균형(balance)이란 항공기의 CG(무게중심) 위치를 의미하며 이는 안정성(stability)과 안전에 중요한 요소이다.
항공기 균형에서 가장 중요한 것은 세로축에 대한 CG의 전방/후방 위치이다. CG는 고정된 지점이 아니며 항공기 내 무게 분포에 따라 달라진다. 변경될 수 있는 적재 물품들이 이동되거나 소모됨에 따라 CG 위치가 변화한다. CG range(CG 위치에 대한 전방 한계와 후방 한계 사이의 거리)는 제조업체에 의해 증명된다. 만약 CG가 세로축으로부터 너무 앞으로 이동하면 nose-heavy 상태가 발생한다. 반대로 만약 CG가 세로축으로부터 너무 뒤로 이동하면 tail heavy 상태가 발생한다. CG의 위치가 불안정 조건을 만들어내면 조종사가 항공기를 제어하지 못할 수도 있다. [그림 10-1]
가로축에 대한 CG 위치 또한 중요하다. 동체 중심선의 왼쪽에 존재하는 각 무게들에 대해 오른쪽의 해당 위치에도 동일한 무게들이 존재한다. 허나 가로축에 대한 적재가 불균형해지면 이러한 상태가 깨질 수 있다. 모든 항공기에서 lateral CG의 위치가 계산되지는 않지만 조종사는 가로축 불균형이 악영향을 발생시킨다는 것을 알아야 한다. 예를 들어서 연료가 잘못 관리되면 가로축 불균형이 발생한다(한쪽 탱크로부터 엔진을 향해 연료를 불균일하게 공급할 경우). 조종사는 trim을 조정하거나 일정한 조종간 압력을 유지해서 이러한 wing-heavy condition을 보상할 수 있다. 허나 이러한 조작은 항공기 조종면을 유선형 흐름으로부터 벗어나게 만들어서 항력을 증가시키며 결국 운영 효율성이 떨어진다. 필요하다면 가로축 균형이 AFM에서 다루어진다.
균형이 맞지 않는 항공기를 비행하면 조종사의 피로가 증가할 수 있으며 비행의 안전과 효율성에도 명백한 영향을 미친다. 세로축 불균형이 발생하면 조종사는 보통 조종간 압력을 제거하기 위해 trim을 변경한다. 허나 과도한 trim은 공기역학적 효율성을 감소시킬 뿐만 아니라 trim이 적용된 방향으로 향하는 조종간 이동 거리도 감소시킨다.
Effects of Adverse Balance
불균형 상태는 과도한 무게 상태와 거의 동일한 방식으로 비행 특성에 영향을 미친다. 항공기에 대해 설정된 weight and balance 한계를 준수하는 것은 중요하다. 최대 제한 무게가 초과되면 항공기의 구조성 짜임새가 손상되며 성능에 악영향을 미칠 수 있다. 불균형 상태는 안정성(stability)과 조종성(control)에도 영향을 미친다.
Stability
항공기가 nose-heavy 상태로 적재되면 기수를 조작하는데 문제가 발생한다(특히 이착륙 도중). 항공기가 tail heavy 상태로 적재되면 세로 안정성에 심각한 문제가 발생하여 실속과 스핀으로부터 회복하는 능력이 떨어진다. tail heavy 상태의 또 다른 문제점은 조종력이 매우 적어진다는 것이다. 이는 의도치 않게 항공기에 과응력을 가하게 만든다.
Stability and Center of Gravity
제조업체는 전방 한계와 후방 한계를 설정한다. 이 한계들 너머에 CG가 위치해서는 안 된다. 이러한 한계들은 각 항공기에 대한 형식증명자료집(TCDS - Type Certificate Data Sheet)에, 혹은 항공기설계명세서(aircraft specification)와 AFM/POH에 게재된다. 만약 적재 후에 CG가 이 한계 이내에 있지 않다면 일부 항목들을 재배치 해야 한다.
※ 다음은 항공정비사 표준교재(항공정비 일반)을 발췌한 내용이다.
4.4.2 중량과 평형 자료(Weight and Balance Data)
항공기 중량 측정, 자중무게중심을 산출하기 위해서는 항공기에 관한 중량과 평형 정보가 기록된 문서를 알아야 한다.
