제1부 비행체 기술 기반
1.8 무인 헬리콥터와 동축 로터
1.8.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자
헬리콥터는 가장 오래된 수직이착륙기이고, 무인기에서는 탑재량·체공·함상 운용이 중요한 곳에서 지금도 사용된다. 소형 멀티콥터가 시장을 휩쓴 뒤에도 헬리콥터형이 남은 이유는 큰 로터 하나의 낮은 디스크 하중, 깃의 각도를 바꿔 추력을 조절하는 가변 피치, 연료 엔진의 높은 비에너지가 한데 모이기 때문이다. 대가는 기계의 복잡함, 진동, 정비 부담이다. 이 장은 그 장단이 구성(단일·동축·탠덤·교차)과 로터 헤드에서 어떻게 나오는지, 공개 사례와 계산으로 따라간다.
배우는 것:
- 구성의 계통 — 단일 로터와 꼬리 로터, 동축 반전, 탠덤, 교차(맞물림) 로터, 꼬리 로터가 없는 방식이 반토크를 어떻게 처리하는가.
- 로터 헤드 — 스와시플레이트가 콜렉티브와 사이클릭 입력을 깃 피치로 바꾸는 경로, 플래핑·리드래그 힌지의 역할.
- 반토크의 비용 — 꼬리 로터가 호버 동력의 몇 퍼센트를 사용하는지 계산한다.
- 동축 간섭 — 간섭 손실의 개념과 근사 범위, 같은 지름과 같은 전체 길이에서 동축이 유리해지는 조건.
- 공개 사례 — Yamaha RMAX, Schiebel Camcopter S-100, Northrop Grumman MQ-8, Kaman K-MAX, 한국 사례의 확인된 범위.
- 운용과 안전 — 농업용·측량용·함상용, 유인기 개조와의 경계, 로터의 저장 에너지.
선수 지식: 1.6(호버 비용과 순항 비용), 1.7(멀티콥터 — 특히 1.7.6의 대형화의 벽). 호버 동력 이론은 1.2에서 결과 식만 가져온다.
특히 중요한 독자: 군 함상·전술 운용을 보는 정책 담당자와 엔지니어, 농업·측량 사업 담당자, 유인기 개조의 인증을 보는 담당자(1.16과 이어진다). 진동과 정비 부담이 사업의 경제성을 정한다는 점은 사업 독자에게 중요하다.
기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월 기준이며 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. 기체 제원은 제조사·정부 공개 자료의
(공개 주장치)이고, 자료마다 다른 값은 범위로 적었다. 한 가지는 일부러 단정하지 않았다. Camcopter S-100의 반토크 방식은 확인한 자료마다 서술이 달라 구성을 적지 않았다. 계산(RMAX급 호버 동력, 동축 대 단일)은 원리로 구한 설명용 값이며 가정은 표로 밝혔다. 동축 간섭 계수의 값은(확인 필요)로 표시했다.
1.8.2 개념과 직관 — 헬리콥터형이 무인기에 주는 것
헬리콥터형은 큰 로터 하나(또는 둘)로 무게 전부를 지지하고, 깃의 각도로 추력과 기울기를 조절한다. 멀티콥터가 로터마다 회전수로 추력을 바꾸는 것과 근본적으로 다르다. 이 차이에서 장단이 나온다.
장점
- 낮은 디스크 하중. 로터가 크면 디스크 하중이 낮아 무게당 호버 동력이 작다(1.6.4). RMAX급 단일 로터의 디스크 하중은 약 121 N/m²로 2 kg 쿼드콥터(97 N/m²)와 같은 규모이고, 로터가 커서 성능지수는 더 높다(1.2).
- 가변 피치. 회전수를 일정하게 두고 깃 각도를 바꿔 추력을 조절하므로 응답이 빠르고, 대형화해도 로터 관성의 벽(1.7.6)에 막히지 않는다.
- 연료 에너지. 휘발유·중질유·터빈 연료는 배터리보다 비에너지가 크고, 무게당 체공이 길다(1.20). 순수 전기 멀티콥터가 배터리 질량의 벽(1.7.7.2)에 부딪히는 임무에서 헬리콥터형이 남는다.
