제1부 비행체 기술 기반
1.6 형상 설계 공간 개관: 고정익·회전익·하이브리드 VTOL의 분류와 선택 축
1.6.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자
무인기와 AAM 기체는 형상(configuration) 을 고르는 일에서 설계가 시작된다. 형상은 양력을 어디서 얻는지, 어떻게 이륙하는지, 추진기를 몇 개 어디에 두는지를 한꺼번에 정한다. 한번 고르면 동력·구조·제어·인증이 모두 그 위에 쌓이므로 되돌리기 어렵다. 이 장은 제1부의 지도다. 뒤따르는 장(1.7~1.16)이 형상 하나씩을 깊게 다루고, 이 장은 그 형상들이 어떤 질문에 대한 서로 다른 답인지를 보여 준다.
배우는 것:
- 형상을 구분하는 네 가지 축 — 양력원, 천이(수직 비행에서 수평 비행으로 넘어가는 구간)의 유무, 추진 분산, 중량급과 탑승 여부.
- 형상 가족 지도 — 멀티콥터·헬리콥터형·고정익·결합형·전환형·특수 형상이 어떻게 이어지고 어느 장에서 깊게 다루는지.
- 호버 비용과 순항 비용 — 두 개의 지표로 형상 선택의 핵심 트레이드를 한 줄짜리 에너지 버짓으로 나타내는 법.
- 임무가 형상을 고르는 법 — 호버 시간 비중이 다른 세 임무에서 가장 알맞은 형상이 바뀌는 계산.
- 사람이 타면 달라지는 것 — 고장 허용·소음·인증이 AAM의 형상 공간을 좁히는 방식.
- 세 축의 요구 차이 — 같은 형상이 군용 드론·민간 UAS·AAM에서 왜 다른 이유로 선택되는지.
선수 지식: 0.2(용어와 분류), 0.5(호버 동력과 디스크 하중의 직관). 운동량 이론의 유도는 1.2, 비행역학의 기초는 1.1에 있다. 이 장은 결과 식만 가져다 사용한다.
특히 중요한 독자: 사업과 정책 담당자(어떤 임무에 어떤 형상이 맞는지 가려 읽는 눈), 인증 담당자(형상이 인증 범주와 고장 모드를 정한다), 엔지니어(개념 설계의 입구). 규제를 읽는 법무 독자에게는 형상 용어가 법적 범주와 어떻게 불일치하는지를 알려 준다.
기준 시점과 정직성. 이 장의 기체 서술은 2026년 10월을 기준으로 하며, 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. 제원은 제조사·정부가 공개한 값이라
(공개 주장치)로 표시했고, 자료마다 값이 다른 것은 범위로 적었다. 에너지 버짓의 수치(1.6.5)는 원리로 계산한 설명용 모형값이며 어떤 제품의 성능도 아니다. 기업 동향은 시점을 붙이고(확인 필요)로 표시했다.
1.6.2 개념과 직관 — 형상은 임무 질문에 대한 답이다
같은 2 kg짜리 짐을 나르는 기체를 여섯 가지 방식으로 만들 수 있다. 로터 네 개로 뜨는 쿼드콥터, 로터 하나와 꼬리 로터의 헬리콥터, 날개로 나는 고정익, 날개에 호버용 로터를 덧붙인 쿼드플레인, 프로펠러를 기울여 사용하는 틸트로터, 꼬리로 서서 이륙하는 테일시터가 그것이다. 여섯 형상은 같은 물리 법칙 위에서 서로 다른 것을 아낀다. 그래서 형상 선택은 취향이 아니라 두 가지 임무 질문에 대한 답이다.
- 제자리에 떠 있어야 하는가. 정밀 촬영·점검·하강 배송처럼 호버가 임무의 일부인가.
- 얼마나 멀리 가는가. 호버 시간에 비해 순항 거리가 얼마나 긴가.
비행 상태 두 가지가 서로 다른 장치를 요구한다. 호버에서는 추진기가 무게 전부를 지지해야 하므로 큰 로터가 유리하다. 순항에서는 날개가 양력을 거의 공짜로 만들어 주므로 날개가 큰 형상이 유리하다. 로터 면적과 날개 면적은 둘 다 질량과 항력이라는 값을 치르므로, 한 기체가 두 상태를 모두 잘하기는 어렵다. 호버 동력과 디스크 하중의 직관은 0.5.2에서 세웠고, 이 장은 그것을 형상 선택의 틀로 확장한다.
세 축에서 이 질문의 답이 달라지는 이유는 요구가 다르기 때문이다.
- 군용 드론은 발진·회수 장비와 야전 정비의 부담, 소음과 시그니처, 소모해도 되는 단가를 본다. 장거리 감시는 고정익이, 활주로 없는 전개는 헬리콥터형과 하이브리드 VTOL이 맡는 경향이 있다.
