경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

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경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준 Technical Standards for Flight Safety of Light Sport Aircraft

국토교통부

MINISTRY OF LAND, INFRASTRUCTURE AND TRANSPORT REPUBLIC OF KOREA

국토교통부 고시 제2017-802호

「항공안전법」 제108조제1항에 따른 「경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준」을 다음과 같이 개정․고시합니다.

2017년 12월 4일

국토교통부장관

개정 기록표

(RECORD OF AMENDMENTS)

개정사항 (AMENDMENTS)

순번 (No) | 개정일 (Date Applicable) | 근거 (Authority) | 기록자 (Entered by) | 주요 개정내용 (Main Contents of Amendments)

1 | 2009.09.10 | 제정(국토해양부 고시 제2009-879호) | | 제정

2 | 2012.09.05 | 제정(국토해양부 고시 제2012-595호) | | 안전성인증 종류를 4종으로 구분하고 종류별 운용범위 설정 등

3 | 2013.04.15 | 개정(국토교통부 고시 제2013-76호) | | 부처명 변경

4 | 2014.03.07 | 개정(국토교통부 고시 제2014-122호) | | 미국, 유럽 등 선진항공국 경량항공기 기술기준 연구결과 반영 등

5 | 2014.07.03 | 개정(국토교통부 고시 제2014-418호) | | ASTM 미인증 엔진 경과규정 추가(8.2.4)

6 | 17.01.13 | 개정(국토교통부 고시 제2016-418호) | | 경량항공기용 엔진에 대한 안전성 인증 기준조건 확대 등

7 | 2017.06.02 | 개정(국토교통부 고시 제2017-350호) | | 항공안전법 및 하위법령 제정사항 반영

8 | 2017.12.04 | 개정(국토교통부 고시 제2017-802호) | | 제작자 확인능력 항목 변경

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목 차

목 차

제정 : 2009.09.10 | 목차 - | 개정 : 2017.12.04

목 차

| 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 목차 - | 개정 : 2017.12.04

목 차

| 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제1장 총칙(General)1-1

제2장 타면조종형비행기의 안전성인증 기술기준2-1

제3장 체중이동형비행기의 안전성인증 기술기준3-1

제4장 경량헬리콥터의 안전성인증 기술기준4-1

제5장 자이로플레인의 안전성인증 기술기준5-1

제6장 동력패러슈트의 안전성인증 기술기준6-1

제7장 기타 기술기준7-1

제8장 경량항공기 인증절차8-1

부칙 8-15

[부 록]

부록 X1. 경량비행기를 위한 단순 설계하중 기준부록-1

부록 X2. 날개와 동체 하중계산 방법부록-7

부록 X3. 돌풍 하중계수 계산 방법부록-9

부록 X4. 수직/수평 안정면에 작용하는 돌풍하중 계산 방법부록-10

부록 X5. 수상하중 계산 방법부록-12

부록 X6. 임페리얼 및 메트릭 단위계부록-19

부록 X7. 경량항공기 정비 매뉴얼의 양식 및 내용의 예부록-21

부록 X8. 경량항공기 정비 매뉴얼에 있는 검사 절차를 위한 양식과 내용의 예부록-22

부록 X9. 정적 시험 프로토콜 날개 강도 시험부록-24

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 2009.09.10, 국토해양부 고시 제2009-879호

개정 2012.09.05, 국토해양부 고시 제2012-595호

개정 2013.04.15, 국토교통부 고시 제2013-76호

개정 2014.03.07, 국토교통부 고시 제2014-122호

개정 2014.07.03, 국토교통부 고시 제2014-418호

개정 2017.01.13, 국토교통부 고시 제2017-49호

개정 2017.06.02, 국토교통부 고시 제2017-350호

개정 2017.12.04 국토교통부 고시 제2017-802호

제정 : 2009.09.10 | 1 - | 개정 : 2017.12.04

| 제1장 총칙

| 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 1 - | 개정 : 2017.12.04

| 제1장 총칙

| 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

총칙(General)

목적(Objectives)

이 기준은 「항공안전법」제108조제1항에 따라 경량항공기의 비행안전을 위한 기술상의 기준을 정하여 경량항공기의 안전한 운항을 확보함을 목적으로 한다.

범위 (Scope)

이 「경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준」(이하 “기술기준”이라 한다) 은 경량항공기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전성 인증을 받기 위해 충족시켜야 하는 해당 경량항공기의 설계 및 성능, 요구장비, 품질보증, 제품수락시험, 조종사운용안내서(POH), 정비․정비매뉴얼 및 기록유지, 지속감항성, 키트조립지침, 엔진, 프로펠러 등 경량항공기의 설계․제작 및 감항성 유지를 위한 기준과 안전성 인증에 관한 기준을 정한다.

적용(Applicability)

이 기술기준은 경량항공기를 사용하여 비행하고자 하는 사람과 그 사람이 운용하는 경량항공기를 설계․제작․정비․수리 및 개조 등의 업무를 수행하는 사람에게 적용된다.

이 기술기준에서 정하지 않은 재료․부품 등의 기준은 한국산업규격(KS), 기타 각 국가에서 공인한 산업규격기준을 준용한다.

