제1부 비행체 기술 기반

1.17 전기 추진 계통과 분산전기추진(DEP): 구성과 설계

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

전기 추진은 에너지 저장 장치에서 프로펠러까지 전력이 이어지는 체인이다. 체인의 각 단계에서 전력의 일부가 열로 사라지고, 열은 설계를 정한다. 이 장은 체인 전체를 한 눈에 보고 분산전기추진(DEP), 전압 선택, 다중화 구조가 질량·열·고장에 어떤 영향을 주는지를 숫자로 따라간다. 모터·전자 변속기(ESC)·배전·배터리의 내부는 각자의 장이 맡는다.

배우는 것:

• 추진 체인과 효율의 곱 — 배터리에서 프로펠러 축까지 단계별 효율이 곱해지는 방식, 호버가 열 설계점인 이유.
• 분산전기추진(DEP)의 이득과 대가 — 프로펠러 후류로 날개 양력을 키우는 원리(계산)와, 추진기가 늘면 상실 사건도 늘어나는 대가.
• 전압 선택의 두 한계 — 도체 단면을 정하는 것이 저항 손실인지 열(전류 밀도)인지에 따라 배선 질량이 전압의 제곱에 반비례하기도, 전압에 반비례하기도 한다(계산).
• 다중화 구조 — 이중 버스, 로터 하나 또는 한 쌍을 잃을 때 남은 추진기가 감당해야 할 출력 증가.
• 시스템 질량 분석 — 다중화 마진까지 포함해 정격을 잡으면 모터·인버터 질량이 얼마나 늘어나는가.
• 사례와 규모별 선택 — NASA X-57의 공개 사실과 종료 경위, eVTOL의 공개 추진기 구성, 소형 UAS에서 eVTOL까지의 전압대.

선수 지식: 호버 동력과 성능지수는 1.2, 프로펠러는 1.3, 배터리 개념은 1.21. 상세는 모터·ESC 1.18, 배전·EWIS 1.19, 하이브리드 1.23, 열관리 1.25를 지시한다.

특히 중요한 독자: 엔지니어(체인 효율·전압·다중화 사이징), 인증(고전압·전기 추진 유닛의 인증 쟁점), 사업(공급망과 규모별 선택).

기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월 기준이며, 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. 제품 제원은 제조사 공개 자료이므로 (공개 주장치)다. 본문의 계산은 원리로 만든 교육용 모형이고 가정을 표로 밝혔다. 단계별 효율·비출력은 가정 범위이며 제품 주장치가 아니다. 현황 수치는 1.18·1.21에서 확인한다.

1.17.2 개념·직관 — 한 줄의 체인, 많은 선택

전기 추진 계통은 다음 순서로 이어진다. 에너지 저장 장치(배터리), 직류 배전(배선·접촉기·퓨즈), 전력 변환(인버터 또는 ESC), 전동기(모터), 기어 또는 직결, 프로펠러. 각 단계의 효율을 곱한 것이 체인 효율이다.

내연기관과 다른 점이 셋이다.

1. 출력이 잘게 쪼개진다. 엔진 한 대의 축을 기어로 나누는 대신 전선으로 여러 모터에 나눈다. 모터 하나의 크기와 개수를 설계자가 고른다.
2. 응답이 빠르고 토크를 정밀하게 제어한다. 모터와 인버터는 수 밀리초에 토크를 바꾼다. 이것이 멀티콥터의 자세 제어를 가능하게 했다(1.7·2.2).
3. 고도에 따른 출력 저하가 작다. 모터는 공기를 먹지 않으므로 높이에 따라 출력이 줄지 않는다. 대신 공기가 옅어져 냉각이 나빠지고 절연이 약해진다(1.25·1.19).

세 축에서 요구는 이렇게 다르다.

• 군용 드론은 저소음·저열 시그니처와 야전 견고성을 원한다. 전기 추진은 소음과 열이 작아 유리하지만 비에너지가 군의 체공 요구와 부딪친다(1.23).
• 민간 UAS는 값싼 표준 부품과 단순한 배선을 원한다. 전압은 낮고 배선은 짧다.
• AAM은 고전압·다중화·인증을 원한다. 승객을 태우므로 추진기 하나의 고장이 사고로 이어지지 않아야 한다(15.4).

