제2부 비행제어·항공전자·감시
2.8 대기자료·비행 센서: 피토·받음각·저속 VTOL 대기자료·고도계
2.8.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자
항법 센서(제4부)는 지구에 대한 위치와 속도를 준다. 이 장의 센서는 공기에 대한 속도·방향·고도를 준다. 공기력은 대기에 대한 속도로 정해지므로(1.1.3) 양력·실속·돌풍 대응은 이 값에 걸려 있다. 속도가 느리고 로터가 공기를 휘젓는 VTOL 기체에서는 이 측정이 가장 어려워진다.
배우는 것:
- 대기자료의 기본 — 총압·정압·동압에서 IAS·CAS·EAS·TAS와 기압고도·QNH·밀도 고도가 어떻게 나오는지, 소형 UAS에서 어느 구분이 의미 있는지.
- 정압 위치 오차 — 정압 센서가 기체와 로터 후류의 영향을 받아 고도를 몇 m씩 틀리게 읽는 계산.
- 피토관의 저속 한계 — 압력 센서의 잡음이 속도 오차로 바뀌는 정도, 사용할 수 있는 하한 속도.
- 받음각·옆미끄럼 센서 — 베인·다공 프로브·추정의 차이와 추정이 틀리는 조건.
- 저속 VTOL 대기자료의 난제 — 호버에서 피토가 무효인 이유, 후류 오염의 크기, 해법(초음파·열선·광학·추정)과 천이 중 센서 전환.
- 고도계와 센서 오류 모드·다중화, 바람 추정 — 기압·GNSS·레이더·LiDAR의 장단과 융합, 착빙·막힘 사례, 대지속도와 대기속도의 차이로 구하는 바람.
선수 지식: 표준대기·동압·레이놀즈수(1.1.3), 호버 유도속도와 디스크 하중(1.2.3·1.7.7), 천이 비행(1.11·1.12), 착빙과 바람(1.32), 고장 허용 구조(2.5). 항법 센서와 센서 융합 이론은 제4부와 자매서 KF가 맡는다.
특히 중요한 독자: 엔지니어는 2.8.5와 2.8.7의 계산을 자기 센서 사양으로 다시 돌려 본다. 인증 담당자는 2.8.9를 본다. 대기자료 고장이 사고의 연쇄에서 어떤 위치를 차지했는지가 있다. 운영자는 2.8.8을 본다. 120 m 고도 상한을 기압만으로 준수할 수 있는지가 나온다. 정책 담당자는 2.8.12의 표만 읽어도 된다.
기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월 기준이고 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. 센서 잡음·후류·바람 값은 원리로 계산한 설명용 가정이며 특정 제품의 사양이 아니다. 계산은 파이썬(
math)으로 돌렸다. 유인 항공 사고는 공식 조사 보고서에서 확인된 사실만 인용했다. 표준 번호와 판은 확인한 것만 단정했고 나머지는(확인 필요)로 표시했다.
2.8.2 개념·직관 — 대기자료는 공기에 대한 값이다
비행기는 공기를 기준으로 난다. 순풍 10 m/s 속에서 대지속도 25 m/s로 가는 기체의 날개는 15 m/s만 느낀다. 그래서 실속·양력·항력·돌풍 하중의 판단은 대지속도(GNSS)가 아니라 대기속도를 사용해야 한다. 같은 이유로 고도의 두 기준(해면 기준의 기압, 지면 기준의 거리)이 따로 필요하다.
대기자료의 원리는 단순하다. 기체가 움직이면 정면에서는 공기가 정지하면서 압력이 오른다(총압). 옆면의 압력은 흐름에 상관없이 대기 압력과 같다(정압). 둘의 차이가 동압이고 속도의 제곱에 비례한다. 어려움은 그 단순함이 세 조건에서 깨진다는 데 있다. ① 속도가 느리면 신호가 작아진다. ② 기체와 로터가 정압을 교란한다. ③ 센서가 얼거나 막힌다.
세 축의 요구는 다음처럼 달라진다.
| 축 | 대기자료의 용도 | 어려움 |
|---|---|---|
| 군용 드론 | 고속·고고도 고정익의 속도·고도, 소형 VTOL의 천이 | 극한 환경(고고도 저온·착빙), 재밍으로 GNSS 없이 날 때 대기속도가 속도 정보의 한 축 |
| 민간 UAS | 고정익의 실속 보호, 하이브리드 VTOL 천이, 고도 상한 준수 | 소형·값싼 센서의 오차·막힘, 후류, 호버에서의 바람 정보 |
| AAM | 승객이 타는 기체의 속도·고도 표시, 단일 고장 허용 | 센서 다중화와 이종화, 호버·저속의 바람, 도심 돌풍 |
2.8.3 대기자료의 기본 — 압력에서 속도와 고도로
2.8.3.1 속도 네 가지
피토관은 총압 $p_t$를, 정압공은 정압 $p_s$를 잰다. 둘의 차를 충격 압력이라 하면 비압축 근사에서 속도는 다음이다.
$$q_c=p_t-p_s,\qquad V\approx\sqrt{\frac{2\,q_c}{\rho}}$$
압축성을 넣으면 $q_c=p_s\big[(1+0.2M^2)^{3.5}-1\big]$이다. 계기는 밀도를 모르므로 해면 표준 밀도를 가정한 속도를 눈금에 새긴다. 이것이 속도 네 가지가 나뉘는 이유다.
