제1부 비행체 기술 기반

1.11 하이브리드 VTOL I: 결합형 — 리프트+크루즈·쿼드플레인

1.11.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자

멀티콥터는 뜨고 내리기는 쉽지만 멀리 가지 못하고, 고정익은 멀리 가지만 활주로가 필요하다(1.10). 결합형 하이브리드 VTOL은 둘을 한 기체에 탑재한다. 위로 뜨는 일은 리프트 로터가, 앞으로 가는 일은 날개와 별도의 순항 추진기가 맡는다. 그 대가로 두 계통의 질량을 모두 싣는다.

배우는 것:

• 결합형의 구조와 변형 — 쿼드플레인(4+1), 복수 리프트 로터(8+1·12+1), 로터 배치 변형, 그리고 AAM의 리프트+크루즈 형상.
• 정지 로터 문제 — 순항 중 멈춘 리프트 로터의 항력과 질량, 처리 방식(고정·정렬 정지·접이식)과 재시동 신뢰성.
• 호버·순항 에너지 모델 — 평균 동력 $\bar P=f_hP_h+(1-f_h)P_c$ 한 식으로 호버 시간 비중 $f_h$가 항속을 결정하는 법.
• 천이와 역천이의 물리 — 날개가 무게를 넘겨받는 속도, 추진기가 내야 하는 저속 추력.
• 세 형상의 임무 에너지 비교 — 같은 무게 6 kg의 멀티콥터·결합형·고정익을 가정 표와 함께 계산하고, 결론이 가정에 얼마나 민감한지 본다.
• 세 축의 용도 — 측량·배송·점검, 군용 소형 VTOL 정찰기, AAM의 리프트+크루즈.

선수 지식: 1.2(호버 동력), 1.6(형상 분류), 1.7(멀티콥터), 1.9(고정익의 양항비), 1.10(발진·회수의 대안으로서의 수직 이착륙).

특히 중요한 독자: 엔지니어(형상 선택의 정량 근거), 사업(임무에서 호버 시간 비중이 형상을 결정하는 이유), 인증(정지 로터의 재시동과 고장 모드).

기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월을 기준으로 하며, 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. eVTOL 기업의 시험·인증 일정은 변동이 커서 시점을 붙이고 (확인 필요)로 표시했다. 기체 제원은 제조사 공개 자료((공개 주장치))이며 일부는 2차 출처 요약이다. 수치 예시는 표준 라이브러리 math만 사용한 파이썬으로 계산했고 원리로 계산한 값이지 제품 성능이 아니다. 이 책에서 결합형은 리프트+크루즈·쿼드플레인을, 전환형(1.12)은 같은 추진기를 기울여 사용하는 형상을 지칭한다. 복합형 헬리콥터(compound)와 혼동을 피하려고 "복합형"이라는 말은 사용하지 않는다(BK-05).

1.11.2 개념·직관 — 두 항공기를 한 몸에

결합형의 핵심은 일을 나누는 것이다.

• 호버·수직 구간: 리프트 로터가 무게 전부를 받친다. 날개는 일하지 않는다.
• 순항: 날개가 양력을 만들고 별도의 추진기가 항력만 이긴다. 리프트 로터는 멈춘다.
• 천이: 속도가 오르면서 날개가 무게를 점점 넘겨받고, 리프트 로터 추력은 줄어든다.

0.5.2에서 본 호버와 순항의 줄다리기를 추진 장치를 둘로 나눠 푸는 방식이다. 장점은 각 계통을 한 가지 일에만 최적화할 수 있다는 것이다. 리프트 로터는 호버 효율을, 순항 추진기와 날개는 양항비를 노린다. 기울임 기구가 없어 기계가 단순하고 제어 구조도 단순하다(2.3).

단점은 놀고 있는 계통이 항상 있다는 것이다. 호버 중에는 날개와 순항 추진기가, 순항 중에는 리프트 로터·붐·모터가 무효 중량(데드 웨이트)이다. 정지한 로터는 항력까지 만든다. 이 장의 계산은 이 대가가 얼마인지, 어떤 임무에서 그 대가를 치를 만한지를 묻는다.

세 축은 같은 형상을 다르게 사용한다.

1.11.3 구조와 변형

대표 구성은 쿼드플레인이다. 고정익 기체에 리프트 로터 네 개를 날개 양쪽 붐에 앞뒤로 달고, 꼬리 쪽에 순항 추진기 하나를 둔다(4+1). 오픈소스 오토파일럿 문서가 이 구성을 "표준 VTOL"(PX4)·"QuadPlane"(ArduPilot)이라 부른다.

