력중심이 후방으로 이동하면서 안정한 기체로 변하게 됩니다. 그래서 초음속에서 아음속으로 속도를 줄이면 기수가 들리는 피치업 현상이 나타납니다. 이건 실속의 위험이라기 보다는 예를 들어서 높은 g의 고받음각 급기동시 속도가 줄어드는 과정에서 기수가 의도하지 않게 들리면 g값이 더욱 증가하면 구조한계를 넘어갈 수도 있기때문입니다. 그래서 이를 피치업이 나타나기 전에 미리 예측해서 g값이 급격하게 늘어나지 않도록 FBW를 수정하는 것으로 해결했다고 합니다. 

A400M이나 일반 에어버스 민항기 같은 경우 실속 받음각은 대략 15도 정도일 것입니다. A400M이 군용기라서 동영상 같은것 보면 수송기 치고는 과격한 각도의 기동을 보이는데요. 그렇다고 하더라도 외부에서 보기에 수 십도 정도로 보이는 각도는 받음각이 아니라 피치각도일 것입니다. 어쨋든 이 A400M도 개발 당시 실속테스트에서는 어떤 상황이 발생할지 모르기 때문에 높은 받음각 상황에서 엘리베이터만으로 회복이 불가능한 경우를 대비해서 기수를 강제로 내려줄 수 있는 안전 장치를 가지고 테스트를 했습니다. 아래 그림을 보면 꼬리 부분에 로켓 부스터가 있는데 여기서 아래 방향으로 부스터가 작동함으로써 강제로 꼬리를 들어 기수를 내려주는 것입니다. 조종면이 아닌 다른 방법으로 피치를 강제로 다운시켜 안정을 찾도록 하려는 것입니다.

피치업과 관련된 몇 가지에 대해서 대충 알아봤으니 이제 B737 Max를 살펴봅니다.

B737을 포함한 오래전 여객기를 보면 엔진의 직경이 작고 그래서 엔진이 날개 아래에 적당히 간격을 가지고 장착되어 있습니다. 왜냐하면 엔진하고 날개 사이의 간격이 좀 있어야 간섭항력이 최소가 되기 때문입니다. 그런데 기술이 발전하면서 바이패스비가 올라가고 추력도 올라가고 이런 엔진을 사용해야만 유지비용이 적게 들어서 항공사에 비행기를 잘 팔 수가 있고 비행기표 가격에도 영향을 미칠텐데요. 직경이 증가하면 엔진하고 지면 사이의 간격을 유지하기 어려우니 결국 엔진하고 날개 사이의 간격이 계속 줄어들었습니다. 이게 초창기 해석 기술로는 생각할 수 없었던 일인데 CFD의 발전으로 인해서 간격이 좁아지면서도 최적의 위치를 찾을 수 있게 되었습니다.

그런데 737 Max에 와서는 엔진이 너무 커지다보니 엔진 악세서리 드라이브 위치를 옮겨서 낫셀 아래면을 평평하게 만드는 것도 부족해서 장착 위치가 상당히 앞으로 위로 이동해서 엔진 낫셀하고 주날개 윗면이 거의 일치할 정도가 되었습니다. 전산해석을 이용해서 간섭항력 문제는 해결할 수 있었지만 높은 받음각에서 낫셀에서 양력이 발생했다는것 같습니다. 이 메커니즘이 어딘가 문서상으로 정확히 발표된건 아니지만 전문가 인터뷰 등을 보면 대체로 맞는것 같습니다.

그래서 이를 사실로 가정한다면, 이 낫셀의 양력이 무게중심보다 앞쪽에 있어서 항공기 기수를 들어 올리는 피치업을 만들었고 보잉에서는 이를 해결하기 위한 방법으로 MCAS를 설계한 것입니다. 수평꼬리날개의 트림을 조종사의 조작과 무관하게 자동으로 약간 조절함으로써 기수를 내려준다는 목적입니다. 사실 MCAS라는 장치 자체로는 아무 이상이 없는 정상적인 대응 방법이지만 아마도 이 장치의 작동 기준이 되는 받음각 센서에 이상이 있었던것 같습니다.

보잉의 입장에서 MCAS에 대한 사실을 왜 처음부터 조종사와 항공사에 적극적으로 설명하지 않았는지에 대해서는, MCAS와 무관하게 트림이 멈추지 않고 계속 작동하는 식으로 이상이 생기는 Runaway stabilizer 상황에서는 트림 모터의 작동을 해제하는 스위치가 이미 존재했고 이를 사용하는 절차도 있었기 때문에 MCAS의 이상여부와 무관하게 엘리베이터 트림에 이상이 생기는 경우에는 조종사가 이를 사용할 것으로 기대한것 같습니다. 트림모터가 트림을 자동으로 조절했다면 트림휠이 회전했을텐데, 그러면 딸깍딸깍 소리가 나기도 해서 이를 조종사가 어렵지 않게 인지할 수 있기 때문입니다. 라이온에어 사고에서는 20번 정도 상승하강이 있었다는것 같은데 그러면 트림휠이 쉬지않고 돌아갔을 것이라는 얘기도 있습니다.