- 좁은 곳의 이착륙. 함정 갑판이나 좁은 야전에서 발진·회수 장비 없이 뜨고 내린다(2.7).
단점
- 기계 복잡도. 로터 헤드·변속기·꼬리 로터(또는 두 번째 로터)가 모두 회전 부품이어서 정비 부담이 크다.
- 진동. 로터가 만드는 주기적 하중이 기체와 센서에 전달된다. 진동의 원인과 설계는 1.29, 상태 감시는 2.12가 다룬다.
- 고정익보다 느린 순항. 전진하는 깃의 속도 한계와 후퇴하는 깃의 실속 때문에 순항 속도가 제한된다(0.5.2).
- 소형의 단가. 소형 전기 멀티콥터보다 부품이 비싸고 정비 숙련도를 더 요구한다.
세 축에서의 자리는 이렇다. 군용에서는 함상 정찰(10.12)·전술 정찰·외부 하중 수송(10.14)에 사용된다. 민간에서는 농업 방제·무거운 탑재체의 측량·외부 하중 작업이 대표적이다. AAM에서는 유인 헬리콥터가 선행 형상이었고(0.5.7), 전기 eVTOL은 소음·기계 복잡도·정비 부담을 피하려고 헬리콥터형 대신 분산 추진 형상을 택했다. 헬리콥터형 eVTOL은 드물다(15.3).
1.8.3 구성과 반토크 — 토크를 어디서 상쇄하나
로터가 돌면 기체는 반대 방향의 반작용 토크를 받는다. 단일 로터 헬리콥터는 그 토크를 꼬리 로터의 옆 추력으로 맞춘다. 로터를 둘로 나누면 서로의 토크를 상쇄할 수 있어 꼬리 로터가 필요 없다.
| 구성 | 반토크 처리 | 요 제어 | 대표 기체 | 강점 | 약점 |
|---|---|---|---|---|---|
| 단일 주로터와 꼬리 로터 | 꼬리 로터의 옆 추력 | 꼬리 로터 피치 | Yamaha RMAX, MQ-8C(Bell 407 기반) | 기구 단순, 큰 로터 하나의 효율 | 꼬리 로터의 충돌 위험·소음, 꼬리 로터 상실 시 요 상실 |
| 동축 반전 | 위·아래 로터 토크가 서로 상쇄 | 상·하 로터 토크의 차(차동 콜렉티브) | Kamov Ka-32(유인), 무인은 Ka-137 구상 (확인 필요) | 꼬리 붐이 없어 짧고 작음 | 허브가 이중이라 복잡, 로터 간 충돌 위험, 간섭 손실 |
| 탠덤 | 앞·뒤 로터가 반대로 돌아 상쇄 | 앞뒤 로터를 좌우로 다르게 기울임 | CH-47(유인) | 무게중심 허용 범위가 넓음, 큰 화물 | 기체가 길고 소형 무인 사례가 드묾 |
| 교차(맞물림) | 바깥으로 기운 두 마스트의 로터가 맞물려 반대로 돎 | 두 로터의 기울임·피치 차이 | Kaman K-MAX(무인형 포함) | 꼬리 동력이 없고 외부 하중 작업에 유리 | 두 로터를 동기시키는 기어, 깃 간격 관리 |
| 꼬리 로터 없는 방식(NOTAR 등) | 꼬리 기둥의 슬롯에서 공기를 내뿜는 코안다 효과와 방향 제트 | 방향 제트 | 일부 유인 헬리콥터 (확인 필요) | 꼬리 로터가 없어 안전·소음이 좋음 | 무게와 복잡도, 무인 소형 사례는 드묾 |
꼬리 로터는 동력을 얼마나 소비하나. 단일 로터 헬리콥터에서 반토크의 비용을 RMAX급 기체로 계산해 본다. 공개 제원은 로터 지름 3.115 m, 꼬리 로터 지름 0.545 m, 최대이륙중량 약 94 kg이다. 꼬리 로터의 거리와 성능지수, 깃끝 속도는 공개 값을 확인하지 못해 가정했다.
