제15부 AAM — UAM·RAM·화물의 기술과 운용

15.6 eVTOL 비행제어와 조종 개념

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

2.2·2.3는 제어 구조, 천이 제어, 단순화 조종을 다루었다. 이 장은 사람을 태우는 eVTOL의 인증이 조종에 무엇을 요구하는지와 그 요구가 설계 수치를 어떻게 정하는지를 본다. EASA SC-VTOL-01의 VTOL.2135·2145·2300과 FAA가 Joby JAS4-1에 확정한 JS4.2135를 원문으로 읽으면, 두 기준 모두 고장·저하 모드에서도 특별한 조종 기량 없이 조종할 수 있어야 한다고 요구하고, FAA는 여기에 '제한된 제어 여력(limited control power margins)' 같은 핵심 제어 변수를 정해 운용 제한에 반영하라고 덧붙인다. 이 장은 그 제어 여력을 로터를 원형으로 둔 호버 기체의 선형계획으로 계산해, 로터 하나가 고장 난 뒤에도 호버를 트림하고 롤·피치를 낼 수 있게 하려면 추력 여유가 얼마나 필요한가를 구한다. 제어 법칙의 구조와 단순화 조종은 2.3가 다루므로 반복하지 않는다. 이 책의 방침(BK-04)에 따라 군용 VTOL의 조종은 다루지 않는다.

배우는 것:

• 요구의 구조 — 두 기준은 모든 하중·비행 단계·구성 변경·저하된 비행 제어 모드에서 특별한 기량 없이 조종할 것을 요구하고, FAA는 있음직한 비행 제어·추진 고장과 전 방위 17 kt 풍속(추력 지지 운용) 을 명시한다(15.6.2.1).
• 추력 여유는 세 단계로 늘어난다 — 회전 방향을 번갈아 둔 원형 배치에서 로터 1개가 고장 나면, 호버 추력만 맞추는 데는 $n/(n-1)$(8개에서 1.14)이면 되지만 롤·피치·요 모멘트를 모두 0으로 트림하려면 1.41, 여기에 롤·피치 제어 모멘트 0.05($\ell\cdot W$)까지 확보하려면 1.50이 필요하다(15.6.3.2).
• 요 균형이 여유를 정한다 — 고장 난 로터의 회전 방향 그룹은 $n/2-1$개뿐인데 총추력의 절반을 내야 하므로 $\kappa\ge n/(n-2)$이다. 15.4의 $n/(n-m)$은 이 배치에서 낙관적이다.
• 로터 6개의 한계 — 같은 배치에서 6개는 고장 뒤 어떤 추력 여유에서도 한 방향의 제어 모멘트가 0이다.
• 요가 가장 약한 축 — 최대 요 토크는 롤 모멘트의 1/15 안팎이다(15.6.3.3).

선수 지식: 2.2(제어 할당), 2.3(FBW·SVO), 1.7(멀티콥터), 15.4(내고장 구조)을 읽었다고 가정한다.

특히 중요한 독자: 엔지니어는 15.6.3을, 인증 담당자는 15.6.2·15.6.4·15.6.8을, 정책 담당자는 15.6.2.1·15.6.4를, 운용 담당자는 15.6.4·15.6.5를 먼저 읽는다.

기준 시점과 정직성. 2026년 11월 기준이다. 원문을 읽은 것: EASA SC-VTOL-01 Issue 1(2019-07-02)의 VTOL.2135·2140·2145·2300 조문, FAA Special Class Airworthiness Criteria for the Joby Aero, Inc. Model JAS4-1 Powered-Lift(89 FR 17230, 2024-03-08)의 JS4.2135·2140·2145 조문과 JS4.2135에 대한 의견 검토(17 kt, 'critical control parameters' 해설, (a)(3)·(a)(5)의 구분), NASA Silva 외(2018)의 안전 서술(15.3). 읽지 못한 것: SC-VTOL의 준수 수단 문서, FAA의 동력양력 조종사 자격 규정(15.18), 업계 기체의 제어 법칙과 입증 시험 자료. 이 장의 선형계획은 이 책의 단순 모형이다(로터를 같은 간격으로 원둘레에 놓고 회전 방향을 번갈아 두며, 요 토크는 추력에 비례하고, 추력 하한은 0, 로터 기울임과 가변 피치는 없다). 필요 제어 모멘트와 요 토크 계수는 설명용 가정이며 특정 기체의 값이 아니다. 이 장은 운용 승인 지침이 아니다.