- 민간 UAS는 가격·허가 용이성·운용 편의를 본다. 호버가 필요한 대부분의 응용에서 멀티콥터가 지배적이고, 긴 거리(측량·점검·배송)에서 하이브리드 VTOL과 고정익이 늘고 있다.
- AAM은 사람이 타므로 고장 후에도 안전하게 내려야 하고(고장 허용), 도심 소음을 견뎌야 하고, 여객기에 가까운 인증을 통과해야 한다. 형상 선택이 인증 일정과 직결된다.
1.6.3 분류 축과 형상 가족 지도
1.6.3.1 형상을 구분하는 네 가지 축
형상의 분류는 하나의 줄이 아니라 몇 개의 축으로 구성된 공간이다. 이 책은 네 축을 사용한다.
| 축 | 묻는 것 | 선택지 | 설계에 주는 의미 |
|---|---|---|---|
| ① 양력원 | 무게를 무엇으로 지지하나 | 날개(고정익) · 로터(회전익) · 추력 편향(제트·덕티드 팬) · 부력과 기타 | 호버 효율과 순항 효율의 기본 값을 정한다 |
| ② 천이 | 수직 비행에서 수평 비행으로 넘어가는 구간이 있나 | 없음(호버형·순항형) · 있음(결합형은 날개로 양력을 넘기고, 전환형은 추진기를 기울인다) | 제어 난이도와 고장 모드, 인증 부담을 정한다 |
| ③ 추진 분산 | 추진기를 몇 개로 나누나 | 하나 · 둘 · 여러 개 · 수십 개 | 다중화와 소음은 늘고, 질량·복잡도·전력 전자의 부담도 는다 |
| ④ 중량급·탑승 | 얼마나 큰가, 사람이 타나 | 수십 g에서 수 t · 무인 · 유인 | 규제 범주와 안전 목표를 정한다(20.1) |
이륙 방식(활주·발사·수직)은 ①·②와 함께 정해지므로 별도의 축으로 세지 않는다. 고정익이 활주로 없이 뜨고 내리려면 어떤 장비가 필요한지는 1.10이 맡는다.
1.6.3.2 형상 가족 지도
아래 나무는 첫 번째 축으로 가족을 나눈 것이다. 오른쪽 열의 번호가 그 형상을 깊게 다루는 장이다.
가족마다 대표 기체를 공개 제원으로 배치하면 다음과 같다. 제원은 모두 제조사·정부 공개 자료에서 가져온 (공개 주장치)이며, 자료마다 다른 값은 범위로 적었다.
| 가족 | 양력원과 이착륙 | 천이 | 대표 기체와 공개 제원 | 상세 장 |
|---|---|---|---|---|
| 멀티콥터 | 로터(회전수로 제어), 수직 | 없음 | EHang EH216-S: 2인승, 16개 로터(8개 팔에 동축), 순항 약 100 km/h, 항속 약 30~35 km. 소형 촬영·산업용 드론 다수 | 1.7 |
| 헬리콥터형 | 로터(피치로 제어), 수직 | 없음 | Yamaha RMAX: 로터 지름 3.115 m, 최대 이륙 약 94~95 kg. Schiebel Camcopter S-100: 최대 이륙 200 kg, 탑재 50 kg. Northrop Grumman MQ-8C: 최대 약 2.7 t(6,000 lb). Kaman K-MAX: 교차 로터, 외부 하중 약 2.7 t | 1.8 |
| 고정익 | 날개, 활주·발사·회수 | 없음 | RQ-11B Raven: 날개폭 1.37 m, 질량 약 1.9 kg. ScanEagle: 날개폭 3.11 m, 최대 이륙 약 20 kg. Bayraktar TB2: 날개폭 12 m. MQ-9A: 날개폭 약 20 m, 최대 이륙 약 4.8 t. RQ-4B: 날개폭 약 39.9 m | 1.9·1.10 |
| 결합형 | 호버는 로터, 순항은 날개, 수직 | 있음(날개로 양력 이양) | Beta Technologies ALIA-250: 리프트 로터 4개와 순항용 푸셔 프로펠러 1개, 조종사 포함 5~6인(자료마다 다름). 소형 측량 쿼드플레인 다수 | 1.11 |
| 전환형 | 같은 추진기를 기울임, 수직 | 있음(기울임) | V-22 오스프리, Joby S4(기울이는 프로펠러 6개, 조종사와 승객 4인), WingtraOne(꼬리로 서는 소형 측량기, 날개폭 125 cm), Shield AI V-BAT(덕티드 팬 테일시터) | 1.12 |
| 특수 형상 | 날갯짓·계류·부력·태양광 | 형상마다 다름 | Black Hornet류 초소형 정찰기, 계류형 감시 드론, Zephyr류 성층권 태양광기 | 1.13~1.15 |
표에서 1.16(유인기 무인화·선택 유인)은 빠져 있다. 그것은 형상이 아니라 기존 유인기를 무인기로 바꾸는 경로라서 어느 가족에도 걸친다. 형상 가족 사이의 경계가 흐린 기체도 있다. 예를 들어 Beta ALIA-250은 리프트 로터가 순항 중 멈추는 결합형이고, Joby S4는 같은 프로펠러로 호버와 순항을 하는 전환형이다. 한 번에 한 가족에 넣기 어려운 기체는 해당 장에서 따로 다룬다.