한 가지 분류에 주의한다. Wingtra WingtraOne은 기체가 꼬리로 앉았다 눕는 테일시터이고, Quantum Systems Trinity F90+는 보도에 따르면 날개의 모터 두 개가 기울어지는 세 모터 구성이다(공개 자료 요약, 확인 필요). 둘은 결합형이 아니라 전환형이므로 1.12에서 다룬다. 같은 "VTOL 고정익"이라는 이름 아래 섞여 있기 때문에 제품 비교(24.6·24.15)를 읽을 때 형상 분류부터 확인해야 한다.

세 국면에서 어떤 추진기가 일하는지를 한 장으로 본다.

1.11.4 정지 로터 문제 — 순항 내내 싣고 다니는 것

순항 중 리프트 로터를 어떻게 처리하느냐가 결합형의 효율을 크게 좌우한다. 모터를 끄면 로터는 바람에 풍차처럼 돌거나(풍차 회전), 정지해도 블레이드가 바람을 막는다.

CFD 연구에서는 로터를 기류 방향에 정렬해 정지시키는 것이 항력과 비대칭이 가장 작았고 허브 페어링이 항력을 더 줄였다는 보고가 있다(Vertical Flight Society 포럼 2025 논문 요약 (2차 출처, 확인 필요)). 정지 로터는 기존 예측 도구가 부정확해 CFD가 필요하다는 점도 같은 연구가 지적한다.

안전의 쟁점은 재시동이다. 순항 추진기가 고장 나면 리프트 로터를 비행 중에 다시 돌려 착륙해야 한다. 정렬 정지와 접이식 모두 이 재시동이 신뢰성의 핵심이다. 이 고장 모드는 안전성 평가(8.4)의 대상이며, 순항 추진기를 둘로 나누는 설계(Eve는 후방 추진기 하나를 모터 둘로 구동 (2차 출처))가 나오는 이유다.

1.11.5 원리 — 항력·질량·에너지의 모형

1.11.5.1 질량과 항력의 페널티

결론부터 작성한다. 리프트 계통은 두 가지로 순항 효율을 깎는다. 질량 때문에 배터리가 줄고, 정지 로터와 붐의 항력 때문에 양항비가 낮아진다.

붐·모터·정지 로터가 더하는 항력은 등가 평판 면적 $f_{\mathrm{vtol}}$로 모형화하고, 날개 면적 $S$로 나눠 영양력 항력계수에 더한다.

$$ C_{D0}=C_{D0,\mathrm{clean}}+\frac{f_{\mathrm{vtol}}}{S},\qquad \left(\frac{L}{D}\right)_{\max}=\frac12\sqrt{\frac{\pi\,e\,AR}{C_{D0}}} $$

양력 의존 항력과 최대 양항비의 유도는 1.9에 있다. 여기서는 $f_{\mathrm{vtol}}$만큼 영양력 항력이 커지면 양항비가 줄어든다는 결과를 사용한다. 질량 쪽의 페널티는 리프트 계통 질량 $m_{\mathrm{VTOL}}$이 같은 이륙 중량에서 배터리 질량을 그만큼 잠식한다는 것이다.

1.11.5.2 호버·순항 에너지 모델

호버 전력은 운동량 이론(1.2)의 이상값을 성능지수 $\mathrm{FM}$과 전기 효율로 보정한다. 순항 전력은 항력과 속도의 곱이다. 탑재체·항공전자의 상시 부하 $P_{\mathrm{hotel}}$을 더한다.

$$ P_h=\frac{W^{3/2}}{\eta_e\,\mathrm{FM}\,\sqrt{2\rho A}}+P_{\mathrm{hotel}},\qquad P_c=\frac{W\,V}{(L/D)\,\eta_p\,\eta_e}+P_{\mathrm{hotel}} $$

호버 시간이 비행 시간에서 차지하는 비중을 $f_h$라 하면 평균 동력, 비행 시간, 항속은 다음과 같다.

$$ \bar P=f_hP_h+(1-f_h)P_c,\qquad T=\frac{E_{\mathrm{use}}}{\bar P},\qquad R=V\,(1-f_h)\,T $$

결론은 이렇다. 결합형은 $P_h/P_c$가 매우 크다. 그래서 $f_h$가 조금만 늘어도 평균 동력이 크게 오르고 항속이 급격히 줄어든다. 반대로 $f_h$가 작으면 순항 효율이 압도한다.

