제2부 비행제어·항공전자·감시

2.3 비행제어 II: 플라이바이와이어·천이 비행·단순화 조종(SVO)

2.3.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자

앞 장(2.2)은 제어기가 명령을 따르게 하는 법을 다뤘다. 이 장은 명령이 어디서 오고 무엇을 뜻하는가를 다룬다. 조종사의 스틱 입력은 작동기를 직접 움직이지 않는다. 컴퓨터가 입력을 해석해 응답을 만들고, 호버에서 순항으로 넘어가는 동안 로터와 날개 조종면의 역할을 바꿔 가며 기체를 조종한다. 이 컴퓨터가 멈추면 기체도 조종되지 않는다. 그래서 제어 법칙은 편의 장치가 아니라 안전 필수 부품이다.

배우는 것:

• 플라이바이와이어(FBW)의 구조 — 조종 입력, 명령 모델, 제어 법칙, 할당, 작동기, 고장 감시의 사슬과 제어 법칙 모드(정상·저하·직접).
• 응답 유형 — 각속도 명령·자세 명령·병진 속도 명령이 조종사에게 다른 일을 시키는 방식(ADS-33의 개념).
• 천이 비행 제어 — 결합형은 멀티콥터 제어와 고정익 제어의 가중 전환, 전환형은 틸트 각 스케줄. 6 kg 결합형을 계산한다.
• 보호와 역천이 — 실속·속도 한계 보호, 감속이 가속보다 몇 배 오래 걸리는 이유.
• 단순화 조종(SVO) — 조종사 숙련 요구를 낮추려는 방향과 그 대가.
• 제어계가 안전 필수가 되는 까닭과 고장 시 법칙 저하.

선수 지식: 1.1.6(동적 모드)·1.1.10(안정성 설계 ①②③), 1.11.5.3·1.12.5(천이의 물리), 1.29.10(비행성), 2.2(캐스케이드·할당·여유). 제어 이론은 자매서 controleng(CE)이 맡는다.

특히 중요한 독자: 인증 담당자는 2.3.3(제어 법칙 모드)과 2.3.8~2.3.9를 본다. 제어 엔지니어는 2.3.5~2.3.6의 계산을 따라간다. 정책·사업 담당자는 2.3.7(SVO)과 2.3.12의 비교표를 먼저 읽는다. SVO는 조종사 자격과 운항 요건(15.18·17.7)에 직결된다.

기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월을 기준으로 작성한 기술 장이며 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. 수치 예시는 1.11.7의 가상 6 kg 결합형에 이 장이 가정(로터 팔 0.35 m, 도움날개 효과 0.20 /rad 등)을 더한 것이고 계산은 표준 라이브러리 math만 사용한 파이썬(mil-uam/fig-src/2.3-*.py)으로 돌렸다. SVO는 개념 단계이고 제조사별 구현은 공개 자료로 확인된 것이 거의 없어 단정하지 않았다. NASA 연구 서술은 보고서 목록·요약 수준에서 확인했고 원문은 읽지 못했다. 오픈소스 오토파일럿의 천이 파라미터 이름은 공개 문서(판에 따라 다름)다. 제조사·정부가 밝힌 제원은 (공개 주장치), 확인하지 못한 사실은 (확인 필요)로 표시했다.

2.3.2 개념·직관 — 사람이 명령하는 것은 기체의 움직임이다

기계식 조종은 스틱이 케이블로 조종면을 움직인다. 입력과 응답의 관계는 기체의 공기역학이 정한다. 플라이바이와이어는 이 사슬을 전기 신호와 컴퓨터로 바꾼다. 스틱은 센서가 되고, 컴퓨터가 센서 값을 원하는 기체 움직임(자세각, 각속도, 속도)으로 해석하고, 제어 법칙이 작동기에 명령을 보낸다. 얻는 것은 세 가지다. 기체가 본래 불안정해도 안정한 것처럼 날릴 수 있다(1.1.10의 ③). 응답을 속도·고도에 상관없이 일정하게 만든다. 한계(실속·기울기·하중)를 넘지 않게 보호를 넣는다. 치르는 것은 컴퓨터와 센서가 비행의 안전 경로에 들어온다는 점이다.