① 항공기설계명세서(Aircraft Specifications) 항공기설계명세서에는 장비 목록, 장착 위치, 거리등이 명기되어 있고, 감항당국에서 인증하는 것으로 첫 번째 항공기에 적용된다.
② 항공기운용한계(Aircraft Operating Limitations) 항공기운용한계는 항공기 제작사가 제공한다.
③ 항공기비행매뉴얼(Aircraft Flight Manual) 항공기비행매뉴얼은 항공기 제작사가 제공한다.
④ 항공기 중량과 평형 보고서(Aircraft Weight and Balance Report) 항공기 중량과 평형 보고서는 초도에는 항공기 제작사에서 측정하여 제공하고,항공기 운용자(정비사)가 주기적으로 측정하여 발행한다.
⑤ 항공기 형식증명자료집 (Aircraft Type Certificate Data Sheet) 항공기 형식증명자료집은 항공기에 장착된 장비들의 중량과 거리등의 목록으로 항공기 제작사 감항당국이 인가한 것이다. 형식증명자료집에서 찾아볼 수 있는 중요한 중량과 평형 정보는 다음과 같은 것들이 있다.
(1) 무게중심범위(C.G range)
(2) 최대중량(maximum weight)
(3) 수평 도구(leveling means)
(4) 좌석의 수와 설치 위치(location)
(5) 수하물 탑재량(baggage capacity)
(6) 연료 탑재량(fuel capacity)
(7) 기준선 장소(datum location)
(8) 엔진마력(engine horsepower)
(9) 오일용량(oil capacity)
(10) 자중에서 연료의 양
(11) 자중에서 오일의 양
전방 한계는 보통 항공기의 착륙 특성에 의해 결정된다. 착륙 도중 전방 한계가 초과되면 nosewheel에 과도한 하중이 가해지고, tailwheel type airplanes의 경우에는 nose over이 발생하며, 성능이 감소하고, 실속 속도가 높아지고, 조종력이 매우 커질 수 있다.
(nose over된 tailwheel type airplanes. 출처: tailwheelersjournal)
Control
CG가 전방 한계를 초과하여 nose heavy로 이어지면 착륙 도중에 flare가 어려워질 수 있다. 때문에 제조업체는 전방 한계를 최대한 뒤쪽에 배치한다. CG가 후방 한계를 초과하는 경우에는 정적/동적 세로 안정성이 감소하고, 조종이 어려워지고, 실속 특성이 나빠지고, 조종력이 매우 가벼워진다. 조종력이 가벼우면 항공기에 의도치 않게 과응력을 가할 수 있다.
또한 전방 한계는 minimum airspeed에서 충분한 elevator/control 조작이 가능하도록 지정된다. 구조적 한계가 전방 한계를 제한하지 않는 경우에는 착륙을 위한 높은 받음각을 위해 full-up elevator/control을 적용해야 하는 지점에 전방 한계가 배치된다.
후방 한계는 가장 중요한 기동이나 운영에 대해 CG가 배치될 수 있는 가장 뒤쪽 지점이다. CG가 뒤로 이동하면 덜 안정적인 상태가 발생하며 이로 인해 기동이나 난기류 이후 항공기가 스스로를 바로잡을 수 있는 능력이 감소된다.
일부 항공기에서는 전방/후방 한계가 총 무게 변화에 따라 변경되도록 지정될 수 있다. 이는 또한 특정 운영(예를 들어 곡예비행)에 대해서도 변경될 수 있다.
CG의 위치는 많은 변수들에 의해 변경될 수 있으며 이는 보통 조종사에 의해 제어된다. 수하물과 하물의 위치는 CG의 위치를 결정한다. 승객들에게 좌석을 배정하는 것 또한 적절한 균형을 위한 수단으로 사용될 수 있다. 만약 항공기의 꼬리가 무겁다면 무거운 승객을 앞좌석에 앉히는 것이 적절하다. 또한 fuel tanks의 위치에 따라 연료 소모가 CG에 영향을 미칠 수 있다. 예를 들어 대부분의 소형 항공기에서는 연료가 날개 내에 탑재되므로 연료 소모는 CG에 거의 영향을 미치지 않는다.