당해 경량항공기가 새로운 기술을 적용하거나 새로운 방법으로 설계하여 이 기술기준을 적용하기 어려운 경우, 항공안전기술원 원장은 이 기술기준에서 정한 안전성 등을 확보할 수 있는 범위 내에서 이 기술기준의 일부를 생략하거나 변경하여 적용할 수 있다. 이 경우에 항공안전기술원 원장은 사전에 국토교통부장관에게 그 내용을 통보하여야 하며, 새로이 적용되는 기준은 이 기술기준에서 정한 기준보다 안전성이 더 높일 수 있거나 동일하여야 한다.

기술기준의 구성(Organization of Standards)

이 기술기준은 6단계의 번호체계로 다음과 같이 구성된다.

주 제목 : 한 자리 숫자(1)

주 제목의 부제목 : 두 자리 숫자(1.1)

부제목의 소제목 : 세 자리의 숫자(1.1.1)

소제목의 각 항목 : 네 자리의 숫자(1.1.1.1)

새롭게 추가되는 제목 및 항목 : 문자로 표시 (1.1.1.A, 1.1.1.1.A)

각 항목의 규정 : 가. (1), (가)

이 기술기준에서 사용하는 용어의 정의는 다음과 같은 방법으로 규정한다.

2개 이상의 장에서 사용되는 정의는 제1장에서 규정한다.

1개의 장에만 사용되는 정의는 해당 장에서 규정한다.

「항공안전법」(이하 “법”이라 한다) 등의 법률에서 규정한 용어는 이 기술기준에 다시 규정하지 않는다.

이 기술기준에서 사용되는 용어 중 정의되지 않은 용어는 법, 같은 법 시행령(이하 “시행령”이라 한다), 같은 법 시행규칙(이하 “시행규칙”이라 한다)에서 규정한 정의를 따른다.

용어의 정의(Definitions)

이 기술기준에서 사용하는 용어의 뜻은 다음과 같다.

(1) 공기는 완전히 건조한 가스임

(2) 물리상수는 다음과 같은 공기;

- 해면고도에서 평균 분자의 질량

M₀= 28.964420× 10⁳kg mol

- 해면고도에서 대기압

P₀= 1013.250 hPa 또는 수은주로 760 mm (29.92 inch)

- 해면고도에서 온도

t₀=15℃(59℉)

T₀=288.15K

- 해면고도에서 공기밀도

ρ₀=1.2250kg/m³

- 빙점 온도

Ti=273.15K

- 일반가스 상수

R＊=8.31432 JKmol

(3) 기온 변화도는 다음과 같은 공기;

주1) 표준중력가속도는 9,80665 ms-2이다

주2) 온도, 압력, 밀도, 중력의 대응값 표 및 변수관계는 ICAO Doc 7488 참조

주3) 무게, 동점성계수, 점성계수 및 고도변화에서의 음속은 ICAO Doc 7488 참조

(1) 강판 또는 구조부재의 경우에 있어서 사용되는 목적에 따라 최소한 알루미늄 합금 정도의 수준으로 화재로 인한 열을 견딜 수 있는 성질을 말한다.

(2) 유체를 전달하는 관, 유체시스템의 부품, 배선, 공기관, 피팅 및 동력장치 조절장치에 있어서, 설치된 장소의 화재로 인하여 있을 수 있는 열 및 기타 조건 하에서 의도한 성능을 발휘할 수 있는 성질을 말한다.

허. “오버홀(Overhaul)”이란 인가된 정비 방법, 기술 및 절차에 따라 항공제품의 성능을 생산 당시 성능과 동일하게 복원하는 것을 말한다. 여기에는 분해, 세척, 검사, 필요한 경우 수리, 재조립이 포함되며 작업 후 인가된 기준 및 절차에 따라 성능시험을 하여야 한다.

재검토기한

국토교통부장관은 「훈령·예규 등의 발령 및 관리에 관한 규정」에 따라 이 고시에 대하여 2017년 1월 1일 기준으로 매3년이 되는 시점(매 3년째의 12월 31일까지를 말한다)마다 그 타당성을 검토하여 개선 등의 조치를 하여야 한다.

타면조종형비행기의 안전성인증 기술기준

설계 및 성능(Design and Performance)

적용범위

제2장 타면조종형비행기의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 2 - | 개정 : 2017.12.04

제2장 타면조종형비행기의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 2 - | 개정 : 2017.12.04

이 절은 타면조종형비행기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전성 인증을 받기 위해 충족시켜야 하는 설계 및 비행성능에 관한 감항성 요구조건 등을 규정한다.

용어

정의

플랩 - 움직일 수 있는 고양력 장치

최대 자체중량, - 비행기에 장착된 모든 작동 장비를 포함한 비행기의 최대 자체중량: 기체, 동력, 필수 장비, 선택 및 특정 장비, 고정 밸러스트, 가득찬 엔진 냉각수와 오일, 유압유 및 사용불능 연료. 즉, 최대 자체중량은 최대 이륙중량에서 최소 유상하중을 뺀 값이다: = - .

최소 유상하중, - 여기서 = - .

야간 - 저녁 황혼의 끝과 아침 여명의 시작 사이의 시간

※ 저녁 황혼의 끝은 태양의 중심이 지평선에서 6도 아래로 내려갔을 때를 말하며, 아침의 시작은 태양의 중심이 지평선 6도 아래에 왔을 때를 말한다.

