제1부 비행체 기술 기반

1.12 하이브리드 VTOL II: 전환형 — 틸트로터·틸트윙·테일시터·추력편향

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

결합형(1.11)은 호버용 추진기와 순항용 추진기를 따로 달아 "무효 중량"을 싣고 다닌다. 전환형 하이브리드 VTOL은 같은 추진기를 호버에서는 위로, 순항에서는 앞으로 밀게 한다. 추진기가 줄어 질량과 항력이 줄지만, 추진기의 방향을 바꾸는 기구와 천이 구간이 새 문제가 된다.

배우는 것:

• 전환형의 다섯 계열 — 틸트 프롭·틸트로터·틸트윙·테일시터·추력편향. 무엇을 움직여 방향을 바꾸는가가 기구·제어·지상 취급을 결정한다.
• 한 추진기로 두 임무를 한다는 것의 비용 — 순항 추력은 호버 추력의 약 9%다. 호버에 맞춘 추진기가 순항에서 왜 손해를 보는가.
• 천이 회랑 — 속도와 기울임각의 평면에서 허용 영역의 위·아래 경계가 어디서 오는가, 힘 평형 식 한 줄로 계산한다.
• 천이 중 필요한 추력과 동력 — 천이는 동력의 위험 구간이 아니라 실속·제어·구조의 위험 구간이라는 점.
• 전환형 특유의 문제 — 훨 플러터, 로터–날개 간섭, 기울임 기구의 고장 모드, 테일시터의 지상 취급.
• 전환형이 결합형을 이기는 조건 — 기구 질량과 순항 프로펠러 효율의 손익분기 계산.

선수 지식: 0.5.6(틸트로터의 계보), 1.2(호버 동력), 1.3(프로펠러·로터 설계), 1.6(형상 분류), 1.11(결합형).

특히 중요한 독자: 엔지니어(천이의 물리와 설계 충돌), 인증(기울임 기구 고장의 치명도, 훨 플러터), 사업(결합형과 전환형의 선택).

기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월을 기준으로 하며 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. eVTOL 기업의 시험·인증 일정은 변동이 크므로 시점을 붙이고 (확인 필요)로 표시했다. 기체 제원은 제조사 공개 자료((공개 주장치))이고 일부는 2차 출처 요약이다. 수치 예시는 표준 라이브러리 math만 사용한 파이썬으로 계산했으며 원리로 계산한 값이지 제품 성능이 아니다. 이 책에서 전환형은 틸트로터·틸트윙·테일시터·추력편향을, 결합형(1.11)은 리프트+크루즈·쿼드플레인을 지칭한다.

1.12.2 개념·직관 — 한 추진기를 두 번 사용한다

0.5.2에서 호버는 동력이 많이 들고 순항은 날개가 거의 공짜로 양력을 만든다고 했다. 결합형은 이 둘을 서로 다른 장치로 나눠 풀었다. 전환형은 장치를 합치는 쪽으로 푼다. 추진기를 위로 향하게 하면 호버, 앞으로 향하게 하면 순항이다.

얻는 것과 치르는 것은 다음과 같다.

세 축은 이 균형을 다르게 잡는다.

1.12.3 계열 분류 — 무엇을 움직이는가

전환형은 무엇이 호버 자세에서 순항 자세로 움직이는가로 나뉜다. 움직이는 부분이 커질수록 날개와 추진기의 정렬이 좋아지지만 기구와 천이가 크고 무거워진다.

혼성도 있다. Archer Midnight는 프롭 열두 개 중 여섯 개만 기울이고 나머지는 호버 전용이다((공개 자료, 2차 출처)). 일부는 전환형이고 일부는 결합형이다. 이 책은 "무엇이 움직이는가"로 분류하므로 이런 형상은 양쪽 장의 문제를 함께 가진다(15.3).