Management of Weight and Balance Control
14 CFR part 23, section 23.23은 항공기가 안전하게 운영될 수 있는 무게 범위와 CG 범위가 설정되도록 요구한다. 제조업체는 AFM, TCDS, 혹은 aircraft specifications를 통해 이 정보를 제공한다.
14 CFR part 91에 따라 운영하는 조종사는 매 비행 전에 weight and balance를 계산해야 하는 특정 요건을 가지지 않는다. 그러나 14 CFR part 91, section 91.9은 PIC(pilot in command)로 하여금 AFM의 운영 한계를 준수하도록 요구한다. 이러한 한계에는 항공기의 weight and balance가 포함된다. 조종사가 weight and balance를 계산할 수 있도록 AFM에 그래프/차트가 제공된다.
weight and balance는 모든 조종사들의 관심사가 되어야 한다. 조종사는 항공기의 하물과 연료를 제어한다(이 두 변수들은 총 무게와 CG 위치를 변화시킬 수 있음). 항공기 소유자나 운영자는 조종사가 이용할 수 있는 최신 정보가 있는지 확인해야 하며 수리/변경이 이루어졌다면 적절한 기록이 작성되었는지 확인해야 한다. 장비가 제거되거나 추가되면 CG가 변경된다.
무게가 변화하였다면 weight and balance 기록지에 적절한 표기를 해야 한다. 만약 해당한다면 equipment list가 업데이트되어야 한다. 이러한 정보가 없다면 조종사는 계산을 수행할 수 없다.
무시해도 될 정도의 무게를 가진 표준 부품이나 사소한 품목들(예를 들어 너트, 볼트, 와셔, 리벳, 그리고 무시해도 될 정도의 무게를 가진 표준 부품과 유사한 것)은 weight and balance check을 필요로 하지 않는다. 무시해도 될 정도의 무게 변화에 대한 다음 기준은 AC 43.13-1, Methods Techniques and Practices – Aircraft Inspection and Repair에 설명되어 있다:
• empty weight가 5,000파운드 미만인 항공기: 1파운드 이하
• empty weight가 5,000파운드 이상 50,000파운드 미만인 항공기: 2파운드 이하
• empty weight가 50,000파운드 이상인 항공기: 5파운드 이하
CG가 0.05% MAC(Mean Aerodynamic Chord) 미만으로 변화되는 경우에도 무시될 수 있다. 평균공력시위(MAC)는 날개 시위선 길이의 평균 값이다. 이 한계가 초과되면 weight and balance check이 필요하다.
매 비행 전에 조종사는 항공기의 weight and balance를 결정해야 한다. 제조업체는 적재 조건 결정하기 위한 간단하고 질서 정연한 절차를 고안하였다. 조종사는 weight and balance 결정 시 이러한 절차를 통해 현명한 판단을 내린다. 대부분의 최신 항공기에서 모든 좌석, 수하물 칸, 그리고 연료 탱크가 가득 채워지면 weight and balance 한계가 유지될 수 없다. 만약 최대 승객 하중에 도달하였다면 연료 적재량을 줄이거나 수하물 양을 줄여야 한다.
20개 이상의 좌석을 갖춘 항공기, 혹은 최대 payload가 6,000파운드 이상인 항공기의 무게는 36개월마다 측정되어야 한다(14 CFR part 125). 14 CFR part 135에 따라 운영되는 다발 항공기의 무게도 36개월마다 측정되어야 한다. 단, 증명 소유자의 운영기준(Operations Specifications)에서 승인하는 weight and balance system으로 운영되는 14 CFR part 135 항공기는 이러한 36개월 조건이 면제된다. weight and balance control programs에 대한 자세한 내용은 AC 120-27, Aircraft Weight and Balance Control을 참조한다.
Terms and Definitions
조종사는 weight and balance에 관한 적절할 용어들을 숙지해야 한다. 다음의 용어들과 그 정의는 표준화 되어있다. 이러한 용어들에 대한 지식은 weight and balance를 더 제대로 이해하는데 도움을 제공한다. GAMA(General Aviation Manufacturers Association)에서 산업 표준으로 정의한 용어의 경우에는 그 명칭에 GAMA가 표기된다.
• Arm(moment arm) - reference datum line과 특정 항목 사이의 수평 거리(inch). datum으로부터 뒤로 측정되는 경우에는 (+)가, 그리고 datum으로부터 앞으로 측정되는 경우에는 (-)가 표시된다.