하이브리드는 이 체인의 앞단에 엔진과 발전기를 추가하는 방식이다. 직렬은 엔진이 발전만 하고 프로펠러는 전기로 돌린다. 병렬은 엔진과 모터가 같은 축을 함께 돌린다. 직렬에서 연료에서 축까지의 효율은 엔진 0.30, 발전기 0.95, 정류기 0.98, 인버터 0.975, 모터 0.95를 곱해 약 0.26이다(가정, 파이썬 계산). 배터리에서 축까지의 약 0.88보다 훨씬 낮다. 그래도 연료의 비에너지가 배터리보다 수십 배 높아 임무가 길면 하이브리드가 이긴다. 손익분기 계산은 1.23이 맡는다.

1.17.3 추진 체인과 효율의 곱

결론: 체인 효율은 단계별 효율의 곱이다. 어느 한 단계의 손실도 앞 단계에서 더 많은 전력을 인출해야 보충된다. 그래서 같은 축 출력이라도 손실이 큰 단계가 뒤에 있을수록 앞 단계의 부담이 커진다.

$$\eta_{chain} = \eta_{bat}\,\eta_{dist}\,\eta_{inv}\,\eta_{mot}\,\eta_{gear}, \qquad P_{bat} = \frac{P_{shaft}}{\eta_{chain}}$$

효율은 부하에 따라 달라진다. 호버에서는 로터가 높은 토크를 내므로 전류가 크고 동손($I^2R$)이 전류의 제곱으로 늘어난다. 순항은 같은 로터가 낮은 토크로 돌아 효율이 높다. 그래서 호버가 열 설계점이다(1.25).

1.17.4 수치 예시 — 호버 20 kW 로터 한 개의 체인 효율과 발열량

가정 표. 총 2,000 kg급 16로터 eVTOL을 상정한다. 특정 기체의 값이 아니다.

축 출력에서 거꾸로 올라가며 각 지점의 전력을 구한다(파이썬으로 계산).

결론 1: 호버에서 로터 한 개가 20 kW를 내려면 배터리는 22.7 kW를 내야 하고 2.7 kW가 열이 된다. 16개를 합치면 배터리는 약 364 kW를 내고 열은 약 43.5 kW다.

결론 2: 성능지수 0.70까지 곱하면 배터리 에너지가 유용한 추력 동력이 되는 비율은 $0.70\times0.880\approx0.62$다. 호버에서 배터리 에너지의 38%가 공기 중 손실과 열로 사라진다.

같은 로터가 순항에서 축 출력 8 kW를 내면 체인 효율이 0.917, 열은 0.72 kW다. 호버의 약 27%다.

읽을 것이 둘이다.

• 열은 모터와 배터리에서 가장 많이 난다. 호버에서 로터당 모터가 1.05 kW, 배터리가 0.91 kW(16개 합 14.5 kW)를 낸다. 배터리는 허용 온도 범위가 좁아서 호버의 열 관리가 가장 가혹하다(1.21·1.25).
• 호버는 수 분이어도 열 설계점이다. 수 분의 열이 모터 권선과 인버터 소자의 온도를 올린다. 정격은 연속이 아니라 호버 구간의 열 용량으로 정한다.

1.17.5 분산전기추진(DEP) — 이득과 대가

분산전기추진(Distributed Electric Propulsion)은 추진기를 여러 개로 나누어 배치하고 각각을 전기 모터로 구동하는 방식이다. 전력은 기계 축이 아니라 전선으로 나눈다. 쉽게 말해 "엔진 하나를 모터 여러 개로 바꾸어 아무 곳에나 놓을 수 있게 한 것"이다.

1.17.5.1 블로운 윙의 원리 — 후류가 양력을 키운다

날개가 후류 속에 있으면 날개 위 공기 속도가 커져 같은 날개 면적과 양력계수로도 양력이 늘어난다. 프로펠러의 추력 하중계수를 $\tau$로 두면 다음과 같다.

$$\tau = \frac{T}{\tfrac{1}{2}\rho V^{2} A_d}, \qquad \left(\frac{V_{slip}}{V}\right)^{2}_{disk} = \left[\frac{1+\sqrt{1+\tau}}{2}\right]^{2}, \qquad \left(\frac{V_{slip}}{V}\right)^{2}_{wake} = 1+\tau$$

$V$는 비행 속도, $T$는 프로펠러 한 개의 추력, $A_d$는 디스크 면적이다. 첫째 값은 프로펠러 면에서의 속도, 둘째 값은 멀리 떨어진 후류에서의 속도이며(운동량 이론, 1.2), 실제 날개는 둘 사이의 위치에 놓인다. 후류가 날개 폭의 $\varepsilon$에 걸치면 날개 전체의 평균 동압비는 $1+\varepsilon(Q-1)$이다($Q$는 위 동압비).

