제1부 비행체 기술 기반
1.9 고정익 무인기: 형상·공력 설계·체공 성능
1.9.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자
날개로 나는 기체는 순항에서 가장 효율적이다. 양력을 날개가 거의 공짜로 만들어 주기 때문이다. 2 kg 쿼드콥터가 배터리 0.6 kg으로 18분 떠 있는 동안, 4 kg 고정익은 같은 질량 분율의 배터리로 세 시간 가까이 난다(1.9.6). 이 장은 그 이유를 항력 극선에서 유도하고, 형상과 날개 설계가 그 이점을 어디까지 살리는지 계산으로 확인한다. 고정익은 군 ISR 장거리 체공, 민간 측량·점검, 그리고 AAM 기체의 순항 모드까지 세 축이 공유하는 형상이다.
배우는 것:
- 형상의 어휘 — 전통형, 플라잉 윙, 이중 붐, V자 꼬리, 카나드, 푸셔 대 트랙터가 무엇을 얻고 무엇을 잃는가.
- 날개 설계의 변수 — 종횡비, 날개 하중, 익형, 테이퍼, 윙렛, 그리고 소형기의 저 레이놀즈수 문제.
- 항력 극선과 최적 속도의 유도 — 최대 양항비, 최대 체공, 최대 항속 속도가 프로펠러기와 제트기에서 왜 다른지.
- 전기 고정익의 항속·체공 식 — 4 kg급 기체를 끝까지 계산한다.
- 고고도 장기 체공 — 큰 종횡비가 주는 것과 가져가는 것, 안정과 조종면의 요약.
- 세 축 비교 — 군용·민간·AAM(순항 기체로서의 eVTOL)이 같은 날개를 다르게 사용하는 방식.
선수 지식: 1.6(호버 비용과 순항 비용), 1.1(양력·항력·안정성의 기초). 1.7의 2 kg 쿼드콥터 워크스루와 비교하면 이 장이 더 잘 읽힌다.
특히 중요한 독자: 엔지니어(개념 설계의 출발점), 사업 담당자(항속·체공을 말하는 제원표를 읽는 눈), 인증 담당자(형상과 감항 기준의 대응). 군 정책 담당자에게는 체공 성능이 무엇에 달려 있는지의 기본 틀을 준다.
기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월 기준이며 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. 기체 제원은 제조사·정부가 공개한
(공개 주장치)이고, 자료마다 값이 다르면 범위로 적었다. 4 kg급 기체의 계산은 원리로 구한 설명용 값이며 제품 성능이 아니다. 가정은 모두 표로 밝혔고 파이썬(math)으로 검증했다. 원리로 계산한 값과 제품 주장치는 따로 읽어야 한다.
1.9.2 개념과 직관 — 날개가 양력을 거의 공짜로 만든다
기체가 수평으로 날려면 양력 $L$이 무게 $W$와 같아야 한다. 이때 날개가 치르는 값이 항력 $D$이고, 양력을 항력으로 나눈 양항비 $L/D$가 날개의 성능이다. 양항비가 15인 기체는 무게 1 N을 1 m 보내는 데 에너지 $1/15$ J을 사용한다(추진 효율을 곱하기 전). 호버는 로터가 무게 전부를 공기를 아래로 밀어서 지탱하므로 같은 무게 1 N당 동력이 몇 W씩 든다(1.6.4의 표에서 이상값이 6~21 W/N). 순항은 속도 1 m/s당 동력이 $W/(L/D)$여서, 양항비 15, 속도 15 m/s에서 무게 1 N당 1 W이다. 이 격차가 1.6의 임무 능력 평면에서 고정익이 호버 없이 154 km, 멀티콥터가 24 km로 구분된 이유다.
대가도 분명하다. 날개는 앞으로 나아가야 양력을 만든다. 그래서 고정익은 정지할 수 없고, 속도가 실속 속도 아래로 떨어지면 떨어진다. 활주로나 발사·회수 장비가 필요하다(1.10). 호버가 필요한 임무는 하이브리드 VTOL(1.11·1.12)이 이 문제를 푼다.
세 축에서 요구는 이렇게 달라진다.
- 군용 드론은 장시간 체공(ISR)과 은밀성, 발진·회수 방법을 본다. 수동 투척 소형기부터 활주로를 사용하는 대형 MALE·HALE까지 같은 항력 극선을 사용한다.
- 민간 UAS는 넓은 면적의 측량·방제, 장거리 점검에서 호버 없이 거리를 번다. 가격과 발사·회수의 편의가 형상을 정한다.
- AAM에서는 고정익이 순항 모드의 기체다. 결합형과 전환형 eVTOL은 날개로 순항하지만, 날개가 호버용 로터와 구조를 공유해 날개 설계의 자유가 줄어든다. 호버용 장치의 질량과 항력을 함께 지므로, 순항 기체로서의 성능은 순수 고정익보다 낮은 것이 보통이다(1.11·1.12).