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약어

POH - 조종사 운용 안내서(Pilot Operating Handbook)

AR - 가로세로비 =

b - 날개 스팬, (m)

c - 시위, (m)

CAS - 교정 대기 속도, (m/s, kts)

- 양력 계수

- 항력 계수

CG - 무게 중심

- 모멘트 계수 (는 c/4점, 양(+)의 기수 상승자세)

- 영 양력 모멘트 계수

- 수직 계수

g - 중력가속도 = 9.81

IAS - 지시 대기 속도, (m/s, kts)

ICAO - 국제민간항공기구

MAC - 평균 공력 시위, (m)

- 하중 계수

- 양의 기동 하중계수

- 음의 기동 하중계수

- 바퀴의 하중계수

P - 동력, (kW)

- 공기 밀도, () = 1.225 (표준해면대기조건에서)

- 동압, () =

RC - 상승율, (m/s)

S - 날개 면적, ()

V - 대기속도, (m/s, kts)

- 설계 기동 속도

- 설계 순항 속도

- 설계 급강하 속도

- 계측된 급강하 속도, ( ≤ )

- 설계 플랩 속도

- 플랩을 내린 상태에서 허용되는 최대속도

- 최대연속출력 상태의 수평비행 최대속도(표준해면대기조건에서)

- 초과금지속도, (≤≤0.9)

- 비행기 조종가능 상태(플랩 올림)에서의 실속속도 또는 최소정상비행속도

- 특정 형태에 있어서 플랩사용 실속속도 또는 최소정상비행속도

- 플랩 착륙위치로 비행기 조종가능 상태에서의 실속속도 또는 최소정상비행속도

- 스포일러/스피드 브레이크 작동 최대 속도

- 지상돌풍 속도

- 최량 상승각 속도

- 최량 상승율 속도

- 최대이륙중량

- 최대 자체중량

- 최소 유상하중

- 평균설계 익면하중, ()

비행

적합성 증명

다음 각각의 요구조건은 임계하중과 무게중심을 만족하여야 한다. 특별한 규정이 없는 한, 실속속도에서부터 계측된 급강하 속도() 또는 검증된 형상의 최대 허용속도까지의 속도 범위를 고려하여야 한다.

는 보다 작거나 같다.( ≤ )

는 0.9보다 작거나 같고, 1.1보다 크거나 같아야 한다. 또한, 는 보다 같거나 커야 한다.

다음의 공차는 시험비행 중 허용된다.

항 목 | 공 차

Weight(중 량) | +5%, -10%

Weight, when critical (중량에 의해 영향을 받는 중요한 품목) | +5%, -1%

CG(무게중심 위치) | 허용범위의 7%

하중 분산 한계

최소 유상하중 요구조건

1인승 경량비행기

여기서

P = 정격 엔진 출력, kW.

2인승 경량비행기

여기서

P = 정격 엔진 출력, kW.

최소 비행중량이 결정되어야 한다.

주 1 - 표준 점유 중량

(1) 연료 0.72kg/ℓ (6 lb/gal) 다만, 휘발유 이외의 연료에 있어서는 그 연료에 상응하는 단위중량으로 한다.

(2) 윤활유 0.9kg/ℓ (7.5 lb/gal)

(3) 승무원 및 승객 77kg/인(170 lb/인)

공허중량 무게중심(CG), 전방 및 후방 무게중심(CG)가 결정되어야 한다.

적절한 방법으로 장착 및 표시된다면 영구고정 또는 탈착가능한 밸러스트가 사용될 수 있다.

프로펠러 속도와 피치 한계 - 프로펠러 형상은 엔진 제작자가 규정한 정상작동 조건하에서의 엔진의 안전운용한계를 초과하지 않아야 한다.

스로틀 최대상태에서 최대 회전수는 이륙, 상승 또는 0.9로 비행 시 최대 회전수를 초과하지 않아야 하며, 스로틀을 닫은 상태에서 로 활공하는 동안 최대연속 회전수의 110%를 초과하지 않아야 한다.

성능 일반

모든 성능 요구조건은 정지된 공기상태와 해면상태의 표준 ICAO 대기조건을 적용한다. 속도는 지시대기속도(IAS) 또는 교정대기속도(CAS)로 표시한다.

실속 속도

수평 실속속도 와 는 최대이륙중량, 임계 CG 상태에서 스로틀을 닫고 속도 감소량을 초당 1노트 이하로 하여 실시한 시험비행으로 결정되어야 한다.

이륙

최대이륙중량 상태의 비행기로 스로틀을 완전히 개방하여 정상이륙 절차에 따라 다음 사항이 측정되어야 한다.

주 2 - 플랩 위치를 포함한 정상이륙 절차는 POH에 규정되어야 한다.

최소 등급의 활주로에서의 이륙활주 거리

적어도 1.3 이상의 상승 속도로 활주로 상공 15 m (50 ft)고도에 도달할 때까지의 거리

상승

최대이륙중량 조건으로 POH에 명시된 상승을 위한 플랩위치 그리고 스로틀 완전개방 상태에서 다음을 충족하여야 한다.

에서의 상승률은 95 m/min (312 fpm)을 초과하여야 한다.

에서의 상승구배는 1.12를 초과하여야 한다.

착륙

스로틀을 닫고 플랩 내림 상태에서 다음 사항이 결정되어야 한다.