예. 접근 속도 31 m/s, 프로펠러 12개(지름 0.58 m, 한 개당 축 동력 12 kW, 효율 0.70), 날개폭 9.6 m를 가정한다(소형 전기 항공기 규모의 가정이며 특정 기체의 설계값이 아니다). 계산하면 추력은 한 개당 271 N, $\tau=1.74$, 날개폭의 72.5%가 후류에 포함된다(파이썬으로 계산).

읽기: 후류가 평균 동압을 1.5~2.3배로 키우므로, 같은 실속 속도에서 날개 면적을 기준의 약 0.44~0.64배까지 줄일 수 있다. 날개가 작으면 순항 항력이 줄어 순항 효율이 오른다. 이것이 DEP 고정익의 설계 논리다. 참고로 NASA가 공개한 X-57의 날개 면적은 기준 기체(Tecnam P2006T)의 42%다. 이 모형은 개념 설명용이다. 실제 설계는 유동 해석·풍동·비행시험이 필요하다(1.5).

한계: 이 이득은 저속에서 후류를 크게 사용할 때만 나온다. 순항에서는 고양력 프로펠러를 접고 정지시켜 항력 손실을 피해야 한다. 그리고 추력이 클수록 후류가 강해지므로 이득과 전력 소모가 같이 늘어난다.

1.17.5.2 대가 — 추진기가 늘면 상실 사건도 늘어난다

추진기 한 개의 상실률을 $\lambda_m$이라 하면 $N$개 중 하나라도 상실할 사건률은 대략 $N\lambda_m$이다. $\lambda_m=2\times10^{-5}$/비행시간(가정)이면 다음과 같다.

결론: 16개 추진기를 사용하는 기체는 수천 비행시간마다 추진기 하나를 잃는 일을 일상으로 받아들이고 설계해야 한다. DEP의 다중화는 공짜가 아니라, 늘어난 사건을 흡수하는 능력을 요구한다(1.17.7).

1.17.6 전압 선택 — 전류·질량·안전의 트레이드

전압은 직렬로 쌓은 셀 수다. 셀 하나의 공칭 전압을 3.7 V로 두면 필요한 직렬 수는 다음과 같다.

결론: 같은 전력이면 전압을 높일수록 전류가 줄어 배선이 가늘어진다. 그러나 줄어드는 정도는 무엇이 도체 단면을 정하느냐에 달려 있다. 두 한계가 있다.

• 손실 한계 — 도체 저항 손실을 부하 전력의 $f$ 이하로 둔다. 단면 $A_e=2\rho_e L P/(fV^2)$이므로 질량이 $1/V^2$에 비례한다.
• 전류 밀도 한계 — 묶음 배선의 열을 견딘다. 단면 $A_a=P/(V J_{max})$이므로 질량이 $1/V$에 비례한다.

두 한계가 만나는 전압은 다음이다.

$$V^{*} = \frac{2\,\rho_e\,L\,J_{max}}{f}$$

$V^*$ 아래에서는 손실이, 위에서는 열이 단면을 정한다. 필요한 질량은 둘 중 큰 쪽이다. 도체 한 쌍의 질량은 $m = 2\,A\,L\,\rho_m$이다.

피더 16개, 피더당 21.6 kW(인버터 입력), 길이 8 m, 손실 1% 이하, 전류 밀도 $J_{max}=5\ \mathrm{A/mm^2}$(묶음 배선 가정)로 계산하면 $V^*\approx138$ V다(파이썬).

결론: 400~800 V에서는 열 한계가 단면을 정하므로 도체 질량이 전압에 반비례한다. 전압을 두 배로 올려도 도체는 반으로 줄 뿐 4분의 1이 되지 않는다. 48 V로 이 전력을 나르려면 도체만 600 kg 가까이 필요하다. 그래서 큰 전력의 기체는 고전압을 사용한다.

계류 드론(1.14)에서도 같은 두 한계가 나왔다. 길이 100 m, 전류 밀도 8 $\mathrm{A/mm^2}$, 손실 10%에서 $V^*$는 약 275 V다. 길이가 짧으면 $V^*$가 낮다(길이 8 m이면 138 V).