| 항목 | 값 | 비고 |
|---|---|---|
| 이륙 질량 | 94 kg | 공개 주장치 |
| 주로터 지름, 면적 | 3.115 m, 7.62 m² | 공개 주장치(지름) |
| 꼬리 로터 지름, 면적 | 0.545 m, 0.233 m² | 공개 주장치(지름) |
| 주로터 성능지수 | 0.65 | 가정 |
| 깃끝 속도 | 140 m/s | 가정(회전수 약 860 rpm) |
| 꼬리 로터 거리 | 1.9 m | 가정 |
| 꼬리 로터 성능지수 | 0.5 | 가정(소형 꼬리 로터) |
계산 순서는 다음과 같다. 무게 $W=922.1$ N, 디스크 하중 121 N/m², 호버 유도속도 7.03 m/s, 이상 동력 $W v_h = 6.48$ kW, 성능지수 0.65로 주로터 축 동력 9.97 kW이다. 각속도 $\Omega = 140/1.5575 = 89.9$ rad/s이므로 반토크는 $Q = P/\Omega = 111$ N·m이다. 꼬리 로터 추력은 $T_{tr} = Q/l_t = 58$ N으로 무게의 6.3 %이고, 이를 내는 데 $P_{tr} = T_{tr}^{3/2}\big/\big(\sqrt{2\rho A_{tr}}\,\mathrm{FM}_{tr}\big) = 1.18$ kW가 든다. 꼬리 로터가 주로터 동력의 약 12 %, 전체의 약 11 %를 사용한다. 일반 헬리콥터의 꼬리 로터가 호버 동력의 10 % 안팎을 사용한다는 알려진 경험값과 같은 규모다(확인 필요). 이 동력은 양력에 한 푼도 보태지 못한다. 동축·탠덤·교차 로터가 이 몫을 양력으로 돌린다는 점이 이들의 출발점이다.
1.8.4 로터 헤드 — 스와시플레이트와 힌지
헬리콥터는 조종 입력 둘로 추력과 기울기를 모두 만든다.
- 콜렉티브(집합 피치). 모든 깃의 피치를 같은 양만큼 바꿔 총추력을 조절한다. 로터의 상승·하강이 이 입력이다.
- 사이클릭(주기 피치). 깃이 한 바퀴 도는 동안 피치를 주기적으로 바꿔 로터 원판을 기울인다. 추력의 방향이 기울어 앞뒤·좌우로 움직인다.
이 두 입력을 한 장치로 깃에 전달하는 것이 스와시플레이트다. 서보가 아래의 고정 판을 올리거나 기울이면, 위의 회전 판이 같이 움직이며 피치 링크를 밀고 당겨 깃의 피치를 바꾼다. 판 전체를 올리면 콜렉티브, 판을 기울이면 사이클릭이다.
깃은 허브에 힌지로 매달리는 방식이 전통적이다. 앞으로 나아갈 때 전진하는 깃은 양력이 크고 후퇴하는 깃은 작아 로터 원판이 좌우로 불균형해지는데, 깃이 플래핑 힌지로 위아래로 흔들려 이를 줄여 준다. 깃이 위로 올라가면 회전 반지름이 줄어 각운동량 보존으로 앞뒤로 쏠리는데, 이를 리드래그 힌지가 풀어 준다. 이런 힌지가 있는 헤드를 관절형이라 한다.
| 로터 헤드 | 깃의 지지 | 특징 |
|---|---|---|
| 관절형(플래핑·리드래그·피치 힌지) | 힌지 세 개로 매달림 | 허브 응력이 작고 오랜 설계 경험. 부품이 많아 정비 부담이 큼 |
| 시소형(teetering) | 두 장의 깃이 하나로 묶여 시소처럼 움직임 | 기구가 단순해 소형 헬리콥터에 흔함 |
| 무힌지·무베어링 | 깃 뿌리의 탄성 변형이 힌지를 대신함 | 부품이 적고 조종 응답이 빠르지만 허브 하중과 진동이 큼 |
무인기에서 헤드의 선택은 정비 부담과 신뢰성이 지배한다. 부품이 적을수록 정비 간격이 늘지만 하중이 허브로 몰려 진동과 구조 설계의 문제가 된다. 진동·공탄성의 상세는 1.29가 맡는다.