1.6.4 선택의 핵심 트레이드 — 호버 비용 대 순항 비용
결론부터 말하면, 호버 비용은 디스크 하중이 정하고 순항 비용은 양항비가 정한다. 둘은 서로 다른 장치(로터 면적과 날개)에서 나오는 값이어서 한쪽을 좋게 하면 다른 쪽이 나빠지기 쉽다. 이 절은 두 비용을 무게로 나눈 지표로 바꾸고, 배터리가 주는 에너지를 같은 단위로 나타낸 뒤, 임무 하나를 부등식 하나로 나타낸다.
호버. 운동량 이론에서 이상적인 호버 동력은 추력과 유도속도의 곱이다(유도는 1.2). 실제 로터는 손실이 있으므로 성능지수(FM)로 나누고, 전동기와 전자 변속기(ESC) 효율 $\eta_d$로 한 번 더 나눈다. 무게 $W$로 나누면 무게당 호버 동력 지표가 나온다.
$$ \Pi_h \equiv \frac{P_h}{W} = \frac{1}{\mathrm{FM}\,\eta_d}\sqrt{\frac{\mathrm{DL}}{2\rho}},\qquad \mathrm{DL}=\frac{W}{A} $$
순항. 날개로 나는 기체의 순항 동력은 항력과 속도의 곱을 추진 효율로 나눈 값이다. 양항비를 $L/D$라 하면 $D = W/(L/D)$이므로 다음과 같다.
$$ \Lambda \equiv \frac{W V}{P_c} = \eta_c\,\frac{L}{D} $$
$\Lambda$는 순항 전체 양항비다. 순항 1 m를 가는 데 드는 에너지는 무게 1 N당 $1/\Lambda$ J이다. 로터가 양력과 추진을 함께 맡는 멀티콥터·헬리콥터형은 날개가 없으므로 같은 식으로 $\Lambda=WV/P_c$를 전진 비행의 등가 값으로 정의한다.
배터리. 팩 비에너지 $e$, 사용 가능 비율 $u$, 배터리 질량 분율 $\mu$(배터리 질량을 이륙 질량으로 나눈 값)이면, 무게 1 N당 사용할 수 있는 에너지는 다음과 같다.
$$ \varepsilon_b = \frac{u\,e\,\mu}{g}\quad[\mathrm{J/N} = \mathrm{m}] $$
단위가 길이인 것은 우연이 아니다. 무게 1 N을 1 m 들어 올리는 데 에너지 1 J이 들기 때문이다. 이 값은 순항 전체 양항비가 1인 기체가 갈 수 있는 거리, 곧 배터리가 주는 길이 버짓이다. $\Lambda$가 클수록 같은 버짓으로 $\Lambda$배 멀리 간다.
임무 하나는 부등식 하나다. 호버 $t_h$초와 순항 $d$ m로 이루어진 임무가 배터리 안에 들어오려면 다음이 성립해야 한다.
$$ \Pi_h\,t_h + \frac{d}{\Lambda} \le \varepsilon_b $$
양변에 질량이 들어 있지 않다는 점이 중요하다. 같은 디스크 하중·같은 효율·같은 질량 분율이라면 2 kg 기체와 2 t 기체가 같은 식을 따른다. 크기가 달라지면 디스크 하중과 성능지수가 바뀌므로 그 값만 갈아 끼우면 된다. 호버만 하는 경우의 체공은 $t_{h,\max}=\varepsilon_b/\Pi_h$, 순항만 하는 경우의 거리는 $d_{\max}=\Lambda\,\varepsilon_b$이다.
| 기호 | 뜻 | 단위 |
|---|---|---|
| $\Pi_h$ | 무게당 호버 동력 지표($P_h/W$) | W/N = m/s |
| $\mathrm{DL}$ | 디스크 하중(무게를 로터 면적으로 나눈 값) | N/m² |
| $\mathrm{FM}$, $\eta_d$ | 호버 성능지수, 전동기·ESC 효율 | 무차원 |
| $\Lambda$ | 순항 전체 양항비($\eta_c\,L/D$) | 무차원 |
| $\varepsilon_b$ | 무게당 사용할 수 있는 배터리 에너지 | J/N = m |
| $t_h$, $d$ | 임무의 호버 시간, 순항 거리 | s, m |
| $u$, $e$, $\mu$ | 사용 가능 비율, 팩 비에너지, 배터리 질량 분율 | 무차원, J/kg, 무차원 |
호버 비용을 좌우하는 디스크 하중은 기체마다 열 배 넘게 차이 난다. 아래 표는 같은 방법(최대이륙중량을 로터 면적으로 나눔)으로 계산한 값이다. 이상 호버 동력은 성능지수와 효율을 반영하기 전의 값이다.