고도 15 m (50 ft)에서 속도가 1.3일 때, 활주로 상공 15 m (50 ft)로부터의 착륙 거리

만약 적절한 브레이크가 장착되어 있다면, 브레이크를 사용하는 착륙 활주거리

보오크 착륙(Balked Landing)

착륙 포기로부터 출력 적용 후 5초 이내에 1.3로 1/30 이상의 최대 출력 상승구배에 도달하여야 한다. 고도 손실과 급작스런 자세변화 없이 플랩을 신속하고 안전하게 올릴 수 있다면 플랩을 올릴 수 있다.

조종성과 기동성

일반

비행기는 다음 상태에서 주 조종계통의 정상적인 사용으로 안전하게 조종되고 기동할 수 있어야 한다. - 이륙, 상승, 수평비행(순항), 로의 급강하 또는 검증된 형상의 최대 허용속도, 접근 및 착륙(플랩 내림/올림, 출력 On/Off)

표1에 명시된 조종력을 초과하지 않고 모든 비행 상태로의 원활한 전환이 가능하여야 한다.

조종계통에 작용하는 조종력 | Pitch(피치), kg (lb) | Roll(롤), kg (lb) | Yaw(요), kg (lb)

단시간 조종(2분 미만): 조종간 조종륜 방향타 페달 장시간 조종: | 20 (45) 20 (45) - 2.3 (5.2) | 10 (22.5) 10 (22.5) - 2.3 (5.2) | - - 40 (90) 11 (24.7)

표 1. 조종력

정상운용 속도범위(～) 내에서 플랩을 올리거나, 내렸을 때에도 모든 조종상태는 유지되어야 한다.

가로, 방향, 세로 조종은 이하에서 가능하여야 한다.

세로 조종

세로 조종력은 하중계수 증가와 함께 증가하여야 한다.

방향 조종과 가로 조종

다음 조건하에서 30° 정상 선회비행을 60°의 각도 변화를 통해 양 방향으로 반전시킬 수 있어야 한다:

플랩 전개 및 미전개 상태에서, 최대 교차 조작 슬립으로의 급격한 진입 또는 회복으로 인해 조종 불가능한 비행 특성을 유발되어서는 아니 된다.

가로 및 방향 조종력은 조종면의 변위 증가에 의해 역전되어서 아니 된다.

정적 세로 안정성

비행기는 다음과 같은 상태에서 정상적인 비행을 위한 트림 능력을 입증하여야 한다. 상승, 순항, 착륙 접근에 적합한 속도; 최소 및 최대 중량; 전방 및 후방 CG 한계.

비행기는 다음과 같은 조건에서 양(+)의 세로안정 특성을 가져야 한다.

이상의 모든 속도

검증된 형상의 최대 허용속도까지

임계출력과 CG 조합 상태

세로안정성은 비행기가 다음의 조작 후에 트림된 정상비행으로 회복하는 경향으로 증명되어야 한다.

속도 증가가 수반되는 트림된 비행에서의 "조종간 push"와 이어지는 완만한 피치 조종력 해제로부터

속도 감소가 수반되는 트림된 비행에서의 “조종간 pull"과 이어지는 완만한 피치 조종력 해제로부터

비행기는 다음의 비행 조건에 적합한 모든 플랩 및 출력 설정 상태에서의 트림된 정상 비행중 이 섹션의 규정들에 적합함을 증명해야 한다.

상승(적절한 플랩 사용과 최대 연속출력)

순항(플랩 올림 및 최대 연속출력의 75%)

착륙 접근 및 착륙(플랩 완전 내림 및 엔진 아이들)

트림된 정상비행으로 회복하는 동안, 비행기는

실속속도 이하로 감속되지 않아야 한다.

또는 검증된 형상에서의 최대 허용속도를 초과하지 않아야 한다.

장주기 진동시 진폭의 감소를 증명하여야 한다.

정적 방향안정성 및 정적 가로안정성

비행기는 가로와 수직 조종장치가 고정된 상태에서 트림된 조건을 유지하여야 한다.

비행기는 다음과 같은 조건에서 양의 (+) 방향 및 가로 안정 특성을 가져야 한다. - 1.2 이상의 모든 속도; 검증된 형상의 최대 허용속도까지; 임계출력과 CG 조합 상태

방향안정성은 수직 조종력이 해제된 후에 비행기가 옆미끄러짐 상태로부터 회복하는 경향을 나타내야 한다.

가로안정성은 비행기가 가로 조종력이 해제된 후에 비행기가 슬립(slip) 상태로부터 수평자세로 회복하는 경향을 나타내야 한다.

비행기는 다음의 비행 조건에 적합한 모든 플랩 및 출력 설정 상태에서의 트림된 정상 비행중 이 항의 규정들에 적합함을 증명해야 한다.

상승(적절한 플랩 사용과 최대 연속출력)

순항(플랩 올림 및 최대 연속출력의 75%)

착륙 접근 및 착륙(플랩 완전 내림 및 엔진 아이들).

동적 안정성

모든 진동은 적절한 속도범위(POH에 명시된 1.1에서부터 최대허용속도까지, 형상에 적합한) 내에서 진폭이 감소하여야 한다.

수평 실속

모든 무게조건과 CG 조합상태에서 실속과 실속회복 과정 내내 정상 조종력의 사용으로 옆놀이와 빗놀이가 20°를 초과하는 것을 방지할 수 있어야 한다.

선회 비행 및 가속화된 실속:

최초 트림된 비행기의 1.5 에서 선회 비행 및 가속화된 선회 실속은 아래와 같이 양쪽 방향으로 수행되어야 한다.