이에 대해서 의혹을 제기하는 입장에서는, MCAS로 인한 추가 트레이닝이 필요한 경우 항공기를 도입하는 항공사에 추가비용이 발생하기 때문에 판매에 영향을 미칠것이라서 일부러 그랬다고 생각할 수도 있습니다. 737 계열의 자격을 가진 조종사가 별도 트레이닝이 없이 Max에도 바로 투입될 수 있다면 항공사로써는 많은 비용을 줄일 수 있고 그러면 아무래도 Max를 판매하는 것에도 영향을 미쳤을것 같은데요. 확인할 수는 없지만 상당히 그럴듯한 이유인것 같습니다.

사실 MCAS가 개입하는 상황이란게 실속에 근접할 정도로 높은 받음각, 오토파일럿 오프, 플랩업 같은 조건이 있기때문에 일반적인 상황에서MCAS가 작동할 일이 거의 없을겁니다. 전투기와는 달리 일반적으로 민항기 조종석 계기판에는 받음각 정보가 나타나지 않습니다. 자동차 계기판에 앞바퀴가 몇 도가 돌아갔는지 숫자로 보여주지 않는것이나 비슷합니다. 받음각이 몇 도라는 수치를 확인하고 대응하기 보다는 위험 받음각에 근접한다는 것을 경고하기 위해서 조종간에 진동을 주거나 음성으로 경고를 주는게 더 효과적이기 때문입니다. 

엔진 직경이 커지면 날개를 더 꺾어 올리면 되는것 아닌가 하고 생각할 수도 있을겁니다. 예를 들어서 F-4를 보면 주날개의 끝부분이 약간 심하게 위로 상반각을 가지고 있습니다. 처음에는 상반각이 전혀 없었다가 테스트를 하면서 필요성이 생겨서 적용한 것인데, 실제로 필요했던 상반각은 주날개 전체에 5도를 주는것이었습니다. 하지만 그렇게 변경하면 주날개 전체뿐 아니라 랜딩기어까지 영향을 미치기 때문에 끝부분에만 12도를 주는것으로 동일한 효과를 주었습니다.

B737도 날개의 상반각을 올리던가 메인 랜딩기어 높이를 높인다거나 하는 변경을 한다면 비용이 훨씬 더 많이 들기 때문에 엔진의 위치를 변경하는 것으로 설정하고 이로 인한 문제는 MCAS로 해결한다는건 항공기 설계를 하는 엔지니어라면 아주 자연스럽게 생각할 수 있는 방법입니다. 문제가 나타날때마다 모든걸 처음부터 다시 클린시트 설계를 추구한다면 계속 왔다갔다 제자리 걸음뿐 완성된 항공기가 나올 수 없을겁니다.

우리나라 공군에서도 사용했던 A-37을 보면 동체 전방에 길고 가느다란 스트립이 붙어있는데 이를 스핀 스트레이크라고 하고 스핀에서 회전 속도를 줄이고 안정시키려는 요잉에 댐핑을 주고, 동체를 지나서 러더로 향하는 공기흐름에 에너지를 준다는 목적으로 장착을 했습니다. 재미있는건 이를 풍동시험이나 시뮬레이션을 통해서 크기와 위치를 결정한게 아니라 일단 장착한 후에 스핀특성이 향상되었기 때문에 정확하게 어떤식으로 영향을 미치는가에 대해서는 추가로 확인하지 않았다고 합니다. 그 이유는 당연하게도 비용때문입니다.

PC-21을 보면 수평꼬리날개 앞부분에 파란색 작은 스트레이크가 붙어있고 아래에는 노란색 벤트럴핀 비슷한게 있는데 모두 스핀특성 향상을 위한 목적입니다.

이런식으로 유사 기종에는 없는 경우도 있지만 뭔가 특이한게 외부에 붙어있다면 이건 테스트 과정에서 문제가 나타났기 때문에 이를 해결하기 위해서 추가했다고 보면 대체로 맞습니다. 왜냐하면 처음부터 이런걸 장착하겠다고 작정하고 설계하는 일은 없기 때문입니다. 외부 형상을 결정하고 시제기까지 만들었는데 예측하지 못한 특성이 나타났다고 해서 동체, 날개, 꼬리날개를 전부 다시 설계하는 식으로 처리하지는 않습니다. 일부만 형상을 변경하더라도 그 부분만 좋아지고 나머지는 그대로 유지되는게 아니라 다른 부분에까지 영향을 마치기 때문에 그렇지 않아도 복잡합니다. 하지만 물론 예를 들어서 근본적으로 개발의 목표가 되는 ROC의 여러가지 항목을 터무니없이 만족하지 못한다면 거의 새로 설계하는 수준이 되기도 하는데 Su-27이 그 중의 하나인것 같습니다.

피치업이 위험하다는 것에 대해서만 얘기가 나왔는데요. 전투기에서도 피치업 불안정성 좋지 않고 위험한건 동일하지만 안정성에 대한 항목인 피치다운도 중요합니다. Su-27이나 Mig-29가 받음각이 약 110도까지 올라간다는 코브라 기동을 할 수 있는 이유는 그렇게 기수를 들 수 있다는 능력도 중요하지만 그런 자세에서도 다시 기수를 내릴 수 있는 피치다운을 만들 수 있기 때문이라는게 중요합니다. F-16은 받음각이 약 25도 정도가 한계라고 하는데 그 이유는 더 이상 기수를 들 수 없어서가 아니라 이보다 높은 받음각에서는 다시 기수를 내려보낼 수 있는 엘리베이터의 힘이 없기 때문에 안전하게 25도로 제한했다고 합니다.

끝까지 읽어주셔서 감사합니다.