제7장 보칙

공항·비행장시설 설계 세부지침 제7장 보칙

제정：2022. 06. 21. - 127 - 개정 :

제7장 보칙

제44조(유효기간) 이 예규는 훈령·예규 등의 발령 및 관리에 관한 규정

(대통령훈령)에 따라 이 예규를 발령한 후의 법령이나 현실 여건의 변화

등을 검토하여야 하는 2026년 3월 31일까지 효력을 가진다.

부칙(2022. 06. 21)

제1조(시행일) 이 고시는 발령한 날부터 시행한다.

제2조(기존 행정규칙의 폐지) 비행장시설(활주로) 설계 매뉴얼(국토교통부

예규 제313호), 비행장시설(유도로, 계류장 등) 설계 매뉴얼(국토교통부예

규 제313호)은 폐지한다.

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 1

제정：2022. 06. 21. - 128 - 개정 :

[별표 1] 분류번호 및 분류문자에 의한 항공기 분류

※ ARFL : Aeroplane reference field length(항공기의 최소이륙거리)

항공기 제작 항공기 모델

분류

번호/문자

ARFL

(m)

날개 폭

(m)

주륜외곽의

폭(m)

DeHavilland Canada DHC2 1A 381 14.6 3.3

DHC2T 1A 427 14.6 3.3

Britten Norman BN2A 1A 353 14.9 4.0

Cessna 152 1A 408 10.0 -

172 S 1A 381 11.0 2.7

180 1A 367 10.9 -

182 S 1A 462 11.0 2.9

Stationair 6 1A 543 11.0 2.9

Turbo 6 1A 500 11.0 2.9

Stationair 7 1A 600 10.9 -

Turbo 7 1A 567 10.9 -

Skylane 1A 479 10.9 -

Turbo Skylane 1A 470 10.9 -

310 1A 518 11.3 -

310 Turbo 1A 507 11.3 -

Golden Eagle 421 C 1A 708 12.5 -

Titan 404 1A 721 14.1 -

Piper PA28-161 1A 4941 10.7 3.2

PA28-181 1A 4901 10.8 3.2

PA28R-201 1A 4871 10.8 3.4

PA32R-301 1A 5391 11.0 3.5

PA32R-301T 1A 7561 11.0 3.5

PA32-220T 1A 5201 11.9 3.5

PA44-180 1A 6711 11.8 3.2

PA46-350P 1A 6371 13.1 3.9

Raytheon/Beechcraft A24R 1A 603 10.0 3.9

A36 1A 670 10.2 2.9

76 1A 430 11.6 3.3

B55 1A 457 11.5 2.9

B60 1A 793 12.0 3.4

B100 1A 579 14.0 4.3

Cessna 525 1B 939 14.3 4.1

DeHavilland Canada DHC3 1B 497 17.7 3.7

DHC6 1B 695 19.8 4.1

LET L410 UPV 1B 740 19.5 4.0

Raytheon/Beecheraft E18S 1B 753 15.0 3.9

B80 1B 427 15.3 4.3

C90 1B 488 15.3 4.3

200 1B 579 16.6 5.6

Shorts SC7-3/SC7-3A 1B 616 19.8 4.6

DeHavilland Canada DHC7 1C 689 28.4 7.8

Lear Jet 24F 2A 1005 10.9 2.5

28/29 2A 912 13.4 2.5

Pilatus PC-12 2B 810 16.3 4.5

PC-24 2B 830 17.0 3.3

LET L410 UPV-E 2B 920 20.02 4.0

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 1

제정：2022. 06. 21. - 129 - 개정 :

항공기 제작 항공기 모델

분류

번호/문자

ARFL

(m)

날개 폭

(m)

주륜외곽의

폭(m)

L410 UPV-E9 2B 952 20.02 4.0

L410 UPV-E20 2B 1050 20.02 4.0

L420 2B 920 20.02 4.0

Shorts SD3-30 2B 1106 22.8 4.6

Dassault Aviation Falcon10 3A 1615 13.1 3.0

Hawker Siddley HS 125-400 3A 1646 14.3 3.3

HS 125-600 3A 1646 14.3 3.3

HS 125-700 3A 1768 14.3 3.3

Lear Jet 24D 3A 1200 10.9 2.5

35A/36A 3A 1287/1458 12.0 2.5

54 3A 1217 13.4 2.5

55 3A 1292 13.4 2.5

Bambardier Aero CRJ100 3B 1470 21.2 4.0

CRJ100ER 3B 1720 21.2 4.0

CRJ200 3B 1440 21.2 4.0

CRJ200ER 3B 1700 21.2 4.0

Dassault Aviation Falcon20 3B 1463 16.3 3.7

Falcon200 3B 1700 16.3 3.5

F50/F50EX 3B 1586 18.9 4.5

Falcon900 3B 1504 19.3 4.6

Falcon900EX 3B 1590 19.3 4.6

F2000 3B 1658 19.3 5.0

Embraer EMB-135 LR 3B 1745 20.0 4.1

Fokker F28-1000 3B 1646 23.6 5.8

F28-2000 3B 1646 23.6 5.8

I.A.I. SPX 3B 1644 16.6 -

Galaxy 3B 1798 17.7 -

Gulfstream Aero G IV-SP 3B 1661 23.7 4.8

Nord 262 3B 1260 21.9 3.4

Antonov AN24 3C 1600 29.2 8.8

Airbus A220-100 3C 1423 35.1 6.7

A220-300 3C 1797 35.1 6.7

A318-100 3C 1779 34.1 8.9

A319-100

w/o sharklets

3C 1799 34.1 8.9

A319-100

with sharklets

3C 1799 35.8 8.9

A319neo 3C 1735 35.8 8.9

A320-200

w/o sharklets3 3C 1797 34.1 8.9

A320-200

with sharklets3 3C 1797 35.8 8.9

A320neo 3C 1775 35.8 8.9

Boeing B717-200 3C 1670 28.4 5.4

B737-600 3C 1690 34.3 7.0

B737-700 3C 1598 34.3 7.0

B737-8003 3C 1799 34.3 7.0

B737-9003 3C 1799 34.3 7.0

B737-73 3C 1799 35.9 7.0

B737-83 3C 1799 35.9 7.0

B737-93 3C 1799 35.9 7.0

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 1

제정：2022. 06. 21. - 130 - 개정 :

항공기 제작 항공기 모델

분류

번호/문자

ARFL

(m)

날개 폭

(m)

주륜외곽의

폭(m)