1.11.5.3 천이와 역천이의 물리

천이는 호버에서 순항으로 넘어가는 과정이다. 리프트 로터를 수직으로 두고 피치 영향을 무시하면, 날개 양력 $L$이 무게를 받친 만큼 로터가 덜 받치면 된다.

$$ L=\tfrac12\rho V^2 S\,C_L,\qquad T_{\mathrm{lift}}=W-L,\qquad T_{\mathrm{push}}=D+m\dot V $$

$D$는 항력, $m\dot V$는 가속에 드는 힘이다. 날개가 무게를 전부 받치는 속도는 $V=\sqrt{2W/(\rho S C_L)}$이다. 같은 기체라도 천이를 얼마나 서서히 하느냐는 양력계수 $C_L$를 얼마로 쓰느냐에 달렸다. $C_{L,\max}$ 근처에서는 실속 여유가 없고, 너무 낮은 $C_L$로 넘기면 천이 속도가 올라가 추진기가 더 오래 일해야 한다.

역천이는 순항에서 호버로 돌아오는 과정으로, 속도를 줄이면서 날개 양력을 로터 추력으로 되돌린다. 항력만으로는 감속이 느리므로 기체 자세를 들어 올리거나 리프트 로터 추력을 빨리 올려야 하고, 이때 날개가 실속에 가까워진다. 바람 속에서는 접근 경로가 흐트러진다(제조사 문서에도 역천이 중 바람에 의한 이동 여유를 두라는 설명이 있다 — 테일시터 사례 (공개 자료)). 천이 제어 알고리즘은 2.3가 다룬다.

1.11.6 도해 — 임무 에너지와 호버 비중

아래 그림은 같은 이륙 중량 6 kg에서 세 형상의 임무 에너지를 항속에 따라 그린 것이다. 모형과 가정은 1.11.7.1의 표다. 선의 끝은 각 기체의 사용 가능 에너지에 해당하는 최대 항속이다.

그림에서 읽을 것은 세 가지다. 첫째, 결합형은 호버 구간에서 에너지를 더 쓰므로 선의 출발점이 높다. 둘째, 순항 효율이 높아 기울기가 낮다. 셋째, 약 3 km 이후에는 결합형이 멀티콥터보다 적은 에너지로 간다. 그러나 결합형은 배터리가 작아 이 장의 가정에서는 고정익보다 크게 못 간다.

두 번째 그림은 호버 시간 비중이 커질 때 항속이 어떻게 변하는지다. 음영은 이 장의 가정 임무(1.11.7.4)의 호버 비중이다.

1.11.7 수치 예시·워크스루 — 같은 6 kg에서 세 형상

1.11.7.1 가정

모든 값은 설명용 가정이다. 형상별 질량 배분은 같은 이륙 중량을 두고 리프트 계통이 배터리를 얼마나 잠식하는지 보이려는 것이다.

멀티콥터의 전진 비행 동력은 Glauert 유도속도를 고정점 반복으로 풀어 유도 동력과 유해 항력 동력을 더했다. 프로파일 동력의 속도 의존성은 넣지 않은 단순 모형이다(1.2).

1.11.7.2 결과

읽을 것은 네 가지다.

1. 리프트 계통은 이륙 중량의 18%(1.1 kg)이고, 배터리를 3.5 kg에서 2.4 kg으로 31% 줄인다.
2. 결합형의 순항 양항비는 고정익의 79%(10.3 대 12.9)이고 순항 전력은 23% 크다.
3. 호버 120 s의 추가 에너지 차이는 약 8 Wh이고, 순항에서 km당 2.7 Wh를 아끼므로 약 3 km를 넘으면 결합형이 에너지에서 앞선다.
4. 결합형의 호버·순항 전력비가 5.9로 멀티콥터(1.6)의 4배 가까이다. 그래서 호버 비중에 민감하다.

호버 시간 비중별 항속(결합형·멀티콥터)은 다음과 같다. 교차는 $f_h\approx 0.07$이다(항속 기준).

비행 시간 기준의 교차는 $f_h\approx 0.18$로 항속 기준($0.07$)보다 높다. 호버를 오래 하는 임무일수록 멀티콥터가 유리해지는데, 그 문턱이 "거리를 가야 하는가"와 "머물러야 하는가"에 따라 다르다.

1.11.7.3 결론이 가정에 얼마나 민감한가

이 결과는 두 가정에 크게 기댄다. 멀티콥터가 얼마나 공기역학적으로 깨끗한지, 리프트 계통이 얼마나 항력을 더하는지다. 가정을 바꿔 다시 계산한 결과는 다음과 같다.