| 기체 | 로터 구성 | 최대이륙중량 | 디스크 하중 [N/m²] | 이상 $P/W$ [W/N] |
|---|---|---|---|---|
| 소형 쿼드콥터(1.7 예시) | 지름 0.254 m 4개 | 2 kg | 97 | 6.3 |
| Yamaha RMAX | 단일 주로터 3.115 m | 약 94 kg (공개 주장치) | 121 | 7.0 |
| Robinson R44 | 단일 주로터 10.06 m | 1,134 kg | 140 | 7.6 |
| MQ-8C Fire Scout | 단일 주로터, 지름 10.7~11.2 m(자료마다 다름) | 약 2.7 t | 271~297 | 10.5~11.0 |
| UH-60 | 단일 주로터 16.36 m | 약 9.98 t | 466 | 13.8 |
| V-22 오스프리 | 틸트로터 11.58 m 2개 | 약 23.9 t(수직 이륙) | 1,111 | 21.3 |
디스크 하중이 11배 커지는 동안 이상 호버 동력은 3.4배 커진다(제곱근 관계). R44·UH-60·V-22의 값은 0.5.2의 계산과 같은 방법이다. 이 사다리가 바로 멀티콥터에서 헬리콥터와 틸트로터로 올라가는 형상 가족의 순서이기도 하다.
반대편의 순항 비용은 날개가 있느냐에서 결정된다. 모형에서 사용할 $\Lambda$의 규모는 멀티콥터 1.5 안팎, 헬리콥터형 4 안팎, 소형 고정익 10 안팎이다. 날개 기체의 $L/D$ 유도는 1.9에서 하고, 멀티콥터의 전진 비행 동력은 1.2와 1.7에서 다룬다.
1.6.5 임무 능력 평면과 워크스루
위 부등식을 평면에 그리면 형상의 성격이 한눈에 보인다. 가로축을 호버 시간, 세로축을 순항 거리로 잡으면, 형상 하나의 경계는 호버 시간 $t_{h,\max}$와 순항 거리 $d_{\max}$를 잇는 직선이다. 선 안쪽이 그 형상이 같은 배터리로 해낼 수 있는 임무다. 모형의 공통 가정은 팩 비에너지 180 Wh/kg, 사용 가능 비율 0.8, 공기 밀도 1.225 kg/m³이다. 형상별 가정은 다음 표와 같다.
| 형상 | $\mathrm{DL}$ [N/m²] | $\mathrm{FM}\,\eta_d$ | 등가 $L/D$ | $\eta_c$ | $\mu$ |
|---|---|---|---|---|---|
| 멀티콥터 | 60 | 0.50 | 2.3 | 0.65 | 0.30 |
| 헬리콥터형 | 120 | 0.60 | 6.2 | 0.65 | 0.30 |
| 결합형 | 100(리프트 로터) | 0.50 | 11.5 | 0.65 | 0.25 |
| 전환형 | 150 | 0.50 | 14.0 | 0.55 | 0.26 |
| 고정익 | 호버 불가 | — | 15.0 | 0.65 | 0.30 |
가정의 근거를 밝힌다. 결합형은 호버용 로터와 전동기가 무효 중량(데드 웨이트)으로 실려 $\mu$가 0.05 낮고, 멈춘 로터의 항력 때문에 고정익보다 $L/D$가 낮다. 전환형은 정지 로터가 없어 $L/D$가 높지만, 호버에 맞춘 큰 프로펠러가 순항에서 덜 효율적이라 $\eta_c$가 낮고 디스크 하중이 높다. 이 값들은 설명용이다. 설계마다 이 값이 달라질 수 있으므로, 아래 결과의 직선 위치보다 직선의 구조와 순서를 읽어야 한다.
| 형상 | $\Pi_h$ [W/N] | $\Lambda$ | $\varepsilon_b$ [km] | 호버만 [분] | 순항만 [km] |
|---|---|---|---|---|---|
| 멀티콥터 | 9.9 | 1.5 | 15.9 | 26.7 | 23.7 |
| 헬리콥터형 | 11.7 | 4.0 | 15.9 | 22.7 | 63.9 |
| 결합형 | 12.8 | 7.5 | 13.2 | 17.2 | 98.8 |
| 전환형 | 15.7 | 7.7 | 13.7 | 14.6 | 105.8 |
| 고정익 | — | 9.8 | 15.9 | 0 | 154.6 |
그림에서 세 가지가 읽힌다. 첫째, 멀티콥터는 호버에는 가장 길지만 순항 거리는 24 km에서 막힌다. 둘째, 결합형과 전환형은 호버를 15~17분까지 낮추는 대가로 순항 거리를 네 배 넘게 늘린다. 셋째, 고정익은 호버가 없는 대신 가장 멀리 가지만 활주·발사·회수 장비가 필요하다(1.10).