멀티콥터와 하이브리드 VTOL은 이 변화가 가장 크다. 멀티콥터는 처음부터 FBW다(1.1.7.1에서 본 대로 제어기가 없으면 서지 못한다). 결합형·전환형은 호버와 순항의 제어 수단이 서로 다르다. 호버에서는 로터가, 순항에서는 조종면이 기체를 돌린다. 이 둘을 속도에 따라 섞는 일이 천이 제어의 중심이다. 세 축의 요구는 다르다. 군용 드론은 조종사가 지상에 있거나 없어서 자동 비행이 기본이고, 제어 법칙의 보호는 임무 효율과 기체 손실의 균형이다. 민간 UAS는 소형기는 오픈소스 오토파일럿의 비행 모드로 날고 대형기는 FBW 요건을 받는다. AAM은 유인이므로 제어 법칙이 인증 대상이고, 조종사 부담을 줄이려는 SVO가 설계 목표에 들어간다(15.6).

2.3.3 FBW의 구조와 제어 법칙 모드

그림의 사슬을 한 줄로 읽는다. 조종 입력이 명령 모델에서 응답 유형으로 해석되고(다음 절), 제어 법칙이 안쪽 루프(2.2의 캐스케이드)와 이득 스케줄·보호를 이루며, 제어 할당이 로터·조종면·틸트 기구로 나누고, 작동기가 움직인다. 센서와 추정기가 되먹임하고, 고장 감시가 센서·작동기 상태를 보고 제어 법칙의 모드를 고른다.

유인 항공기의 FBW는 법칙 모드를 이름으로 구분한다(제조사마다 이름이 다르다). 관용적으로 정상(보호 포함), 저하(보호 일부 상실, 응답 유형 단순화), 직접(인셉터가 작동기를 거의 직접 구동)이다. 아래 그림은 이 사다리를 이 책의 맥락으로 바꾼 것이다.

중요한 차이가 하나 있다. 멀티콥터형 형상에는 직접 법칙이 없다. 안정화 없이 스틱을 로터에 직접 연결하면 날 수 없다(1.1.7.1). 그래서 이런 형상에서 저하 법칙의 다음은 안전 상태로의 전이(착륙·귀환·낙하산)이고, 저하 법칙에서 사용하는 최소 안정화 컴퓨터의 신뢰성이 설계의 중심이 된다. 법칙 저하에서 사람이 알아야 할 것이 모드다. 모드가 바뀌면 같은 스틱이 다른 일을 하기 때문이다(2.3.7).

사슬의 첫 단인 인셉터(조종 입력 장치)에도 고장 모드가 있다. 스틱 위치 센서를 이중·삼중으로 두고 값이 어긋나면 중간값 선택이나 투표로 거른다(2.5). 입력이 모두 사라지면 명령을 0으로 두어 현재 자세·속도를 유지하는 것이 흔한 설계 선택이다. 자동 조종과 수동 조종 사이의 전환에서는 명령의 연속이 중요하다. 자동이 내던 명령과 스틱 위치가 다르면 전환 순간에 기체가 튄다. 그래서 스틱을 중립으로 보고 인계하거나 스틱이 현재 명령과 맞을 때까지 기다린다(설계 선택). 조종사가 지금 어느 응답 유형에 있는지는 표시가 알려야 하고, 표시가 약하면 모드 혼동이 생긴다(8.18).

2.3.4 응답 유형 — 스틱이 명령하는 것

ADS-33의 개념으로, 응답 유형은 조종 입력이 무엇을 명령하는가다. 같은 스틱이 각속도를 명령하면 숙련자의 손이 필요하고, 속도를 명령하면 초심자도 호버를 잡는다.

오른쪽 열은 공개 문서의 모드 이름이 이 순서를 따른다는 대응이고 정의는 제품마다 다르다(판에 따라 다르다). 병진 속도 명령이 호버의 핵심이다. 사람은 위치를 직접 조종하는 데는 서툴지만 속도 명령은 쉽게 한다. ADS-33E-PRF는 시각 단서가 나쁠수록(UCE가 높을수록, 1.29.10) 더 높은 응답 유형을 요구한다 (구체 매핑은 확인 필요). 유인 eVTOL에서 TRC가 기본 응답 유형으로 거론되는 이유다(15.6, 제조사별 구현은 이 장이 단정하지 않는다).

응답 유형은 제어 법칙의 층이기도 하다. RCAH는 2.2의 각속도 루프만으로, ACAH는 자세 루프까지, TRC는 속도 루프까지 닫아야 나온다. 법칙이 저하되면 바깥 루프부터 빠지므로 응답 유형도 TRC → ACAH → RCAH 순으로 단순해진다. 각 응답 유형이 닫는 루프의 대역폭이 응답의 시간 척도를 정한다(2.2.3의 2 kg 쿼드 기준값).