․30° 균형 선회하는 동안 충분한 피치조작을 유지하여 선회를 실속에 이르기까지 하여야 한다.

․선회 실속 후, 추가 빗놀이가 양 방향으로 60°를 초과하지 않고 수평비행으로 회복되어야 한다.

․수평비행으로 회복은 과도한 고도침하, 나선강하 경향, 속도증가. 속도 감소율은 일정하여야 하며, 선회비행 실속에서는 초당 1노트를 초과하지 않아야 하고, 가속화된 실속에서는 점차적으로 하중계수가 증가되도록 초당 3노트에서 5노트 정도이어야 한다.

․수평비행으로 회복은 피치조종에 의해서 속도 감소 비율을 조정되어야 한다.

선회 비행과 가속화된 선회 실속 모두 75% 최대 연속출력과 아이들 상태에서 플랩 올림 조건, 그리고 75% 최대 연속출력과 아이들 상태에서 플랩 내림(속도는 를 초과하지 않아야 함) 조건에서 수행되어야 한다.

(가) 플랩 내림 조건은 모두 확장 그리고 각 정상 운영 위치별 확장

(나) 만약 비곡예용항공기에 대하여 30도 보다 큰 피치자세에서 최대연속출력의 75% 이면, 다음에 따라 필요한 만큼의 출력으로 세팅하여야 한다, 그러나 최대연속출력의 50% 이하이면 해당되지 않는다.

(a) 플랩 올림 상태에서, 30도를 초과하지 않는 피치자세에 대하여 필요한 만큼의 출력 세팅으로 줄임

(b) 플랩 내림 조건에서, 1.4 속도와 최대착륙하중조건에서의 수평비행에 대해 요구되는 출력에 대하여 시험을 수행함

주 3A - 만약 30도를 초과하는 피치자세 예방을 위해 출력 세팅으로 감소시킨다며, 그러한 것은 POH 또는 추가비행훈련은 기록되어있는 항공기는 30도 보다 큰 피치자세에 대하여 입증하는 것은 아니다.

나선 강하:

“고의적인 스핀금지”를 명시한 비행기는 회복하기 위해서 정상적으로 사용하는 조종을 통해 한번 이상의 추가 회전 없이 1회전 스핀이나 3초 동안의 스핀 중 더 오래 지속되는 것으로부터 회복할 수 있어야 한다.

고의적인 스핀을 허용한 비행기는 1.5회 이상의 추가 회전 없이 3회전 스핀으로부터 회복할 수 있어야 한다.

플랩 올림 및 플랩 내림 두가지 상태에서, 적용 가능한 속도 한계와 기동 하중계수 한계를 초과하지 않아야 한다.

스핀 또는 회복 중에는 과도한 조종력이 없어야 한다.

조종장치의 어떠한 사용으로도 회복불능의 스핀이 발생하지 않아야 한다.

플랩 내림 상태의 경우, 스핀 회복 중 플랩을 올릴 수 있어야 한다.

스핀을 저지하도록 설계된 비행기는 시험 또는 문서로 그 방지기술을 증명하여야 한다. 스핀 저지가 입증된 비행기는 “고의적인 스핀금지” 표지를 비행기에 부착하여야 한다. 하지만 2.1.3.5.자.(1)~(3)의 내용을 따르지 않아도 되는 것은 아니다.

진동

시험비행시 에서 까지 모든 속도에서 심한 진동(실속과 결합된 것 제외), 기체 및 조종장치의 과도한 진동, 불규칙적인 진동(그것을 유도하는 적당한 시도에 의한), 또는 조종 발산 등이 조종사에게 관찰되지 않아야 한다.

지상 조작과 안정성

POH에 규정된 최대 측풍한계까지 활주/이륙/착륙동안 비행기의 조종상태 유지가 가능하여야 한다.

제동장치는 비행기가 예측할 수 없는 반응 또는 조종이 어려운 원인이 되지 않도록 작동하여야 한다.

구조

일 반

하중

강도에 대한 요구조건은 제한하중(운항 중 예상되는 최대하중)과 극한하중(제한하중에 규정된 안전계수를 곱한 값)으로 나타낼 수 있다. 별도의 규정이 없는 한 규정된 하중은 제한하중이다.

별도의 규정이 없는 한 비행하중, 지상하중, 수상하중은 비행기의 각 중량을 고려한 관성력과 평형을 이루어야 한다. 이 하중들은 실제조건에 신중하게 근사적이나 또는 거의 실제조건을 나타내도록 분배되어야 한다.

만약 하중을 받은 변형이 외부하중 또는 내부하중의 분포를 심각하게 변화시킨다면 이 변화는 고려되어야 한다.

보편적인 형상을 갖는 비행기들에 대해 사용 가능한 단순화된 구조 설계 기준들이 부록 X1에 제시되어 있다. 만약 부록 X1이 사용되는 경우, 부록 전체가 이 기준의 2.1.4.2.가.에서 2.1.4.7.다.까지 대응되는 각 규정을 대신해야 한다. 부록 X2는 날개 및 동체에 대한 하중 요구조건의 적합성 증명을 위해 사용되는 적용가능한 해석방법을 포함한다.

안전계수

특별한 극한하중 안전계수는 다음을 적용하여야 한다.

강도 및 변형:

구조는 해로운 영구 변형 없이 제한하중을 지지할 수 있어야 한다. 제한하중까지의 모든 하중에서 변형은 안전운항에 지장을 주어서는 아니 된다.