1.8.5 동축 간섭과 호버 효율
동축 로터는 두 로터가 한 마스트에 위아래로 적층되어 반대로 돈다. 아래 로터는 위 로터가 만든 후류 속에서 일한다. 그래서 같은 추력을 내는 데 단일 로터보다 동력이 더 든다. 이 추가분을 간섭 동력 계수 $\kappa_{\mathrm{int}}$ 로 나타낸다. 동축 로터의 호버 동력은 같은 총추력·같은 디스크 면적의 단일 로터 동력의 $\kappa_{\mathrm{int}}$배이다.
문헌에서 호버 동축 로터의 $\kappa_{\mathrm{int}}$는 대체로 1.1~1.3 범위로 보고된다(예: Leishman과 Syal의 2008년 연구 등, 정확한 값과 조건은 확인 필요). 로터 간격이 클수록 간섭이 줄어든다는 보고도 있다. 이 장은 대표 가정값으로 1.16을 사용한다. 전산유체해석 연구도 이 효과를 보여 준다. NASA Ames의 Yoon 등(2017)은 쿼드콥터 로터 아래에 네 개를 더해 동축으로 만들면 총추력이 두 배가 아니라 66 % 늘고, 두 로터의 토크를 맞추면 82 %까지 늘어난다고 계산했다(조건은 논문 참조, 확인 필요).
같은 지름과 같은 전체 길이는 다른 비교다. 로터 지름이 같으면 동축은 간섭 손실만큼 불리하다. 그러나 헬리콥터의 전체 길이에는 꼬리 붐이 들어간다. RMAX의 전체 길이 3.63 m는 로터 지름 3.115 m의 1.165배다. 같은 전체 길이(함정 격납고, 운송 상자, 이착륙장 크기)를 유지해야 한다면 동축은 꼬리 붐 없이 로터를 그 길이까지 키울 수 있다. 호버 동력은 지름에 반비례하므로 로터를 키운 만큼 동력이 줄어든다.
단일 로터(꼬리 로터 동력비 $f=0.118$)와 동축을 같은 총추력에서 비교하면 호버 동력비는 다음과 같다.
$$ \frac{P_{\text{coax}}}{P_{\text{single}}}=\frac{\kappa_{\mathrm{int}}}{1+f}\cdot\frac{D_s}{D_c}=\frac{\kappa_{\mathrm{int}}}{1+f}\cdot\frac{1}{r},\qquad r=\frac{D_c}{D_s} $$
| 기호 | 뜻 | 값 |
|---|---|---|
| $\kappa_{\mathrm{int}}$ | 동축 간섭 동력 계수 | 1.1~1.3 (확인 필요), 가정 1.16 |
| $f$ | 꼬리 로터 동력 ÷ 주로터 동력 | 0.118(1.8.3 계산) |
| $r$ | 동축 로터 지름 ÷ 단일 로터 지름 | 같은 지름 1.0, 같은 전체 길이 약 1.17 |
$r=1$, $\kappa_{\mathrm{int}}=1.16$이면 동축의 동력이 단일의 1.037배로 4 % 불리하다. 손익분기 계수는 $1+f = 1.118$이다. 같은 전체 길이($r=1.165$)에서는 0.89배로 11 % 유리하고, 손익분기 계수가 1.30으로 올라가 문헌의 거의 전 범위에서 동축이 앞선다. 결론은 단순하다. 동축의 이점은 효율이 아니라 외곽 크기의 제약에서 나온다. 격납 공간이 정해진 함상 무인기에서 동축이나 교차 로터가 눈길을 끄는 이유다.
1.8.6 공개 사례
사례는 모두 공개 자료의 (공개 주장치)이며, 같은 항목도 자료마다 값이 다른 경우가 있어 범위를 적었다.