더 높은 응답 유형은 느리다. 스틱을 움직여 속도가 바뀌기까지 반 초 남짓 걸린다는 뜻이다. 대신 사람이 닫아야 할 루프가 바깥으로 물러난다. 1.29.10의 교차 모형(사람의 유효 지연 0.25 s, 링크 지연 0.3 s)에서 각속도·자세를 직접 잡는 정밀 호버는 교차 주파수 2.5 rad/s를 요구해 위상 여유가 11°로 떨어진다. 속도 명령(TRC)이면 사람이 1 rad/s만 닫으면 되어 같은 지연에서 위상 여유가 58°다. 지연이 있는 원격 조종일수록 높은 응답 유형이 필요하다.

2.3.5 천이 비행 제어 I — 결합형: 가중 전환과 속도 스케줄

결합형은 호버에서 순항으로 가며 하중을 로터에서 날개로 넘긴다(1.11.5.3). 제어 수단도 같이 넘어간다. 호버에서는 로터의 차등 추력이 롤·피치·요를 만들고, 순항에서는 조종면(도움날개·승강타·방향타)이 만든다. 조종면의 효과는 동압에 비례해($\bar q=\tfrac12\rho V^2$, 2.1.6) 저속에서 약하고, 로터의 효과는 로터가 맡은 하중이 줄수록 아래로 줄일 여유를 잃어 약해진다. 천이 제어는 두 수단의 가중 전환이다.

가중치를 어떻게 줄까. 두 효과기의 롤 권한을 어림하면 답이 나온다. 로터 4개(팔 $y$, 호버 평균 추력 $f$, 최대 $f_{\max}$)와 도움날개(최대 타각 $\delta_{\max}$)의 권한은 다음과 같다.

$$A_r=4y\,\min\bigl(f,\ f_{\max}-f\bigr),\qquad A_a=\bar q\,S\,b\,C_{l\delta_a}\,\delta_{\max},\qquad w_a=\frac{A_a}{A_a+A_r}$$

가중치를 권한에 비례하게 두면 두 수단이 같은 비율로 한계에 닿는다(균등 사용률). 1.11.7의 6 kg 결합형(날개 0.65 m²·날개폭 2.42 m, $C_L=1.0$)에 1.12.6.1과 같은 0.15 g 가속을 주고, 로터 팔 $y=0.35$ m·최대 추력 호버의 2배·$C_{l\delta_a}=0.20$ /rad·최대 25°를 가정해 계산했다.

읽을 것은 네 가지다. 첫째, 두 수단의 권한이 같아지는 속도는 9.6 m/s로 날개가 무게의 절반을 넘겨받는 속도(약 8.6 m/s)보다 높다. 둘째, 천이는 8.3초에 12.2 m/s에서 끝나고 그동안 약 50 m를 난다. 셋째, 푸셔는 천이 끝에 순항(1.11의 5.7 N)의 2.5배를 내야 하므로(14.1 N) 호버에 맞춘 순항 프로펠러에 부담이다(1.3). 넷째, 합계 권한이 호버의 20.6 N·m에서 순항 쪽 12.6 N·m로 줄어든다. 천이 막바지 조종은 호버보다 약하다.

속도 구간에서 가중치를 서서히 섞는 방식이 단순하고 흔하다. 오픈소스 오토파일럿의 공개 문서에는 천이 완료 속도(VT_ARSP_TRANS)와 블렌딩(VT_ARSP_BLEND) 파라미터가 있고, 블렌딩이 켜지면 멀티콥터 자세 제어가 천이 속도 가까이에서 서서히 줄고 고정익 제어가 늘어난다(판에 따라 다르다). 이런 구간 방식은 구간 선택에 따라 중간 속도에서 한쪽이 먼저 한계에 닿는다. 선형 가중으로 계산한 사용할 수 있는 요구(먼저 포화되는 수단이 허용하는 최대 요구)를 총 권한으로 나눈 값의 최솟값이다.

구간을 넓게 잡으면 낮은 속도에서 조종면에 너무 큰 몫을 주어 로터를 놀리고 조종면을 포화시킨다. 권한 비례 가중이 이상적이지만 권한 계산에 사용하는 모델(동압, 효과 계수)이 불확실하고, 단순한 선형 가중이 입증하기 쉽다. 이 교환은 2.3.11에서 다시 본다.