| 약어 | 이름 | 정의 | 용도 |
|---|---|---|---|
| IAS | 지시대기속도 | 계기가 지시하는 값(계기·정압 위치 오차 포함) | 조종사 표시 |
| CAS | 교정대기속도 | IAS에서 계기·정압 위치 오차를 보정한 값. 해면 표준 압축성 식 $V_c=a_0\sqrt{5\big[(q_c/p_0+1)^{2/7}-1\big]}$ | 실속·한계 속도 |
| EAS | 등가대기속도 | 해면 밀도에서 같은 동압을 주는 속도. $V_e=V\sqrt{\sigma}$ ($\sigma=\rho/\rho_0$) | 공기력·하중 계산 |
| TAS | 진대기속도 | 공기에 대한 실제 속도. $V=V_e/\sqrt{\sigma}$ | 항법·바람 추정·항속 |
소형 UAS의 속도(60 m/s 이하, 고도 4,000 m 이하)에서 CAS와 EAS의 차이는 0.2 % 이하라서 구분하지 않아도 된다. 실제로 의미 있는 차이는 IAS와 CAS(센서 오차), 그리고 EAS와 TAS(고도)다. 표준대기(ISA)에서 계산한 변환은 다음과 같다(파이썬).
| 고도 [m] | 밀도비 $\sigma$ | TAS 20 m/s일 때 CAS | CAS 12 m/s의 TAS | CAS 20 m/s의 TAS | CAS 30 m/s의 TAS |
|---|---|---|---|---|---|
| 0 | 1.000 | 20.0 | 12.0 | 20.0 | 30.0 |
| 1,000 | 0.907 | 19.1 | 12.6 | 21.0 | 31.5 |
| 2,000 | 0.822 | 18.1 | 13.2 | 22.1 | 33.1 |
| 3,000 | 0.742 | 17.2 | 13.9 | 23.2 | 34.8 |
| 4,000 | 0.669 | 16.4 | 14.7 | 24.5 | 36.7 |
해석: 실속은 CAS(동압)로 일어나므로 고도가 올라 같은 CAS를 유지하면 TAS가 16 %(3,000 m)~22 %(4,000 m) 커진다. 항속·바람 추정에 사용하는 TAS는 기압과 기온으로 변환해야 한다. 이 변환이 틀리면 바람 추정이 틀린다(2.8.10).
2.8.3.2 고도 기준 여섯 가지
고도는 기준에 따라 값이 다르다. 규정이 어느 고도를 사용하는지 확인하지 않으면 120 m 상한을 지켰는지 말할 수 없다.
| 고도 | 기준 | 얻는 법 | 용도 |
|---|---|---|---|
| 기압고도(QNE) | 표준 해면 1013.25 hPa | 기압 센서 | 유인기 비행 고도, 공역 분리 |
| QNH 고도 | 지역의 해면 보정 기압 | 기압 + QNH | 해발 고도의 근사 |
| 상대 고도(QFE형) | 이륙 지점 | 기압 차 | UAS의 "홈 대비 높이" |
| 지면 고도(AGL) | 지형 위 | 거리계, DEM과 GNSS | 120 m 상한 판정, 착륙(2.7) |
| GNSS 높이 | 타원체 또는 해발(지오이드 보정) | GNSS | 장기 기준. 지오이드 고저는 지구 전체에서 수십~백여 m (확인 필요) |
| 밀도 고도 | 같은 밀도의 표준대기 고도 | 기압·기온 | 성능(1.26.5.1·1.32.3) |
기압고도는 $h_p=\dfrac{T_0}{L}\big[1-(p/p_0)^{LR/g}\big]$이고($L=0.0065$ K/m, $LR/g=0.1903$) 기압 1 hPa가 해면 근처에서 약 8.3 m, 2,000 m에서 10.1 m다. QNH는 이 식의 $p_0$를 지역 값으로 바꿔 해발 고도에 맞추는 값이다.
2.8.4 정압 위치 오차와 로터 후류 속 압력
정압공이 흐름을 방해하지 않는 위치를 찾는 것이 대기자료 설계의 큰 부분이다. 기체 주위의 압력은 기체 표면에서 대기 압력과 다르다. 압력 계수 $C_p$(동압에 대한 압력 변화의 비)로 나타내면 정압 오차와 고도 오차는 다음이다.
$$\Delta p=\Delta C_p\,q,\qquad \Delta h\approx\frac{\Delta C_p\,q}{\rho g}$$
해면에서 1 Pa는 0.083 m다. 전진 15 m/s의 소형 고정익에서 $q=138$ Pa이고 정압공의 $\Delta C_p=0.1$이면 13.8 Pa, 1.15 m다. 유인기는 이 오차를 비행 시험으로 재서 보정하며(정압 원 오차 보정), 수직 분리 축소(RVSM)가 이 오차의 상한을 두고 있다(ICAO Doc 9574, 값은 확인 필요).