분류 주의. Wingtra WingtraOne은 테일시터이고, Quantum Systems Trinity F90+는 보도 요약에 따르면 모터 세 개 중 두 개가 기울어지는 구성이다(확인 필요). 둘 다 "VTOL 고정익"이라는 이름으로 결합형과 섞여 소개되지만 전환형이다(1.11.3).

1.12.4 호버 효율 대 순항 효율 — 한 추진기로 두 임무를 하는 비용

결론부터 작성한다. 전환형의 추진기는 호버 추력의 약 9%만으로 순항해야 한다. 호버에서는 무게 전부를 받쳐야 하지만, 순항에서는 항력만 이기면 된다. 추력의 비는 양항비의 역수와 같다.

$$ \frac{T_{\mathrm{cruise}}}{T_{\mathrm{hover}}}=\frac{D}{W}=\frac{1}{L/D} $$

이 장의 예시 기체(1.12.6)는 순항 양항비가 11.2이므로 비는 0.089다. 큰 추진기가 호버 추력의 1/11만 낸다는 뜻이다. 운동량 이론으로는 이것이 나쁘지 않다. 추력 하중 계수 $C_T=T/(\tfrac12\rho V^2 A)$가 0.012로 아주 작아 이상 효율(Froude 효율) $2/(1+\sqrt{1+C_T})$는 99.7%다. 실제 손실은 운동량이 아니라 블레이드 설계와 운전점의 불일치에서 온다.

• 전진비 $J=V/(nD)$. 호버는 $J=0$이고 순항은 크다. 이 예시에서 여덟 개 추진기(지름 약 2.9 m)가 호버 깃끝 속도 200 m/s로 돌면 회전수는 21.7 rev/s다. 69 m/s 순항에서 같은 회전수면 $J\approx 1.08$, 회전수를 70%로 낮추면 $J\approx 1.55$다. 고정 피치 프로펠러는 효율 정점이 대체로 피치비의 0.7~0.8배 근처의 $J$에 있다고 알려져 있다(경험 법칙, 1.3). 호버에 맞춘 낮은 피치비의 프로펠러는 $J=1$ 이상에서 효율이 급락한다.
• 블레이드 비틀림과 피치. 호버는 큰 비틀림과 낮은 피치를, 순항은 높은 피치를 원한다.
• 깃끝 속도. 호버는 추력을 위해 높은 깃끝 속도를 사용하지만 순항에서 같은 속도로 돌면 압축성 손실과 소음이 커진다.

이 충돌의 크기가 전환형의 이득을 갉아먹는 정도는 1.12.6.2에서 계산한다.

1.12.5 천이 회랑 — 속도와 기울임각의 허용 영역

1.12.5.1 힘 평형

결론부터 작성한다. 천이의 전반부(저속)에는 추진기를 거의 수직으로 둔 채 가속해야 하고, 날개가 무게를 넘겨받는 속도 근처에서 비로소 크게 눕힐 수 있다. 저속에서 기울이면 수직 추력이 줄어 고도를 잃기 때문이다.

수평 비행 중 날개를 고정하고 추진기만 기울인다고 하자. 기울임각 $\beta$는 수직 기준이다(0도가 호버 자세, 90도가 순항 자세). 수직·수평 힘의 평형은 다음과 같다.

$$ T\cos\beta+L=W,\qquad T\sin\beta=D+m\dot V $$

$$ L=\tfrac12\rho V^{2}S\,C_L,\qquad D=\tfrac12\rho V^{2}S\,(C_{D0}+kC_L^{2}),\qquad k=\frac{1}{\pi\,e\,AR} $$

따라서 필요한 기울임각과 추력은 다음과 같다.

$$ \tan\beta=\frac{D+m\dot V}{W-L},\qquad T=\sqrt{(W-L)^{2}+(D+m\dot V)^{2}} $$

상한과 하한. 허용 영역은 두 경계 사이다.