동력과 자세도 함께 본다. 1.11.7의 로터(지름 0.38 m 4개, $\mathrm{FM}=0.60$)·효율($\eta_e=0.85$, $\eta_p=0.72$)·상시 부하 15 W 가정에서 로터 동력을 정지 호버식으로 계산하면(전진 유입을 넣지 않은 보수적 값) 전기 전력 합계가 호버 855 W, 4 m/s 784 W, 8 m/s 520 W, 12 m/s 295 W다. 로터 동력이 840 W에서 4 W로 줄고 푸셔가 0에서 277 W로 늘어난다. 천이 중 동력은 호버가 최대라는 1.12.5.2의 결론이 이 기체에서도 선다. 천이 끝의 295 W가 순항 145 W(1.11.7.2)의 두 배인 것은 가속력이 더해지기 때문이다. 자세에는 숨은 결합이 있다. 날개가 $C_L=1.0$을 내려면 받음각이 필요하다. 날개 양력 기울기가 5.09 /rad(1.1.4.1의 식, 종횡비 9, $e_a=0.95$)이므로 영양력각 기준 11.3°이고, 몸체가 이만큼 피치업하면 로터 추력이 뒤로 기운다. 8 m/s에서 로터 추력 33.4 N의 뒤쪽 성분이 6.5 N으로 푸셔 11.2 N의 절반을 넘는다. 날개 장착각을 6°(가정) 주면 몸체 피치가 5.3°로 줄고 뒤쪽 성분이 3.1 N이 된다. 날개 장착각과 천이 자세 스케줄이 푸셔 요구를 바꾼다. (1.11.7.4의 푸셔 요구는 이 성분을 넣지 않은 값이다.)

가중 전환 말고도 결합형의 천이에는 세 가지가 더 있다. 속도 스케줄: 이득이 속도에 따라 바뀐다(2.2.9에서 본 동압 스케줄). 풍속 의존: 같은 대지속도에서도 대기속도가 다르므로 천이는 대기속도로 정한다(2.1.3.1). 순풍·역풍에서 천이 거리가 달라지고, 대기속도 센서가 틀리면 천이 속도가 틀어진다(2.8). 중단 논리: 정해진 시간 안에 천이 속도에 이르지 못하면 멀티콥터 모드로 되돌린다(PX4 공개 문서에 천이 시간 초과와 중단 이름이 있다, 판에 따라 다르다). 되돌릴 때 로터가 하중을 다시 받으려면 추력 여유가 있어야 한다. 천이의 시작 조건과 중단 조건을 정리하면 다음과 같다.

2.3.6 천이 비행 제어 II — 전환형, 보호, 역천이

전환형(틸트로터·틸트윙 등)은 같은 추진기를 기울여 호버와 순항에 쓰므로 가중 전환이 아니라 기울임 스케줄과 효과 행렬의 변화가 문제다. 추력 방향이 기울임각 $\beta$(수직 기준)로 돌아가므로 같은 추력 명령이 만드는 수직·수평 힘이 $\cos\beta$·$\sin\beta$로 분해된다. 1.12.6.1의 예시 기체에서 기울임 18.6°·48.6°·87.1°이면 수직 성분은 0.95·0.66·0.05, 수평 성분은 0.32·0.75·1.00이다. 고도를 유지하는 추력 명령의 효과가 천이 중 0.95에서 0.05로 줄어든다. 조종 역할도 바뀐다(아래는 일반적인 배분이며 형상마다 다르다).

기울임의 속도 요구도 제어 요구가 된다. 1.12.6.1의 2,200 kg 예시 기체를 같은 식($\tan\beta=(D+m\dot V)/(W-L)$, 1.12.5.1)으로 다시 풀면 기울임 18.6°·48.6°·87.1°(30·40·44 m/s)가 재현된다. 40에서 44 m/s로 가는 2.7초 동안 기울임이 38.5° 움직여 평균 14°/s이고, 끝점 부근에서의 최대 요구는 약 17°/s다(0.15 g). 가속을 낮추면 줄까.

가속을 3분의 1로 줄여도 기울임 속도 요구는 40 % 줄어드는 데 그치고 천이 시간은 3배가 된다. 날개가 무게를 마저 넘겨받는 끝점에서 기울임이 급히 눕는 기하가(1.12.5.1) 요구를 정하기 때문이다. 그래서 작동기 속도 한계는 천이 가속의 조절 변수가 아니라 끝점을 어떻게 넘기는가(양력계수를 줄여 완만하게 넘기기)의 설계 조건이다. 기울임이 고착되거나 비대칭이 되는 고장(1.12.7.3)은 이 장의 법칙 저하로 이어진다.