이제 세 임무를 직접 넣어 본다. 임무는 호버 시간이 서로 크게 다르도록 골랐다.
| 임무 | 호버 | 순항 | 성격 |
|---|---|---|---|
| A 배송 | 4분(양 끝 이착륙) | 40 km(왕복) | 호버는 짧고 거리는 중간 |
| B 점검 | 15분(정지 촬영) | 4 km | 호버가 대부분 |
| C 측량 | 2분 | 80 km | 거의 순항 |
각 칸은 식 $\left(\Pi_h t_h + d/\Lambda\right)/\varepsilon_b$, 즉 배터리 소요율이다. 100 %를 넘으면 그 형상으로는 못 한다. 계산은 파이썬(math)으로 돌려 검증했다.
| 임무 | 멀티콥터 | 헬리콥터형 | 결합형 | 전환형 | 고정익(순항만) |
|---|---|---|---|---|---|
| A 배송 | 184 %(불가) | 80 % | 64 % | 65 % | 26 % |
| B 점검 | 73 % | 72 % | 91 % | 106 %(불가) | 호버 불가 |
| C 측량 | 345 %(불가) | 134 %(불가) | 93 % | 89 % | 52 % |
표에서 임무가 형상을 고른다는 말이 숫자로 나온다. 임무 A에서 멀티콥터는 배터리가 거의 두 배 필요하고, 결합형이 가장 여유롭다. 임무 B에서는 반대로 멀티콥터와 헬리콥터형이 가장 낫고, 호버 비용이 큰 전환형은 임무를 마치지 못한다. 임무 C에서는 순항 효율이 높은 형상만 살아남는다. 멀티콥터가 소비하는 에너지에서 호버가 차지하는 비중은 A에서 8 %, B에서 77 %, C에서 2 %이다. 호버 에너지 비중이 낮을수록 순항 효율이, 높을수록 호버 효율이 선택을 지배한다.
에너지만 보면 결합형이 멀티콥터를 앞서는 지점이 놀랄 만큼 낮다. 위 모형에서 호버 1분당 순항 거리가 약 0.64 km를 넘으면 결합형이 배터리를 덜 사용한다. 그런데도 모든 임무가 결합형으로 가지 않는 이유는 에너지 밖에 있다. 결합형은 기체가 비싸고 복잡하며, 멈춘 로터의 질량을 날개 순항 내내 지고 다니며, 바람이 센 호버에서 멀티콥터만큼 민첩하지 못하다(1.11).
이 모형이 하지 않는 것도 분명히 해 둔다. 상승과 천이 구간의 에너지, 예비 에너지, 바람, 고도에 따른 밀도, 속도에 따른 $L/D$와 $\eta_c$의 변화를 모두 뺐다. 이런 요소가 직선의 위치를 수십 퍼센트 바꿀 수 있다. 임무 단계별 에너지는 1.26, 개념 설계의 사이징 반복은 1.4에서 다룬다.
1.6.6 사람이 타면 달라지는 선택 — AAM의 형상 공간
AAM은 같은 에너지 버짓 위에 세 가지 요구가 더 추가된다.
① 고장 후에도 안전하게 내려야 한다. 무인기는 고장 나면 추락해도 지상 위험 평가를 통과하는 범위에서 용인되지만(8.6), 사람이 탄 기체는 단일 고장 뒤에도 비행을 이어 가거나 안전하게 착륙해야 한다. 유럽 항공안전청(EASA)의 SC-VTOL은 사람을 태워 인구 밀집 지역 위를 나는 Enhanced 범주에 고장 후 비행 계속과 착륙(continued safe flight and landing)을 요구하는 구조다(세부 확인 필요, 17.14). 이 요구가 추진기를 늘리는 쪽으로 형상을 민다. 로터가 많을수록 하나를 잃어도 남은 로터로 추력과 모멘트를 맞출 여지가 커진다. 평면 배치 로터의 하나 상실 뒤 유지 가능한 최대 추력은 1.7.5에서 계산했다. 롤·피치·요를 모두 유지하는 조건에서 여섯 개 로터는 약 67 %, 여덟 개는 약 71 %, 쿼드콥터는 0 %다.
② 소음을 견뎌야 한다. 도심 소음은 깃끝 속도와 디스크 하중에 민감하다(1.31). 로터를 키우면 디스크 하중이 낮아지고 같은 추력을 낮은 깃끝 속도로 낼 수 있다. 그러나 큰 로터는 기체를 키우고, 키운 기체는 버티포트와 인증 요건에 부딪힌다.