• Basic empty weight(GAMA) - standard empty weight에 optional equipment weight를 더한 값.
• Center of gravity(CG) - CG는 항공기의 전체 무게가 집중되어 있다 가정되는 이론상의 지점이다. CG는 reference datum으로부터의 거리(inch)나 %MAC으로 표시될 수 있다. CG는 가로, 세로, 그리고 수직 위치를 갖춘 3차원 지점이다.
• CG limits – 비행 도중 CG가 위치해야 하는 전방/후방 지점. 이는 항공기설계명세서에 표시되어 있다.
• CG range – 전방 한계와 후방 한계 사이의 거리. 이는 항공기설계명세서에 표시되어 있다.
• Datum(reference datum) - 모든 arm이 측정되는 가상의 수직 평면. datum은 제조업체에 의해 설정된다. 모든 moment arm과 CG range는 이 지점으로부터 측정된다.
• Delta – 값의 변화를 나타내기 위해 표시되는 그리스 문자(△). 예를 들어 △CG는 CG의 변화를 나타낸다.
• Floor load limit – 바닥이 평방 인치/피트 당 지탱할 수 있는 최대 무게로 이는 제조업체에 의해 제공된다.
• Fuel load – 항공기 적재물들 중 소모되는 것. fuel load에는 usable fuel만이 포함된다(라인을 채우는데 필요한 연료나 tank sump에 갇혀 있는 연료는 포함되지 않음).
• Licensed empty weight – empty weight(airframe + engine[s] + unusable fuel + undrainable oil)에 equipment list에서 명시하는 standard and optional equipment를 더한 것. 일부 제조업체는 GAMA standardization 이전에 이 용어를 사용하였다.
• Maximum landing weight – 항공기 착륙 시 일반적으로 허용되는 최대 무게.
• Maximum ramp weight – 적재된 항공기의 총 무게. 여기에는 모든 연료가 포함된다. maximum ramp weight는 takeoff weight보다 크다. 왜냐하면 taxi 및 run-up 도중 연소될 연료 때문이다. ramp weight는 taxi weight라고도 불린다.
• Maximum takeoff weight – 이륙에 허용되는 최대 무게.
• Maximum weight - 항공기와 모든 항공기 장비들에 대해 승인된 최대 무게. 이는 항공기의 TCDS에서 명시된다.
• Maximum zero fuel weight(GAMA) - usable fuel을 제외한 최대 무게.
• Mean aerodynamic chord(MAC) - 날개 시위선의 평균 길이.
• Moment – 특정 항목의 무게에 arm을 곱한 값. 모멘트는 pound-inches(in-lb)로 표시된다. 비행기의 무게에 CG 거리를 곱하면 총 모멘트가 구해진다.
• Moment index - 모멘트를 상수(예를 들어 100, 1,000, 혹은 10,000)로 나눈 값. 이는 무거운 적재물과 긴 arm으로 인해 큰 결과값이 발생하는 항공기에서 weight and balance 계산을 간단하게 만들기 위해 사용된다.
• Payload(GAMA) - 탑승객, 화물, 그리고 수하물의 무게.
• Standard empty weight(GAMA) - airframe, engines, 그리고 항공기에 영구적으로 설치된 모든 operating equipment(예를 들어 fixed ballast, hydraulic fluid, unusable fuel, 그리고 full engine oil)로 구성된 항공기 무게.
• Standard weights – weight and balance 계산과 관련된 수많은 항목에 대해 설정된 무게들. 실제 무게를 사용할 수 있는 경우에는 이 무게를 사용하지 않는다. standard weights 중 일부는 다음과 같다.
• Station – 특정 항목의 항공기 내 위치. 이는 datum으로부터의 거리(inch)를 나타내는 숫자로 표시된다. 따라서 datum은 station 0으로 표시된다. station +50에 위치한 항목의 arm은 50 인치이다.
• Useful load – 조종사, 부조종사, 승객, 수하물, usable fuel, 그리고 drainable oil의 무게. 이는 maximum allowable gross weight에서 basic empty weight를 뺀 값이다. 이 용어는 범용 항공(GA – general aviation) 항공기에만 적용된다.
※ 다음은 대한항공 WEIGHT AND BALANCE를 발췌한 내용이다.