실속·속도 한계 보호는 두 형상에 공통이다. 날개가 하중을 받는 구간에서 $C_L$이 실속 여유(1.12.5.1의 $0.85C_{L,\max}$)를 넘지 않게 한다. 6 kg 결합형은 $C_L\le1.105$에서 11.6 m/s가 보호 속도이고 실속 속도는 10.7 m/s다. 천이를 $C_L=1.0$으로 계획하면 완료 속도 12.2 m/s가 보호 속도보다 높아 보호 한계 안에서 끝난다. 11.6 m/s보다 느린 구간에서는 날개만으로 하중을 보호 한계 안에 받칠 수 없어 로터가 일부를 맡아야 한다. 반대쪽 속도 한계는 로터의 옆바람 전진비(1.12.5.1의 하한)다. 보호는 기체가 한계로 가는 명령을 깎는 것이어서 법칙이 저하되면 가장 먼저 사라진다. 보호의 한 예가 속도에 따른 경사각 한계다. 수평 선회의 하중배수 $n=1/\cos\phi$(1.1.8)가 날개의 보호 한계 $n_{\max}=(V/V_{prot})^2$를 넘지 않게 경사각을 제한한다.

천이 직후(12 m/s)에는 거의 수평만 허용하고 속도가 오를수록 한계가 풀린다. 보호가 없는 저하 법칙에서는 이 한계를 조종사가 스스로 준수해야 한다.

역천이는 천이보다 훨씬 오래 걸린다. 감속은 항력이 하고, 항력은 속도 제곱에 비례해 낮은 속도에서 사라진다. 6 kg 결합형이 푸셔를 끄고 $C_L=1.0$에서 12 m/s로 들어오면 $\dot V=-0.0061V^2$이어서 12에서 4 m/s까지 27초·180 m, 2 m/s까지 68초·294 m가 걸린다(천이는 8.3초·50 m). 짧게 줄이려면 받음각을 키워 항력을 늘리거나(실속에 가까워진다), 로터가 일찍 하중을 받거나, 전환형에서는 추진기를 기울여 제동한다. 접근 경로와 착륙 지점 선택이 이 거리에 걸리므로 바람이 더해지면(1.11.5.3) 역천이가 비행 중 가장 까다로운 구간이 된다.

2.3.7 단순화 조종(SVO)과 인간–자동화의 관계

단순화 조종(SVO, Simplified Vehicle Operations)은 자동화로 조종사에게 요구하는 기량을 낮추려는 방향이다. NASA의 연구는 제어 법칙, 인셉터(조종 입력 장치), 조종석 표시를 함께 설계해 조종사 부담과 훈련 요구를 줄이는 것으로 설명한다. 그중 단순화 조종 장치(SVC)는 비행기를 다루는 기량에 초점을 맞춘 부분 집합이다(NASA 보고서 목록 확인, 원문 미확인). 영국의 "통합(Unified)" 조종 개념(AV-8B·F-35B에 사용되었다)과 NASA 랭글리의 E-Z Fly 개념이 계보로 거론된다(보고서 요약, 확인 필요). 핵심 구조는 이렇다.

설계의 쟁점은 인셉터의 매핑이다. 호버에서는 스틱이 수 m/s를 명령하고 순항에서는 수십 m/s를 명령하는데 스틱 전체 변위가 어느 속도에 해당하는가가 모드마다 다르고, 천이가 자동이면 같은 스틱이 호버 법칙과 순항 법칙을 연속으로 가로지른다(일반 논의이며 제조사별 구현은 확인하지 못했다).

대가는 세 가지다. 첫째, 조종사의 역할이 조종에서 감시로 옮겨 가 자동화가 실패했을 때 개입할 기량이 낮아질 수 있다(8.18). 둘째, 법칙이 저하되면 같은 입력이 다른 응답을 만든다. 피토 관이 막혀 속도가 불일치하자 자동조종이 풀리고 제어 법칙이 정상에서 대체 법칙으로 내려간 Air France 447편 사고(2009, BEA 최종 보고서 2012)가 유인 FBW에서의 사례다(구체 인과는 보고서를 본다). 셋째, 자격과 운항 규칙이 바뀐다. 기량을 낮추려는 목적이 훈련 요구를 줄이려는 것이므로 인증 당국이 SVO 기반 조종사 자격을 어떻게 볼지가 쟁점이다(15.18·17.7). 이 장은 어느 제조사가 어떤 SVO를 구현했는지 단정하지 않는다. 공개 자료로 구현 수준까지 확인된 것이 거의 없다.