15.6.2 개념·직관

15.6.2.1 두 기준의 요구

FAA는 JS4.2135를 따로 둔 이유를, 일반 항공기 기준인 §23.2510(계통 안전)만으로는 고급 비행 제어 계통과 추진 계통의 통합을 다룰 수 없고 §23.2510이 다루지 않는 고장의 조종 품질 평가가 필요하기 때문이라고 설명한다. (a)(3)은 계통 안전 해석이 다루지 않는 있음직한 고장(기계적 단일점 고장 등)이고 (a)(5)는 계통 안전 절차에서 식별되어 조종 품질을 떨어뜨리는 고장이며, (a)(5)의 "극히 일어나기 어렵다고 보이지 않은"은 신청자의 부담을 한정하려는 문구다. 17 kt는 의견을 받아 구체화한 최소 풍속으로, Part 27·29 회전익의 요건과 일관된다. 'critical control parameters, such as limited control power margins'는 항공기가 제어나 성능으로 한계에 이르는 매개변수·한계를 뜻하며 신청자가 자기 설계에 맞게 정의해야 한다. 에너지 수준(낮은 배터리)은 (a)(3)·(a)(5)·(b)로 다루며, 이때 추진 계통 고장에는 전력 분배와 배터리가 포함된다고 FAA가 밝혔다. VTOL.2300은 비행 제어 계통이 쉽고 매끄럽고 확실하게 기능하고, 있음직한 위험에서 보호하며, 조종사가 제어 한계를 알 수 있게 하라고 요구한다.

15.6.2.2 조종 개념과 저하 모드

조종 방식(직접 조종, 보조, 단순화 조종, 감독)은 2.3에서 다루었다. 인증 쪽에서 의미 있는 질문은 고장이나 저하 뒤에 사람이 무엇을 할 수 있는가다. 두 기준이 '특별한 기량 없이'를 거듭 요구하므로 저하 모드의 조종은 정상 모드와 같은 자극-응답(2.3.4)을 유지하거나 조종사에게 제어 한계를 분명히 알려야 한다. NASA 참조 기체 논문은 고정 피치 로터의 '리프트+크루즈'가 콜렉티브가 없어 자동 회전이 불가능하고, 전력 없이는 회전수 제어도 불가능하다고 서술한다(15.3). 즉 제어는 전력과 추진 중복에 의존한다(15.4). 제어 할당의 재구성(2.2.6)과 고장 시 제어 법칙의 저하(2.3.9)는 이 요구를 구현하는 수단이며, 재구성이 얼마나 남은 여력으로 이루어지는지는 아래 계산이 보여 준다.

15.6.3 원리 — 로터 하나가 고장 난 뒤의 제어 여력

15.6.3.1 선형계획으로 제어 여력을 구한다

반지름 $\ell$인 원 위에 로터 $n$개를 같은 간격으로 놓고 회전 방향을 번갈아 둔다. 각 로터 추력 $T_i\in[0,T_{\max}]$, $T_{\max}=\kappa W/n$($\kappa$는 정상 호버 추력의 배수), 요 토크는 추력에 비례해 $s_i\,k\,\ell\,T_i$($s_i=\pm1$ 회전 방향, $k=0.05$)라 하자. 호버(총추력 $=W$)에서 피치와 요를 0으로 유지하면서 낼 수 있는 최대 롤 모멘트는 다음 선형계획의 값이다. 피치·요 방향에도 같은 문제를 풀고 롤·피치의 네 방향(두 축의 두 부호) 가운데 최솟값을 제어 여력으로 삼는다. 로터 위치를 $(x_i,y_i)$로 하면

$$\max\ \sum_i y_i T_i\quad\text{s.t.}\quad \sum_i T_i=W,\ \ \sum_i x_i T_i=0,\ \ \sum_i s_i k\ell\, T_i=0,\ \ 0\le T_i\le T_{\max}$$

이고, 고장 난 로터는 추력 0으로 격리해 문제에서 뺀다. 이 계획은 정점 열거로 풀었다. 필요 모멘트는 15°를 1 s에 만드는 각가속도 $\alpha=2\theta/t^2=0.524$ rad/s²에서 관성 모멘트를 $m(0.5\ell)^2$으로 두면 $M_{\text{req}}/(W\ell)=0.25\,\ell\,\alpha/g=0.0134\,\ell$(ℓ은 m)이고, $\ell=3.75$ m(로터 원 지름 7.5 m급)이면 0.05다(설명용 가정).

(롤·피치 네 방향의 최소 모멘트, $\ell\cdot W$ 단위. '트림 불가'는 고장 뒤 모멘트를 모두 0으로 맞추는 호버 자체가 가능하지 않다는 뜻이다.)