2. WEIGHT LIMITATION & FUEL TERMS
Maximum Landing Weight(MLW) - 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한되는 착륙 시 최대 중량.
Maximum Takeoff Weight(MTOW) - 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한되는 brake release 시 최대 중량.
Maximum Taxi Weight(MTW) - 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한되는 지상 기동 시 최대 중량. 여기에는 taxi 및 run-up을 위한 연료가 포함된다.
Maximum Zero Fuel Weight(MZFW) - 항공기에 usable fuel이 적재되기 전에 허용되는 최대 중량. 이는 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한된다.
Minimum Flight Weight(MFW) - 항공기 강도와 감항성 조건에 의해 제한되는 비행 시 최소 중량.
Unusable Fuel - 정부 규정에 따른 fuel run-out test를 완료한 후에 남은 연료. 여기에는 drainable unusable fuel과 trapped unusable fuel이 포함된다.
Drainable Unusable Fuel - unusable fuel에서 unusable trapped fuel을 뺀 것.
Trapped Unusable Fuel - 연료 탱크를 배수하는 절차를 통해 정상적인 방법으로 항공기 연료를 제거하였음에도 불구하고 남아있는 unusable fuel.
Usable Fuel - 항공기 추진력을 위해 사용할 수 있는 연료.
Principles of Weight and Balance Computations
모든 조종사는 weight and balance가 결정되는 기본 원리를 이해해야 한다. 다음 계산 방법은 weight and balance 정보를 필요로 하는 어떤 물체나 차량에서도 적용될 수 있다.
빈 항공기의 무게를 결정한 다음 항공기에 적재된 모든 물체의 무게를 더하면 총 무게를 결정할 수 있다. 중요한 것은 항공기의 전체 질량이 특정 한계 이내에서 균형을 이루도록 무게들을 분배하는 것이다. weight and balance의 기본 원리를 이해하지 못하였다면 이는 큰 문제가 된다.
항공기의 균형이 유지되는 지점은 CG를 통해 결정될 수 있다. 이는 모든 무게가 집중되는 가상의 지점이다. 세로 안정성과 elevator control 사이에서 균형을 제공하기 위해 CG는 보통 양력 중심으로부터 약간 앞쪽에 위치한다. 이러한 상태는 비행 중 nose-down tendency를 만들어내는데 이는 높은 받음각 및 저속으로 비행할 때 매우 가치 있다.
CG가 반드시 존재해야 하는 안전 영역을 CG range라 부른다. 이 범위의 끝단들은 전방 한계와 후방 한계라 불린다. 이러한 한계들은 보통 datum reference라 불리는 기준점으로부터 비행기 세로축을 따라 inch 단위로 명시된다. datum은 항공기 설계자가 설정한 임의의 지점으로 이 위치는 항공기마다 다를 수 있다. [그림 10-2]
항공기에 적재된 물체부터 datum까지의 거리를 arm이라 부른다. 만약 물체가 datum의 뒤에 위치한다면 이는 양(+)의 inch 단위로 측정된다. 만약 물체가 datum의 앞에 위치한다면 이는 음(-)의 inch 단위로 측정된다. 물체의 위치를 보통 station이라 부른다. 물체의 무게에 arm(datum으로부터의 거리)을 곱하면 모멘트가 결정된다. 모멘트란 중력을 측정한 값으로 이는 무게로 하여금 한 점이나 축을 중심으로 회전하게 만든다. 모멘트는 inch-pounds(in-lb)로 표시된다.
예를 들어 50파운드의 무게가 datum으로부터 100인치 떨어진 지점에 놓여 있다 가정하자. 무게의 아래로 향하는 힘은 50파운드에 100인치를 곱하여 결정될 수 있다. 즉, 이는 5,000 in-lb의 moment를 생성한다. [그림 10-3]
균형을 맞추려면 이 판자의 반대쪽 쪽 끝에 총 5,000 in-lb가 적용되어야 한다. 5,000 in-lb의 모멘트를 만들어내는 모든 (무게 x 거리) 조합은 판자의 균형을 유지한다. 예를 들어 100파운드의 무게가 datum으로부터 25인치 지점에 위치하고 또 다른 50파운드의 무게가 datum으로부터 50인치 지점에 위치한다(그림 10-4). 두 개의 (무게 x 거리) 합은 총 5,000 in-lb로 이는 판자의 균형을 유지할 것이다.