호버의 멀티콥터에서는 오차가 훨씬 크다. 로터 후류가 만든 압력이 기체 위아래로 번진다. 호버 후류의 속도는 유도속도의 두 배($2v_h$)이고 그 동압은 놀랍게도 디스크 하중과 같다.
$$q_w=\tfrac12\rho\,(2v_h)^2=2\rho v_h^2=\frac{T}{A}=\mathrm{DL}$$
1.7.7의 2 kg 쿼드(디스크 하중 96.8 N/m², $v_h=6.29$ m/s)에서 $q_w=96.8$ Pa이다. 보호 없는 기압 센서가 후류에 직접 노출되면 고도로 8.1 m, 후류가 센서에 90 % 가려지면 0.8 m다. 호버 추력이 바뀔 때마다 기압고도가 몇 m씩 움직인다는 뜻이다. 해법은 세 가지다. 센서를 후류 밖의 차폐 공간에 두고 완만하게 통기시키는 것, 추력 지령으로 압력 변화를 보정하는 것, 가속도계·GNSS와 융합해 높은 주파수의 기압 변동을 걸러 내는 것이다(2.8.8). 이 오차는 호버에서 고도를 잡는 멀티콥터가 지면 근처에서 위아래로 흔들리는 흔한 원인이다.
2.8.5 피토관의 저속 한계
피토관의 신호는 $q_c=\tfrac12\rho V^2$로 속도의 제곱이다. 9.4 m/s(1.1.9의 3 kg 고정익 실속 속도)에서 54 Pa, 5 m/s에서 15 Pa, 2 m/s에서 2.5 Pa다. 압력 센서의 잡음 $\sigma_p$는 속도에 관계없이 일정하므로, 신호가 약해지는 낮은 속도에서 속도 오차가 급증한다. 큰 속도에서는 $\sigma_V\approx\sigma_p/(\rho V)$로 속도에 반비례해 줄고, 신호와 잡음이 같아지는 $V=\sqrt{2\sigma_p/\rho}$ 아래에서는 사실상 속도를 알 수 없다.
아래 그래프는 잡음 1·3·10 Pa 세 경우에 대해 정규 잡음이 섞인 압력에서 환산한 속도의 RMS 오차다(가우스 구적으로 계산).
| 속도 [m/s] | 0 | 2 | 5 | 9.4 | 14 |
|---|---|---|---|---|---|
| 신호 $q_c$ [Pa] | 0 | 2.5 | 15.3 | 54 | 120 |
| 오차, 잡음 1 Pa [m/s] | 0.81 | 0.46 | 0.16 | 0.09 | 0.06 |
| 오차, 잡음 3 Pa [m/s] | 1.40 | 1.19 | 0.50 | 0.26 | 0.18 |
| 오차, 잡음 10 Pa [m/s] | 2.55 | 2.07 | 1.93 | 0.88 | 0.59 |
사용할 수 있는 하한 속도를 상대 오차 10 %로 정의하면 잡음 1 Pa에서 2.9 m/s, 3 Pa에서 5.0 m/s, 10 Pa에서 9.1 m/s다. 잡음 10 Pa짜리 센서는 실속 속도(9.4 m/s)에서도 오차가 9 %다. 값싼 센서는 고정익이 이륙·착륙하는 속도대에서도 정확하지 않다. 영점 오프셋이 따로 있다. 풀스케일 250 Pa의 1 %인 2.5 Pa 오프셋은 공기가 정지해 있어도 겉보기 속도 2.0 m/s를 만든다. 비행 전 영점 보정(바람막이를 씌우고 0을 확인)이 필요한 이유다(16.5).
가열 피토관은 착빙을 막지만(1.32.6) 전력을 소모한다. 5 W(가정)는 2 kg 쿼드 호버 동력 270 W의 1.9 %다. 큰 기체는 가열의 비용이 작고 소형 기체는 크다. 그래서 소형 UAS는 착빙 조건을 운용 한계로 금지하는 것이 흔하다.
2.8.6 받음각·옆미끄럼 센서
받음각($\alpha$, 기류와 날개 시위선의 각)은 실속의 직접 지표이고 옆미끄럼각($\beta$)은 방향 안정과 횡 하중의 지표다. 센서는 세 종류다.
| 센서 | 원리 | 장점 | 한계 |
|---|---|---|---|
| 베인(풍향 날개) | 기류에 정렬하는 날개의 각도를 전위차·각도계로 읽는다 | 단순, 직접 측정 | 가동부, 착빙·고착, 정렬 오차(설치 각이 오차가 된다) |
| 다공 프로브(5공 등) | 여러 구멍의 압력비에서 $\alpha$·$\beta$·$q$를 함께 구한다 | 한 센서로 셋을 얻는다 | 풍동 보정 필요, 저속에서 약하다(2.8.5와 같은 이유) |
| 추정 | 관성·GNSS와 기체 모델에서 역산 | 센서가 없다 | 준정상 가정이 깨지는 조건 |
추정의 한 형태는 하중배수 $n_z$에서 받음각을 읽는 것이다. 준정상 평형에서 $L=nW=qSa(\alpha-\alpha_0)$이므로 다음이다.
$$\hat\alpha=\alpha_0+\frac{n_z\,W}{q\,S\,a}$$
1.1.9의 3 kg 기체($C_L=0.82$, $a=5.08$/rad)에서 가속도계 바이어스 $\delta n_z=0.02$는 $\delta\alpha=\delta n_z\,C_L/a=0.0032$ rad, 즉 0.18도다. 정상 비행에서는 사용할 만하다. 그러나 수직 돌풍이 있으면 틀린다. 12 m/s 비행에서 수직 바람 3 m/s는 기류의 각을 $\arctan(3/12)=14$도 바꾼다. 관성·GNSS로 구한 경로각 $\gamma$로 $\alpha=\theta-\gamma$를 계산하는 방식은 이 바람을 못 본다. 돌풍 속에서 받음각 추정을 믿으면 안 되는 이유다.