구조는 최소한 3초간 파괴되지 않고 극한하중에 견딜 수 있어야 한다. 그러나 실제하중조건을 모사한 동적실험에 의하여 강도가 증명된 경우 3초의 제한은 적용되지 않는다.

구조 증명 - 각각의 설계 요구조건은 보수적인 해석 또는 시험(정적, 성분, 비행), 또는 두가지 모두의 방법으로 입증되어야 한다.

구조의 특정부분에 대해서는 2.1.5.9에 규정된 시험을 하여야 한다.

비행 하중

일 반

비행하중계수()는 항공역학적인 힘의 성분(세로축에 수직으로 작용)의 비행기 중량에 대한 비를 말한다. 양(+)의 비행하중계수는 항공 역학적 힘이 비행기에 대하여 위로 작용함을 가리킨다.

이 절의 비행하중요건에 대한 적합성은 POH에 명시되어 있는 운용제한 내에서 적재하중과 중량하중의 실행할 수 있는 모든 조합에 대하여 증명되어야 한다.

대칭 비행조건

기동과 돌풍에 의한 수평꼬리날개하중의 증가분에 대응하는 비행기의 각(angular) 관성은 합리적이거나 보수적인 방법으로 산출되어야 한다.

위에 규정된 조건에서 발생되는 하중의 계산에서, 받음각은 규정된 하중계수에 도달할 때까지 속도의 손실 없이 급작스럽게 변화한다고 가정한다. 각가속도는 무시된다.

하중부가(loading) 조건을 수립하기 위한 항공역학적인 데이터는 시험, 계산 또는 보수적인 평가에 의해 증명되어야 한다. 정보가 많지 않을 경우, 경식(硬式) 부양면의 최대 음(-)의 양력계수는 -0.80으로 가정한다. 피치 모멘트 계수()가 60.025 미만일 경우, 계수는 최소한 60.025가 사용되어야 한다.

비행포위선도 - 비행포위선도의 적합성은 비행포위선도 경계선 상의 대기속도와 하중계수의 모든 조합에 대하여 증명되어야 한다. 비행포위선도는 2.1.4.2.라.와 2.1.4.2.마.의 기준에 의해 규정된 비행하중조건의 포위선을 말한다.(그림 1 참조)

그림 1. 비행포위선도

그림 1. 비행포위선도

일반 - 강도 요구조건에 대한 적합성은 본 기준 2.1.4.2.마.와 2.1.4.2.바.항 각각의 기동과 돌풍기준에 의해 규정된 비행하중조건의 포위선을 나타내는 그림1 중의 하나와 유사한 비행포위선의 경계 내에서 대기속도와 하중계수의 모든 조합에 대하여 증명되어야 한다.

운동 포위선 - 최대(정적) 양력계수에 의하여 제한되는 경우를 제외하고 비행기는 다음과 같은 제한 하중계수의 결과를 가져오는 대칭 기동을 하는 것으로 가정한다.

까지의 속도에서 2.1.4.2.마.(1)에 규정된 양(+)의 운동하중계수

까지의 속도에서 2.1.4.2.마.(2)에 규정된 음(-)의 운동하중계수

돌풍 포위선 - 비행기는 수평비행에서 대칭 수직 돌풍을 만난다고 가정한다. 그 결과로 생기는 제한 하중계수는 다음과 같이 결정되는 조건에 대응하여야 한다.(그림 1 참조)

에서 15 m/s (49.2 ft/s)의 속도를 갖는 상승 돌풍과 하강 돌풍

에서 7.5 m/s (24.6 ft/s)의 속도를 갖는 상승 돌풍과 하강 돌풍

설계 속도:

설계기동속도, :

여기서

= 설계 최대중량에서 플랩 올림상태로 계산된 실속속도

= 설계에 사용된 양(+)의 제한운동 하중계수

설계플랩속도, - 각 착륙조건에서, 는 1.4 또는 2.0값 중에서 큰 값보다 작지 않아야 한다. 여기서, 는 최대중량에서 플랩 올림 상태에서 계산된 실속속도이고, 는 최대중량에서 플랩을 완전히 내린 상태에서 계산된 실속속도이다.

설계순항속도, - (knots)는 4.77이상이어야 하고 (2) 는 해면고도에서 0.9이하여야 한다.

설계급강하속도, :

= 1.4 ×

여기서

= 요구최소순항속도

제한기동하중계수

양(+)의 제한기동하중계수 은 4.0이상이어야 한다.

음(-)의 제한기동하중계수 는 -2.0이하이어야 한다.

플랩 내림 상태의 하중: (가) 플랩 또는 유사한 고양력장치가 비행기에 장착된 경우, 속도까지의 모든 플랩 위치에서 은 2.0으로 설계되어야 하고 (나) 는 0으로 설계되어야 한다.

속도제어장치 사용시의 하중: (가) 스피드 브레이크 또는 스포일러와 같은 속도제어장치가 비행기에 장착된 경우, 비행기에 명시된 속도제어장치 펼침속도까지의 모든 위치에서 양(+)의 제한하중계수는 3.0으로 설계되어야 하고; (나) 비행기가 속도제어장치 펼침속도를 초과할 수 없도록 설계되었다면 2.1.4.2.마.에 규정된 것보다 작은 기동하중계수를 적용할 수 있다.

돌풍하중계수 - 비행기는 다음과 같은 하중상태를 고려하여 설계하여야 한다.