전압을 올리는 대가. 도체 질량만 줄 뿐 다른 비용은 늘어난다.

• 감전·절연 — 직류 약 60 V 위는 감전 위험의 경계로 취급되는 일이 많다(규격별로 다르다, 확인 필요). 400~800 V는 정비 인력에게 치명적일 수 있다(20.18).
• 부분 방전과 고도 — 고도가 오르면 공기가 옅어져 절연 파괴 전압이 낮아진다(1.19).
• 반도체 정격과 스위칭 손실 — 고전압 인버터는 정격이 높은 소자를 사용하고 스위칭 손실과 전자기 간섭이 늘 수 있다(1.18·8.10).
• 셀 직렬 수와 감시 채널 — 직렬 셀이 많아져 배터리 관리 시스템이 감시할 채널이 늘어난다(1.22).
• 접촉기·퓨즈·커넥터 정격 — 고전압 직류 차단은 교류보다 어렵다.

NASA X-57은 460 V(직류 공칭) 배터리를 사용했다. eVTOL의 공개 구성에서 800 V급이 거론되지만 기체별 값은 확인하지 못했다(확인 필요, 1.19).

1.17.7 다중화 구조 — 모터 상실과 버스 분리

다중화는 두 층에서 일어난다. 추진기 층(한 개를 잃어도 추력이 남는다)과 전력 층(버스 하나를 잃어도 추진기가 남는다).

전력 층: 이중 버스. 배터리 팩을 둘로 나누고 버스도 둘로 나눈다. 로터를 두 버스에 교대로 물린다. 한 버스를 잃으면 로터의 절반이 남는데 교대 배치라서 남은 로터가 좌우·앞뒤로 고르게 퍼져 있다. 버스 사이에 연결 접촉기를 두면 한쪽 고장이 다른 쪽으로 번지는 것을 막거나(열어 둠), 필요할 때 전력을 나눠 사용할 수 있다(닫음). 어느 쪽이 맞는지는 고장 모드 분석(8.4)이 정한다.

추진기 층: 한 개 또는 한 쌍을 잃으면. 총 추력을 유지하려면 남은 로터가 더 큰 출력을 내야 한다. 호버 동력은 추력의 1.5제곱에 비례하므로(1.2) 로터 수가 $N$일 때 한 개를 잃으면 남은 $N-1$개의 출력이 $(N/(N-1))^{3/2}$배가 된다. 균형을 위해 맞은편 로터도 함께 낮추면 한 쌍을 잃은 셈이 되어 $(N/(N-2))^{3/2}$배가 된다(파이썬으로 계산, 같은 디스크 가정).

결론: 로터 4개로는 한 쌍을 잃을 때 남은 로터가 2.8배 출력을 내야 해서 현실적이지 않다. 8개 이상이면 1.5배 이하로 내려간다. 다중화는 로터 수가 늘수록 쉬워지지만 각 로터의 정격을 키워야 한다. 이 정격이 체인 질량으로 이어진다(1.17.8). 고장 후 조종 가능성은 제어 할당(1.7)과 고장 허용 설계(2.5)가 다룬다.

다중화에는 숨은 비용이 있다.

• 잠재 고장 — 평소 사용하지 않는 연결 접촉기나 비상 경로가 고장 난 채로 있다가 필요할 때 작동하지 않는 일. 비행 전 점검과 자체 시험이 필요하다.
• 공통 원인 — 두 버스가 같은 접지·같은 제어기·같은 소프트웨어에 매달려 있으면 다중화가 무의미해진다. 공통 원인이 하한을 형성하는 효과는 1.16.7.1의 계산과 같은 구조다.
• 복잡도 — 접촉기와 보호 장치가 늘어 새 고장 모드가 생긴다(1.19).

1.17.8 시스템 질량 분석과 규모별 선택

1.17.8.1 추진 시스템 질량을 어떻게 추정하는가

추진 시스템 질량은 모터·인버터·배선·보호 장치·냉각·프로펠러의 합이다. 핵심은 정격을 호버와 다중화 마진으로 정한다는 점이다. 순항에는 정격의 일부만 쓰므로 질량은 순항에서 낭비다. 그 낭비를 줄이려는 시도가 하이브리드 VTOL의 호버용·순항용 추진기 분리다(1.11·1.12).