받음각 센서가 사용되는 곳은 실속 보호(1.1.4), 하이브리드 VTOL의 천이(2.3), 돌풍 하중 경감이다. 멀티콥터에는 필요하지 않다. 사고에서의 역할은 2.8.9에서 다룬다.
2.8.7 저속 VTOL 대기자료의 난제
2.8.7.1 왜 어려운가
호버와 저속에서는 피토관이 세 이유로 붕괴한다. ① 신호가 없다. 속도 5 m/s 아래에서는 2.8.5의 오차가 10 %를 넘는다. ② 후류가 오염시킨다. 후류 속의 동압은 디스크 하중이다. 1.26의 6 kg 결합형(디스크 하중 130 N/m²)에서 후류 속도는 $\sqrt{2\cdot130/1.225}=14.6$ m/s다. 후류 속의 피토관은 영속도의 호버에서 14.6 m/s를 읽는다. ③ 방향이 없다. 호버에서 바람은 기체 축에 대해 어느 방향에서든 온다. 한 방향만 재는 피토관은 사용할 수 없다. 받음각·옆미끄럼각이 $\pm180$도를 도는 영역이다.
후류 오염은 거리가 떨어지면 빠르게 줄지만(액추에이터 디스크의 축 위 상류, 유도속도의 상류 값은 $v_i/v_h=1-z/\sqrt{z^2+R^2}$) 그래도 가까우면 크다.
| 로터 중심에서 상류로 거리 $z/R$ | 0.5 | 1 | 2 | 3 | 4 | 6 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 유도속도 비 $v_i/v_h$ | 0.55 | 0.29 | 0.11 | 0.051 | 0.030 | 0.014 |
| 6 kg 결합형($v_h=7.3$ m/s)에서 [m/s] | 4.0 | 2.1 | 0.77 | 0.37 | 0.22 | 0.10 |
반경의 3배(로터 지름의 1.5배) 상류에서 오염이 0.37 m/s까지 떨어진다. 이 식은 축 위의 이상 값이고 축에서 벗어난 위치와 기체 구조의 영향은 시험·CFD로 확인한다(1.5). 그림의 ①번 위치가 이 원리의 적용이다.
2.8.7.2 해법 네 가지
| 해법 | 원리 | 장점 | 한계 |
|---|---|---|---|
| 초음파 풍속계(2·3축) | 음파의 비행 시간 차로 흐름 성분을 잰다 | 가동부가 없고 영속도에서도 잰다. 전방향 | 기체가 만든 흐름도 잰다(후류 속이면 후류), 비·눈에 약하다. 크기·전력 |
| 열선·열막 | 흐르는 공기가 식히는 정도 | 저속에서 민감하고 작다 | 방향이 불분명, 오염·착빙·잡음 |
| 광학(도플러 레이저 등) | 공기 중 입자의 도플러 이동 | 후류 밖의 흐름을 잴 수 있다 | 크고 비싸다. 소형 UAS에는 어렵다 (확인 필요) |
| 추정 | 기체의 항력·기울기·추력으로 바람을 역산 | 센서가 필요 없다 | 모형 오차, 저풍속에서 못 사용한다 |
추정의 한계를 계산한다. 호버에서 바람 $V$를 맞서려면 기체가 기울어 항력 $D$와 균형을 이룬다(1.7.7.3). 기울기 $\theta$에서 $\tan\theta=D/W$이므로 거꾸로 풀면 다음이다.
$$\hat V=\sqrt{\frac{2\,W\tan\theta}{\rho\,C_DA}},\qquad \frac{\delta V}{V}\approx\frac{\delta\theta}{2\,\theta}$$
2 kg 쿼드($C_DA=0.05$ m²)에서 기울기 오차 $\delta\theta=0.5$도(자세 추정·무게중심 편차)일 때의 결과는 다음과 같다.
| 바람 $V$ [m/s] | 1 | 3 | 6 | 12 |
|---|---|---|---|---|
| 기울기 $\theta$ [도] | 0.09 | 0.81 | 3.2 | 12.7 |
| 풍속 오차 $\delta V$ [m/s] | 2.8 | 0.93 | 0.47 | 0.24 |
| 상대 오차 | 280 % | 31 % | 7.8 % | 2.0 % |
풍속 3 m/s 아래에서는 추정이 쓸모가 없다. 반대로 피토관은 풍속 5 m/s 아래에서 쓸모가 없다(2.8.5). 두 방법이 모두 약한 0~5 m/s 구간이 저속 VTOL 대기자료의 빈 구간이다. 이 구간에서 정확한 풍속이 필요하면(측량·함상 착륙·기상 관측) 초음파 풍속계가 필요하다. 필요하지 않다면 대기속도를 사용하지 않고 관성·대지속도로 제어하도록 설계한다.
2.8.7.3 천이 중 센서 전환
결합형이 호버에서 순항으로 천이하는 동안 대기속도는 0에서 순항 속도로 늘어난다. 1.26.3의 6 kg 결합형은 10초에 13.9 m/s에 이르므로 평균 가속도가 1.39 m/s²(약 0.14 g)이고, 6 m/s까지 4.3초가 걸린다. 앞의 교차점(5~6 m/s)이다. 즉 천이의 처음 4~5초 동안은 피토도 추정도 믿기 어렵고, 천이 제어는 관성 속도·대지속도·추정 풍속으로 스케줄한다(2.3). 피토가 유효해지면 가중치를 옮기고, 두 값이 크게 어긋나면 피토를 의심한다(2.8.9). 천이 회랑(1.12.5)이 대기속도에 걸려 있으므로 이 구간의 센서 설계가 천이의 안전을 정한다.