1.9.3 형상 — 꼬리·프로펠러·날개를 어떻게 놓나
| 형상 | 구조 | 강점 | 약점 | 비고 |
|---|---|---|---|---|
| 전통형(트랙터) | 앞에 프로펠러, 가운데 날개, 뒤에 수평·수직 꼬리 | 안정·조종이 검증되어 있고 프로펠러가 교란 없는 공기를 마신다 | 기수의 엔진·프로펠러가 탑재 공간과 경쟁, 프로펠러 후류가 동체와 날개를 때림 | 소형 UAS에서 가장 흔함 |
| 푸셔 | 프로펠러가 날개·동체 뒤에 있음 | 기수 전체를 센서·짐벌에 사용할 수 있어 ISR 기체에 많음 | 지상이나 착륙 때 프로펠러가 뒤에서 닿을 수 있음 | ScanEagle, TB2, MQ-9 (공개 자료) |
| 이중 붐 | 날개 양끝에서 붐 두 개가 뻗어 꼬리를 잇고, 프로펠러는 붐 사이 | 푸셔와 꼬리를 함께 해결, 뒤쪽 공간 확보 | 붐의 무게와 항력 | 중대형 전술 무인기에서 흔하다 (확인 필요) |
| V자 꼬리 | 꼬리 두 면이 V자로 방향과 높이를 함께 맡음 | 꼬리 면이 하나 줄어 항력·무게가 작고 푸셔 프로펠러와 간섭하지 않음 | 두 면의 연동 제어가 필요 | TB2는 역V자 꼬리와 푸셔 (공개 자료) |
| 플라잉 윙 | 동체와 꼬리 없이 날개만 | 면 수가 적어 항력·무게·시그니처가 작다 | 안정 여유가 작고 무게중심 허용 범위가 좁음, 요 제어가 약함 | 미 해군 X-47B처럼 꼬리 없는 군용 사례. 측량 드론에도 있다 (확인 필요) |
| 카나드 | 앞에 작은 날개, 뒤에 주날개 | 앞날개가 먼저 실속하여 기수가 숙여지므로 실속 안전 | 앞날개 후류가 주날개를 교란, 플랩 효과가 제한적 | 소형 UAS에서는 드묾 |
| 고종횡비 글라이더형 | 매우 긴 날개와 가는 동체 | 유도 항력이 최소 | 구조 무게, 돌풍·공탄성 문제 | RQ-4 같은 고고도 장기 체공기 |
푸셔 대 트랙터는 형상 논의에서 가장 흔한 분기점이다. 푸셔는 기수를 비워 센서를 앞에 두기 좋다. 대신 프로펠러가 동체 후류 속에서 돌아 효율이 약간 떨어질 수 있다(경계층 흡입으로 이득을 보는 설계도 있다). 트랙터는 프로펠러 효율과 안정 면에서 유리하지만 기수가 막힌다. 어느 쪽이든 프로펠러 설계는 1.3이 다룬다.
1.9.4 날개 설계 — 종횡비, 날개 하중, 익형
종횡비. 종횡비 $AR=b^2/S$는 날개폭 $b$의 제곱을 날개 면적 $S$로 나눈 값이다. 유도 항력은 양력을 만드는 대가로, 날개 끝에서 소용돌이가 새어 나가는 데서 생긴다. 종횡비가 클수록, 즉 날개가 길고 가늘수록 줄어든다. 항력 극선의 유도 항력 계수는 다음과 같다.
$$ C_{D,i}=\frac{C_L^{2}}{\pi\,e\,AR}=k\,C_L^{2} $$
$e$는 양력 분포가 타원에서 얼마나 벗어났는지를 나타내는 날개 효율이다. 실제 날개는 대체로 0.8~0.95이다. 같은 항력을 날개 면적이 아니라 날개폭과 무게로 나타내면 $D_i = W^2/(\pi e\,q\,b^2)$이다($q=\tfrac12\rho V^2$는 동압). 유도 항력은 날개 면적이 아니라 날개폭 하중 $W/b^2$ 하나로 정해진다는 뜻이다.
날개 하중. 날개 하중 $W/S$는 실속 속도를 정한다.
$$ V_s=\sqrt{\frac{2W}{\rho\,S\,C_{L,\max}}} $$
날개 하중이 낮으면 느린 속도로 날 수 있어 이륙·착륙과 저속 체공에 유리하다. 높으면 순항이 빠르고 돌풍에 덜 흔들리지만 실속 속도가 오르고 이착륙 거리가 길어진다. $C_{L,\max}=1.2$일 때 날개 하중 30·60·87·150·300 N/m²의 실속 속도는 각각 6.4·9.0·10.9·14.3·20.2 m/s이다.