같은 추력 여유에서 고장 뒤 제어 여력은 정상보다 크게 줄고, 여유가 모자라면 호버 트림 자체가 불가능하다. $\kappa=1.6$에서 고장 뒤 값은 정상의 27 %(8개)·35 %(10개)·55 %(12개)다. 이 값이 필요 모멘트 0.05를 넘는 가장 작은 $\kappa$가 로터 8개 1.50, 10개 1.36, 12개 1.28이다.

15.6.3.2 필요한 추력 여유의 세 단계와 로터 6개

15.4.3.2는 $m$개 고장 뒤에도 호버를 유지하려면 설치 출력을 $n/(n-m)$배로 둔다고 했고, 그 근거는 남은 로터가 총추력을 균등하게 나눈다는 단순화였다. 제어 모멘트까지 고려하면 필요한 $\kappa$는 세 단계로 늘어난다.

② 요 균형이 ①보다 훨씬 큰 여유를 먼저 요구한다. 회전 방향을 번갈아 두고 요 토크가 추력에 비례하면, 호버에서 요 모멘트가 0이려면 두 회전 방향 그룹이 각각 총추력의 절반을 내야 한다($\sum_{+}T_i=\sum_{-}T_i=W/2$). 고장 난 로터가 속한 그룹은 $n/2-1$개뿐이므로 $(n/2-1)\,T_{\max}\ge W/2$, 곧 $\kappa\ge n/(n-2)$이다. 이 하한은 요 토크 계수 $k$와 무관하다. 로터 10개에서는 이 하한이 ③과 같고(1.25), 8개·12개에서는 롤·피치 평형이 더해져 ③이 하한보다 조금 크다. ③에서 ④로는 5~9 %(8개 6 %, 10개 9 %, 12개 5 %)가 더 든다. 제어 여력까지 확보하는 설치 출력은 ①의 1.18~1.31배다.

로터 6개는 고장 뒤 한 방향의 제어 모멘트가 어떤 $\kappa$에서도 0이다. 로터 0이 $+x$ 쪽에서 고장 났다면 남은 5개 가운데 요 균형으로 $T_2+T_4=T_1+T_3+T_5$이고, 추력 중심을 고장 쪽($+x$)으로 옮기는 모멘트는 $\sum x_iT_i=0.5(T_1+T_5)-0.5(T_2+T_4)-T_3=-1.5\,T_3\le0$이 되어 최댓값이 0이다. 수치 계산도 $\kappa=6$까지 이 방향의 값이 0임을 확인한다. 이 결과는 원형 6개·번갈아 회전·로터 기울임 없음이라는 모형의 결과이며, 로터를 기울이거나 가변 피치를 두면 달라진다(해석). 이 모형은 고장 로터를 격리해 추력 0으로 두고, 홀수 로터 수는 회전 방향이 균형을 이루지 못해 비교하지 않았다.

15.6.3.3 요가 가장 약한 축이다

같은 배치에서 호버가 낼 수 있는 최대 요 토크를 구하면 로터 10개 $\kappa=1.6$에서 정상 0.030, 고장 뒤 0.014($\ell\cdot W$ 단위, $k=0.05$)이고, 같은 조건의 롤·피치 최소 모멘트는 정상 0.446, 고장 뒤 0.157이다.

요 토크는 롤 모멘트의 약 1/15(정상)에서 1/11(고장 뒤)이다. 요 토크의 크기는 가정한 계수 $k=0.05$에 비례하므로 값은 가정에 의존한다. 그러나 요가 모터 반토크의 차이로만 만들어지는 한 롤·피치보다 한 자릿수 약하다는 구조는 로터가 수직축 방향으로 놓이는 한 달라지지 않는다. 이 장은 필요한 요 모멘트의 근거를 정하지 못했다(확인 필요). 로터를 기울여(캔트) 요 여력을 만드는 설계가 있는 이유로 추측되나, 이 장은 특정 기체의 캔트를 읽지 못했다(해석).