2.3.8 제어계가 안전 필수가 되는 점

1.1.10은 안정성 선택을 ① 자연 안정, ② 제어 보강, ③ 이완 안정으로 나눴다. 멀티콥터와 천이 중의 하이브리드 VTOL은 ③에 해당한다. 제어 법칙의 고장이 곧 통제 상실이다. 그래서 요구가 올라간다. 1.12.12는 SC-VTOL의 승객 운송 범주가 치명적 고장 확률 목표 약 $10^{-9}$ /비행시간을 갖는다고 한다 (확인 필요). 1.16.7.1의 식 $\lambda_{sys}=\lambda_p[(1-\beta)q+\beta]$를 제어 법칙에 빌려 오면 주 계통 고장률 $\lambda_p=10^{-4}$ /비행시간일 때 $10^{-9}$를 맞추려면 공통 원인 비율 $\beta\le10^{-5}$(0.001 %)여야 한다(감시 장치의 미탐지 확률 $q$를 아무리 줄여도 하한은 $\lambda_p\beta$다). 같은 소프트웨어와 같은 센서를 사용하는 계통은 이 값을 충족할 수 없다. 비유사 설계(다른 하드웨어·다른 소프트웨어)와 다중화가 요구되는 이유다(2.5·8.8).

설계 함의가 셋이다. 제어 법칙의 단일 고장점이 없어야 한다(컴퓨터·센서·작동기 다중화). 법칙 모드는 안전 요구에서 도출한다(ARP4754B, 8.2). 보호 기능이 고장 나도 기체는 기본 안정을 유지해야 한다. 마지막이 이 장의 저하 법칙이 최소 안정화를 보장하는 이유다.

2.3.9 고장 시 제어 법칙의 저하

고장은 법칙을 아래 단계로 내린다. 아래 표는 대표 고장과 이 장의 법칙 사다리에서의 위치다(상세는 2.5).

저하 법칙이 이득을 고정하는 이유가 여기 있다. 대기속도에 맞춰 이득을 스케줄하는 정상 법칙(2.2.9)은 센서가 틀리면 같이 틀린다. 12 m/s에서 맞춘 피치 댐퍼 이득을 20 m/s에서 그대로 사용하면 이득 여유가 9.5 dB에서 3.0 dB로 준다(2.2.9의 3 kg 고정익). 센서가 12 m/s로 얼어붙은 채 속도가 오르는 고장이 이 경우다. 저하 법칙은 센서 값에 기대지 않는 보수적인 고정 이득으로 내려간다. 대신 응답이 느리고 둔하다.

법칙 저하의 전이 규칙도 입증 대상이다. 전이가 너무 쉬우면 오경보로 보호가 사라지고, 너무 어려우면 틀린 센서를 믿는다. 전이 순간의 과도 응답(저하 법칙으로 바뀔 때 응답 유형이 바뀌며 생기는 출렁임)과 복귀 조건이 설계에서 미리 정해져야 한다. 탐지 지연이 자세에 주는 영향은 2.5이 계산한다.

2.3.10 수치 예시 — 6 kg 결합형의 천이 한 번

위 계산을 한 번에 이어 본다(가정은 2.3.5의 표). 호버에서 출발한 6 kg 결합형이 푸셔로 0.15 g 가속한다. 0~4 m/s(0~2.7초)에서는 날개가 하중의 11 % 이하라 로터 롤 권한이 18~21 N·m이고 조종면은 1.3 N·m 이하여서 멀티콥터 법칙이 사실상 전부다. 6~9 m/s(약 4~6초)에서 조종면 권한이 3.0에서 6.8 N·m로 올라 가중치가 0.16에서 0.42로 움직인다. 이 구간에서 가중치가 권한을 따르지 않으면 한쪽이 먼저 포화한다(4~12 m/s 선형 가중이면 7 m/s 근처에서 사용할 수 있는 요구가 총 권한의 61 %). 10~12 m/s(6.8~8.2초)에서 로터 권한은 6.7에서 0.5 N·m로 사라지고 조종면이 거의 전부를 맡는다. 12.2 m/s에서 날개가 무게를 전부 받치고 로터를 멈출 수 있다. 푸셔 추력은 호버의 8.8 N에서 천이 끝의 14.1 N까지 올라간다(1.11.7.4의 순항 5.7 N의 2.5배). 돌아올 때는 위 계산처럼 푸셔를 끄고 감속하면 12에서 4 m/s까지 27초가 걸리고, 그동안 로터가 서서히 하중을 되받는다.