③ 호버가 짧고 순항이 길어야 경제성이 선다. 도심 노선에서 호버는 이착륙 구간 몇 분이고 나머지는 순항이다. 앞 절의 계산대로라면 호버 비중이 낮은 임무는 순항 효율이 높은 형상이 유리하다. 다만 사람이 타는 기체는 DL이 수백 N/m²까지 높아져(1.6.4의 사다리) 무게당 호버 동력이 크므로, 호버 시간을 분 단위로 아끼는 것이 설계의 일부가 된다.
AAM의 세 계열을 요약한다. 상세한 형상별 트레이드는 15.3이 다룬다.
| 계열 | 대표 | 강점 | 약점 |
|---|---|---|---|
| 멀티콥터형(날개 없음) | EHang EH216-S, Volocopter VoloCity | 기구 단순, 고장 허용이 쉬움, 천이 없음 | 항속이 짧음(도심 단거리), 순항 효율이 낮음 |
| 결합형 | Beta ALIA-250 | 호버 로터와 순항 추진기가 따로라 각각 최적화, 천이가 상대적으로 단순 | 순항 중 멈춘 로터의 질량·항력, 추진기 수가 많음 |
| 전환형 | Joby S4 | 추진기 수가 적고 순항 효율이 높음 | 기울임 기구의 고장 모드, 천이 비행제어와 인증 난이도 |
1.6.7 설계 트레이드오프 — 수직 이착륙과 장거리를 함께 요구할 때
호버가 필요하고 순항 거리도 긴 임무(수십~수백 km의 배송·측량·정찰, 그리고 AAM 노선)에서 선택지는 크게 셋이다.
① 멀티콥터를 그대로 사용한다. 기구와 제어가 가장 단순하고 값이 싸다. 호버 효율이 높고 이착륙이 쉽다. 그러나 순항 $\Lambda$가 낮아 항속이 막힌다. 소형 촬영·점검·근거리 배송 시장이 이 선택의 주인이다. 대형화하면 로터 응답이 느려지는 벽이 있다(1.7.6).
② 결합형으로 간다. 호버 로터와 순항 추진기를 따로 둔다. 각각 한 가지 일에 맞게 최적화할 수 있고 천이가 단순하다. 대가로 멈춘 로터의 질량과 항력, 추진기 수의 증가가 따른다. 소형 측량 드론과 일부 eVTOL 개발사가 이 길을 택했다(1.11).
③ 전환형으로 간다. 추진기 하나가 호버와 순항을 모두 한다. 추진기 수와 정지 로터의 질량이 사라져 효율이 오르지만, 기울임 기구와 천이 비행제어, 프롭로터 특유의 공탄성 문제를 감수한다(1.12·2.3). 군용 V-22의 계보와 소형 테일시터, 일부 eVTOL이 이 길이다.
견해: 호버 비중이 낮은 노선에서는 ②와 ③이 에너지로 앞서지만, 선택을 결정하는 변수는 에너지보다 인증 경로와 제조 가능성이라고 본다. 근거는 두 가지다. 첫째, 1.6.5의 모형에서 결합형과 전환형의 임무 능력 차이는 가정에 따라 수십 퍼센트 안팎에서 뒤집히지만, 기울임 기구가 만드는 고장 모드의 수는 가정과 무관하게 늘어난다. 둘째, 0.5에서 본 틸트로터의 반세기 이력은 기계 복잡도가 개발 일정에 미치는 영향을 보여 준다. 반대 입장도 있다. 전환형 개발사들은 전기 추진과 디지털 비행제어가 과거의 기구·제어 난점을 풀었다고 주장한다. 어느 쪽이 맞는지는 형식증명 결과가 쌓여야 판단할 수 있다.
형상별 장단점을 한 표로 모으면 다음과 같다. 평가는 저자의 정성 판단이며 상대 비교다.
| 형상 | 호버 효율 | 순항 효율 | 천이 복잡도 | 기계 복잡도 | 대표 고장 모드 | 호버 소음 | 인증 난이도 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 멀티콥터 | 높음 | 낮음 | 없음 | 낮음 | 로터·전동기 상실 | 높음(로터 다수) | 중간(분산 추진 해석) |
| 헬리콥터형 | 중간 | 중간 | 없음 | 높음(로터 헤드) | 반토크 상실, 로터 헤드 고장 | 중간 | 높음(회전익 감항 기준) |
| 고정익 | 호버 불가 | 높음 | 없음 | 낮음 | 추진 상실 시 활공 | 낮음 | 낮음~중간 |
| 결합형 | 중간 | 높음 | 낮음 | 중간 | 호버 로터 상실, 정지 로터 고착 | 중간 | 중간 |
| 전환형 | 중간~낮음 | 높음 | 높음 | 높음 | 기울임 기구 고착, 천이 중 고장 | 중간(순항 시 낮음) | 높음 |
질문으로 후보를 좁히는 순서를 그림으로 정리했다. 정답을 주는 그림이 아니라 후보를 줄이는 출발점이다. 비용·정비·규제는 이 질문에 들어 있지 않다.