| 기체 | 구성 | 제원(공개 주장치) | 용도와 이력 |
|---|---|---|---|
| Yamaha RMAX | 단일 주로터와 꼬리 로터, 2행정 엔진(약 0.25 L) | 로터 지름 3.115 m, 자체중량 64 kg, 최대 이륙 약 94~95 kg, 탑재 28~31 kg, 체공 약 1시간 | 1990년대 R-50에서 발전해 일본의 농업 방제용으로 사용되었다. 2000년 우스산 화산 관측, 2011년 후쿠시마 방사선 감시에 사용되었다. 2015년 미국 FAA가 운용을 승인했다(자료마다 표현이 다름, 확인 필요) |
| Schiebel Camcopter S-100 | 구성은 이 책에서 단정하지 않음 | 최대 이륙 200 kg, 탑재 50 kg, 체공 6시간(외부 연료로 10시간 이상 확장, 자료마다 5~10시간), 상승 한도 약 5,500 m | 2000년대 중반 도입, 아랍에미리트 육군이 첫 고객. 프랑스·이탈리아·호주 해군 등이 함상 시험·계약 (확인 필요) |
| Northrop Grumman MQ-8C Fire Scout | Bell 407 기체 기반의 단일 주로터 | 최대 이륙 약 6,000 lb(약 2.7 t), 체공 약 12시간(해군, 표준일·탑재 300 lb), 로터 지름 10.7~11.2 m(자료마다 다름) | 미 해군 함정 탑재 정찰·감시 |
| Kaman K-MAX | 교차 로터(두 로터 각 지름 14.73 m) | 자체중량 약 2,334 kg, 외부 하중 약 2.7 t(해면, 고온), 무인형은 선택 유인 | 미 해병대가 2011년 12월 아프가니스탄에서 전투 지역 첫 무인 화물 수송을 했다. 2014년 5월 두 기가 귀환했다. 2013년 6월 한 기가 추락했다(원인은 공개 자료로 확정하지 못했다, 확인 필요) |
| 대한항공 KUS-VH | MD 500 유인 헬기를 무인으로 개조 | 개발 목적은 임무 탑재체 운반, 구체 제원은 확인하지 못함 | 2015년 ADEX에서 공개, 2019년 7월 말 한국항공우주연구원 고흥 항공센터에서 약 30분 첫 비행(보도, 확인 필요) |
K-MAX는 2013년 6월 5일 보급품을 내리려 접근하던 중 한 기가 추락했다. 공개 자료에서 확인한 것은 여기까지이고, 원인을 어떻게 결론 냈는지는 확인하지 못했다(확인 필요). 원인을 단정하지 않는 것은 외부 하중이 기체의 동역학을 바꾸는 경로가 여럿이어서 하나로 귀속하기 어렵기 때문이다. 외부 하중을 단 로터 항공기의 동역학은 2.4에서 다룬다.
사례의 성격이 둘로 구분된다. RMAX와 S-100은 처음부터 무인으로 설계된 기체이고, MQ-8C와 KUS-VH는 유인 기체를 개조했다. 개조는 기존 기체의 설계·인증 기반을 빌려 개발 기간을 줄이지만, 유인 기체의 무게·비용·안전 장치를 그대로 안고 간다. 반대로 처음부터 무인으로 설계하면 최적화할 수 있지만 새 인증이 필요하다. 유인기 무인화의 인증과 사업은 1.16이 다룬다. 제품 비교는 24.6과 24.16에 있다.
1.8.7 운용과 안전
1.8.7.1 농업용·측량용·함상용
- 농업 방제. 일본에서 RMAX 계열이 방제에 먼저 사용되었고, 이후 배터리 멀티콥터가 시장을 넓혔다. 현재 두 형상의 비중은 지역마다 다르다(확인 필요). 무인 헬리콥터는 연료 엔진 덕분에 1시간 안팎 연속 비행이 가능하지만 정비 부담이 크고, 멀티콥터는 단가·정비·조종 편의에서 앞서 소규모 농지에서 우세하다(14.3·24.16).
- 측량·점검. 무거운 탑재체를 오래 싣고 좁은 곳에서 이착륙해야 할 때 소형 무인 헬리콥터가 사용되는 사례가 있다(확인 필요, 14.9).
- 함상 운용. 헬리콥터형은 갑판에서 발진·회수 장비 없이 뜨고 내린다. 함정의 격납 공간이 제한적이어서 동축·교차 로터가 눈길을 끈다. 착함 제어는 2.7가 맡는다(10.12).
- 외부 하중 수송. K-MAX 사례처럼 고립된 전방 거점의 보급에 사용된다(10.14).