Convair 240 3C 1301 28.0 8.4

440 3C 1564 32.1 8.6

580 3C 1341 32.1 8.6

600 3C 1378 28.0 8.4

640 3C 1570 32.1 8.6

Douglas DC3 3C 1204 28.8 5.8

DC4 3C 1542 35.8 8.5

DC6A/6B 3C 1375 35.8 8.5

DC9-20 3C 1551 28.5 6.0

Embraer EMB-120ER 3C 1481 19.8 6.6

EMB-170-100 STD 3C 1431 26.0 6.3

EMB-170-100 LR 3C 1524 26.0 6.3

EMB-170-200

LR/SU

3C 1715 26.0 6.3

EMB-190-100 STD 3C 1614 28.7 7.2

EMB-190-200 STD 3C 1779 28.7 7.2

Fokker F27-500 3C 1670 29.0 7.9

F27-600 3C 1670 29.0 7.9

F28-3000 3C 1640 25.1 5.8

F28-4000 3C 1640 25.1 5.8

F28-6000 3C 1400 25.1 5.8

F50 3C 1355 29.0 8.0

McDonnell Douglas MD90 3C 1798 32.9 6.2

SAAB 340A 3C 1220 21.4 7.3

340B 3C 1220 22.84 7.3

SAAB 2000 3C 1340 24.8 8.9

Airbus A300 B2 3D 1676 44.8 10.9

Bae ATP 3D 1540 30.6 9.3

DeHavilland Canada DHC5D 3D 1471 29.3 10.2

Bambardier Aero CRJ100LR 4B 1880 21.2 4.0

CRJ200LR 4B 1850 21.2 4.0

Dassault Aviation Falcon20-5(Retrofit) 4B 1859 16.3 3.7

Embraer EMB-145LR 4B 2269 20.0 4.1

Airbus

A320-200

w/o sharklets

4C 2111 34.1 8.9

A320-200

with sharklets

4C 2108 35.8 8.9

A321-200

w/o sharklets

4C 2513 34.1 8.9

A321-200

with sharklets

4C 2513 35.8 8.9

A321neo 4C 2366 35.8 8.9

BAC 1-11-200 4C 1884 27.0 5.2

1-11-300 4C 2484 27.0 5.2

1-11-400 4C 2420 27.0 5.2

1-11-475 4C 2286 28.5 5.4

1-11-500 4C 2408 28.5 5.2

Boeing B727-100 4C 2502 32.9 6.9

B727-200 4C 3176 32.9 6.9

B737-100 4C 2499 28.4 6.4

B737-200 4C 2295 28.4 6.4

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 1

제정：2022. 06. 21. - 131 - 개정 :

항공기 제작 항공기 모델

분류

번호/문자

ARFL

(m)

날개 폭

(m)

주륜외곽의

폭(m)

B737-300 4C 2160 28.9 6.4

B737-400 4C 2550 28.9 6.4

B737-500 4C 2470 28.9 6.4

B737-800 4C 2090 34.3 7.0

B737-900 4C 2240 34.3 7.0

B737-7 4C 2375 35.9 7.0

B737-8 4C 2600 35.9 7.0

B737-9 4C 3100 35.9 7.0

Embraer EMB-170-200 STD 4C 2221 26.0 6.3

EMB-170-200 LR 4C 2221 28.7 6.3

EMB-170-200 AR 4C 2221 26.0 6.3

EMB-190-100 LR 4C 2064 28.7 7.2

EMB-190-100 IGW 4C 2220 28.7 7.2

EMB-190-200 LR 4C 2179 28.7 7.2

EMB-190-200 AR 4C 2383 28.7 7.2

Fokker F100 4C 1840 28.1 6.0

Gulfstream Aero GV 4C 1863 28.5 5.1

Douglas DC9-10 4C 1975 27.2 5.9

DC9-15 4C 1990 27.3 6.0

DC9-20 4C 1560 28.4 6.0

DC9-30 4C 2134 28.5 5.9

DC9-40 4C 2091 28.5 5.9

DC9-50 4C 2451 28.5 5.9

McDonnell Douglas MD81 4C 2290 32.9 6.2

MD82 4C 2280 32.9 6.2

MD83 4C 2470 32.9 6.2

MD87 4C 2260 32.9 6.2

MD88 4C 2470 32.9 6.2

Airbus A300B4-200 4D 2727 44.8 11.1

A300-600R 4D 2279 44.8 11.1

A310-300 4D 2350 43.9 11.0

Boeing B707-300 4D 3088 44.4 7.9

B707-400 4D 3277 44.4 7.9

B720 4D 1981 39.9 7.5

B757-200 4D 1980 38.1 8.6

B757-300 4D 2400 38.1 8.6

B767-200 4D 1981 47.6 10.8

B767-300ER 4D 2540 47.6 10.9

B767-400ER 4D 3130 51.9 10.8

Canadair CL44D-4 4D 2240 43.4 10.5

llyushin 18V 4D 1980 37.4 9.9

62M 4D 3280 43.2 8.0

Lockheed L100-20 4D 1829 40.8 4.9

L100-30 4D 1829 40.4 4.9

L188 4D 2066 30.2 10.5

L1011-1 4D 2426 47.3 12.8

L1011-100/200 4D 2469 47.3 12.8

L11011-500 4D 2844 47.3 12.8

Douglas DC8-61 4D 3048 43.4 7.5

DC8-62 4D 3100 45.2 7.6

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 1

제정：2022. 06. 21. - 132 - 개정 :

항공기 제작 항공기 모델

분류

번호/문자

ARFL

(m)

날개 폭

(m)

주륜외곽의

폭(m)

DC8-63 4D 3179 45.2 7.6

DC8-71 4D 2770 43.4 7.5

DC8-72 4D 2980 45.2 7.6

DC8-73 4D 3050 45.2 7.6

McDonnell Douglas DC10-10 4D 3200 47.4 12.6

DC10-30 4D 3170 50.4 12.6

DC10-40 4D 3124 50.4 12.6

Tupolev TU134A 4D 2400 29.0 10.3

TU154 4D 2160 37.6 12.4

Airbus A330-200 4E 2820 60.3 12.6

A330-300 4E 2776 60.3 12.6

A340-200 4E 2891 60.3 12.6

A340-300 4E 2989 60.3 12.6

A340-500 4E 3023 63.4 12.6

A340-600 4E 3189 63.4 12.6

A350-900 4E 2631 64.7 12.9

A350-1000 4E 2754 64.7 12.8

Boeing B747-100 4E 3060 59.6 12.4

B747-200 4E 3150 59.6 12.4

B747-300 4E 3292 59.6 12.4

B747-400 4E 2890 64.95 12.6

B747-SR 4E 1860 59.6 12.4

B747-SP 4E 2710 59.6 12.4

B777-200 4E 2390 61.0 12.9

B777-200ER 4E 3110 61.0 12.9

B777-300 4E 3140 60.9 12.9

B777-300ER 4E 3120 64.8 12.9

B787-8 4E 2600 60.1 9.8

B787-9 4E 2800 60.1 9.8

B787-10 4E 2800 60.1 9.8

McDonnell Douglas MD11 4E 3130 52.05 12.6

Airbus A380 4F 2865 79.8 14.3

Boeing B747-8 4F 2956 68.4 12.7

B777-9 4F 29006 71.8 12.8

㈜ 1. Over a 15m obstacle.

2. With wing tip tanks installed.

3. Alternate maximum take-off weight consult manufacture airport planning manual

or airline operator.