• 상한(많이 눕히는 쪽). 날개 양력계수를 실속 여유 15%인 $0.85\,C_{L,\max}$로 나타내고 추력을 최대 추력 $T_{\max}$로 제한한 채 고도를 유지할 수 있는 최대 기울임이다.

$$ \beta_{\max}=\arccos\frac{W-L(0.85\,C_{L,\max})}{T_{\max}} $$

저속에서는 $L$이 작아 $\cos\beta\ge W/T_{\max}$여야 하므로 상한이 낮다. 날개가 무게를 받칠수록 상한이 올라가 90도에 이른다.

• 하한(적게 눕히는 쪽). 속도가 높은데 추진기를 세워 두면 추진기 디스크가 디스크면 방향 유입(에지와이즈 유입, edgewise)을 받는다. 로터 전진비 $\mu=V\cos\beta/(\Omega R)$에 한계 $\mu_{\max}$를 두면 다음이 나온다.

$$ \beta_{\min}=\arccos\frac{\mu_{\max}\,\Omega R}{V}\quad(V>\mu_{\max}\,\Omega R) $$

한계 $\mu_{\max}=0.30$은 설명용 가정이다. 실제 회랑은 로터 하중·진동·휘돌림 안정성·조종성 시험으로 정한다.

그림에서 읽을 것은 세 가지다. 첫째, 상한은 호버 속도에서 약 37도(추력 여유 1.25 가정)에서 시작해 날개가 무게를 넘겨받는 약 41 m/s에서 90도에 이른다. 둘째, 가속 0.15 g로 천이하는 경로는 20 m/s까지 기울임이 12도 안쪽이라 거의 수직 자세로 가속한다. 셋째, 순항 속도(69 m/s)에서 하한이 약 30도라 완전히 세운 자세로는 그 속도에 갈 수 없다.

1.12.5.2 천이 중 필요한 추력과 동력

추진기 디스크의 법선을 추력 방향으로 잡고 Glauert 유도속도를 사용한다. 기울임각 $\beta$에서 디스크는 속도 $V\sin\beta$로 축방향 유입을, $V\cos\beta$로 디스크면 방향 유입을 받는다.

$$ T=2\rho A\,v_i\sqrt{(V\cos\beta)^{2}+(V\sin\beta+v_i)^{2}},\qquad P=\frac{T\,(v_i+V\sin\beta)}{\mathrm{FM}} $$

여기서 $A$는 추진기 면적 합, $v_i$는 유도속도, $\mathrm{FM}$은 성능지수다(1.2). 프로파일 동력의 속도 의존성과 다운로드는 넣지 않은 단순 모형이다.

결론. 이 모형에서 천이 구간의 동력은 호버의 약 56%(30 m/s 부근)까지 내려갔다가 가속 때문에 다시 오른다. 즉 동력이 최대인 곳은 호버다. 천이의 위험은 동력이 아니라 실속, 제어 전환, 추진기의 하중·휘돌림 안정성에서 온다. 이것이 천이 제어(2.3)와 공탄성(1.29)을 따로 다루는 이유다.

1.12.6 수치 예시·워크스루

1.12.6.1 천이 경로

예시 기체의 가정을 표로 밝힌다. 설명용 가정이며 특정 기체의 값이 아니다.

결과는 다음과 같다.

읽을 것은 네 가지다.

1. 천이는 44 m/s까지 약 30초 걸린다(44.2 m/s ÷ 1.47 m/s²).
2. 20 m/s까지는 날개가 무게의 20%만 받치므로 추진기는 거의 수직 자세다. 기울임은 날개가 절반 가까이 받치는 30 m/s에서야 19도에 이른다.
3. 40 m/s 이후에는 몇 초 사이에 기울임이 49도에서 87도로 급변한다. 이 구간의 자세·속도 제어가 천이 제어의 핵심 난제다(2.3).
4. 순항(69 m/s)에서 추력은 호버의 약 9%, 동력은 약 48%다. 이 값은 다운로드와 프로파일 동력을 뺀 이상적 값이라 실제 순항 동력비는 더 높을 수 있다.