1.8.7.2 진동과 정비 부담
무인 헬리콥터의 경제성은 정비 간격이 정한다. 로터 헤드·변속기·꼬리 로터가 모두 시간과 사이클로 수명이 정해지는 부품이다. 진동이 크면 센서와 오토파일럿이 오작동하고 구조가 피로를 입는다(1.29). 상태 기반 정비는 2.12, 신뢰성·종합군수지원은 8.21이 다룬다. 정비 간격의 구체 수치는 기체마다 달라 이 장에서는 작성하지 않는다.
1.8.7.3 로터의 충돌 에너지
헬리콥터형의 안전 문제는 로터가 저장한 에너지로 요약된다. 회전 부품의 운동에너지는 $E=\tfrac12 I\Omega^2$이다. 깃을 길이 $R$인 균일한 막대로 보면 회전 관성은 $I = n_b m_b R^2/3$이다. RMAX급 주로터를 깃 두 장, 한 장 3 kg(가정)으로 잡으면 $I=2\times 3\times 1.5575^2/3 = 4.85$ kg·m²이고, 각속도 89.9 rad/s에서 회전 에너지는 다음과 같다.
| 기체 | 회전 에너지 | 비교 |
|---|---|---|
| 2 kg 쿼드콥터 로터 하나(지름 0.254 m, 6,432 rpm — 1.7.6·1.7.7.1) | 16 J | 네 개 합 63 J |
| RMAX급 주로터(가정) | 19.6 kJ | 위의 약 310배. 질량 1톤의 자동차가 시속 약 23 km로 달릴 때의 운동에너지 |
깃끝 속도 140 m/s는 음속의 약 0.41배다. 깃이 장애물에 닿으면 부러진 조각이 높은 속도로 멀리 날아간다. 이 때문에 헬리콥터형은 사람 위 비행과 군중 근처 운용에서 멀티콥터보다 불리한 경우가 많다(1.30·14.18). 보호 장치(프로펠러 가드)를 달기도 어려워 운용 거리 확보와 구역 통제로 위험을 다룬다.
1.8.8 설계 트레이드오프
무거운 탑재체를 싣고 오래 나는 수직이착륙 임무(방제·함상 정찰·외부 하중)에서 선택지는 크게 셋이다.
① 단일 로터와 꼬리 로터. 기구가 가장 단순하고 큰 로터 하나로 호버 효율이 높다. 정비 지식과 부품 공급이 오래 쌓였다. 대가는 꼬리 로터가 호버 동력의 10 % 안팎을 사용하고, 꼬리 로터가 고장 나면 요 제어를 잃는다는 점이다. 처음부터 무인으로 만든 소형 기체(RMAX 계열)와 유인 기체 개조(MQ-8C, KUS-VH)가 이 길이다.
② 동축 반전. 꼬리 붐이 없어 외곽이 작고 꼬리 로터 충돌 위험이 없다. 같은 전체 길이를 유지해야 할 때 이점이 크다(1.8.5). 대가는 이중 허브의 복잡함, 로터 간 충돌 위험, 지름이 같을 때의 간섭 손실이다.
③ 교차(맞물림) 로터. 꼬리 동력 없이 두 로터가 모두 양력을 낸다. 외부 하중 작업에 이점이 있어 K-MAX가 택했다. 대가는 두 로터를 동기시키는 기어와 깃 간격 관리다.
견해: 이 비교에서 판을 결정하는 것은 호버 효율의 몇 퍼센트가 아니라 격납·운송 제약과 정비 체계라고 본다. 근거는 계산이다. 같은 지름의 비교는 간섭 계수의 불확실한 범위(1.1~1.3) 안에서 부호가 바뀐다(동축이 2 % 유리에서 16 % 불리까지). 같은 전체 길이의 비교는 이 범위 전체에서 동축이 유리하다(2~16 %). 격납 공간이 제약이면 동축·교차가 꼬리 붐을 없앤다는 사실은 계수의 불확실성에 영향을 받지 않는다. 반대 입장도 있다. 단일 로터는 부품 공급과 정비 숙련도에서 이미 앞서 있으므로 새 구성의 이점이 작다는 주장이다. 이 책은 어느 쪽이 맞다고 단정하지 않는다. 실제 선택은 소수의 기체 사례에 달려 있고, 공개 자료로 동축과 단일을 같은 조건에서 비교한 경우는 드물다.