멀티콥터가 매끈하게 설계되면 6 kg급에서는 결합형의 항속 우위가 사라진다. 이유는 결합형의 리프트 계통이 배터리를 잠식하기 때문이다. 항속 우위는 "순항이 효율적이다"만으로는 나오지 않고 멀티콥터의 전진 비행 효율이 낮은 조건에서 나온다. 정지 로터 항력을 줄이는 접이식·정렬 정지는 교차점을 호버 비중이 큰 쪽으로 이동시킨다 준다(0.07 → 0.095).

다른 모형과의 비교도 불확실성의 크기를 보여 준다. 1.6.5의 모형은 같은 방향의 결론을 내지만 결합형이 멀티콥터를 앞서는 교차점을 호버 1분당 순항 거리 약 0.64 km로 잡는다. 이 장의 모형에서는 교차 항속 3.1 km를 호버 시간 2분으로 나누면 호버 1분당 약 1.5 km다. 순항 속도·로터 크기·질량 배분 가정이 다르기 때문이며, 방향은 같지만 교차점은 두 배 넘게 차이 난다.

1.11.7.4 임무별 호버 비중과 천이 표

임무의 $f_h$는 호버 시간을 비행 시간으로 나눈 값이다. 시간은 가정이다.

천이 구간의 하중 분담도 계산했다. 날개 면적 0.65 m², 양력계수 1.0으로 가정한다.

$C_L=1.0$에서는 약 12.2 m/s에서 날개가 무게를 전부 받친다. 같은 기체의 실속 속도는 10.7 m/s($C_{L,\max}=1.3$)다. 로터는 속도가 오를수록 일을 덜 하므로 천이는 호버보다 로터 동력이 적다. 반면 순항 추진기는 가속을 맡는다. 13 m/s까지 8초에 가속하려면 평균 가속력 9.8 N이 필요하고 항력 2~5 N이 더해지는데, 순항 때 필요한 추력은 5.7 N이다. 저속에서 순항 추력의 두 배 안팎을 내야 하는데 순항에 맞춘 프로펠러는 저속 추력이 약하다(1.3). 이 계산은 로터 추력의 앞뒤 성분을 넣지 않았다. 천이 중 몸체가 피치업을 하면 로터 추력에 뒤쪽 성분이 생겨 추진기가 맡을 가속력이 달라지고, 날개 장착각이 없는 기체에서는 그 몫이 크다(2.3의 천이 해석).

1.11.8 대표 기체와 적합한 임무

기업 일정은 쉽게 바뀐다. 위 표의 시점은 2026년 10월까지 확인한 보도이며, 인증·운항 개시는 발표와 달성을 구분해 읽는다(21.7·24.23).

적합한 임무를 한 문장씩 정리하면 이렇다.

• 측량·지도 작성: 부지가 좁고 항속이 길어야 한다. 호버 비중이 작다(14.9).
• 장거리 배송·점검: 호버가 1~2분이면 결합형이 낫지만 배송 호버가 길어지면 멀티콥터가 낫다(14.2).
• 군 소형 정찰: 활주로가 없고 체공이 중요하다. 야전 정비와 소음이 관건이다(24.6).
• AAM 단거리 노선: 기울임 기구가 없어 인증이 단순해 보이지만 순항 중 무효 중량과 정지 로터 재시동이 쟁점이다(15.3·24.21).

1.11.9 설계 트레이드오프

① 리프트 로터 수를 늘린다(8+1·12+1).

• 근거: 로터 하나를 잃어도 남은 로터로 자세를 유지할 수 있다(2.5). 로터가 작아 날개 안에 배치하기 쉽다.
• 이해관계: 내고장성이 인증 핵심인 AAM.
• 한계: 로터가 작아 호버 효율이 낮고 소음이 높으며 정지 로터 항력이 늘어난다.

② 정지 로터 항력을 줄이는 기구를 단다(정렬 정지·접이식).

• 근거: 항력 0.010 → 0.004 m²로 양항비가 10.9에서 12.1로 오른다(1.11.7.3).
• 이해관계: 순항이 긴 군 체공기와 장거리 측량.
• 한계: 기구 질량과 재시동 고장 모드, 정비 부담.

③ 기울임 기구로 같은 추진기를 호버와 순항에 사용한다(전환형, 1.12).

• 근거: 무효 중량이 줄어든다.
• 이해관계: 속도·항속이 중요한 AAM.
• 한계: 기구·천이 제어·고장 모드가 복잡해진다.

견해: 호버 시간이 비행의 몇 퍼센트 이하이고 부지가 좁은 임무라면 결합형이 단순한 선택이다. 근거는 이 장의 계산이다. 호버 비중이 약 7%를 넘거나 멀티콥터가 매끈하게 설계되면 우위가 사라진다. 따라서 "결합형이 낫다"는 주장은 반드시 임무의 호버 비중과 경쟁 형상의 공기역학 가정을 같이 밝혀야 한다. AAM에서는 에너지보다 인증과 내고장성이 선택을 결정하는 경우가 많아 이 계산만으로 결론 내릴 수 없다.