1.6.8 세 축 비교
같은 형상이 세 축에서 어떻게 다르게 선택되는지 정리한다. 칸마다 전형적인 경우이며 예외가 있다.
| 항목 | 군용 드론 | 민간 UAS | AAM |
|---|---|---|---|
| 형상 선택을 지배하는 요구 | 발진·회수 간편성, 시그니처, 야전 정비, 소모 단가 | 단가, 허가 용이성, 운용 편의 | 고장 허용, 소음, 인증 일정, 탑승 안전 |
| 선호 형상 | 소형은 멀티콥터와 고정익, 장거리는 고정익과 하이브리드 VTOL, 함상은 헬리콥터형 | 멀티콥터가 다수, 측량·점검은 하이브리드 VTOL과 고정익 | 멀티콥터형·결합형·전환형이 병존, 형상 수렴은 미정 |
| 호버 비중 | 임무에 따라 큼(전개)에서 작음(장거리 감시)까지 | 큼(촬영·점검)에서 작음(측량·배송)까지 | 작음(이착륙 구간 중심) |
| 고장 시 허용 | 일정 손실 감수, 소모성 설계 | 지상 제3자 위험을 운용 조건으로 낮춤 | 단일 고장 뒤 안전 착륙 요구 |
| 소음 | 음향 시그니처로서 중요(5.6) | 지역 민원과 규제(1.31) | 소음 인증과 수용성의 핵심(20.11·21.10) |
| 발진·회수 | 야전·함상 장비와 연계됨(1.10·10.12) | 이착륙 장소 제약이 작은 형상 선호 | 버티포트(15.8) |
| 형상 선택의 속도 | 요구가 급하면 상용 부품으로 빠르게 | 시장 반응에 따라 세대 교체가 빠름 | 인증 때문에 형상을 한번 고르면 길게 감 |
1.6.9 관련 규격·프로토콜
형상은 규격으로 분류와 정의에 먼저 나타난다. 같은 기체가 어떤 이름으로 불리는지가 적용 규칙을 정한다.
| 문서 | 발행 | 무엇을 정하나 | 상세 장 |
|---|---|---|---|
| 14 CFR 1.1 (동력양력 정의) | 미국 FAA | 수직이착륙·저속에서 엔진 구동 양력 장치나 추력에 의존하고 수평 비행에서 회전하지 않는 날개에 의존하는 항공기를 동력양력으로 정의 | 17.7 |
| 14 CFR Part 23·25(비행기), Part 27·29(회전익) | 미국 FAA | 형상 계열별 감항 기준의 골격. eVTOL은 21.17(b) 특수 등급으로 기준을 따로 정한다 | 17.7·20.5 |
| SC-VTOL | EASA | 소형 수직이착륙기의 특별조건. Basic·Enhanced 범주와 증명 수단 | 17.14 |
ICAO 부속서 1 동력양력 정의 (확인 필요) | ICAO | 국제 면허 체계에서 동력양력의 정의 | 17.2 |
STANAG 4671·4702·4703 (확인 필요) | NATO | 군용 무인기 감항 요건(고정익·회전익·경량). 형상별로 문서가 달라진다 | 12.3 |
MAVLink MAV_TYPE 열거형 | MAVLink 프로젝트 | 오토파일럿이 기체 형상을 구분하는 목록(쿼드로터·헥사로터·헬리콥터·고정익·VTOL 계열) | 9.5·9.6 |
ASTM F3298 (확인 필요) | ASTM International | 경량 UAS의 설계·제작·검증 요구 | 9.1 |
1.6.10 관련 규제·인증 요구와의 연결
형상은 기술 선택이지만 그 선택이 어느 규제 범주에 들어가는가를 정한다.
- 법적 범주. 미국은 형상에 따라 비행기·회전익·동력양력으로 나눈다(17.7). 멀티콥터형 eVTOL(날개 없음)이 동력양력의 "수평 비행에서 회전하지 않는 날개" 요건에 맞는지는 별도의 문제다(0.2.11, 확인 필요). 한국은 무인동력비행장치를 무인비행기·무인헬리콥터·무인멀티콥터·무인수직이착륙기로 나눈다(0.2.5, 18.3).
- 인증 기준. 형상이 새로우면 기존 기준에 없어서 특별조건과 이슈페이퍼로 기준을 새로 세운다(20.5). 전환형은 틸트 기구와 천이가 별도의 입증 대상이 된다(20.6).
- 고장 허용과 안전성 평가. 분산 추진의 고장 영향은 안전성 평가에서 정량화한다(8.4). 고장 허용 설계의 구조는 2.5이 맡는다.
- 소음. 형상과 깃끝 속도가 소음을 정하고, 소음은 환경 인증 대상이다(20.11). 지역 수용성은 21.10가 다룬다.
- 사람 위 운용. 형상별 추락 거동은 지상 충돌 위험 모델의 입력이다(8.6·14.18).