16로터 eVTOL의 예를 계속한다. 한 쌍 상실에 대비해 로터당 정격을 호버 20 kW의 1.22배인 24.4 kW로 잡으면 16개 합 정격은 약 391 kW다. 모터·인버터 질량은 비출력(kW/kg)에 달려 있다. 아래 비출력은 가정이며 현황은 1.18이 공개 주장치를 확인한다.

배선(도체)은 800 V에서 약 12 kg이다(1.17.6). 절연·커넥터·보호 장치·냉각·프로펠러는 별도로 더한다. 이 표는 방법을 보여 주는 예이며 비출력의 가정에 따라 질량이 2.6배까지 달라진다는 점이 요점이다. 전기 추진의 핵심 지표가 비출력인 이유다.

1.17.8.2 규모에 따른 선택

전압대는 규모와 전류가 정하지만 공급망이 영향을 준다. 소형 UAS용 모터·ESC는 대량 생산되어 값이 싸고, 고전압 항공용 인버터·접촉기는 소량이라 비싸다(23.37·24.28).

1.17.9 사례 — NASA X-57과 eVTOL의 공개 구성

1.17.9.1 NASA X-57 Maxwell

NASA는 사업이 시작할 때 기술 성숙도 평가가 지나치게 낙관적이어서 기술적 난관이 생겼다는 취지의 교훈을 공개했다(교훈 보고서, 2024년, 정확한 문구는 확인 필요). 이 사업의 가치는 비행이 아니라 설계·감항 절차의 문서화와 규제 당국과의 공유에 있었다.

읽을 것: X-57은 DEP가 기술적으로 불가능해서 끝난 것이 아니다. 고전압 배터리의 열, 전자기 간섭, 부품 수급, 감항 절차가 동시에 작용해 일정 안에 첫 비행에 이르지 못했다. 이 네 가지가 곧 전기 추진 인증의 쟁점이다(1.19·8.10·20.5).

1.17.9.2 eVTOL의 공개 추진기 구성

추진기 수와 모터 수는 같지 않을 수 있다(모터 하나에 권선을 둘 두거나 프로펠러 하나를 모터 둘이 구동하는 구성). 표는 프로펠러 수 기준이다. 형상별 장단점은 1.11·1.12·15.3에, 기체 비교는 24.21·24.22에 있다.

1.17.10 설계 트레이드오프

추진기 수를 정하는 세 갈래가 있다.

① 소수 대형 추진기(2~6개). 장점: 로터 효율이 높고 부품이 적다. 단점: 한 개의 상실이 크고 다중화 마진이 크다. 이 입장을 취하는 쪽: 헬리콥터 전통을 이은 개발사와 전환형 개발사(1.12).

② 중간 수의 분산(6~12개). 장점: 다중화가 적당하고 로터 효율도 유지한다. 단점: 호버용·순항용 구성이 복잡해진다. 이 입장을 취하는 쪽: 다수의 eVTOL 개발사.

③ 다수 소형(16개 이상). 장점: 한 개의 상실이 작고 소음을 낮출 수 있다. 단점: 사건률이 크고 배선·인버터가 많아 질량·복잡도가 크다. 이 입장을 취하는 쪽: 멀티콥터 계열 개발사(1.7).

견해: 추진기 수를 늘리는 것이 안전을 늘린다고 단순화하면 안 된다고 본다. 한 개의 상실 충격은 줄지만 상실 사건률은 $N$배가 되고(1.17.5.2), 이득은 6~12개 근처에서 포화한다고 본다. 근거는 두 계산이다. 첫째, 한 쌍 상실 때 출력비가 $N=8$에서 1.54, $N=16$에서 1.22로 내려가는 속도가 둔해진다(1.17.7). 둘째, 공통 원인(공유 버스·제어기·소프트웨어)이 하한을 형성한다. 따라서 안전은 $N$이 아니라 고장의 독립성에서 나온다. 다만 이는 개념 계산이며, 기체별 안전 목표는 고장 모드 분석과 시험으로 정해야 한다.

1.17.11 세 축 비교

AAM에서 전기 추진이 가장 비싸고 복잡한 이유는 승객을 태워서 단일 고장 허용·고전압 안전·열·소음을 동시에 만족해야 하기 때문이다. 민간 UAS의 소형 멀티콥터는 같은 체인을 훨씬 단순하게 사용한다.

1.17.12 관련 규격·프로토콜

판 기호는 확인하지 못한 것이 있어 확인 필요로 표시했다. 표준 본문은 옮기지 않고 구조와 요지만 적었다.