1.11.10 세 축 비교

1.11.11 관련 규격·프로토콜

1.11.12 관련 규제·인증 요구와의 연결

• 분류. 결합형 AAM은 양력 장치와 고정 날개를 함께 쓰므로 FAA의 동력양력, EASA의 SC-VTOL 대상이다(17.7·17.14).
• 정지 로터 재시동. 순항 추진기 고장 후 리프트 로터 재시동이 실패하면 심각한 고장 조건이다. 안전성 평가가 이를 어떻게 다루는지는 8.4에 있다.
• 소음. 호버 중 리프트 로터 소음이 지역 사회 수용성과 소음 인증의 핵심이다(1.31·20.11).
• 소형 UAS 규제. 결합형 소형기는 무게와 운용 조건으로 규제된다. 천이는 낮은 고도에서 일어나므로 사람 위 운용과 부지 선정에서 위험 평가를 받는다(18.3·14.18).
• 군 감항. 군용 소형 VTOL은 군 감항 요건을 따른다(12.3).

1.11.13 함정과 한계

미해결 문제.

• 정지 로터의 실제 항력과 재시동 신뢰성에 대한 공개 시험 자료가 부족하다.
• 이 장의 모형은 프로파일 동력의 속도 의존성, 로터와 날개의 상호 간섭, 천이 중 동력 변화를 넣지 않았다. 설계 값은 풍동·비행시험으로 정한다(1.5·8.20).
• 호버 비중이 중간인 임무(배송)에서 어떤 형상이 이기는지는 가정에 민감해 공개 비교가 드물다.

1.11.14 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. 결합형이 순항 중 "무효 중량"으로 싣고 다니는 것은 무엇이고, 어떻게 에너지에 반영되는가?
2. 평균 동력 $\bar P=f_hP_h+(1-f_h)P_c$로부터 호버 비중이 커질수록 항속이 줄어드는 이유를 설명하라.
3. 이 장의 가정에서 결합형과 멀티콥터가 같은 항속이 되는 호버 비중은 약 얼마이며, 멀티콥터의 유해 항력을 줄이면 무엇이 달라지는가?
4. 천이 구간에서 날개가 무게를 전부 받치는 속도를 어떻게 계산하는가? 같은 기체에서 양력계수를 낮추면?
5. 정지 로터를 처리하는 세 가지 방식과 각각의 장단점, 안전상 공통 쟁점은?
6. Wingtra WingtraOne과 Quantum Systems Trinity F90+를 결합형이라 부르면 안 되는 이유는?

연구 질문 (25.7에 모은다)

1. 정지·접힌 로터의 항력과 재시동 신뢰성을 공개 풍동·비행 자료로 정량화할 수 있는가?
2. 호버 비중이 중간인 임무에서 결합형·전환형·멀티콥터를 구분하는 임무 기반 비교를 어떻게 표준화할 수 있는가?
3. 순항 추진기 고장 후 리프트 로터 재시동을 안전 논증에서 어떻게 다루는가(8.4)?
4. 리프트 로터 수(4·8·12)와 소음·호버 효율·내고장성의 트레이드를 공개 제원으로 비교할 수 있는가?

1차 출처(이 장)

• J. G. Leishman, Principles of Helicopter Aerodynamics (Cambridge University Press) — 운동량 이론, 성능지수(판은 확인 필요).
• J. D. Anderson, Introduction to Flight — 최대 양항비와 항력 극선(판은 확인 필요).
• EASA, Special Condition for small-category VTOL aircraft, SC-VTOL-01 (2019년 판).
• PX4 사용자 문서(docs.px4.io)의 VTOL 프레임 항목과 ArduPilot 문서의 QuadPlane 항목 — 형상 명칭과 천이 구조.
• AeroVironment JUMP 20, Textron Aerosonde HQ 제품 자료 (제조사 자료, 판 확인 필요).
• 2차 출처: Beta ALIA·Eve·Wisk 관련 백과·보도 요약, Vertical Flight Society 포럼 2025 정지 로터 CFD 논문 요약 — 모두 (2차 출처, 확인 필요).

다음 장: 1.12(하이브리드 VTOL II: 전환형)에서는 같은 추진기를 호버와 순항에 모두 사용하는 틸트로터·틸트윙·테일시터·추력편향을 다룬다. 무효 중량은 줄지만 천이 회랑과 기구 고장 모드가 새 문제가 된다.