익형. 소형 무인기는 저 레이놀즈수 영역에서 난다. 날개 평균 시위가 0.19 m, 속도 13 m/s이면 $Re = \rho V c/\mu \approx 1.7\times 10^5$로, 대형 기체의 수백만 이상에 비해 한 자릿수 이상 낮다. 이 영역에서는 얇고 캠버가 있는 익형이 사용되고, 층류 박리 기포가 항력을 갑자기 키우며 $C_{L,\max}$가 낮아진다(1.5). 이 장은 $C_{L,\max}$를 1.2, $C_{D0}$를 0.025로 가정한다. 소형기의 $C_{D0}$는 날개 외 동체·꼬리·탑재체·안테나 때문에 대형기보다 크다(문헌 범위는 확인 필요).
테이퍼와 윙렛. 날개 끝으로 갈수록 시위를 줄이면(테이퍼) 양력 분포가 타원에 가까워져 $e$가 오른다. 교과서 수준에서 직선 날개의 최적 테이퍼비는 0.4~0.5 근방으로 알려져 있다(확인 필요). 날개 끝이 먼저 실속하지 않도록 비틀림(워시아웃)을 준다. 윙렛은 유효 날개폭을 늘려 유도 항력을 줄인다. 효과는 설계마다 다르고 몇 퍼센트 수준이다(확인 필요). 소형 UAS에서는 날개폭이 격납·발사·회수에 막힐 때 윙렛이 유용하다.
아래 표는 종횡비가 최대 양항비를 어떻게 올리는지를 보여 준다. $e=0.85$로 계산했고 $C_{D0}$는 소형(0.04)·중형(0.03)·청결한 대형(0.02) 세 가지다.
| 종횡비 | $C_{D0}=0.04$ | $C_{D0}=0.03$ | $C_{D0}=0.02$ |
|---|---|---|---|
| 4 | 8.2 | 9.4 | 11.6 |
| 6 | 10.0 | 11.6 | 14.2 |
| 8 | 11.6 | 13.3 | 16.3 |
| 12 | 14.2 | 16.3 | 20.0 |
| 16 | 16.3 | 18.9 | 23.1 |
| 24 | 20.0 | 23.1 | 28.3 |
| 30 | 22.4 | 25.8 | 31.6 |
양항비는 종횡비의 제곱근에 비례해 늘어난다. 종횡비를 네 배 키워야 양항비가 두 배다. $C_{D0}$가 같은 값이면 종횡비 24가 6의 약 두 배다. 한편 $C_{D0}$를 줄이는 것도 같은 크기의 이득이다. 소형기의 양항비가 낮은 이유가 종횡비가 아니라 $C_{D0}$와 저 레이놀즈수에 있는 경우가 많다.
1.9.5 항력 극선과 최적 속도의 유도 — 프로펠러기 대 제트기
결론부터: 최대 양항비로 나는 속도와 오래 나는 속도는 다르고, 프로펠러기와 제트기에서 그 차이가 반대로 난다. 순항에서 항력을 최소로 하는 점에서는 유도 항력과 유해 항력이 같고, 프로펠러·전기 모터는 동력이 최소인 더 느린 속도가 가장 오래 난다. 제트는 연료가 추력에 비례하므로 항속이 최대인 속도가 더 빠르다.
항력 극선은 다음과 같다.
$$ C_D = C_{D0} + k\,C_L^{2},\qquad k=\frac{1}{\pi e\,AR},\qquad V=\sqrt{\frac{2W}{\rho S C_L}} $$
최대 양항비. $L/D = C_L/C_D$를 $C_L$에 대해 미분해 0으로 두면 다음이 나온다.
$$ C_L^{*}=\sqrt{\frac{C_{D0}}{k}},\qquad C_D^{*}=2C_{D0},\qquad \left(\frac{L}{D}\right)_{\max}=\frac{1}{2\sqrt{C_{D0}\,k}} $$
이 점에서 유도 항력 $kC_L^2$이 유해 항력 $C_{D0}$와 같다. 도해에서는 원점에서 극선에 그은 접선의 기울기가 최대 양항비다. 최대 양항비 속도 $V_{md}$는 $C_L^{*}$를 속도식에 넣어 얻는다.
프로펠러기와 전기기의 최대 체공. 프로펠러에서 연료(또는 에너지) 소모는 동력에 비례한다. 동력은 $P = DV/\eta_p$이고 수평 비행에서 $L=W$이므로 다음과 같다.
$$ P=\frac{W}{\eta_p}\,\frac{C_D}{C_L^{3/2}}\sqrt{\frac{2W}{\rho S}} $$
동력이 최소인 점, 즉 최대 체공 점은 $C_L^{3/2}/C_D$가 최대인 곳이다. 미분하면 $C_L=\sqrt{3}\,C_L^{*}$, $C_D=4C_{D0}$이고 양항비는 $(L/D)_{\max}$의 $\sqrt{3}/2\approx0.866$배, 속도는 $V_{md}$의 $3^{-1/4}\approx0.760$배다.