1.17.13 관련 규제·인증 요구와의 연결

• 추진 계통의 인증 — 전기 추진 유닛에는 엔진처럼 정해진 인증 기준이 없다. 특별조건과 이슈 페이퍼로 사안별 합의한다(20.5·17.7·17.14).
• 고전압 안전과 정비 — 감전 방지와 정비 인력 자격이 요구된다(20.18).
• 배터리 — 항공 운송 규정과 배터리 안전 인증은 9.20·15.5가 다룬다.
• 소음 — 추진기 수·깃끝 속도가 소음을 정한다. 소음 원리는 1.31, 인증은 20.11다.
• 전자기 적합성 — 인버터의 스위칭이 전자기 간섭을 일으킨다. X-57이 겪은 문제이며 8.10이 다룬다.
• 군 — 군용 배전은 MIL-STD-704와 전자기 요건(8.10)을 따른다.

1.17.14 함정과 한계

미해결 문제도 있다.

• 고전압 직류의 차단과 아크 — 항공 환경에서 직류 아크를 안전하게 끊는 방법은 아직 진행 중이다(1.19).
• 전기 추진 유닛의 인증 기준 — 사안별 합의를 표준으로 굳히는 작업이 진행 중이다.
• 호버용·순항용 정격의 낭비 — 호버가 정하는 정격이 순항에서는 사용되지 않는 질량이 된다.

1.17.15 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. 추진 체인 효율을 단계별 효율의 곱으로 설명하고, 호버가 열 설계점인 이유를 한 문장으로 말하라.
2. 호버에서 로터 한 개의 축 출력 20 kW를 내려면 배터리는 몇 kW를 내야 하는가? 성능지수 0.70까지 곱하면 배터리 에너지의 몇 %가 유용한 추력 동력이 되는가?
3. 전압을 올릴 때 도체 질량이 $1/V^2$에 비례하는 경우와 $1/V$에 비례하는 경우는 각각 언제인가?
4. 로터 8개 기체에서 한 쌍을 잃으면 남은 로터는 얼마나 더 큰 출력을 내야 하는가?
5. 블로운 윙이 날개 면적을 줄일 수 있는 원리를 후류의 동압비로 설명하라.
6. X-57의 종료 이유를 NASA의 설명대로 정리하고, 그것이 DEP 자체의 한계와 어떻게 다른지 말하라.

연구 질문 — 이 장에서 파생되는 열린 주제(25.7에 모은다)

1. 호버·순항 겸용 정격 최적화 — 호버에서 정해지는 모터·인버터 정격을 순항에서 덜 사용하는 질량 손실을 어떻게 줄이는가? 가변 권선·가변 전압 같은 대안은 어느 지점에서 이득인가?
2. 고전압 직류 차단과 아크 — 800 V급 직류를 항공 환경에서 안전하게 차단하는 설계는 무엇이고 어떤 시험이 필요한가?
3. DEP의 순항 이득 — 후류 증강이 실제 비행에서 순항 효율을 얼마나 개선하는가? X-57 같은 사업의 공개 데이터로 검증할 수 있는가?
4. 다중화의 공통 원인 — 이중 버스·다수 인버터 구조에서 공통 원인 고장의 비율을 어떻게 정량화하는가?

1차 출처(이 장)

• NASA, "X-57 Maxwell" 기술 페이지(nasa.gov/aeroresearch/X-57)와 2023년 6월 23일자 보도(x-57 project creates paths toward electric aviation)
• NASA 기술보고서 서버(NTRS)의 X-57 교훈 보고서(2024년, 문서번호 확인 필요)
• Leishman, J. G., Principles of Helicopter Aerodynamics, 2nd ed., Cambridge University Press, 2006 — 운동량 이론
• Johnson, W., Helicopter Theory, Dover, 1994 — 호버 동력
• EASA 특별조건 SC-VTOL, SC E-19(문서 번호·판 확인 필요)
• RTCA DO-311A, DO-160, SAE AS50881(판 기호 확인 필요)

본문의 표 속 계산값은 이 장의 모형(fig-src/1.17-voltage.py·1.17-hand.py와 파이썬 math)으로 만든 것이며 제품 사양서 값이 아니다.

다음 장: 1.18에서는 이 장에서 상자로만 그린 모터·인버터·서보·전기기계식 작동기(EMA)의 내부로 들어간다. 토크 상수와 역기전력, 모터와 프로펠러의 동작점, 손실과 효율 지도를 계산으로 본다.