플랩 올림 상태에서 2.1.4.2.다.(3)에 규정된 돌픙 속도,

플랩을 완전히 펼친 상태로 V속도에서 공칭강도 7.5 m/s (24.6 ft/s)의 양(+) 및 음(-)의 돌풍

주 3 - 보다 합리적인 해석방법이 없는 경우 돌풍 하중계수는 부록 X3의 방법으로 계산되어야 한다.

비대칭 비행상태 - 비행기는 2.1.4.2.사.(1)과 2.1.4.2.사.(2)에 규정된 비대칭 비행 상태로 비행한다고 가정할 수 있다. 무게중심에 대한 비균형 항공역학적 모멘트는 반작용 관성을 일으키는 주 질량을 고려하여 합리적으로 혹은 보수적인 방법으로 반작용을 하여야 한다.

롤링(Rolling) 상태 - 비행기는 2.1.4.7.가.에 규정된 옆놀이 조종면 변위와 속도 그리고 2.1.4.2.마.(1)에 규정된 양(+)의 기동하중계수의 최소 3분의 2의 하중계수가 조합된 하중상태를 고려하여 설계하여야 한다. 롤링 가속은 X2.3에 의한 방법으로 얻을 수 있다. 날개 비틀림에 의한 옆놀이 조종면 변위의 효과는 X2.3.2과 X2.3.3의 방법으로 계산할 수 있다.

요잉(Yawing) 상태 - 비행기는 2.1.4.5에 규정된 수직 꼬리날개 표면에 작용하는 요잉(Yawing) 상태하중에 대해 설계되어야 한다.

후방 양력 트러스(Rear lift Truss)의 특수 조건

후방 양력 트러스가 사용되는 경우, 후방양력 트러스는 아래의 설계속도에서 역-기류 조건에 대하여 설계되어야 한다.

V=1.26+8.7, (kts)

W/S = 날개 하중, N/m.

사용되는 특정날개 단면에 대한 공기 역학적 자료를 사용하거나 또는 뒷전에서의 최대값과 앞전에서의 영의 값 사이의 삼각형인 시위 모양의 분포를 갖고 값이 -0.8인 시위방향 풍압 분포치를 사용하여야 한다.

엔진 토오크(Engine Torque) - 엔진의 받침대와 그 지지구조물은 다음의 영향을 고려하여 설계하여야 한다.

이륙출력과 이륙 시의 프로펠러 회전속도에 상응하는 엔진의 제한 토오크가 2.1.4.2.마.(1)의 비행 조건에서의 제한하중의 75%에 해당하는 하중과 동시에 작용하는 경우

최대연속출력과 최대연속출력 시의 프로펠러 회전속도에 상응하는 엔진의 제한 토오크가 5.2.5.1의 비행 조건에서의 제한하중에 해당하는 하중과 동시에 작용하는 경우

프로펠러 추진 왕복엔진에 대해 2.1.4.2.자.(1)과 2.1.4.2.자.(2)에서 설명될 엔진 제한 토오크는 이륙출력 및 최대연속출력에 대한 평균 토오크에 다음 계수를 곱하여 얻어야 한다.

4-행정 엔진:

1) 5개 또는 그 이상의 실린더를 갖는 엔진은 1.33

2) 4개, 3개, 2개 또는 1개의 실린더를 갖는 엔진은 각각 2, 3, 4 또는 8

2-행정 엔진:

1) 3개 또는 그 이상의 실린더를 갖는 엔진은 2

2) 2개 또는 1개의 실린더를 갖는 엔진은 각각 3 또는 6

엔진 마운트에 작용하는 측방 하중:

엔진 마운트와 그 지지 구조물은 엔진 마운트에 작용하는 측방 하중을 위한 가로 방향의 제한 하중계수 1.5 이상으로 설계되어야 한다.

해당시, 2.1.4.아.(1).(사)의 전륜(nose wheel) 하중도 고려되어야 한다.

조종면과 조종계통 하중

조종면 하중 - 2.1.4.3.다.부터 2.1.4.7.다.까지 규정된 조종면 하중은 2.1.4.2.나.부터 2.1.4.2.바.에 서술된 상태에서 일어난다고 가정한다.

조종계통 하중 - 정지지점(스토퍼에 의한)과 조종면 사이에 위치한 주 조종계통의 각 구성품은 2.1.4.3.가.부터 2.1.4.7.다.까지 규정된 상태 하에서 가동 조종면의 계산된 힌지 모멘트의 최소한 125%에서 상응하는 하중에 대하여 설계되어야 한다. 힌지 모멘트의 계산에는 신뢰성있는 공기역학적 자료가 사용되어야 한다. 조종계통 모든 부분의 하중은 2.1.4.3.다.에 규정된 조종사 힘의 60% 적용시 발생하는 하중 이상이다. 또한, 조종계통 제한하중은 조종사에 의해 생성되는 하중을 초과할 필요가 없다. 설계시 사용되는 조종사의 힘은 2.1.4.3.다.에 규정된 조종사 힘의 최대치를 초과할 필요가 없다.

제한 조종력에 의한 하중 - 지지점과 스토퍼(stopper)를 포함한 가로, 세로 또는 수직축에 대하여 비행기를 직접 조종하기 위하여 사용되는 주 조종계통은 다음과 같은 제한 조종력에 따른 제한하중을 고려하여 설계하여야 한다.