제트기. 터보제트·터보팬은 연료 소모가 추력에 비례하고 추력은 항력과 같다. 단위 거리당 연료는 $D/V$에 비례하므로 항속이 최대인 점은 $C_L^{1/2}/C_D$가 최대인 곳이다. 이때 $C_L = C_L^{*}/\sqrt{3}$, $C_D=\tfrac43 C_{D0}$, 양항비는 $0.866\,(L/D)_{\max}$, 속도는 $V_{md}$의 $3^{1/4}\approx 1.316$배다. 제트의 최대 체공은 단위 시간당 연료($\propto D$)가 최소인 최대 양항비 점이다.
| 기관 | 최대화하는 양 | $C_L$ | $C_D$ | $L/D$ | 속도 ÷ $V_{md}$ |
|---|---|---|---|---|---|
| 프로펠러기·전기 | 항속 | $C_L^{*}$ | $2C_{D0}$ | $(L/D)_{\max}$ | 1.00 |
| 프로펠러기·전기 | 체공 | $\sqrt{3}\,C_L^{*}$ | $4C_{D0}$ | $0.866\,(L/D)_{\max}$ | 0.76 |
| 제트 | 항속 | $C_L^{*}/\sqrt{3}$ | $\tfrac43 C_{D0}$ | $0.866\,(L/D)_{\max}$ | 1.32 |
| 제트 | 체공 | $C_L^{*}$ | $2C_{D0}$ | $(L/D)_{\max}$ | 1.00 |
표는 추진 효율과 연료 소모율이 속도에 무관하다는 가정이다. 실제로는 고도에서 엔진 성능이 달라 값이 변동한다(1.20). MQ-9처럼 터보프롭인 기체는 프로펠러기 쪽, RQ-4처럼 터보팬인 기체는 제트 쪽 식이 맞다(엔진 종류는 공개 자료). 그림은 4 kg 기체의 날개($AR=12.8$)를 다른 종횡비와 함께 그린 극선이다.
1.9.6 전기 고정익의 항속·체공 — 4 kg급 워크스루
전기 기체는 질량이 비행 중 줄지 않는다. 연료기의 Breguet 식에 있는 로그 항($\ln W_0/W_1$)이 없고, 에너지와 동력이 단순하게 나뉜다. 수평 비행의 전기 동력은 다음과 같다.
$$ P_{\text{el}}=\frac{W\,V}{\eta\,(L/D)}+P_{\text{av}},\qquad t=\frac{E_u}{P_{\text{el}}},\qquad R=V\,t $$
보조 전력을 무시하면 항속은 속도와 무관하게 $R=\eta\,(L/D)\,E_u/W$이다. $\eta$는 프로펠러·전동기·전자 변속기(ESC) 효율의 곱, $E_u$는 사용할 수 있는 배터리 에너지, $P_{\text{av}}$는 오토파일럿·통신·카메라의 보조 전력이다. 전기 항속·체공의 이 형태는 1.4에서 설계 루프 속에서 다시 사용한다.
4 kg급 전기 고정익을 끝까지 계산한다. 가정은 다음과 같다.
| 항목 | 값 | 비고 |
|---|---|---|
| 이륙 질량 | 4.0 kg | 배터리 1.2 kg 포함(질량 분율 0.30) |
| 날개폭, 면적 | 2.4 m, 0.45 m² | 종횡비 12.8, 평균 시위 0.1875 m |
| 날개 하중 | 87.2 N/m² | 8.9 kg/m² |
| $C_{D0}$, $e$ | 0.025, 0.85 | 가정(소형기 값은 확인 필요), $k = 0.0293$ |
| $C_{L,\max}$ | 1.2 | 저 레이놀즈수 익형 가정 |
| 추진 효율 $\eta$ | $0.70\times0.82 = 0.574$ | 프로펠러 0.70, 전동기·ESC 0.82 |
| 보조 전력 | 10 W | 가정 |
| 배터리 | 180 Wh/kg, 사용 80 % | 216 Wh 중 172.8 Wh 사용 |
계산 순서는 다음과 같다.
- 무게 $W=39.24$ N. 실속 속도 $V_s=\sqrt{2W/(\rho S C_{L,\max})} = 10.9$ m/s.
- 최대 양항비 $C_L^{*}=\sqrt{C_{D0}/k}=0.924$, $(L/D)_{\max}=18.5$, 속도 $V_{md}=12.4$ m/s.
- 최소 동력점은 $C_L=\sqrt3\,C_L^{*}=1.60$인데, 이 값은 $C_{L,\max}=1.2$를 넘어 실속 속도 이하(9.4 m/s)에 있다. 실제로는 사용할 수 없다.
- 안전한 최저 속도를 실속 속도의 1.2배인 13.07 m/s로 잡으면 $C_L=0.83$, $L/D=18.4$이다.
- 이 속도의 전기 동력은 $P_{\text{el}} = 58.6$ W이고, 체공 $t = 172.8/58.6 = 2.95$ h, 항속 $R = 138.8$ km이다.