4. With extended wing tips.

5. Winglets.

6. Preliminary data.

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 2

제정：2022. 06. 21. - 133 - 개정 :

[별표 2] 다양한 활주로 경사도가 이륙활주로 길이에 미치는 영향

① 서문

1. 다양한 활주로 경사도가 이륙활주로 길이에 미치는 영향에 대한 연구

가 ICAO의 후원으로 캘리포니아 대학에 의해 완료되었다. 이 별표

는 그 조사내용과 결과에 대하여 간단히 요약한 내용이다.

2. 조사목적

가. 일정하지 않은 활주로의 경사도가 대표적인 피스톤 및 제트 운송용

항공기의 소요 활주로 길이에 미치는 영향을 결정한다.

나. 경사도에 대하여 보정하는 방법을 조사한다.

다. 일정하지 않은 경사도의 영향을 최대한 반영하는 보정방법을 개발

한다.

② 조사를 위하여 선정된 항공기

1. 분석을 위하여 선정된 항공기는 DC-6B, Vanguard, DC-8, DC-9 등이며,

2. 이 항공기는 민 항공에서 대표적인 운송기로서 각각 피스톤 엔진의

프로펠라(propeller), 터보프롭(turboprop), 터보제트(turbojet), 터보팬

(turbofan)의 타입에 해당된다.

③ 조사목적을 위한 가정

1. 비행장 표고 : 항공기 성능자료에는 활주로 길이를 지리상의 표고보

다 압력고도에 관련시킨다. 이 조사에서 위 두 가지는 동등한 것으로

가정되었다.

2. 비행장 온도 : 조사에 사용된 온도는 선정된 표고(평균해수면 및

300m)의 표준온도이며, 앞의 2개 고도에서 기준온도는 32℃가 사용

되었다.

3. 바람 : 활주로 표면은 무풍상태(calm condition)로 가정되었다.

4. 활주로 표면상태 : 조사에서는 활주로 표면이 불규칙한 것과 활주로

마찰계수가 낮은 것은 고려되지 않았다. 활주로 표면은 건조한 상태

로 가정되었다.

5. 활주로 종단경사

가. 분석될 활주로 종단면은 당시의 ICAO Annex 14(제4판)에 제시된

기준이 적용되었으며, 그 내용은 다음과 같다.

(1) 활주로 중심선상에서 최대 및 최저고도의 차이를 활주로 길이로

나누어 계산된 경사도는 1%를 초과하지 않아야 한다.

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 2

제정：2022. 06. 21. - 134 - 개정 :

(2) 활주로의 어느 부분도 종단경사도는 활주로 기본 길이가 “1,800m

이상인 경우는” 1.25%, “1800m 미만인 경우는” 1.5%를 초과하지

않아야 한다.

(3) 이어지는 2개 경사간의 경사변화는 1.5%를 초과하지 않아야 한다.

(4) 활주로 기본 길이가 1,800m 이상인 경우는 활주로 길이의 처음과

마지막 1/4 구간의 종단경사도는 0.8%를 초과하지 않아야 한다.

(5) 활주로의 종단경사변화를 피할 수 없는 곳에서는 활주로 상 어느

지점의 3m 높이에서 다른 지점의 3m높이를 볼 수 있는 거리는

활주로 길이의 절반 이상이어야 한다.

(6) 하나의 경사에서 다른 경사로의 전이는 다음의 기준을 초과하지

않는 변화율을 가진 곡면이어야 한다.

(가) 활주로 기본 길이가 1,800m 이상인 곳에서는 30m당 0.1%

(나) 활주로 기본 길이가 1,800m 미만인 곳에서는 30m당 0.2%

조사단면에서는 활주로 길이에 대한 종단곡선의 영향이 무시할 수 있

는 것으로 고려되었기 때문에 종단곡선은 이용되지 않았다.

나. 이런 기준으로 그림 1에 제시된 바와 같은 몇 개의 조사단면이 개

발되었으며, 이 단면은 “A, B, C, D”로 명명된 4가지 형식으로 그

룹 지었다. A형 단면은 상향경사, B형은 하향경사, C형은 중앙부가

볼록한 단면(상향-하향), D형은 오목한 단면(하향-상향)으로 구성되

었다.

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 2

제정：2022. 06. 21. - 135 - 개정 :

<그림 1> 조사시 선정된 경사도 유형

④ 단일 등가경사도의 산출

1. 다양한 경사도를 단일 등가경사도로 표시하기 위한 수단으로서 몇 개

의 단일 등가 경사 환산방법이 선정되었으며, 그 내용은 다음과 같다.

가. 방법 1. 활주로 양단지점의 고도차를 활주로 길이로 나눈 평균경사

도이다.

나. 방법 2. 활주로 종단면 상에서 최고점과 최저점의 높이차를 활주로

길이로 나눈 경사도로서, FAA에서 유효경사도(effective gradient)로

정의된 것이다.

다. 방법 3. 활주로를 똑 같은 4개 구간으로 나누고, 각 구간의 평균경

사도를 구한 다음 전체의 등가경사도를 다음 공식으로 결정하는 것

으로서, 이륙을 위한 유효경사도라고 칭한다.

Gе= G₁+G₂+2G₃+4G₄

8

G= 각 구간의 평균경사도

라. 방법 4. 방법 3을 다음과 같이 수정한 것이다.

Gе=

G₁+ 43

G₂+ 73

G₃+ 10

3 G₄

8

마. 방법 3과 방법 4는 고속으로 이륙 활주하는 부분에서의 경사도 영

향을 크게 반영한 것이다.

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 2

제정：2022. 06. 21. - 136 - 개정 :

⑤ 결론

1. 조사결과는 다음과 같다

가. 이용 가능한 자료에 근거하여 방법 1과 방법 4는 방법 2와 방법 3

보다 다양한 활주로 단면의 영향을 더 잘 나타낸다.

나. 제트기에 대해서는 방법 1이 활주로 경사에 대한 다양한 경사의 영

향을 표현하는데 적절하며, 피스톤엔진 항공기에는 방법 4가 다른

방법보다 우월하다.

다. 보정의 크기는 제트 항공기보다 피스톤엔진 항공기에 대한 것이 더 크다.

라. 양적인(+) 보정의 크기는 음적인(-) 보정의 크기보다 크다.

마. 이 조사에서 활주로 길이 보정에 대한 고도차 300m의 영향은 모든

항공기에 대하여 무시할 수 있는 것으로 확인되었다.

바. ④의 제1항에서 활주로의 단일 등가경사도를 산출하기 위하여 사용

된 방법의 세밀한 부분은 활주로 길이의 계획 목적으로 보장되지

않는다는 것을 이 조사에서 암시한다.

⑥ 권고사항

1. 활주로 길이가 제트기에 의해 제어된다면 방법 1의 사용이 권고되며,

수평한 활주로 소요길이에 다음과 같이 적용하여 보정한다.

가. 활주로 길이보정(%) = 1.0 + 6.0(방법 1로 산출된 등가 단일경사도),

등가 단일경사도는 양(+) 또는 음(-)이 될 수도 있으며, 이는 수평하

지 않은 활주로에만 적용한다.