2.8.8 고도계 — 기압·GNSS·레이더·LiDAR
| 센서 | 측정 | 정확도(원리·가정) | 취약점 |
|---|---|---|---|
| 기압 | 정압 → 고도 | 상대 고도 수십 cm(잡음 1.5 Pa이면 0.12 m). 절대 고도는 QNH·기온에 따라 수 m | 후류(2.8.4), 기온·기압 추세, 급한 통풍 |
| GNSS 높이 | 위성 위치 | 수평보다 나쁘다(경험적으로 1.5~3배) (경험 범위). RTK는 cm | 가림·교란, 지오이드 보정 |
| 레이더 고도계 | 전파의 왕복 시간 | 거리의 몇 %. 소형 밀리미터파는 cm~dm급 (제품별 확인 필요) | 지면 반사 특성, 기체 기울기, 간섭 |
| LiDAR 거리계 | 레이저 왕복 시간 | cm급, 수 m~수십 m | 햇빛·물·유리, 비·먼지 |
| 초음파 | 음파 왕복 시간 | cm급, 수 m | 후류 소음, 바람 |
120 m 상한을 기압만으로 준수할 수 있는가. 아래 그래프는 기압 고도계의 오차 요인을 고도로 환산했다.
호버 후류 노출(8.1 m)과 표준대기 기온 가정(ISA보다 20 K 높은 날 120 m 높이에 표준 밀도를 사용하면 $\Delta h=h\,\Delta T/T=8.3$ m)이 가장 크다. 기압 추세는 1 hPa/3 h의 변화에서 30분 비행이면 1.4 m다. 두 요인이 함께 있는 최악의 경우를 독립으로 보고 제곱합으로 합치면 약 12 m이고 120 m의 10 %다. 기압고도만으로 120 m 상한을 준수하는 것은 여유가 10 % 정도 필요하다는 뜻이다. 그래서 상한에 가까운 비행에서는 GNSS 높이와 수치표고모형(DEM)으로 지면 위 높이를 교차 확인한다.
융합의 기본형은 상보 필터다. 기압은 짧은 시간의 변화가 정확하고 오래 두면 편류하며, GNSS 높이는 반대다. 둘을 서로 보완해 높은 주파수는 기압·가속도계로, 낮은 주파수는 GNSS로 받는다. 착륙 근처(2.7)에서는 거리계(AGL)가 이어받고 접근 단계에 따라 기준을 바꾼다. 어떤 고도 기준을 지오펜스의 수직 판정에 쓸지(2.6.4.1)가 설계 결정이다.
항공용 전파 고도계는 4.2~4.4 GHz 대역을 사용한다. 2021년 말 미국 FAA는 5G C-대역 신호의 간섭으로 전파 고도계가 오작동할 수 있다고 보고 감항성 개선 지시를 냈고 이후 대응이 여러 번 개정되었다 (현재 상태 확인 필요). 소형 UAS의 밀리미터파 고도계는 다른 대역(24·77 GHz 등)을 사용한다. 주파수 제도는 17.19가 다룬다.
2.8.9 센서 오류 모드와 다중화
| 오류 | 원인 | 증상 | 대책 |
|---|---|---|---|
| 총압 포트 막힘 | 곤충·먼지·물, 착빙 | 배수 구멍이 열려 있으면 속도 지시가 0으로 떨어지고, 닫혀 있으면 고도에 따라 속도 지시가 변한다 | 가열, 덮개, 비행 전 점검, 다중 센서 |
| 정압공 막힘·가려짐 | 테이프·먼지·착빙 | 고도 지시가 얼어붙고 속도가 틀린다 | 정압 공 이중화, 비행 전 점검 |
| 영점 편류 | 온도·시간 | 영속도에서 0이 아닌 값 | 비행 전 영점 보정 |
| 받음각 베인 고착·정렬 오차 | 착빙·설치 오류 | 받음각을 크게 틀리게 읽는다 | 다중 센서, 일관성 검사 |
| 후류 오염 | 로터 후류 | 영속도 호버에서 속도가 크게 읽힌다 | 센서 위치(2.8.7) |
사례 — 대기속도 센서 세 개가 한꺼번에 틀린 경우. 프랑스 사고조사국(BEA)의 최종 보고서(2012년 7월)는 2009년 6월 1일 리우데자네이루–파리 간 에어프랑스 447편(A330, 사망 228명)을 다룬다. 보고서에 따르면 사고는 일련의 사건에서 비롯됐다. 시작은 측정된 대기속도의 일시적 불일치였고, 이는 피토 프로브가 얼음 결정으로 막힌 것으로 보이며 이것이 자동 조종과 자동 추력의 해제와 비행 제어 법칙의 하위 단계(대체 법칙)로의 재구성을 일으켰다. 보고서는 얼음 결정이 프로브의 흡입구로 들어가 가열 능력을 넘으면 관 안에 쌓일 수 있다고 설명했고, 승무원이 대기속도 정보 세 개를 모두 잃는 단순한 상황에 직면했다는 것을 끝내 이해하지 못했던 것으로 보인다고 적었다. 조종사의 대응이 결정적이었다는 점이 이 사례의 중심이지만, 센서 쪽 교훈은 분명하다. 같은 형식의 센서 세 개는 같은 원인(얼음 결정)으로 함께 틀린다(2.5.4.3의 공통 원인). 다중화의 수가 아니라 독립성이 문제였다.