속도별로 계산한 표는 다음과 같다.
| 속도 [m/s] | $C_L$ | $L/D$ | 전기 동력 [W] | 체공 [분] | 항속 [km] |
|---|---|---|---|---|---|
| 10.9(실속, 비행 불가) | 1.20 | 17.9 | 51.7 | 201 | 131 |
| 12.4(최대 $L/D$) | 0.92 | 18.5 | 55.9 | 186 | 138 |
| 13.07(1.2 × 실속, 최대 항속) | 0.83 | 18.4 | 58.6 | 177 | 138.8 |
| 15 | 0.63 | 17.2 | 69.5 | 149 | 134 |
| 18 | 0.44 | 14.3 | 95.8 | 108 | 117 |
| 20 | 0.36 | 12.4 | 120.3 | 86 | 103 |
| 25 | 0.23 | 8.6 | 209.0 | 50 | 74 |
세 가지가 읽힌다. 첫째, 최소 전력점이 실속 속도 아래여서 4 kg 기체의 현실적 체공 속도는 실속 여유로 정해진다. 체공은 177분(약 2시간 57분)이고 순수한 계산 최대(실속 직전 201분)에는 닿지 못한다. 둘째, 보조 전력 10 W가 최대 항속 속도를 최대 $L/D$ 속도(12.4 m/s) 오른쪽으로 옮긴다. 보조 전력이 없으면 같은 속도의 체공이 213분으로 길어진다. 즉 10 W가 체공을 17 % 줄인다. 셋째, 같은 배터리 비에너지로 1.7의 2 kg 쿼드콥터는 18분 떠 있었는데 이 기체는 177분, 거의 10배다. 질량이 2 kg 대 4 kg으로 다르므로 무게당 동력으로 비교하면 쿼드콥터 13.8 W/N, 이 기체 1.5 W/N이다. 그 격차가 체공의 차이다.
민감도를 같은 방법으로 계산했다. 최대 항속 속도의 항속과 실속 여유를 둔 체공이다.
| 바꾼 조건 | 최대 $L/D$ | 항속 [km] | 체공 [분] |
|---|---|---|---|
| 기준 | 18.5 | 138.8 | 177 |
| 날개폭 3.0 m(종횡비 20, 면적 같음) | 23.1 | 160.2 | 204 |
| $C_{D0}$ 0.035(표면·부속물이 거침) | 15.6 | 117.3 | 150 |
| $C_{D0}$ 0.020(청결한 설계) | 20.7 | 153.7 | 195 |
| 보조 전력 0 W / 20 W | 18.5 | 167.3 / 118.9 | 213 / 151 |
종횡비를 12.8에서 20으로 올리면 항속이 15 % 늘지만 날개폭이 3.0 m가 되어 발사·회수와 구조가 어려워진다. $C_{D0}$가 0.01 커지면 항속이 15 % 줄고, 0.005 작아지면 11 % 는다. 표면 마감과 부속물의 항력이 종횡비만큼 중요하다는 점이 소형기 설계의 요령이다.
1.9.7 고고도 장기 체공과 안정·조종면
1.9.7.1 큰 종횡비와 고고도
장시간 체공기는 종횡비를 극단으로 키운다. 위의 표에서 $AR=30$, $C_{D0}=0.02$면 최대 양항비가 약 32다. 청결한 대형기를 가정한 $AR=30$, $C_{D0}=0.015$, $e=0.9$이면 37.6이 나온다. RQ-4급 기체의 실제 양항비는 공개 자료에서 확인하지 못했다 (확인 필요). 계산이 보여 주는 것은 종횡비가 곧 체공이라는 사실이다. 대가는 구조다. 긴 날개는 뿌리 굽힘 하중과 유연성이 커서 공탄성(플러터·발산)과 돌풍 하중 문제가 생긴다(1.27·1.29).
고도도 문제를 바꾼다. 같은 기체를 고도 18 km(ISA 밀도 약 $0.121$ kg/m³)로 가져가면, 같은 $C_L$로 날기 위해 최대 양항비 속도가 $\sqrt{1.225/0.121}\approx3.2$배인 약 40 m/s로 올라가고, 레이놀즈수는 $\sqrt{0.121/1.225}=0.31$배로 줄어 $1.7\times10^5$에서 약 $5\times10^4$로 떨어진다. 저 레이놀즈수에서 층류 분리가 악화되므로 날개의 $C_{D0}$가 오르고 $C_{L,\max}$가 낮아진다(1.5). 고고도 기체는 날개 면적을 키워 날개 하중을 낮추는 설계로 이를 상쇄한다. 태양광으로 날며 며칠을 체공하는 기체는 1.15가 다룬다.