15.6.4 규제와의 연결

• '제한된 제어 여력'은 운용 제한이 된다. JS4.2135(b)는 핵심 제어 변수를 정하고 해당하면 운용 제한에 반영하라고 한다. 15.6.3에서 고장 뒤 제어 여력은 같은 $\kappa$에서 정상의 27~55 %이므로, 같은 기체의 풍속 한계·최대 중량·고도 한계가 고장 상황에서 더 낮아야 할 수 있다(해석). 17 kt 풍속 요건이 고장 뒤에도 입증 대상인지는 원문에서 확인하지 못했다. (a)(3)·(a)(5)가 고장 상태의 조종성을 요구하지만 (a)(6)과의 조합은 서술하지 않는다(확인 필요).
• 저하 모드. VTOL.2135(a)(5)와 JS4.2135(a)(5)는 저하된 제어 모드에서도 같은 조종성을 요구한다. 제어 할당의 재구성(2.2.6)과 제어 법칙의 저하(2.3.9)가 이 요구의 구현이다.
• 에너지 수준. FAA는 낮은 배터리 상태에서의 조종을 (a)(3)·(a)(5)·(b)로 다룬다고 밝혔다. 방전 말기에는 출력 한계가 낮아져 $\kappa$가 줄어드므로 제어 여력도 줄어드는 방향이다(해석, 1.21·1.22).
• 계통 안전과의 관계. 고장 뒤 계속 안전 비행·착륙(Enhanced, 15.4)은 추진이 아니라 조종이 가능해야 성립한다.
• 한국. 한국의 조종성·운항 요건은 읽지 못했다(확인 필요, 18.13).

15.6.5 설계·운용의 선택

• ① 로터 수. 많으면 고장 뒤 제어 여력이 커지고 필요한 $\kappa$가 낮아지나, 15.4.3.1에서 허용 채널 고장률은 낮아진다.
• ② 추력 여유. 제어 여력을 위한 $\kappa$는 호버 여유보다 크다. 설치 출력과 무게(15.3)와 맞바꾼다.
• ③ 요 수단. 모터 반토크 차이만으로 요를 만들면 약하다. 로터 기울임·추력 편향·가변 피치 같은 별도 수단은 복잡도와 고장 모드를 늘린다.
• ④ 운용 제한. 제어 여력이 작은 기체는 고장 뒤 풍속·무게 제한을 낮추는 운용 절차(15.14)가 필요하다.

견해: 로터 하나의 고장 뒤 요 균형과 요 제어 여력은 로터 수나 추력 여유만으로 해결하려 하지 말고 별도의 요 수단(로터 기울임이나 추력 편향)으로 확보하는 편이 낫다고 본다. 근거는 15.6.3.2·15.6.3.3이다. 이 배치에서 고장 난 로터의 회전 그룹이 총추력의 절반을 내야 한다는 조건이 필요한 $\kappa$를 정하고, 요 토크는 롤의 1/15에 그치므로, 추력 여유만 키우면 설치 출력과 무게가 크게 는다. 반론은 별도 수단이 부품·고장 모드를 늘려 단일 고장 기준(15.4)을 어렵게 한다는 점이다. 그 대가는 인정하지만, 이 모형은 기울임이 없는 경우만 계산했으므로 기울임이 실제로 $\kappa$를 얼마나 낮추는지는 확인하지 못했다. 그래서 이 견해는 방향에 대한 판단이며 수치로 입증된 것이 아니다.

15.6.6 세 축 비교

15.6.7 관련 규격·프로토콜

15.6.8 관련 규제·인증 요구와의 연결

15.6.9 함정과 한계

15.6.10 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. VTOL.2135와 JS4.2135가 고장·저하 모드에서 요구하는 조종성과 FAA가 덧붙인 제어 여력 요구를 설명할 수 있는가?
2. 제어 여력의 선형계획을 세우고 필요 모멘트 0.05의 근거를 말할 수 있는가?
3. 추력만 맞추는 $n/(n-1)$, 요 균형 하한 $n/(n-2)$, 트림, 제어 모멘트 확보의 네 단계를 구분해 계산할 수 있는가?
4. 로터 6개 원형 배치가 고장 뒤 한 방향의 제어 여력을 잃는 이유를 요 균형으로 설명할 수 있는가?
5. 요 제어 여력이 약한 이유와 별도 수단의 값을 설명할 수 있는가?

연구 질문(25.7에 모은다)

• 로터 기울임·가변 피치를 넣으면 같은 로터 수에서 고장 뒤 필요한 $\kappa$와 제어 여력은 얼마나 달라지는가?
• 고장 뒤 풍속 한계를 입증하는 방법과 기준은 무엇인가?
• 제어 할당의 재구성 시간과 조종사의 개입 시점은 조종성 입증에서 어떻게 반영되는가?
• 한국의 eVTOL 조종성 인증 기준은 무엇인가?

1차 출처(이 장)

• EASA, SC-VTOL-01 Issue 1 (2019-07-02) — VTOL.2135·2140·2145·2300
• FAA, Airworthiness Criteria: Special Class Airworthiness Criteria for the Joby Aero, Inc. Model JAS4-1 Powered-Lift, 89 FR 17230 (2024-03-08) — JS4.2135·2140·2145 및 의견 검토

다음 장: 15.7 eVTOL 객실·승객 안전·내추락성 — 충돌과 비상 착륙의 충격에서 승객을 보호하는 객실과 구조를 다룬다.