2. 활주로 길이가 피스톤엔진 항공기기에 의해 제어된다면 방법 4를 수

평한 활주로 소요길이에 다음과 같이 적용하여 보정하도록 권고한다.

가. 양(+)의 등가 단일경사도

활주로 길이보정(%) =12.0(방법 4로 산출된 것)

나. 음(-)의 등가 단일경사도

활주로 길이보정(%) =8.0(방법 4로 산출된 것)

3. 모든 항공기 타입에 대하여 등가 단일경사도를 이용하는 것이 바람직

하다면 방법 4를 다음과 같이 적용하여 보정하도록 권고한다.

가. 양(+)의 등가 단일경사도

(1) 제트 항공기에 대한 보정(%) = 7.0 (방법 4로 산출된 것)

(2) 피스톤 항공기에 대한 보정(%) = 12.0 (방법 4로 산출된 것)

나. 음(-)의 등가 단일경사도

(1) 제트 항공기에 대한 보정(%) = 4.0 (방법 4로 산출된 것)

(2) 피스톤 항공기에 대한 보정(%) = 8.0 (방법 4로 산출된 것)

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 3

제정：2022. 06. 21. - 137 - 개정 :

[별표 3] 비행장 계획을 위한 항공기 성능곡선 및 일람표

① 서문

1. 비행장계획을 위한 활주로 길이 기준이 착륙 및 이륙시의 항공기 성

능곡선 및 일람표의 형태로 개발되어왔다.

가. 항공기 착륙 성능곡선은 항공기 착륙중량 및 비행장 표고와 착륙에

필요한 활주로 길이의 관계를 나타내는 특정 항공기의 성능에 근거

하여 작성된 도표이며,

나. 이륙 성능곡선은 항공기 이륙중량, 비행거리, 비행장 표고, 온도 등

과 이륙에 필요한 활주로 길이의 관계를 나타내는 특정 항공기의

성능에 근거하여 작성된 도표이다.

2. 항공기 성능일람표는 항공기 성능곡선과 유사한 목적으로 사용되지만

성능곡선은 운항요소와 필요한 활주로 길이의 관계를 그림의 형태로

표현하는 반면 성능일람표는 그런 관계를 표의 형태로 표현한다.

3. FAA 설계매뉴얼서(AC150/ 5325-4, 비행장설계를 위한 활주로 소요길

이)에는 일반적으로 이용되는 항공기의 착륙 및 이륙을 위한 계획 자

료를 포함하고 있으며, FAA에 의거 작성된 이 자료는 성능곡선 및

일람표의 형태로 표시된다. 이 매뉴얼서에는 성능곡선 및 일람표를

이용하는 방법의 예와 이를 작성하는데 고려된 요소에 대한 논의가

포함되어 있다. 항공기 성능곡선 및 일람표에 제시된 표고, 온도, 항

공기 중량 등과 활주로 길이의 관계는 추정된 운영 자료에 근거하여

작성된 예비성능자료를 제외하고는 비행시험 및 운영 자료에 근거한

것이다.

4. 활주로 계획 목적의 항공기 성능곡선은 비행장계획을 위한 항공기 성

능자료(항공기 매뉴얼)에서도 찾아볼 수 있다. 이 매뉴얼에는 항공기

에 대한 기본적 계획정보를 포함하고 있으며, 항공사 및 비행장당국

의 지원을 받아 항공기 제작자에 의거 표준화된 양식으로 작성되었

다. 이 매뉴얼에는 다음 몇 년 동안 국제선 비행의 대부분을 구성할

것으로 예상되는 기존 항공기 타입에 대한 자료가 포함되어 있다.

② 성능곡선 및 일람표 작성에 고려된 변수

1. 일반사항

가. 항공기의 공기역학적 및 발전장치의 특성을 포함하는 기본적 설계

주안점을 제외하고, 소요 활주로 길이에 영향을 미치는 요소는 항

공기 구성, 항공기 중량, 대기(주변의 대기압, 온도, 상대습도), 활주

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 3

제정：2022. 06. 21. - 138 - 개정 :

로 경사도, 활주로 상태 및 바람 등을 포함한다. 그러나 이륙 및 착

륙 성능곡선과 일람표를 작성함에 있어서는 이런 요소를 표준상태

습도 및 수평한 활주로 경사도에 관계시키는 것이 일반적 관례이

다.

2. 항공기 타입

가. 현대 항공기의 타입간에 운영 및 증명요건의 차이 때문에 각 비행

장에서 각 항공기에 필요한 활주로 길이에 대하여 개별적 고려가

요구된다. 착륙 및 이륙활주로 소요길이는 어느 것이 더 큰 것인지

결정키 위하여 모두 고려되어야 한다.

3. 항공기 구성

가. 항공기 구성은 항공기의 공기역학적 특성에 영향을 미치는 항공기

의 여러 가지 구성요소의 위치에 관계되며, 다음의 요소가 항공기

성능에 영향을 미친다.

(1) 항공기 보조날개 및 기타 상승 보조장치

(가) FAA의 항공기 성능곡선 및 일람표를 작성함에 있어서는(이·착

륙 거리 관련) 통상 항공기 중량, 온도 및 고도를 조합하기 위하

여 사용되는 항공기 보조날개 및 기타 사용 가능한 상승 보조장

치의 위치가 선정되었다.

(2) 공기 브레이크 및 기타 제동 보조장치

(가) FAA의 항공기 성능곡선 및 일람표를 작성함에 있어서는 에어브

레이크 및 항공기 중량과 고도를 조합하기 위하여 통상 사용되

는 기타 제동 보조장치가 선정되었다.

(3) 기타 시스템

(가) 방빙시스템 및 바람막이 와이퍼의 이용, 엔진커버의 위치 등이 활

주로 소요길이에 영향을 미친다. FAA의 항공기 성능곡선 및 일

람표를 작성함에 있어서는 이런 시스템이 더 단거리 활주로 길이

를 요구하는 위치에 있는 것으로 가정되었다.

4. 대기

가. 대기는 소요 활주로 길이에서 중요한 부분이며, 대기는 압력, 온도

및 밀도의 관련된 조합이다.

(1) 표고

(가) 일반적으로 평균해수면으로부터 높이가 증가할수록 공기의 압력

과 밀도는 작아지고 그 결과로 동력과 프로펠라 효율이 감소되

어 실 공기속도에 대한 상승력이 감소된다. 이런 감소의 조합된

결과로 소요되는 상승력을 내기에 필요한 전진속도를 얻기 위

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 3

제정：2022. 06. 21. - 139 - 개정 :

하여 더 긴 길이가 필요하며, 따라서 주어진 항공기의 이륙에

필요한 활주로 길이는 높은 표고의 비행장일수록 점차적으로

더 길게 소요된다. 높은 표고에서의 착륙에서도 실 착륙속도는

더 커지고, 저밀도 공기는 착륙 활주 중에 감속을 도울 수 있는

제동력을 감소시킨다. FAA의 항공기 성능곡선 및 일람표에서

소요 활주로 길이는 항공사의 항공기 성능자료에서와 마찬가지

로 다양한 압력고도(ICAO에서 표준대기로 정의된 것)에 대하

여 주어졌으며, 압력 고도선은 비행장 표고에 따라 분류되었다.