1.12.6.2 전환형이 결합형을 이기는 조건

1.11의 6 kg 예시(결합형 항속 119 km, 호버 비중 0.05에서 91 km)와 같은 틀로 전환형을 계산했다. 가정은 결합형과 같은 호버 추진기(지름 0.38 m 네 개, $\mathrm{FM}=0.60$), 같은 날개, 기울임 계통 질량 0.8 kg(결합형의 리프트 계통은 1.1 kg), 기울임 기구가 더하는 항력 면적 0.003 m²(결합형은 0.010 m²)다. 변수는 순항에서의 프로펠러 효율 $\eta_p$다. 결합형의 전용 순항 프로펠러는 0.72로 가정했다.

전환형이 결합형과 같은 항속이 되는 순항 프로펠러 효율은 호버 비중 0.05에서 약 0.52다. 호버에 맞춘 프로펠러가 전용 순항 프로펠러(0.72)보다 효율이 약 28%(0.72에서 0.52로) 떨어져도 이득이 남는다. 그러나 이 결론은 기구 질량에 민감하다.

기구가 결합형의 리프트 계통만큼 무거우면(1.1 kg) 전환형이 이기려면 순항 프로펠러 효율이 0.62 이상이어야 하고, 1.3 kg이면 거의 전용 프로펠러만큼(0.70) 나와야 한다. 기울임 기구가 추가로 항력을 더하는 정도(0.003 → 0.010 m²)가 커져도 손익분기가 0.52에서 0.61로 오른다. 전환형의 이득은 "추진기를 합친다"는 사실이 아니라 기구가 가볍고 호버 추진기의 순항 효율이 덜 깎일 때만 나온다.

1.12.7 전환형 특유의 문제와 고장 모드

1.12.7.1 훨 플러터

프로펠러는 회전하는 질량이라 각운동량을 가진다. 엔진 포드가 피치 방향으로 흔들리면 이 각운동량 때문에 요 방향 힘이 생기고 반대도 마찬가지여서 포드가 "휘돌며" 진동한다. 속도가 오르면 프로펠러에 걸리는 공기력이 이 진동을 키울 수 있다. 이것이 훨 플러터(whirl flutter)다.

역사의 교훈이 있다. 1959년 9월과 1960년 3월에 Lockheed L-188 Electra 두 대가 공중 분해되었다. 조사 결과 바깥쪽 엔진 장착 구조가 손상된 상태에서 고속·난기류 속에 날개가 휘돌림 모드로 플러터를 일으킨 것으로 밝혀졌다. 제작사는 구조 보강 개조를 했고 전 기체의 개조가 1961년 7월에 끝났다(FAA 교훈 사례 포털 등 공개 자료). 틸트로터에서는 포드가 날개 끝에 달린 큰 프롭로터라서 이 문제가 설계의 첫 조건이다. XV-3의 공탄성 문제(0.5.6)도 같은 계열이다. 설계는 날개와 포드의 강성을 높이고 회전 질량의 관성을 줄이며 속도·회전수 한계를 두는 쪽으로 간다. 상세는 1.29에서 다룬다.

1.12.7.2 로터–날개 간섭

호버 중에는 추진기 후류가 아래로 흐르며 날개 위를 때린다. 날개가 추력의 일부를 눌러 다운로드가 생기고, 같은 무게를 띄우는 데 필요한 동력이 늘어난다. 틸트윙은 날개가 후류에 정렬되어 이 손실이 작고, 틸트로터와 틸트 프롭은 편향판(플랩)을 내려 줄이려 한다. 정량값은 기체마다 다르므로 1.2의 간섭 모형과 시험으로 정한다(확인 필요).

1.12.7.3 기울임 기구의 고장 모드

V-22는 양쪽 프롭로터를 잇는 연결축을 날개 안에 두어 한쪽 엔진이 멈춰도 양쪽 로터를 구동한다. 분산전기추진(DEP)은 이 축이 없어 기계 복잡도가 줄지만 고장 처리가 전력·제어 쪽의 재할당 문제로 옮겨 간다(1.17·2.5).