1.8.9 세 축 비교
| 항목 | 군용 드론 | 민간 UAS | AAM |
|---|---|---|---|
| 헬리콥터형의 역할 | 함상 정찰(S-100·MQ-8), 외부 하중 수송(K-MAX), 전술 정찰 | 농업 방제(RMAX 계열), 무거운 탑재체 작업 | 유인 헬리콥터가 선행 형상(0.5.7), 전기 eVTOL은 대체로 회피 |
| 지배적 요구 | 함상 격납·발진·회수, 체공, 탑재량 | 정비 비용, 탑재량, 소규모 운용 편의 | 소음, 정비 부담, 고장 시 안전 |
| 선호 구성 | 단일 로터와 함상용 소형 동축·교차 | 단일 로터(방제), 시소형 헤드 | 해당 없음 |
| 에너지원 | 연료(휘발유·중질유·터빈 연료) | 연료 엔진, 일부 전기 | 전기 |
| 안전의 초점 | 임무와 손실 감수, 함상 작업자 | 지상 제3자와 작업자 | 탑승객과 제3자 |
| 무인화 경로 | 유인기 개조(MQ-8C)와 신규 설계(S-100) | 신규 설계(RMAX) | 선택 유인과 자율화(1.16·15.23) |
1.8.10 관련 규격·프로토콜
| 문서 | 발행 | 무엇을 정하나 | 상세 장 |
|---|---|---|---|
STANAG 4702 (확인 필요) | NATO | 회전익 무인기의 감항 요건(고정익은 4671, 경량은 4703) | 12.3 |
| 14 CFR Part 27·29, EASA CS-27·CS-29 | 미국 FAA, EASA | 유인 회전익의 감항 기준. 유인기 개조 무인 헬리콥터가 기준으로 삼는다 | 1.16·20.1 |
JARUS CS-LURS (확인 필요) | JARUS | 경량 무인 회전익 체계의 감항 요구 개념 | 17.17 |
ADS-33E-PRF (확인 필요) | 미 육군 | 회전익 비행성 요구. 무인기에서는 의미가 달라진다 | 1.29 |
| 「항공안전법」 시행규칙의 무인헬리콥터 분류 | 대한민국 국토교통부 | 자체중량 150 kg 이하의 무인헬리콥터를 무인동력비행장치로 분류 | 0.2.5, 18.3 |
1.8.11 관련 규제·인증 요구와의 연결
- 무게와 법적 지위. 한국에서 분류의 경계는 자체중량이다. 무인헬리콥터가 자체중량 150 kg 이하이면 무인동력비행장치(초경량비행장치)이고, 넘으면 무인항공기 쪽이다(0.2.5.2). RMAX(자체중량 약 64 kg)는 전자에 든다. S-100은 자체중량이 공개 자료에 없어 판단할 수 없다(확인 필요). 조종자 증명과 신고는 최대이륙중량으로 구분한다(18.3).
- 사업 등록. 농업 방제 같은 유상 운용은 사용사업 등록을 거친다(18.5). 조종자 증명은 18.4이 다룬다.
- 개조와 인증. 유인 헬기를 무인화하면 기존 형식증명과의 관계(부가형식증명(STC)·특별감항증명)가 쟁점이다(1.16·20.7·20.8).
- 사람 위 운용. 로터의 저장 에너지와 파편 위험이 지상 위험 평가에 들어간다(8.6·14.18·1.30).
- 군 감항. 군용 헬리콥터형 무인기는 군 감항인증의 대상이다(12.3).
- 소음. 꼬리 로터와 주로터의 소음은 지역 수용성과 환경 인증의 문제다(1.31·20.11).