Weight and Balance Restrictions
항공기의 weight and balance restrictions는 엄격하게 준수되어야 한다. 개조나 장비 변경으로 인해 특정 항공기의 적재 상태와 empty weight가 AFM/POH와 다를 수 있다. AFM/POH의 샘플 적재 문제는 참고용이므로 모든 항공기는 별도로 취급되어야 한다. 비록 항공기가 maximum gross takeoff weight에 대해 증명을 받았다 하여도 모든 조건에서 이 무게로 안전하게 이륙할 수는 없다. 이륙 및 상승 성능에 영향을 미치는 조건(예를 들어 높은 표고, 높은 온도, 높은 습도)들로 인해 비행 전에 무게를 줄여야 할 수도 있다. weight and balance 계산 시 고려해야 할 그 외의 요인으로는 활주로 길이, 활주로 표면, 활주로 기울기, 지상풍, 그리고 장애물의 유무가 있다. 이러한 요인들은 무게의 감소나 재분배를 요구할 수 있다.
Introduction
The concept of weight and balance is critical in aviation industry. Compliance with the known limits is very important relating to the flight safety. Aircraft balance refers to the location of the center of gravity (CG) of an aircraft. Operation with CG outside the approved limits results in control difficulty.
Preflight planning should include a check of performance charts to determine if the aircraft's weight may contribute to hazardous flight operations.
CG Concept
The CG of a body is the theoretical point at which the entire weight of that body is assumed to be concentrated. In a airplane, the CG is a point at which the aircraft would balance if it were suspended atthat point.
The primary concern in balancing an aircraft is the fore and aft location of the CG along the longitudinal axis. The CG is not necessarily a fixed point. Its location depends on the distribution of weight in the aircraft. The distance between the forward and back limits for the position of the center for gravity or CG range is certified for an aircraft by the manufacturer.
On small airplanes and on helicopters, the CG location is identified as being a specific number of inches or millimeters from the datum and the CG range is identified the same way. On larger airplanes, the center of gravity and its range are typically identified in relation to the width of the wing (usually mean aerodynamic chord is used).
Balancing the aircraft
Each aircraft has a determed and precalculated weight and balance references and numbers. Basically speaking it looks like this:
Manufacturer defines:
reference datum - an imaginary vertical plane or line from which all measurements of arm are taken.
the arms (moment arms) - the horizontal distance in inches from the reference datum line to the CG of an item. The algebraic sign is plus (+) if measured aft of the datum and minus (--) if measured forward of the datum.
the empty weight and the empty weight centre of gravity.
All calculated data are published on pilot oparating manual and weight and balance sheet.
The actual location of the CG can be altered by many variable factors and is usually controlled by the pilot:
Placement of baggage and cargo items determines the CG location.
The assignment of seats to passengers can also be used as a means of obtaining a favorable balance. If an aircraft is tail heavy, it is logical to place heavy passengers in forward seats.
Fuel burn can also affect the CG based on the location of the fuel tanks. For example, most small aircraft carry fuel in the wings very near the CG and burning off fuel has little effect on the loaded CG.
Effects of adverse balance
Flying an aircraft that is out of balance can produce increased pilot fatigue with obvious effects on the safety and efficiency of flight. Adverse balance conditions affect flight characteristics in much the same manner as those mentioned for an excess weight condition. Stability and control are also affected by improper balance.
It is vital to comply with weight and balance limits established for all aircraft.
Stability
Loading in a nose-heavy condition causes problems in controlling and raising the nose, especially during takeoff and landing.
Loading in a tail heavy condition has a serious effect upon longitudinal stability, and reduces the capability to recover from stalls and spins.
During landing exceeding the forward CG limit may result in excessive loads on the nosewheel, decreased performance, higher stalling speeds, and higher control forces.
Control
CG location that is beyond the forward limit may result in nose heaviness, making it difficult or impossible to flare for landing.
CG location aft of the allowable range may include extreme control difficulty, violent stall characteristics, and very light control forces which make it easy to overstress an aircraft inadvertently.
A restricted forward CG limit is also specified to assure that sufficient elevator/control deflection is available at minimum airspeed.