1.12.7.4 테일시터의 지상 취급

테일시터는 기울임 기구가 없다는 가장 큰 장점의 대가로 꼬리로 앉았다 선다. 지상에서는 풍하중과 접지 안정이 문제고, 호버 중 날개가 바람을 받는다. 자세가 호버에서 순항으로 넘어가며 피치각이 90도를 지나므로 오일러각 표현이 특이점을 만나 쿼터니언 같은 표현이 필요하다(2.3). 카메라 같은 센서의 시선 방향도 크게 바뀐다. 제조사 자료에는 풍속·선박 속도 한계를 밝히는 경우가 있다. Shield AI는 V-BAT의 발진·회수 가능 바람을 25 kt 이하, 이동하는 선박 속도를 10 kt로 제시한다 (공개 주장치). 보도에는 2024년 4월 발진·회수 중 해군 병사가 다친 사고 뒤 사람의 도움이 필요 없는 수직 발진·회수 기능을 추가했다는 내용이 있다 (2차 출처, 확인 필요). 지상 취급이 이 계열의 실제 장벽임을 보여 준다.

1.12.8 대표 기체와 적용

기업·인증 일정은 쉽게 바뀐다. 표의 시점은 2026년 10월까지 확인한 보도다. 인증과 운항 개시는 발표와 달성을 구분해 읽는다(21.7·24.23). 기체 비교는 24.22, 군용 소형 VTOL 제품은 24.6에 있다.

1.12.9 설계 트레이드오프

어떤 추진기를 기울이는가가 선택지다.

① 추진기를 모두 기울인다(순수 전환형).

• 근거: 무효 중량이 없고 호버 추진기를 크게 달 수 있다(1.12.2).
• 이해관계: 속도·항속이 가치인 AAM과 장거리 배송.
• 한계: 기울임 기구가 치명적 고장 모드가 되고, 호버·순항 효율이 타협된다(1.12.4).

② 일부만 기울이고 나머지는 호버 전용으로 둔다(혼성).

• 근거: 호버 효율을 위한 추진기와 순항용 추진기를 따로 최적화해 한쪽 고장의 영향을 줄인다.
• 이해관계: 인증 난이도를 낮추려는 AAM 개발사.
• 한계: 호버 전용 추진기가 순항 중 무효 중량과 정지 로터 항력이 된다(1.11.4).

③ 기울이지 않는다(결합형, 1.11).

• 근거: 기구가 없고 고장 모드가 단순하다.
• 이해관계: 소형 측량·정찰, 내고장성을 중시하는 설계.
• 한계: 순항 중 질량과 항력의 대가(1.11.5).

견해: 이 장의 6 kg 계산에서 전환형의 이득은 기울임 계통 질량이 결합형의 리프트 계통 질량(1.1 kg)보다 가벼울 때 순항 프로펠러 효율의 약 28% 손실(0.72에서 0.52로)까지 버틴다. 그러나 질량이 1.3 kg이면 전용 프로펠러만큼의 효율이 필요하다. 근거는 1.12.6.2의 손익분기다. 소형 기체는 기구 질량이 상대적으로 커서 결합형이나 테일시터가 단순하고, 기구를 가볍게 만들 수 있는 규모에서만 틸트 프롭이 이득을 낸다고 본다. 다만 이 계산은 호버 추진기를 같게 두었고 다운로드·소음·인증 비용을 넣지 않았으므로 판단의 한 근거일 뿐이다.

1.12.10 세 축 비교

1.12.11 관련 규격·프로토콜

1.12.12 관련 규제·인증 요구와의 연결

• 분류. 틸트로터와 틸트 프롭은 FAA에서 동력양력, EASA에서 SC-VTOL의 대상이다(17.7·17.14).
• 기울임 기구의 치명도. 기울임이 고착하거나 비대칭이 되는 고장이 치명적 고장 조건에 해당하는지가 안전성 평가의 핵심이다. SC-VTOL의 승객 운송 범주는 치명적 고장 확률 목표가 매우 낮다(약 $10^{-9}$ 매 비행시간 확인 필요). 이 목표가 기구와 다중화 설계를 강제한다(8.4).
• 훨 플러터. 구조·공탄성 입증은 인증 시험의 큰 항목이다(1.29·20.6).
• 조종사 자격. 동력양력 조종사는 새 자격 체계가 필요하다(15.18).
• 소음. 프롭로터의 호버 소음과 깃끝 속도 저감은 소음 인증과 수용성의 핵심이다(1.31·20.11).
• 사례. 인증 진행은 20.12·24.23에서 다룬다.