이런 대체는 한 위치의 표고와 평균 압력고도 사이의 유사한

정도 때문에 보장된다. 최대 압력고도(최소압력)와 평균 최대온

도(비행장 표준온도)의 동시 발생 가능성은 매우 희소하므로 최

대표고와 최대온도 모두를 이용하는 것은 비경제적인 활주로

길이가 될 수도 있다.

(2) 온도

(가) 항공기 성능에 영향을 주는 몇 개 요소 중에서 온도 또한 중요

하다. 주어진 압력에서 높은 온도는 공기밀도가 낮아져서 피스

톤 엔진기 및 제트기 둘 다에 악 영향을 준다. 이런 영향은 통

상 이륙 시에, 특히 터보제트 엔진을 장착한 항공기에 가장 크

다. 터보제트 엔진의 효율은 부분적으로 외부 공기온도와 연소

실에서 도달할 수 있는 최대온도간의 차이에 좌우된다. 외부온

도가 표고에 따라 일정치 이상으로 상승함에 따라 엔진효율은

감소되며, 따라서 항공기의 성능은 감소된다. 온도는 비행장 표

준온도보다 낮지 않은 것을 사용하여야 하며, 온도의 영향은 착

륙거리에 대한 것보다는 이륙거리 및 이륙활주거리에 대한 것이

훨씬 더 크다. 더욱이 항공기 성능자료에 주어진 착륙거리는 보

통 1.67(=10/6)의 운영계수(=안전계수)를 정지거리에 곱한 것이

기 때문에 착륙거리에 대한 온도만의 영향은 매우 적으며, 주변

의 공기압(표준대기상태에 상응하는 온도에서의)만이 착륙거리에

통상 고려된다. 그러나 이륙거리 및 이륙활주거리는 주변의 공

기온도의 영향을 고려하여 결정된다.

5. 바람

가. 비행장은 가장 정상적인 바람상태에서 항공기 운항을 수용할 수 있

도록 설계되어야 한다. 하나의 활주로 방향에 대한 배풍은 반대방

향에서는 정풍이 된다. 활주로 길이는 배풍에서 증가되지만 활주로

양방향 이용개념에서는(즉, 활주로 길이 결정의 모든 조건에 이론

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 3

제정：2022. 06. 21. - 140 - 개정 :

적으로 정풍을 이용하는 것) 무풍조건이 이륙 및 착륙 모두에 결

정적이다. 그러나 이는 바람 방향이 바뀔 때마다 활주로 운항방향

의 변경이 필요하며, 우선 활주로 사용 때문에 배풍운항이 시행되

는 경우에는 적절한 활주로 길이를 제공하지 못한다. 이 문제는 또

한 9.2㎞/h(5노트) 까지의 바람은 무풍으로 보고된다는 사실 때문

에 더욱 복잡해진다. FAA의 착륙 성능곡선 및 일람표는 보통 9.2

㎞/h(5노트)의 배풍에 근거하며, 이는 항공기 착륙 운항에 소요되

는 유연성을 인정한 것이다. 그러나 FAA의 이륙 성능곡선 및 일

람표는 무풍에 기준하여 작성된 것이다. 비행장 계획을 위한 항공

사의 항공기 성능자료에서 이륙 성능곡선은 무풍에 대하여 작성되

었고, 착륙 성능곡선은 높이 15m에서 무풍에 대하여 작성된 것이

다.

6. 항공기 중량

가. 항공기 중량이 증가할수록 이륙 및 착륙에 필요한 소요 활주로 길

이는 증가될 것이며, 항공기 중량은 세 가지 주요 항목으로 구성된

다.

(1) 서비스 대기 항공기 중량(Aircraft Prepared for Service : APS) 또

는 운영중량(Operating empty weight: OEW)은 보통 다음의 하중

을 포함한다.

(가) 기체만의 중량(Aircraft empty weight: AEW)

(나) 승무원, 승무원의 수하물, 엔진오일 및 재 이동 비상장비 중량

(다) 사용할 수 없는 연료중량(비상연료)

(2) 유상탑재중량(Payload)

(3) 연료중량

(가) OEW 중량과 유상탑재중량의 합은 매우 다양할 것이며, 특정지

역의 차원에서 고려될 필요가 있다. 이 중량은 때로는 운영 목

적상 “무연료 중량”이라고 불려지며, 최대치는 항공기 성능자료

에서 구조적 한계치(착륙기어의 능력한계)로 주어진다.

나. FAA의 항공기 성능일람표에서 소요 활주로 길이는 항공기의 운영

중량에 직접적으로 관계되지만 항공기 성능곡선에서 소요 활주로

길이는 비행거리에 관계될 수 있다. 이 곡선에서는 상황이 허용되

는 범위 내에서 항공기가 최대 유상탑재중량으로 이륙하는 것이 가

정되었다. 이륙중량이 아래의 C.2.11의 (2)에 열거된 조건이 제한되

지 않는다면 유상탑재중량은 항공기 구조가 허용하는 만큼, 즉, 최

대 무연료 중량에서 OEW를 뺀 것이 될 수 있으며, 반면에 어떤

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 3

제정：2022. 06. 21. - 141 - 개정 :

조건으로 이륙중량이 제한된다면 유상탑재중량이 감소되어야 한다.

이 곡선에는 이런 상황이 고려되어 있다.

다. ICAO Annex 6 제1부 제4장에는 다음 두 가지 경우에 항공기가 탑

재하여야 할 연료량을 규정하고 있다.

(1) 교체비행장이 필요한 경우

(2) 교체비행장이 필요 없는 경우

(가) FAA의 항공기 성능곡선에는 (2)의 경우만 고려되었다. 이 경우

에 ICAO Annex에 따르면 기상조건 및 비행에 예상되는 지연을

고려하여 항공기가 안전하게 비행을 완료하기에 충분한 연료와

오일을 탑재하지 않는다면 비행을 시작할 수 없다. 이에 추가하

여 우발사건 및 항공기가 교체비행장에 도달할 수 있도록 대비

키 위한 예비연료를 탑재하여야 한다. 이에 적응키 위해서는 다

음 사항을 이행하기에 충분한 연료량 이어야 한다.