- 천이 비행. 결합형·전환형의 천이 제어와 단순화 조종은 2.3가 다룬다.
1.6.11 함정과 한계
| 오해 | 실제 | 더 볼 곳 |
|---|---|---|
| 로터가 많을수록 호버 효율이 좋다 | 같은 외곽 크기에서는 로터를 늘리면 로터 지름이 줄어 디스크 면적이 줄어들 수 있다. 로터 수가 주는 것은 효율이 아니라 다중화다 | 1.7.4 |
| 결합형이 멀티콥터보다 항상 효율적이다 | 호버 비중이 큰 임무(위 임무 B)에서는 정지 로터 질량 때문에 불리하다 | 1.6.5, 1.11 |
| $L/D$가 크면 항속이 그만큼 길다 | 항속은 $L/D$만이 아니라 추진 효율, 보조 전력, 배터리 질량 분율을 곱한 $\Lambda$로 정해진다 | 1.9, 1.26 |
| 제원표의 체공·항속을 형상끼리 비교하면 우열이 나온다 | 탑재량·고도·예비 에너지·속도 조건이 제각각이다. 공개 주장치는 조건을 확인하고 비교한다 | 24.1 |
| 디스크 하중이 낮으면 반드시 호버가 좋다 | 성능지수와 효율, 크기에 따른 저 레이놀즈수 손실이 같이 작용한다 | 1.2 |
| eVTOL 형상 논쟁에는 정답이 있다 | 임무·인증·제조 가정에 따라 최적이 바뀐다. 정답은 형식증명과 운항 실적이 쌓이면서 드러난다 | 15.3 |
| 이 장의 직선 그래프가 실제 기체의 성능이다 | 설명용 모형이다. 상승·천이·예비·바람을 뺐고 가정 값이 단일 점이다 | 1.6.5 |
미해결. 상용 형상이 하나로 수렴할지, 임무별로 계속 분기할지는 알려져 있지 않다. 호버 소음과 높은 디스크 하중 사이의 절충, 그리고 천이 구간 고장의 입증 방법도 아직 열려 있다.
1.6.12 체크포인트·연구 질문
체크포인트
- 형상을 구분하는 네 축을 말하고, 결합형과 전환형이 어느 축에서 구분되는지 설명할 수 있는가.
- $\Pi_h t_h + d/\Lambda \le \varepsilon_b$의 각 항이 무엇이며, 양변에서 질량이 사라지는 이유는 무엇인가.
- 호버 에너지 비중이 높은 임무와 낮은 임무에서 유리한 형상이 왜 반대가 되는가.
- 사람이 타는 기체에서 단일 고장 허용 요구가 형상을 어느 방향으로 미는가.
- 이 장의 에너지 모형이 빼 놓은 요소 세 가지를 말할 수 있는가.
연구 질문(25.7에 모은다)
- 같은 임무에서 결합형과 전환형의 실측 에너지 소비 차이는 공개 시험 자료로 어디까지 좁혀졌는가.
- 소형 로터의 성능지수와 전동기 효율의 실측 분포(크기별)는 모형의 $\mathrm{FM}\,\eta_d$ 가정을 얼마나 지지하는가.
- 단일 고장 허용 요구가 AAM의 로터 수·질량·소음 사이의 최적점을 어떻게 옮기는가.
- 형상을 인증 범주(비행기·회전익·동력양력)에 일관되게 대응시키는 분류 체계가 가능한가.
1차 출처(이 장)
- J. Gordon Leishman, Principles of Helicopter Aerodynamics (Cambridge University Press) — 운동량 이론과 호버 성능.
- Wayne Johnson, Helicopter Theory (Princeton University Press, Dover 재간) — 회전익 성능 일반.
- Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach (AIAA) — 개념 설계의 형상 선택과 사이징.
- John D. Anderson Jr., Aircraft Performance and Design (McGraw-Hill) — 항속·체공과 항력 극선.
- 14 CFR 1.1(동력양력 정의) — 연방규정집(eCFR) 공식 사이트.
- EASA, SC-VTOL(소형 VTOL 항공기 특별조건) — EASA 공식 사이트(판 기호는
(확인 필요)). - 제조사 공개 자료(EHang, Joby, Beta Technologies, Yamaha, Schiebel, Northrop Grumman, Kaman, Wingtra, Shield AI)와 미 공군·해군 공개 기체 정보 — 제원은
(공개 주장치)이며 판·시점에 따라 다르다.
다음 장: 1.7 멀티콥터 — 쿼드·헥사·옥토·동축 구성, 동역학, 고장 허용, 성능 한계. 이 장의 지도에서 가장 왼쪽에 있는 호버형 가족을 깊게 본다. 제어 할당 행렬이 어떻게 생겼는지, 로터를 잃으면 무엇이 남는지, 배터리를 늘려도 체공이 왜 한계에 닿는지를 계산으로 따라간다.