시간선으로 옮기면 다음과 같다(속도는 $V=1.47\,t$ m/s).

이 한 번의 비행에서 제어 법칙은 세 단계로 일을 바꾼다(멀티콥터 법칙 → 혼합 → 고정익 법칙). 각 전환의 조건과 되돌림은 인증 입증의 시험 점이다(20.6, 비행시험 8.20).

2.3.11 설계 트레이드오프 — 천이 제어를 어떻게 구조화하나

선택지는 셋이다.

① 모드 전환형(멀티콥터 법칙과 고정익 법칙을 속도 구간에서 섞는다). 근거는 단순성과 오픈소스 오토파일럿의 검증된 구조다. 이해관계자는 소형 결합형 제조사다. 한계는 구간 설정에 따라 권한 공백이 생기고(위 표), 두 법칙을 따로 입증한 뒤 혼합을 입증해야 한다는 점이다.

② 통합 할당(모든 효과기를 하나의 할당 문제로 둔다). 가상 제어(총추력과 세 모멘트)를 로터·조종면·푸셔에 한 번에 나눈다(2.2.6의 확장). 근거는 권한 한계가 명시적으로 계산되어 속도에 따른 배분이 자동으로 따라온다는 점이다. 한계는 효과 모델의 정확도와 할당기의 계산량이다.

③ 속도에 따라 이득을 스케줄한 선형 매개변수 가변(LPV, linear parameter-varying) 모델. 속도 같은 매개변수에 따라 계수가 변하는 선형 모델이다. 트림·선형 모델(2.1.4)을 속도 격자점에서 구해 보간한다. 근거는 안정 여유를 격자점마다 입증할 수 있다는 점이다. 한계는 점 사이와 천이 속도(가속 중)의 비정상 영향이다.

견해: 소형 결합형은 ①로 시작해도 되지만 블렌딩 구간을 모델 없이 정하지 말아야 한다고 본다. 이 장의 계산에서 구간을 4~12에서 2~12 m/s로만 넓혀도 사용할 수 있는 권한이 61 %에서 34 %로 떨어졌다. 인증을 받는 AAM은 ②나 ③을 권한 계산의 근거와 함께 사용해서 추적성을 확보하는 편이 낫다고 본다. 근거는 ①의 가중 구간이 시험으로만 정당화되는 반면 ②③은 권한 계산 자체가 설계 증거가 되기 때문이다. 반대 입장도 있다. 모드 전환형이 모드별로 독립 입증되고 단순해 인증 부담이 작다는 주장이다. 두 입장은 공개된 인증 사례가 부족해 정량적으로 가려지지 않았다(17.14).

2.3.12 세 축 비교

2.3.13 관련 규격·프로토콜

SVO와 응답 유형에 대한 통일된 표준은 없다. NASA 연구는 개념과 평가 방법을 쌓는 단계다. 어느 판의 요건을 인증에 쓸지는 인증기준 합의(20.5)로 정한다.

2.3.14 관련 규제·인증 요구와의 연결

• 제어계의 안전 요구. 제어 법칙이 안전 필수이므로 고장 확률 목표와 다중화가 요구된다(8.4·2.5·8.8). 이 장의 계산(공통 원인 비율 $10^{-5}$)이 요구 크기를 보인다.
• 천이의 입증. 천이·역천이·중단은 형식증명의 비행 특성 시험 항목이다(SC-VTOL, 17.14, 시험 8.20). 입증 범위는 속도·무게·무게중심·풍속이다.
• 법칙 모드와 전이. 모드 전이 조건과 과도 응답이 입증 대상이다(20.6).
• SVO와 자격. 단순화 조종이 조종사 자격과 훈련 요구를 어떻게 바꿀지는 동력양력 규정과 운항 요건(17.7·15.18)과 연계된다. SVO 기반 자격은 정립되지 않았다 (확인 필요).
• 응답 유형과 비행성. 평가는 1.29.10의 방법을 따른다.
• 소형 UAS 규제는 제어 법칙의 구조를 직접 정하지 않고 운용 조건으로 위험을 관리한다(18.3).