1) 프로펠라 항공기의 경우

가) 비행이 계획된 비행장까지의 비행, 그 이후로 운항계획서에 규

정된 가장 임계적인(연료 소모면에서) 교체비행장까지의 비행,

그 이후로 45분간의 비행

2) 터보제트엔진 항공기의 경우

가) 비행이 계획된 비행장까지의 비행 및 그 비행장에서 접근 및

실패접근을 하고, 그 이후에

나) 비행계획서에 규정된 교체비행장까지의 비행, 그 이후에

다) 표준온도상태의 교체비행장 상공 450m에서 대기속도(holding

speed)로 30분간 비행, 접근 및 착륙

라) 다음에 열거된 것 및 운영자의 정부규정을 만족시키기 위하여

운영자가 정한 잠재적 비상시에 증가되는 연소량에 대비한 추

가 연료량

- 기상상태 예보

- 예상되는 항공교통관제의 루팅 및 교통지연

- 목적지 비행장에서 실패접근을 포함하는 계기접근

- 항행 중 하나의 동력장치가 꺼지거나 가압의 상실에 대비하여

운항 매뉴얼에 규정된 절차

- 항공기의 착륙을 지연시키거나 연료 및(또는) 오일의 소모를 증

가 시킬 수 있는 기타 조건

마) 또한 ICAO Annex 6에는 항공기가 계획된 비행장으로 비행하

지 않고 교체비행장으로 직접 비행하는 경우의 연료량에 대해

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 3

제정：2022. 06. 21. - 142 - 개정 :

서도 규정하고 있지만 이런 경우는 비행장 설계자에게는 주요

관심사가 아니므로 FAA의 성능곡선에서는 무시되었다.

라. 소요 연료량을 평가하기 위하여 FAA의 항공기 성능곡선에서는 각

타입의 항공기마다 단위거리 및 단위시간당 평균연료의 방식으로

대표적인 평균 연료소모율이 통계적으로 확보되었다. 연료소모율은

각 항공기 타입에 대하여 거의 일정하고, 광범위하게 다른 운항거

리에 대하여 큰 차이가 없으므로 비행장 설계 목적으로 이 평균

연료소모량을 사용하는 것이 적합하다.

마. FAA의 성능곡선에서는 목적지 비행장에서 교체비행장까지의 거리

를 30분 비행시간으로 일정하게 가정되었고, 또한 평균고도에서 45

분 비행에 소요되는 연료량이 고려되었다. 터보제트기가 평균고도에

서 평균속도로 45분 비행하는데 소요되는 연료량은 비행장 상공

450m에서 대기 속도로 30분 비행하는데 소요되는 연료량과 거의

같은 것으로 간주된다. 평균 대표적 연료 소모비율은 실제 연료소모

량을 구간별(이륙 및 상승, 순항, 착륙등) 비행거리 및 비행시간으로

나누어 구한다.

바. 계산된 항공기의 이륙중량 및 착륙중량은 다음의 한계를 초과하지

않아야 한다.

(1) 착륙중량: 항공기는 다음 두 가지 형식의 하나에 해당하는 최대착

륙중량 이하로 착륙한다.

(가) 구조적 한계: 구조적 한계에 근거한 최대착륙중량은 온도 및 바

람 등 운영변수에 상관없이 일정하다.

(나) 상승성능: 상승한계에 근거한 최대착륙중량은 압력고도 및 온도

에 따라 다양하다. 압력고도 및(또는) 온도가 상승할수록 최대허

용 착륙중량은 감소한다.

(2) 이륙중량: 항공기는 다음 다섯 가지 형식의 하나에 해당하는 최대

이륙중량 이하로 이륙한다.

(가) 구조적 한계: 구조적 상승한계에 근거한 최대이륙중량은 압력고

도, 온도, 바람 및 활주로 경사도에 상관없이 일정하다.

(나) 상승성능: 상승한계에 근거한 최대이륙중량은 압력고도 및 비행

장온도에 따라 다양하다. 압력고도 및(또는) 온도가 증가할수록

허용이륙중량은 감소한다.

(다) 타이어 속도: 타이어 속도한계에 근거한 최대이륙중량은 압력고

도, 온도 및 배풍에 따라 다양하다. 이런 요소의 어떤 것이, 단

독으로 또는 조합하여, 증가하면 최대허용 이륙중량은 감소한다.

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 3

제정：2022. 06. 21. - 143 - 개정 :

(라) 비행계획이 수립된 비행장까지의 비행에 소모될 연료량을 제외

한 이륙중량은 정상적 비행 후에 안전한 착륙을 보장하기 위하

여 그 비행장에서의 최대착륙중량을 초과하지 않아야 한다.

(마) 장애물 회피: 장애물 회피한계에 근거한 최대이륙중량은 활주로

시단 인근에 있는 장애물의 위치 및 높이에 좌우된다. FAA의

항공기 성능곡선을 작성함에 있어서는 항공기 운항에 악영향을

줄 수도 있는 장애물은 없는 것으로 가정되었다.

7. 활주로 표면상태

가. 눈, 진창눈, 얼음 또는 물이 활주로 표면에 있으면 이·착륙에 소요

되는 활주로 길이는 증가한다. FAA의 항공기 성능곡선에서는 일람

표에 별도로 언급되지 않았다면 건조하고 굳은 활주로 표면이 가정

된 것이다. 그러나 착륙길이는 젖은 활주로를 가정하였으므로 젖은

활주로에 대한 길이보정은 필요 없다. 비행장계획을 위한 항공기

성능자료에는 건조 및 젖은 활주로 표면상태 각각에 대하여 작성되

었다.

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 4

제정：2022. 06. 21. - 144 - 개정 :

[별표 4] 활주로 회전패드

1. 서 문

ICAO 부속서 14(Annex 14, Volume Ⅰ)는 활주로에 착륙하는 항공기

흐름을 용이하게 하는 유도로시스템이 없는 비행장 활주로에 항공기 회

전패드 설치를 요구하고 있다. 항공기 회전패드는 활주로 끝에 유도로가

없는 활주로에서 항공기의 180도 회전이 가능하게 하는 목적으로 활주

로와 접하여 설정된 지역을 말한다. 회전패드의 추가포장은 비행장 수용

력을 향상 시키는 동시에 항공기 회전을 쉽고 안전하게 해준다. 면밀한

계획을 통해 날로 증가하는 교통량에 신속히 대응하고자 단계별 유도로

시스템을 추가할 수 있다.(그림 4-1 참고)

2. 위 치

활주로 회전패드는 활주로 포장면과 접하여 활주로 양 끝의 좌측 또는

우측에 설치하며 필요한 경우 활주로 중간지점에 설치할 수도 있다.

3. 설계 요건

가. 항공기가 활주로로부터 회전패드로 진입을 쉽게 하기 위해, 활주로와

의 교차각도가 30도를 초과하지 않아야 하며, 활주로 회전패드 설계

에 사용되는 전륜(nose wheel) 조종각은 45도를 초과하지 않아야 한

다. 회전패드 설계는, 회전패드를 사용하고자 하는 항공기의 조종석이

회전패드 표지 상에 있을 경우 항공기 주기어와 회전패드 가장자리

사이의 여유거리는 부속서 14(ICAO Annex 14, Volume Ⅰ)에 규정한

거리보다 작지 않아야 한다. 분류문자 ”A“ 항공기가 30m 넓이의 활

주로에서 180도 회전을 하는데 필요한 포장의 예는 그림 4-2와 같으

며, 그림 4-3에서 그림 4-10은 회전패드 계획의 예이다.