1.9.7.2 안정과 조종면(요약)
기체가 돌풍을 맞고도 원래 자세로 돌아오려면 무게중심이 공기역학적 중심(중립점) 앞에 있어야 한다. 그 거리를 평균공력시위(MAC) $\bar c$로 나눈 값이 정적 여유이다.
$$ K_n=\frac{x_{np}-x_{cg}}{\bar c} $$
소형 무인기의 정적 여유는 5~15 % 안팎이 흔한 설계 범위로 알려져 있다(확인 필요). 4 kg 기체의 평균 시위 18.75 cm에서 이는 무게중심 허용 창이 불과 0.9~2.8 cm라는 뜻이다. 탑재체를 몇 센티미터 옮기는 일이 안정을 바꾼다. 여유가 크면 안정하지만 꼬리가 아래로 누르는 힘(트림 항력)이 늘고 조종이 둔해진다.
꼬리 크기는 꼬리 용적 계수로 정한다.
$$ V_H=\frac{S_H\,l_H}{S\,\bar c},\qquad V_V=\frac{S_V\,l_V}{S\,b} $$
$S_H$·$S_V$는 수평·수직 꼬리 면적, $l_H$·$l_V$는 날개와 꼬리 사이의 거리다. 경비행기·글라이더에서 수평 0.5~0.7, 수직 0.02~0.04 정도가 교과서에 나온다(Raymer 등, 확인 필요). 4 kg 기체($l=0.8$ m, $V_H=0.5$, $V_V=0.035$를 가정)는 $S_H = 0.053$ m²(날개 면적의 약 12 %), $S_V = 0.047$ m²로 계산된다.
조종면은 도움날개(에일러론, 롤)·승강타(엘리베이터, 피치)·방향타(러더, 요)이고, V자 꼬리는 두 면을 섞어 방향과 높이를 함께 맡으며(러더베이터), 플라잉 윙은 날개 뒤전의 엘레본이 롤과 피치를 겸한다. 설계 상세는 1.1, 동역학 모델과 식별은 2.1, 비행제어는 2.2가 다룬다.
1.9.8 대표 기체와 설계 트레이드오프
공개 제원은 모두 (공개 주장치)이며 자료마다 달라 범위로 적었다. 날개폭 하중 $W/b^2$는 이 책이 최대이륙중량과 날개폭으로 계산한 값이다. 유도 항력은 이 값에 비례한다.
| 기체 | 형상 | 날개폭 | 질량(공개 주장치) | $W/b^2$ [N/m²] | 이착륙과 체공 |
|---|---|---|---|---|---|
| RQ-11B Raven | 소형 전기 정찰기 | 1.37 m | 약 1.9 kg | 9.9 | 수동 투척, 자동 착륙, 체공 60~90분 |
| ScanEagle | 푸셔 | 3.11 m | 최대 이륙 약 20 kg | 20.3 | 공압 캐터펄트와 스카이훅, 체공 24시간 이상(제조사) |
| Bayraktar TB2 | 역V자 꼬리 푸셔 | 12 m | 최대 이륙 약 650~700 kg | 44~48 | 활주, 체공 20시간 이상 |
| MQ-9A Reaper | 푸셔 터보프롭 | 약 20 m(66 ft) | 최대 이륙 10,500 lb(약 4.8 t) | 115 | 활주, 체공 27시간(기본형, 확장형 약 34시간) |
| RQ-4B Global Hawk | 터보팬, 고고도 | 약 39.9 m | 확인 필요 | — | 활주, 체공 34시간 이상 기록 (확인 필요) |
| 결합형 eVTOL(예: Beta ALIA-250) | 리프트+크루즈, 푸셔 | 50 ft(약 15.2 m) | 최대 이륙 6,000~7,000 lb(자료마다 다름) | 115~134 | 수직 이착륙, 순항은 날개 |
| 4 kg 워크스루 기체 | 전통형 | 2.4 m | 4 kg | 6.8 | 계산: 항속 139 km, 체공 177분 |
날개폭이 1.4 m에서 40 m로 커지는 동안 날개폭 하중도 열 배 넘게 변한다. 유도 항력의 비중 $D_i/W=(W/b^2)/(\pi e\,q)$는 동압 $q$에 반비례하므로, 날개폭 하중이 큰 기체는 그만큼 빨리(또는 높은 밀도에서) 날아야 같은 비중을 유지한다. 가령 날개폭 하중 115 N/m²인 MQ-9A급이 해면 상당 속도 60 m/s($q=2.2$ kPa)로 날고, 20 N/m²인 ScanEagle급이 25 m/s($q=0.38$ kPa)로 날면 둘 다 $D_i/W$가 약 0.02이다(계산, $e=0.85$). 이는 계산 예일 뿐 실제 제품의 순항 조건은 아니다.
설계에서 가장 큰 세 분기점은 다음과 같다.
① 종횡비를 높이는가. 4 kg 기체의 날개폭을 2.4 m에서 3.0 m로 늘리면 항속이 15 % 늘지만 발사·회수·운송이 어려워지고 구조가 무거워진다. 장시간 체공 임무의 대형기는 이 길을 간다.
② 날개 하중을 낮추는가. 느리게 날아 체공이 길고 이착륙이 쉽지만 돌풍에 흔들리고 순항이 느리다. 소형 수동 투척기가 이 방향이다.