1.12.13 함정과 한계

미해결 문제.

• 대형 프롭로터의 호버·순항 효율 타협을 정량적으로 비교한 공개 자료가 부족하다.
• 천이 중 분산전기추진의 휘돌림 안정성에 대한 공개 설계 자료가 드물다.
• 기울임 기구의 고장률과 다중화 효과를 공개 시험 자료로 검증하기 어렵다.
• 테일시터의 선박 운용 한계는 제조사 주장치뿐이다.

1.12.14 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. 순항 추력이 호버 추력의 약 몇 배인지 양항비로 설명하라. 운동량 이론의 효율이 높은데도 실제 효율이 손해를 보는 이유는?
2. 천이 회랑의 상한과 하한은 각각 어떤 물리에서 오는가? 저속에서 많이 기울이면 왜 안 되는가?
3. 천이 경로에서 동력이 호버보다 작아지는 구간이 있는 까닭과, 그래도 천이가 위험한 까닭은?
4. 전환형이 결합형과 같은 항속이 되기 위한 순항 프로펠러 효율은 기울임 기구 질량에 따라 어떻게 바뀌는가?
5. 훨 플러터의 원리를 한 문장으로 작성하고, Electra의 교훈과 틸트로터의 관계를 설명하라.
6. 기울임 기구가 수직과 수평에서 각각 고착될 때의 결과와 설계 대응은?

연구 질문 (25.7에 모은다)

1. 분산전기추진 틸트 프롭에서 훨 플러터 경계를 어떻게 예측·시험하는가?
2. 기울임 기구의 고장 확률 목표(약 $10^{-9}$)를 다중화 설계로 어떻게 입증하는가(8.4)?
3. 소형 틸트형·테일시터와 결합형의 임무 기반 비교를 공개 자료로 표준화할 수 있는가?
4. 테일시터의 바람·선박 속도 운용 한계를 독립 시험으로 검증할 수 있는가?

1차 출처(이 장)

• J. G. Leishman, Principles of Helicopter Aerodynamics (Cambridge University Press) — 운동량 이론, Glauert 유도속도(판은 확인 필요).
• W. Johnson, Rotorcraft Aeromechanics (Cambridge University Press, 2013) — 틸트로터와 프롭로터의 공탄성·역학(확인 필요).
• M. D. Maisel, D. J. Giulianetti, D. C. Dugan, The History of the XV-15 Tilt Rotor Research Aircraft: From Concept to Flight (NASA SP-2000-4517) — 틸트로터 개발사(서지 세부 확인 필요).
• EASA, Special Condition for small-category VTOL aircraft, SC-VTOL-01 (2019년 판).
• FAA 교훈 사례 포털의 Lockheed L-188 Electra 항목 (공개 정부 문서).
• PX4 사용자 문서(docs.px4.io)의 테일시터·틸트로터 VTOL 프레임 항목 — 계열 분류와 천이 구조.
• 2차 출처: Joby·Archer·AW609·V-BAT·Wingcopter·Vahana 관련 보도와 백과 요약 — 모두 (2차 출처, 확인 필요).

다음 장: 1.13(특수 형상 I: 초소형·나노 드론·날갯짓·생체모방)에서는 크기가 수 센티미터로 줄어들 때 공기역학이 어떻게 달라지는지, 곧 저 레이놀즈수의 비정상 흐름과 스케일링 법칙, 체공 시간의 한계를 다룬다.