나. 악천후(비 또는 눈)와 그에 따른 표면마찰특성 저하가 현저한 경우 분

류문자 E 또는 F 항공기에 대하여 항공기 바퀴와 활주로 회전패드

가장자리 사이는 7m 이상의 여유거리를 제공하여야 한다. 그럼에도

활주로 회전패드의 표면은 젖었을 경우 그 시설을 사용하는 항공기에

대하여 적절한 마찰특성을 제공할 수 있도록 설치되어야 하며, 활주

로 회전패드의 경사도는 표면에 물이 고이는 것을 방지하고 신속한

배수가 용이하도록 하여야 하며, 인접 활주로의 경사도에 적합한 종

단 및 횡단 경사도로 하되 1%를 초과하지 않아야 한다.

다. 활주로 회전패드에서는 천천히 이동하는 항공기가 급회전을 함으로써

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 4

제정：2022. 06. 21. - 145 - 개정 :

포장면에 가해지는 높은 압박을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다. 연

성포장인 경우 포장면은 회전 이동을 하는 동안 주 기어에 의해 가해

지는 수평전단력을 견딜 수 있는 능력이 필요하다.

라. 활주로 회전패드의 표면은 항공기에 손상을 주는 불규칙성이 있어서

는 안되며 젖은 상태에서 활주로 회전패드를 사용하는 항공기에 양호

한 마찰특성을 갖도록 하여야 한다.

마. 활주로 회전패드에는 항공기에 해를 가할 수 있는 물체의 엔진흡입을

방지하고 항공기 제트 분사(jet blast)로 인한 표면의 침식을 방지하기

위하여 필요한 폭을 갖춘 갓길을 설치하여야 한다.

바. 활주로 회전패드 갓길의 강도는 항공기 이동으로 인한 항공기에 구조

적인 손상을 유발하지 않도록 항공기를 지지하고 갓길 상에서 작업하

는 지상차량을 지지할 수 있도록 설치하여야 한다.

4. 활주로 회전패드의 갓길

가. 활주로 회전패드 지역은 사용하고자 하는 최대 주력 항공기의 제트분

사로 인한 표면 침식과 항공기 엔진에 대해 가능한 외부 물체에 의

한 손상을 방지할 필요성이 있는 만큼의 폭을 갖는 갓길이 제공되어

야 하며, 최소한 갓길의 폭은 최대 주력 항공기의 바깥쪽 엔진까지

포함해야 할 필요가 있어서 관련 활주로의 갓길 보다 넓어야 한다.

나. 활주로 회전패드 갓길의 강도는 항공기와 갓길에서 운행할 수 있는

지상차량에 대해 구조적 피해를 유발하지 않도록 설계되어 항공기의

수시 통과를 견딜 수 있어야 한다.

<그림 4-1> 활주로 회전패드(표준 계획)

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 4

제정：2022. 06. 21. - 146 - 개정 :

<그림 4-2> 회전패드 계획-분류문자 A 항공기(LearJet-45)

<그림 4-3> 회전패드 계획-분류문자 B 항공기(CRJ-900)

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제정：2022. 06. 21. - 147 - 개정 :

<그림 4-4> 회전패드 계획-분류문자 C 항공기(A321/MD90)

<그림 4-5> 회전패드 계획-분류문자 D 항공기(MD-11)

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<그림 4-6> 회전패드 계획-분류문자 E 항공기(A350-1000)

<그림 4-7> 회전패드계획-분류문자 F 항공기(A380-900)

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 5

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[별표 5] 항공기 중량-항속거리-활주로 길이의 관계

(참고문헌 : Planning and Design of Airport-Horonjeff)

1. 유상탑재중량과 항속거리

가. 항공기가 비행할 수 있는 거리(항속거리)에 가장 큰 영향을 미치는 것

은 유상탑재중량이다. 항공기의 최대중량은 항공기의 구조상 일정중

량으로 한정되어 있기 때문에 유상탑재중량과 항속거리 간의 관계는

<그림 1>에서 보여주고 있다.

<그림 1> 유상탑재중량과 항속거리의 관계

(1) Pa는 항공기 구조상 적재할 수 있는 최대 유상탑재중량이다.

(2) Pb는 항공기 구조상 최대연료중량일 경우의 유상탑재중량이다.

(3) A, E 및 B로 연결되는 선은 항공기가 최대이륙중량인 경우를 의미한다.

(4) Ra, Re 및 Rb는 항공기가 최대이륙중량일 때 유상탑재중량에 따라

비행할 수 있는 항속거리를 의미한다.

(5) Ra는 최대유상탑재중량을 싣고 최대이륙중량의 상태에서 비행할 수

있는 거리이며, 이 경우에 연료탱크는 완전히 채워진 상태가 아니다.

(6) Rb는 연료탱크를 완전히 채우고(최대연료중량) 최대이륙중량에 맞추

기 위하여 유상탑재중량을 감소시킨 경우로써 연료중량이 (Pa-Pb)만큼

증가되었으므로 항속거리는 Ra에서 Rb로 증가될 수 있다.

(7) C지점은 항공기에 유상탑재중량은 적재하지 않고 최대연료중량으로

비행할 수 있는 경우이며, 이 경우는 최대이륙중량이 아니기 때문에

Rc 까지 비행할 수 있으며, 제작 공장에서 항공사에 항공기를 배달

할 때 발생한다.

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(8) 어떤 경우는 최대착륙중량이 최대유상탑재중량으로 비행할 수 있는

거리에 영향을 미칠 수도 있다. 이런 경우에 유상탑재중량은 최대착

륙중량 때문에 제한되므로 DE 선은 유상탑재중량과 항속거리 간의

조정 선을 의미한다. 따라서 유상탑재중량 대 항속거리는 ABC 대신

에 DEBC를 따라간다.

나. 유상탑재중량에 대한 항속거리는 항로상의 기상조건, 비행고도, 속도,

연료, 바람, 예비연료중량 등 여러 가지 요인의 영향을 받는다. 여러

가지 항공기의 성능을 대략적으로 비교하기 위하여 유상탑재중량과

항속거리의 관계를 특정 항공기에 관하여 <표 1> 및 그림 2>에서 보

여준다. 유상탑재중량과 항속거리의 관계는 단거리, 중거리 및 장거리

항공기에 따라 매우 큰 차이가 있다는 것을 알 수 있다.

다. 유상탑재중량은 특히 여객기의 경우에는 항공기의 좌석이 모두 찬 경

우에도 최대유상탑재중량에는 미치지 못하며, 이는 여객을 운송할 경

우는 항공기의 공간사용이 제약되기 때문이다. 유상탑재중량을 계산

함에 있어 여객당 수하물을 포함하여 통상 200lb 단위를 고려한다.

항공기 제작회사는 각 항공기에 대한 성능자료에 유상탑재중량 대 항

속거리표를 발간하며, 이는 비행장 계획에서 적절한 항공기 중량을

결정하는 데 매우 유용하게 사용된다.