③ 꼬리를 없애는가. 플라잉 윙은 항력과 무게를 줄이지만 정적 여유와 조종성을 대가로 낸다.
견해: 소형 UAS에서는 공력 최적점보다 발사·회수 제약이 날개폭을 정한다고 본다. 근거는 두 가지다. 첫째, Raven(1.37 m)은 손으로 던지고 ScanEagle(3.11 m)은 캐터펄트와 스카이훅을 사용하는 것처럼 날개폭이 발사·회수 방식과 함께 정해진다(1.10). 둘째, 4 kg 기체 계산에서 종횡비를 12.8에서 20으로 올린 이득(+15 %)이 $C_{D0}$가 0.01 변하는 영향(−15 %)과 같은 크기라서, 날개를 키우는 것보다 표면과 부속물을 정리하는 쪽이 운용 제약을 덜 건드린다. 반대 입장도 있다. 장거리 감시에서는 체공 하나하나가 임무 가치이므로 종횡비를 최대로 키우는 쪽이 맞다는 주장이다. 두 입장의 차이는 임무와 운용 방식이 정한다.
1.9.9 세 축 비교
| 항목 | 군용 드론 | 민간 UAS | AAM(순항 모드) |
|---|---|---|---|
| 고정익의 역할 | ISR 장시간 체공, 장거리 감시, 소형 정찰 | 대면적 측량·방제, 장거리 점검 | 결합형·전환형 eVTOL의 순항 구간 |
| 지배적 요구 | 체공, 은밀성, 발진·회수 | 항속, 가격, 발사·회수 편의 | 순항 효율, 호버용 질량과 항력의 최소화, 안전 |
| 선호 형상 | 푸셔·이중 붐·V자 꼬리(센서 전방 확보), 플라잉 윙(저시그니처) | 전통형, 플라잉 윙(소형 측량) | 결합형은 날개 공유, 전환형은 날개에 기울이는 프로펠러 |
| 날개 설계의 자유 | 임무에 맞춰 최적화 | 발사·회수 제약 | 호버용 로터·구조와 공유해 제약이 큼 |
| 이착륙 | 활주·캐터펄트·수동 투척 | 수동 투척·발사 장비 | 수직 이착륙(날개는 순항 전용) |
| 규제 | 군 감항(12.3) | 항공안전법 무인비행기·운용 조건(18.3) | 동력양력·SC-VTOL(17.7·17.14) |
1.9.10 관련 규격·프로토콜
| 문서 | 발행 | 무엇을 정하나 | 상세 장 |
|---|---|---|---|
STANAG 4671 (확인 필요: 판) | NATO | 고정익 무인기(대체로 150 kg 초과)의 감항 요건 | 12.3 |
STANAG 4703 (확인 필요) | NATO | 경량 무인기 요건 | 12.3 |
| 14 CFR Part 23, EASA CS-23 | 미국 FAA, EASA | 유인 소형 비행기의 감항 기준. 고정익 UAS의 인증과 eVTOL 순항 형상의 참조점 | 20.1·20.5 |
| MIL-HDBK-516 | 미 국방부 | 군용 항공기 감항 인증 기준(문서의 구조) | 12.3·20.20 |
ASTM F3298 (확인 필요) | ASTM International | 경량 UAS의 설계·제작·검증 요구 | 9.1 |
JARUS CS-LUAS (확인 필요) | JARUS | 경량 무인 비행기 체계의 감항 요구에 관한 개념 문서 | 17.17 |
MAVLink MAV_TYPE_FIXED_WING | MAVLink 프로젝트 | 오토파일럿이 기체 형상을 구분하는 목록 항목 | 9.5 |
1.9.11 관련 규제·인증 요구와의 연결
- 분류. 한국은 무인비행기를 무인동력비행장치(자체중량 150 kg 이하)의 하나로 두고, 넘으면 무인항공기로 취급한다(0.2.5, 18.3).
- 장거리 운용. 고정익의 이점인 항속은 비가시권 비행을 전제로 하는 경우가 많다. 기술 요건은 14.15, 승인은 18.6가 다룬다.
- 발진·회수. 캐터펄트·그물·낙하산은 안전 구역과 운용 조건을 요구한다(1.10).
- 충돌. 조류 충돌·공중 충돌 때 구조가 받는 영향은 1.27, 감시와 탐지·회피는 2.13·2.14이 다룬다.
- 군 감항. 대형 군용 무인기는 군 감항인증 제도를 따른다(12.3).
- 소음. 프로펠러 소음은 1.31이 다룬다.
- eVTOL의 순항 형상. 날개를 사용하는 eVTOL은 동력양력으로 분류되어 별도의 인증 경로를 간다(17.7·17.14).