사례 — 단일 받음각 센서에 기댄 제어 법칙. 미국 NTSB의 보고서(ASR-19-01, 2019)는 Boeing 737 MAX의 두 사고(라이온 에어 610편과 에티오피아 항공 302편)에 대해 안전성 평가가 사용한 가정을 검토했다. 이 사고들에서 비행 제어 법칙(MCAS)이 받음각 센서의 오류에 반응한 사실은 공개 조사에서 다뤄졌고, FAA의 재검토 요약은 "단일 받음각 센서의 사용"을 첫 번째 안전 쟁점으로 들었다(2차 요약으로 확인, 원문 확인 필요). 인도네시아 KNKT의 최종 보고서(2019년 10월)는 센서의 수리·교정 문제와 설계 문제를 함께 기여 요인으로 꼽았다(2차 요약으로 확인). 2.5.9의 콴타스 72편 사례(ADIRU 스파이크 처리)와 함께, 받음각 센서의 오류가 비행 제어 법칙으로 곧바로 들어가는 구조가 문제였다.
일관성 검사의 한계를 계산한다. 피토 속도가 맞는지 확인하는 흔한 방법은 대지속도와 추정 바람의 합(TAS')과 비교하는 것이다. 바람이 불확실하므로 문턱이 크다. 피토 오차 0.5 m/s, 대지속도 오차 0.1 m/s, 바람 추정의 불확실성 1.5 m/s(모두 1σ)이면 합성 $\sigma=1.58$ m/s이고 4σ 문턱이 6.3 m/s다. 순항 14 m/s의 45 %다. 피토가 완전히 막혀 0을 읽는 큰 고장은 잡히지만, 부분 막힘으로 30 %(4 m/s)가 낮게 읽히는 오류는 잡히지 않는다. 바람 추정을 개선하면(2.8.10) 문턱을 낮출 수 있다.
다중화 구조는 2.5의 틀을 따른다. 세 개 이상이면 중앙값 선택(2oo3)으로 틀린 센서를 가린다. 둘이면 불일치만 알 뿐 틀린 쪽을 모르므로 제3의 추정치(관성·GNSS 기반)가 심판이 된다. 불일치 때의 행동은 기체마다 정한다. 속도 정보를 무효화하면 유인기에서는 자세와 추력을 고정하는 절차를 사용한다. 무인 고정익은 대기속도 없이 대지속도·자세로 안전 모드(속도 한계 완화 비행, 귀환·착륙, 2.6)로 간다.
2.8.10 바람 추정
바람은 대지속도 벡터와 대기속도 벡터의 차이다.
$$\mathbf w=\mathbf v_g-\mathbf v_a,\qquad \mathbf v_a=V_{\text{TAS}}\,R(\phi,\theta,\psi)\,\hat{\mathbf x}_b$$
대기속도 벡터는 TAS의 크기에 기체의 자세로 방향을 곱해 만든다(받음각·옆미끄럼은 작다고 본다). 오차는 세 항으로 나뉜다. 대지속도 오차 $\sigma_{vg}$, TAS 오차 $\sigma_{V}$, 방향(방위) 오차 $\sigma_\psi$가 $V\sigma_\psi$의 크기로 들어온다. $\sigma_{vg}=0.1$ m/s, $\sigma_V=0.5$ m/s, $\sigma_\psi=3$도일 때 결과는 다음이다.
| 순항 속도 $V$ [m/s] | 방위 항 $V\sigma_\psi$ | 합성 바람 오차 [m/s] |
|---|---|---|
| 10 | 0.52 | 0.73 |
| 14 | 0.73 | 0.89 |
| 20 | 1.05 | 1.16 |
순항 중 바람 추정은 1 m/s 안팎의 오차가 남고 방위 오차가 지배한다. 선회 중 대지속도의 변화를 사용하는 방법은 이를 개선한다. 일정한 TAS로 180도 이상 돌면 대지속도의 최댓값과 최솟값이 $V\pm w$이므로 다음이다.
$$w=\frac{GS_{\max}-GS_{\min}}{2},\qquad V=\frac{GS_{\max}+GS_{\min}}{2}$$
대지속도 오차가 0.1 m/s이면 바람 오차는 $0.1/\sqrt2=0.07$ m/s로 피토와 방위에 의존하는 방법의 10배 정확하다. 대신 일정 TAS·일정 바람을 가정하고 선회가 필요하다. 멀티콥터는 호버의 기울기에서 바람을 추정한다(2.8.7.2). 오픈소스 오토파일럿 일부는 항력 모델로 바람을 추정하는 기능이 있다 (제품·버전 확인 필요).
바람 추정은 여러 곳에 사용된다. 항속·왕복 에너지(1.26.5.2), 귀환 가능 판정(2.6.5.2), 운용 한계 판정(1.32.4), 착륙 제어(2.7)가 그 예다. 필터 이론은 자매서 KF에 맡긴다.
2.8.11 설계 트레이드오프 — 저속 VTOL의 대기자료를 어디까지
① 피토 + 추정 + 일관성 검사(최소). 기수 붐 피토와 관성 기반 바람 추정으로 구성하고 천이는 관성 속도로 스케줄한다. 값싸고 가볍고 센서가 적다. 호버의 풍속은 모르고, 피토의 부분 고장은 일관성 검사로 잡기 어렵다(2.8.9). 소형 하이브리드 VTOL이 택한다.