항공기 Pa(1,000lb) Pb(1,000lb) Ra(NM) Rb(NM) Rc(NM)

A300-600 95.4 64.0 2.200 3.500 4.300

A310-200 68.0 26.0 1.600 3.800 4.300

B737-200 35.2 28.2 1.200 1.800 2.500

B737-300 33.9 25.5 1.900 2.800 3.600

B747-100 168.5 22.0 2.600 5.800 6.200

B747-200 140.4 89.0 4.800 5.800 7.200

B747-400 138.9 74.0 5.500 7.300 8.000

B757-200 58.9 39.0 2.300 3.400 4.300

B767-300ER 92.9 50.0 4.100 6.400 7.500

B777-200 121.1 26.0 3.100 6.800 7.200

DC10-30 101.8 46.0 3.800 5.500 6.100

MD-11 114.1 55.0 4.600 6.600 7.500

<표 1> 특정 항공기에 대한 유상탑재중량 대 항속거리

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<그림 2> 항공기 그룹별 유상탑재중량과 항속거리 관계

라. 예제

(1) 어떤 운송용 항공기의 중량특성과 연료소모량이 다음과 같다. 이에

대한 유상탑재중량과 항속거리 관계를 설명하라.

(가) 예비연료가 필요한 비행시간: 1.25시간

(나) 평균 항행속도: 540마일/시간

(다) 평균 연료 소모량 : 22.8lb/마일

(라) 중량 특성

1) 최대이륙중량(MTOW): 220,000lb

2) 최대착륙중량(MLW): 198,000lb

3) 무연료 중량(OEW+MPL): 182,513lb

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4) 무운영 중량(OEW): 125,513lb

5) 최대유상탑재중량(MPL): 57,000lb

6) 연료중량: 75,400lb

(2) 풀이

(가) 유상탑재중량 대 항속거리의 관계를 결정하기 위하여 최대 유상탑

재 중량일 때의 항속거리와 최대연료중량일 때의 항속거리를 구하

여야 한다.

(나) 최대유상탑재중량일 때의 항속거리는 최대이륙중량까지 적재할 수

있는 연료중량에 의거 계산된다.

MTOW = OEW+MPL+탑재가능연료량

220,000=125,513+57,000+탑재가능연료량 (37,487 lb)

예비연료중량=1.25x540x22.8=15,390 lb

허용연료중량=22,097 lb=(37,487-15,390)

최대유상탑재중량일 때의 항속거리=22,097/22.8=969마일

실제의 착륙중량은 최대이륙중량에서 항행연료중량을 제외한 것

이므로

LW=MTOW-항행연료

LW=220,000-22,097=197,903lb이며, MLW보다 작으므로 문제가 없다.

(다) 최대연료중량일 때의 항속거리를 계산한다. 항속거리를 구하기 위

하여 연료중량에서 예비연료를 제외시킨다. 따라서 최대항행연료

= 75,400 - 15,390 = 60,010lb이고, 최대연료일 때의 항속거리는

60,010 ÷ 22.8 = 2,632마일이다. 이 경우는 최대한의 거리를 비행

할 수 있지만 유상탑재중량은 제한한다. 허용유상탑재중량은 최대

이륙중량에서 무운영의 중량(OEM)과 모든 연료중량을 제외시킨

것이므로,

MTOW=OEW+연료중량+허용유상탑재중량

허용유상탑재중량은 19,087lb이다. (220,000-125,513-75,400)

(라) 마지막으로 유상탑재량이 하나도 없는 경우의 항속거리(ferry range)

는 예비연료를 포함한 최대의 연료로 비행할 수 있는 거리(Re)이

며, Re는 3,307마일이다.(75,400÷22.8)

2. 항공기 중량을 고려한 활주로 길이

가. 비행장의 활주로 길이를 계획할 때에 취항시키고자 하는 항공기의 최

대이륙중량을 기준하여 계획하는 것이 일반적이며, 수도권 비행장과

같은 국가의 관문비행장, 수요가 충분한 비행장, 경제적으로 문제가

공항·비행장시설 설계 세부지침 별표 5

제정：2022. 06. 21. - 153 - 개정 :

없고, 주변 비행장에 대한 경쟁력을 확보코자 하는 비행장에서는 당

연히 최대 이륙중량을 기준하여 활주로 길이를 결정하는 것이 바람직

하다. 그러나 수요가 충분하지 못한 비행장, 지형이나 장애물 여건상

확장이 제한되는 비행장 및 경제적 여유가 없는 비행장 등에서는 최

대이륙중량보다 적은 중량으로 운영할 수 있는 방안을 검토할 수 있

다. 항공기 제작사의 자료에 의하면 B747급 항공기에 JT9D-7A 엔진

을 장착하고, 기준온도 28℃, 표고 0m인 경우에 항공기 이륙중량별

이륙활주로 소요길이는 <표 2>와 같다. B747급 항공기의 최대이륙중

량 대 최대유상탑재중량, 최대이륙중량 대 기체만의 중량의 비율은

<표 3>과 같다.

<표 2> B747급 항공기의 이륙중량별 활주로 소요길이(28℃기준)

항공기 이륙중량 이륙활주로 소요길이

중량(톤) (%) 20° Flaps 10° Flaps

360 100.00 3,405 m 100.00% 3,639 m 100.00%

350 97.22 3,180 m 93.39% 3,396 m 93.32%

340 94.44 2,968 m 87.17% 3,170 m 87.11%

330 91.67 2,760 m 81.06% 2,950 m 81.07%

320 88.89 2,565 m 75.33% 2,746 m 75.46%

310 86.11 2,378 m 69.84% 2,553 m 70.16%

주) 1. B747-100, B747-700, B747-300에 관한 자료이다.

2. 표고 및 활주로 종단경사에 의한 보정전의 활주로 길이이다.

<표 3> B747급 항공기의 중량구성

기종

최대

이륙중량(A)

최대유상

탑재중량(B)

예비연료를 포함한

기체만의 중량(C)

평균연료

소모량(㎏/㎞)

B/A(%) C/A(%)

B747-100

B747-200B

B747-200F

333,369㎏

356,076㎏

356,076㎏

76,386㎏

72,894㎏

114,761㎏

182,710㎏

187,790㎏

176,632㎏

12.69

13.25

14.38

22.91

20.47

32.23

54.80

52.74

49.61

나. Ra보다 원거리에 항행하기 위해서는 유상탑재중량을 필요한 연료중량

만큼 줄여야 하지만 최근 10년간 국제선 항공기의 중량이용률(=유상

탑재중량 이용률)은 연평균 50% 정도이므로 Ra보다 원거리도 어느

정도까지는 최대이륙중량이 되지 않을 수도 있다. 그러나 수요(중량

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제정：2022. 06. 21. - 154 - 개정 :

및 항속거리)가 충분한 경우는 최대이륙중량으로 운항하는 것이 당연

하며, 경제성도 크다. 활주로 길이가 부족하여 중량이 제한되는 경우

의 경제적 손실이 <그림 3>에 제시되어 있다.

<그림 3> 항공기 중량제한의 영향