1.9.12 함정과 한계
| 오해 | 실제 | 더 볼 곳 |
|---|---|---|
| 최대 양항비 속도로 날면 가장 오래 난다 | 프로펠러·전기기는 최소 동력점이 더 느리다(0.76배). 소형기는 그 속도가 실속 이하일 수 있다 | 1.9.5, 1.9.6 |
| 양항비가 항속을 정한다 | 항속은 양항비에 추진 효율을 곱하고 보조 전력을 빼야 나온다. 보조 10 W가 체공을 17 % 줄였다 | 1.9.6 |
| 종횡비는 클수록 좋다 | 구조·돌풍·공탄성·격납이 막는다. 양항비는 종횡비의 제곱근에 비례할 뿐이다 | 1.27·1.29 |
| 플라잉 윙은 모든 면에서 효율적이다 | 정적 여유가 작고 무게중심 허용 창이 좁다 | 1.9.7.2 |
| 날개폭만으로 양항비를 비교할 수 있다 | 날개 면적, $C_{D0}$, 레이놀즈수가 함께 작용한다. 같은 날개폭도 $C_{D0}$가 0.01 다르면 항속이 15 % 달라진다 | 1.5 |
| 전기기도 Breguet 로그식을 사용한다 | 전기기는 질량이 줄지 않아 로그 항이 없다 | 1.4 |
| 고고도 기체는 같은 형상을 키운 것이다 | 같은 기체가 18 km에서 3.2배 빠르게 날아야 하고 레이놀즈수는 0.31배로 낮아진다 | 1.9.7.1 |
| 이 장의 4 kg 기체 계산이 제품 성능이다 | 설명용 가정 모형이다. 제품의 $C_{D0}$·효율은 비행시험으로 식별해야 한다 | 2.1 |
미해결. 소형기의 저 레이놀즈수 $C_{D0}$와 $C_{L,\max}$를 비행시험 없이 신뢰도 있게 예측하는 방법, 고종횡비 날개의 돌풍 응답과 인증 요건, 전환형 eVTOL의 순항 날개가 호버 요구에 얼마나 양보하는지는 아직 열려 있다.
1.9.13 체크포인트·연구 질문
체크포인트
- 최대 양항비 점에서 유도 항력과 유해 항력이 같은 이유를 식으로 보일 수 있는가.
- 프로펠러·전기기의 최대 체공 속도가 최대 항속 속도의 0.76배인 이유와, 소형기에서 이 속도가 사용되지 못하는 이유를 설명할 수 있는가.
- 제트기의 최대 항속 속도가 $V_{md}$의 1.32배인 이유는 무엇인가.
- 4 kg 기체의 체공이 177분인 계산 단계를 처음부터 끝까지 따라가고, 보조 전력 10 W의 영향을 말할 수 있는가.
- 종횡비를 네 배 키울 때 최대 양항비가 몇 배가 되는가, 그리고 그 대가는 무엇인가.
연구 질문(25.7에 모은다)
- 소형 고정익의 $C_{D0}$와 $C_{L,\max}$는 레이놀즈수 $10^5$ 근방에서 어떻게 분포하며, 해석 도구로 얼마나 정확히 예측되는가.
- 발사·회수 제약을 반영한 소형 UAS의 최적 날개폭은 임무별로 어디에 있는가.
- 결합형·전환형 eVTOL의 순항 양항비는 순수 고정익에 비해 공개 시험 자료로 몇 퍼센트 낮은가.
- 고종횡비 날개의 돌풍 하중과 공탄성을 반영한 무인기 감항 기준은 어떻게 사용할 것인가.
1차 출처(이 장)
- John D. Anderson Jr., Aircraft Performance and Design (McGraw-Hill) — 항력 극선, 최대 양항비, 체공·항속 유도.
- Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach (AIAA) — 형상 선택, 날개·꼬리 설계의 설계 변수.
- Randal W. Beard, Timothy W. McLain, Small Unmanned Aircraft: Theory and Practice (Princeton University Press) — 소형 무인기의 모델링.
- Kimon P. Valavanis, George J. Vachtsevanos (eds.), Handbook of Unmanned Aerial Vehicles (Springer) — 무인기 전반.
- P. B. S. Lissaman, "Low-Reynolds-number airfoils", Annual Review of Fluid Mechanics (1983) — 저 레이놀즈수 익형(서지 사항은 확인 필요).
- 미 공군·해군 공개 기체 정보(MQ-9, ScanEagle, RQ-11B), 제조사 공개 자료(Boeing Insitu, Baykar, General Atomics, Beta Technologies) — 제원은
(공개 주장치)이며 판·시점에 따라 다르다.
다음 장: 1.10 발진·회수 체계 공학 — 캐터펄트·레일·그물·케이블·낙하산·심실속·수상. 이 장의 고정익은 정지할 수 없어서 활주로 없이 띄우고 받으려면 장비가 필요하다. 25 kg급 기체를 25 m/s로 3 m 레일에서 쏠 때의 가속도와 하중배수를 계산하고, 방식별 선택 기준을 정리한다.