② 전방향 센서 추가(초음파·다방향 프로브). 호버·저속의 풍속과 방향을 직접 잰다. 정밀 호버·함상 착륙·측량에 이득이다. 대가는 무게·전력·가격이고 후류 속 위치 문제가 남는다.
③ 대기자료 없이 제어(대지속도와 모형). 센서를 사용하지 않고 관성·GNSS로 제어한다. 가장 가볍다. GNSS 거부 환경에서는 속도를 알 수 없고, 인증 논증에서 센서가 없는 입증이 어렵다.
견해: 하이브리드 VTOL은 ①을 기본으로 하되 천이 제어를 대기속도 센서에 의존하지 않게 설계하는 편이 낫다고 본다. 근거는 두 가지다. 첫째, 피토와 추정이 모두 약한 구간(0~5 m/s, 2.8.7.2)이 천이의 처음 4~5초와 중첩된다. 이 구간의 제어가 센서에 매달리면 센서 하나의 고장이 천이의 실패가 된다. 둘째, 이중 센서의 일관성 검사가 둔해서(문턱 6.3 m/s) 부분 고장을 못 잡는다. 이종 추정(2.5.4.2)이 더 유효하다. ②는 임무가 저속 풍속을 요구하는 경우에만 정당화된다고 본다. 반대 입장은 인증에서 대기속도 센서 없는 제어를 입증하기 어려워 ②가 인증 비용을 낮춘다는 것이다. 개발 단계마다 비용이 다르므로 한 방향으로 정할 수 없다.
2.8.12 세 축 비교
| 항목 | 군용 드론 | 민간 UAS | AAM |
|---|---|---|---|
| 지배적 요구 | 고속·고고도 환경, GNSS 거부 속 속도 유지 | 가격, 고도 상한 준수, 막힘 대응 | 단일 고장 허용, 표시 신뢰 |
| 센서 구성 | 큰 기체는 대기자료 컴퓨터, 소형은 피토 + 관성 | 피토 + 기압, 일부는 받음각 | 이중 이상의 대기자료 계통, 이종 추정 |
| 저속 VTOL | 함상 호버에서 바람 정보 필요 | 천이 중심, 호버 바람은 추정 | 호버·저속의 풍속 정보와 센서 다중화 |
| 착빙 | 고고도 저온(가열 필요) | 운용 한계로 금지가 흔하다 | 가열·인증 대상 |
| 입증 | 군 시험 | 제조사 시험 | 형식증명(TSO 계열, 17.14) |
| 관련 장 | 10.4·10.12 | 18.3·18.6 | 15.6·17.14 |
2.8.13 관련 규격·프로토콜
| 문서 | 발행 | 무엇을 정하나 | 상세 |
|---|---|---|---|
| ISO 2533 Standard Atmosphere | ISO | 표준대기 모델(기온·압력·밀도의 고도 프로파일) | 1.1.3 |
| ICAO Doc 7488 | ICAO | 국제 표준대기 (판 확인 필요) | 1.32 |
| SAE AS8002 Air Data Computer – Minimum Performance Standards | SAE | 대기자료 컴퓨터의 최소 성능(TSO-C106이 인용) (판 확인 필요) | 20.1 |
| TSO-C106 Air Data Computer | FAA | 대기자료 컴퓨터의 기술표준품 기준 (판 확인 필요) | 20.1·20.9 |
| TSO-C87a Airborne Low-Range Radio Altimeter | FAA | 전파 고도계의 기술표준품 기준 (판 확인 필요) | 20.1 |
| 14 CFR §25.1323 · §25.1325 | FAA | 대기속도 지시 계통과 정압 계통의 요건(대형 항공기) | 20.1·20.5 |
| ICAO Doc 9574 | ICAO | 수직 분리 축소(RVSM)와 고도 측정 계통의 오차 한도 (수치 확인 필요) | 17.2 |
| EASA SC-VTOL | EASA | VTOL의 계통 요건과 단일 고장 (대기자료 조항은 확인 필요) | 17.14 |
유료 표준의 본문은 옮기지 않고 구조만 적었다. 규격의 지형은 9.1, 군 규격은 9.2에 있다.
2.8.14 관련 규제·인증 요구와의 연결
| 대상 | 대기자료가 만나는 요구 | 상세 |
|---|---|---|
| 소형 UAS | 고도 상한(EU 개방 범주 120 m, 미국 Part 107은 지면 위 400 ft, 한국은 지표 위 150 m 이상에서 비행 승인 (확인 필요))을 준수한다 — 어느 고도 기준인지가 설계 사항 | 18.6·17.5·17.11 |
| 대형 UAS(군·민간 형식증명) | 대기속도·고도 표시 계통의 감항 요건과 센서 고장 대응 | 12.3·20.1 |
| AAM(eVTOL) | 단일 고장 뒤에도 속도·고도 정보를 유지, 이종 센서·독립 정압 | 17.14·20.5 |
| 공역 | RVSM 승인은 고도 측정 계통의 정확도 요건을 포함 | 17.2 |
고도 상한을 기압만으로 준수하기 어려운 점(2.8.8)은 상한 위반의 판정 문제와 지오펜스의 수직 판정(2.6.4.1)으로 이어진다. 적합성 입증의 방법은 20.6에 있다.