1.8.12 함정과 한계
| 오해 | 실제 | 더 볼 곳 |
|---|---|---|
| 동축이면 호버 효율이 더 좋다 | 같은 지름이면 간섭 손실로 불리하다. 이점은 같은 전체 길이에서 로터를 키울 수 있을 때 생긴다 | 1.8.5 |
| 꼬리 로터가 없으면 더 안전하다 | 꼬리 로터 충돌 위험은 사라지지만 로터 간 충돌 위험과 허브 복잡도가 생긴다 | 1.8.3 |
| 무인 헬리콥터는 멀티콥터의 구식 버전이다 | 연료 에너지와 낮은 디스크 하중으로 탑재량·체공에서 아직 이점이 있다. 대가는 정비 | 1.7.7.2 |
| K-MAX는 순수 무인기다 | 선택 유인(optionally piloted) 기체이고 무인형은 자율 또는 원격으로 운용된다 | 1.16 |
| 제원표로 구성의 우열을 알 수 있다 | 같은 항목도 자료마다 값이 다르다(S-100 체공 5~10시간). 조건이 같은 비교는 드물다 | 24.1 |
| 간섭 계수 1.16은 정해진 값이다 | 로터 간격·추력 분배·실험에 따라 1.1~1.3 안팎으로 보고된다 (확인 필요) | 1.2 |
| 로터 에너지는 작아서 안전하다 | RMAX급 로터가 약 20 kJ를 저장한다. 소형 쿼드콥터의 수백 배다 | 1.8.7.3 |
미해결. 동축과 단일 로터를 같은 임무·같은 조건에서 비교한 공개 시험 자료가 드물다. 소형 무인 헬리콥터의 정비 간격과 고장률 통계도 공개 자료가 적다. 동축 로터의 소음과 군용 음향 시그니처에 미치는 영향도 열려 있다(1.31).
1.8.13 체크포인트·연구 질문
체크포인트
- 콜렉티브와 사이클릭이 각각 스와시플레이트의 어떤 움직임에서 나오는지 설명할 수 있는가.
- 단일 로터 헬리콥터에서 꼬리 로터가 호버 동력의 얼마를 사용하는지, 그 값이 양력에 어떻게 기여하는지 말할 수 있는가.
- 같은 지름과 같은 전체 길이에서 동축과 단일의 호버 동력 비교가 왜 다르게 나오는가.
- 동축·탠덤·교차 로터가 반토크를 처리하는 방식을 구별할 수 있는가.
- 로터의 회전 에너지가 소형 멀티콥터와 RMAX급 헬리콥터에서 왜 수백 배 차이 나는가.
연구 질문(25.7에 모은다)
- 소형 동축 로터의 간섭 동력 계수는 로터 간격·추력 분배·저 레이놀즈수 조건에서 어떻게 달라지는가.
- 소형 무인 헬리콥터와 대형 멀티콥터의 총소유비용(정비 포함)은 임무에 따라 어느 지점에서 교차하는가.
- 함상 무인기의 격납 제약이 단일·동축·교차 중 어느 구성을 선호하게 하는가.
- 유인 헬기 개조 무인기의 안전 목표는 신규 설계 무인기와 어떻게 다르게 설정해야 하는가.
1차 출처(이 장)
- J. Gordon Leishman, Principles of Helicopter Aerodynamics (Cambridge University Press) — 호버 성능과 동축 로터 이론.
- Wayne Johnson, Helicopter Theory (Princeton University Press, Dover 재간) — 회전익 성능과 로터 헤드.
- J. G. Leishman, S. Syal, "Figure of Merit Definition for Coaxial Rotors", Journal of the American Helicopter Society 53(3) (2008) — 동축 로터의 성능지수와 간섭 동력 계수(수치는 확인 필요).
- S. Yoon, W. M. Chan, T. H. Pulliam, "Computations of Torque-Balanced Coaxial Rotor Flows", AIAA SciTech (2017), NASA Ames — 동축 로터 전산유체해석(일부만 확인).
- 미 해군 MQ-8C 공개 자료(navy.mil 사실 문서), Schiebel·Yamaha·Kaman의 공개 자료 — 제원은
(공개 주장치). RMAX·K-MAX의 일부 서술은 2차 출처(백과사전류)에서 확인했다. - 대한항공 KUS-VH 보도(2차 출처) — 시점과 제원은 확인 필요.
다음 장: 1.9 고정익 무인기 — 형상·공력 설계·체공 성능. 이 장의 헬리콥터형이 호버와 수직 이착륙을 얻는 대가로 순항을 포기했다면, 고정익은 반대로 날개 하나에 모든 것을 건다. 항력 극선에서 최대 양항비와 최대 체공 속도를 유도하고, 4 kg급 전기 고정익의 항속과 체공을 끝까지 계산한다.