2.3.15 함정과 한계

한계도 밝힌다. 이 장의 6 kg 천이 계산은 준정상 모델이며(2.1.6) 로터–날개 간섭·실속 이력·비정상 공력을 넣지 않았다. 권한 계산의 로터 팔·도움날개 효과·타각은 가정이고 제품 값이 아니다. 권한 비례 가중이 이상적이라는 결론은 이 모델 안에서이며, 모델이 틀리면 선형 가중이 더 안전할 수 있다. 역천이는 푸셔를 끄고 $C_L=1.0$인 단순 항력 모델이다. 전환형의 기울임 속도(14°/s)는 1.12의 예시 기체와 0.15 g 가정에서 나온 값이다. SVO와 FBW 법칙 모드의 구현은 제조사 자료로 확인한 것이 없다. 미해결 문제는 SVO의 인증 요건·훈련 요건, 천이 중 법칙 저하의 전이 규칙 입증, 그리고 응답 유형을 어떤 표준으로 평가할지다.

2.3.16 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. FBW 사슬의 여섯 단(조종 입력, 명령 모델, 제어 법칙, 할당, 작동기, 기체)에서 각 단이 하는 일을 한 문장씩 말하라.
2. 정상·저하·직접 법칙에서 응답 유형과 보호가 어떻게 바뀌는가? 멀티콥터형 형상에 직접 법칙이 없는 이유는?
3. 각속도 명령, 자세 명령, 병진 속도 명령이 호버 조종에서 사람에게 시키는 일의 차이를 설명하라.
4. 6 kg 결합형에서 조종면과 로터의 롤 권한이 같아지는 속도는 얼마이며, 선형 가중이 권한 비례 가중보다 나쁜 까닭은?
5. 전환형에서 기울임각 48.6°일 때 수직·수평 추력 성분은 얼마이며, 이것이 고도 제어 이득에 주는 영향은?
6. 역천이가 천이보다 오래 걸리는 이유를 항력 식으로 설명하라.
7. 공통 원인 비율이 $10^{-5}$여야 하는 이유를 $\lambda_{sys}$ 식으로 설명하라.

연구 질문(25.7에 모은다)

1. 천이 중 로터·조종면의 효과 모델 오차(±30 %)가 권한 비례 가중에 주는 영향을 정량화하면 선형 가중이 더 강건한가?
2. SVO 기반 조종사의 법칙 저하 시 개입 성능을 시뮬레이터 연구에서 어떻게 측정하고 자격 요건으로 바꾸는가(8.18)?
3. 천이 중 법칙 전이 규칙(오경보와 미탐지의 교환)을 공개 자료로 비교할 수 있는가(2.5)?
4. TRC 같은 응답 유형 요구를 eVTOL 인증기준에 어떻게 사용하는가(17.14)?

1차 출처(이 장)

• ADS-33E-PRF, Handling Qualities Requirements for Military Rotorcraft, 미 육군 AMCOM.
• MIL-STD-1797A, Flying Qualities of Piloted Aircraft, 미 국방부.
• Pratt, R. W. (ed.), Flight Control Systems: Practical Issues in Design and Implementation, IEE, 2000.
• Collinson, R. P. G., Introduction to Avionics Systems, 3rd ed., Springer, 2011.
• Padfield, G. D., Helicopter Flight Dynamics, 2nd ed., Blackwell, 2007.
• Stevens, B. L.; Lewis, F. L.; Johnson, E. N., Aircraft Control and Simulation, 3rd ed., Wiley, 2016.
• Cooper, G. E.; Harper, R. P., NASA TN D-5153(1969) — 비행성 척도.
• NASA NTRS, 단순화 조종(SVO)·Lift Plus Cruise 단순 조종 개념 보고서(NTRS 20230018118 등, 보고서 목록으로 확인, 원문 미확인).
• BEA, Air France 447 최종 보고서(2012, 공개 보고서).
• PX4 사용자 문서(VTOL 구성·튜닝), ArduPilot 문서(QuadPlane) — 공개 문서이며 판에 따라 다르다.

다음 장: 2.4(공중 매니퓰레이션·접촉 점검·현수 하중 동역학)은 기체에 팔이나 줄에 달린 하중이 붙으면 이 장과 2.2의 제어 구조가 어떻게 달라지는지를 다룬다. 질량 중심이 움직이고 접촉 반력이 자세를 교란하며, 현수 하중이 기체의 모드와 섞여 불안정해지는 조건을 계산한다.