2.8.15 함정과 한계
| 오해 | 실제 | 더 볼 곳 |
|---|---|---|
| 대기속도는 GNSS 속도와 같다 | 바람만큼 다르다. 공기력은 대기속도로 정해진다 | 2.8.2 |
| 피토관은 모든 속도에서 사용할 수 있다 | 잡음 3 Pa에서 5 m/s 아래는 10 %를 넘는다. 호버에서는 사용할 수 없다 | 2.8.5 |
| 피토관만 후류 밖에 두면 호버 풍속을 안다 | 영속도에서는 신호가 없고 방향도 없다. 별도 센서나 추정이 필요하다 | 2.8.7 |
| 기압 센서는 고도를 정확히 준다 | 호버 후류에 노출되면 8 m, 기온 가정 오차 8 m 수준이다 | 2.8.4·2.8.8 |
| 센서가 셋이면 세 센서가 독립이다 | 같은 얼음 결정으로 함께 틀린다 | 2.8.9 |
| 일관성 검사로 피토 고장을 잡는다 | 바람 불확실성이 크면 30 % 오류는 못 잡는다 | 2.8.9 |
| 추정은 센서를 완전히 대신한다 | 저풍속(3 m/s 아래)에서는 못 사용한다. 수직 돌풍에서 받음각 추정이 14도 틀린다 | 2.8.6·2.8.7 |
한계도 밝힌다.
- 압력 잡음·바람·기울기 오차는 가정이다. 실제 센서의 잡음 스펙트럼과 설치 위치별 압력 계수는 시험으로 정한다.
- 후류 모형은 축 위의 이상 값이다. 축에서 벗어난 위치와 기체 구조의 영향은 반영하지 않았다.
- 사례는 요약본으로 확인한 부분이 있다. 737 MAX의 단일 센서 문제는 2차 요약으로 확인했다.
- 미해결. 호버·저속 VTOL의 대기자료를 인증이 어떤 센서 구성으로 인정할지, 소형 센서의 부분 고장을 잡는 값싼 방법, 도심 돌풍 속 풍속의 직접 측정은 열려 있다.
2.8.16 체크포인트·연구 질문
체크포인트
- IAS·CAS·EAS·TAS의 차이를 설명하고, 소형 UAS에서 어느 둘의 차이가 의미 있는지 말하라.
- 2 kg 쿼드의 호버 후류에 기압 센서가 노출됐을 때 고도 오차가 약 8 m인 것을 디스크 하중으로 계산하라.
- 잡음 3 Pa의 피토 센서가 속도 오차 10 %를 넘는 속도를 구하라.
- 6 kg 결합형의 호버에서 후류 속 피토관이 읽는 속도를 구하고 그 이유를 말하라.
- 호버 기울기로 바람을 추정할 때 0.5도 오차가 풍속 3 m/s와 12 m/s에서 각각 몇 %의 오차가 되는지 계산하라.
- 일관성 검사의 문턱이 6.3 m/s인 이유와, 30 % 부분 막힘이 잡히지 않는 이유를 설명하라.
연구 질문(25.7에 모은다)
- 호버 후류 속의 풍속 측정 — 로터 후류를 피해 호버에서 풍속을 재는 방법으로 무엇이 현실적인가? 후류의 영향을 보정으로 제거할 수 있는가?
- 소형 센서의 부분 고장 탐지 — 피토·받음각의 30 % 오류를 값싼 추정으로 잡을 수 있는가? 필요한 추정의 정확도는?
- 이종 대기자료의 독립성 — 피토와 관성 추정의 공통 원인 비율(2.5.4.3)은 얼마인가? 같은 얼음 결정이 다른 센서에도 영향을 주는가?
- 고도 상한의 입증 — 기압·GNSS·DEM 융합으로 120 m 상한 준수를 어떤 확률로 입증하는가?
1차 출처(이 장)
- Gracey, W., Measurement of Aircraft Speed and Altitude, NASA Reference Publication 1046, 1980.
- Lawford, J. A.; Nippress, K. R., Calibration of Air-Data Systems and Flow Direction Sensors, AGARDograph No. 300, Vol. 1, 1983
(판 확인 필요). - Beard, R. W.; McLain, T. W., Small Unmanned Aircraft: Theory and Practice, Princeton University Press, 2012 — 센서 모형.
- FAA, Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge(FAA-H-8083-25) — 피토·정압 계통 고장의 설명(판 확인).
- Bureau d'Enquêtes et d'Analyses (BEA), Final Report — Accident on 1 June 2009 to the Airbus A330-203 registered F-GZCP, Air France AF 447 Rio de Janeiro–Paris, July 2012.
- National Transportation Safety Board, Assumptions Used in the Safety Assessment Process and the Effects of Multiple Alerts and Indications on Pilot Performance, ASR-19-01, 2019.
- Australian Transport Safety Bureau, AO-2008-070(콴타스 72편 최종 보고서, 2.5.9).
- ISO 2533, ICAO Doc 7488, SAE AS8002, FAA TSO-C106·C87a, 14 CFR §25.1323·§25.1325.
출처를 찾고 판을 추적하는 방법은 0.9에서 다룬다.
다음 장: 2.9에서 센서들이 모이는 곳인 항공전자의 구조로 올라간다. 연합형과 통합 모듈형(IMA) 구조, 탑재 컴퓨팅의 선택(MCU·SoC·FPGA·GPU)과 SWaP, 에지 AI가 체공을 얼마나 깎는지를 다룬다.