피치(pitch) - 조종간 또는 조종륜의 손잡이에 44.5 kg (100 lb)

롤(roll) - 조종간 또는 조종륜의 손잡이에 18 kg (40.5 lb)

요(yaw) - 러더 페달 하나를 전방으로 작동 시 58 kg (130 lb)

러더 조종장치에서 양쪽 페달을 동시에 전방으로 작동시 각 페달은 58 kg (130 lb)의 하중으로 설계되어야 한다.

이중 조종계통(Dual control system) - 이중 조종계통은 조종장치를 반대방향으로 작동시 2.1.4.3.다.에 규정된 하중의 0.75배를 적용한 하중으로 설계하여야 한다.

2차 조종계통 - 플랩과 트림 같은 2차 조종계통은 조종사가 적용할 수 있는 최대의 힘을 고려하여 설계되어야 한다.

조종계통 강성 및 신축성 - 조종사가 움직일 수 있는 조종면과 탭의 양은 어떤 조건에서도 탄성 신축 또는 수축에 의해 위험하게 감소되어서는 아니 된다.

지상 돌풍상태 - 조종면에서부터 스토퍼(stopper) 또는 고정장치까지의 조종계통은 다음 힌지모멘트와 상응하는 돌풍에 의한 제한하중을 고려하여 설계되어야 한다.

M = k․C․S․q(1)

여기서

M = 제한 힌지모멘트

C= 힌지선 후방의 조종면 평균시위

S = 힌지선 후방의 조종면 면적

q = 38 kts 속도에 상응하는 동압

k = 지상 돌풍에 의한 제한 힌지모멘트 계수 = 0.75.

조종면 균형 무게 - 해당시, 조종면 균형 무게는 다음을 고려하여 설계하여야 한다:

제한하중이 조종면에 수직으로 작용시, =16,

제한하중이 힌지선 후방에서 힌지선과 평행하게 작용시, =8.

플랩이 한쪽은 올라가고 반대쪽은 내려가더라도 비행기가 안전한 비행특성을 가지는 경우를 제외하고, 대칭면에 서로 마주보고 있는 플랩의 운동은 기계적으로 서로 연결됨으로써 동시에 작동되어야 한다.

모든 주 조종계통은 조종사의 힘보다 더 큰 힘, 조종면 하중의 125% 또는 지상 돌풍하중(2.1.4.3.사. 참조)에 견딜 수 있도록 조종계통 내에 스토퍼(stopper)를 설치하여야 한다.

수평 안정면

균형 하중

수평 안정면 균형하중은 모든 비행조건에서 피칭 가속도가 0이 되도록 평형을 유지하는데 필요한 하중이다.

수평 안정면은 제한기동포위선상의 모든 점과 2.1.4.2.마.(3)에 규정된 에어 브레이크와 플랩 위치에서 발생되는 균형하중을 고려하여 설계되어야 한다.

기동 하중 - 수평 안정면은 다음 조건에 의해 발생되는 조종사 유도 피칭운동을 고려하여 설계하여야 한다.

속도 V에서, 피치 조종면의 최대 상향 변위,

속도 V에서, 피치 조종면의 최대 하향 변위,

속도 V에서, 피치 조종면의 최대 상향 변위의 3분의 1,

속도 V에서, 피치 조종면의 최대 하향 변위의 3분의 1,

주 4 - 2.1.4.4.나.절은 다음의 가정 하에 수행되어야 한다.

(A) 비행기는 비행 초기에 속도와 고도 변화없이 수평비행을 하여야 한다.

(B) 하중은 관성력에 의해 평형을 이루어야 한다.

돌풍 하중 - 수평 안정면은 다음의 상태에서 발생하는 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

플랩을 올린 상태에서 2.1.4.2.다.(3)에 규정된 돌풍 속도,

플랩을 완전히 내린 상태의 속도 V에서 공칭 강도 7.5 m/s (24.6 ft/s)의 상향(positive) 및 하향(negative) 돌풍.

주 5 - 보다 합리적인 해석방법이 없는 경우, 수평 안정면 돌풍하중은 부록 X4의 방법으로 계산되어야 한다.

수직 안정면

기동 하중 - 수직 안정면은 다음 조건에 의해 발생되는 운동 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

속도 에서, 양 방향 빗놀이 조종의 최대 변위.

속도 에서, 양 방향 빗놀이 조종 최대 변위의 3분의 1.

돌풍 하중:

수직 안정면은 2.1.4.2.다.(3)에 규정된 가로방향 돌풍에 견딜 수 잇도록 설계되어야 한다.

주 6 - 보다 합리적인 해석방법이 없는 경우, 수직 안정면 돌풍하중은 부록 X4.2의 방법으로 계산되어야 한다.

외측 수직안정판(outboard fin) 또는 윙렛(winglet)

외측 수직안정판 또는 윙렛이 수평꼬리날개 또는 주익에 포함된 경우, 수평꼬리날개 또는 주익은 수직안정판이나 윙렛에 의하여 유도되는 하중의 조합으로 인한 최대하중과 수직안정판이나 윙렛에 의하여 수평꼬리날개 또는 주익에 가해지는 모멘트나 힘을 고려하여 설계하여야 한다.

외측 수직안정판 또는 윙렛이 수평꼬리날개의 위쪽과 아래쪽으로 함께 연장된 경우, 임계 수직면하중이(2.1.4.5.카.와 2.1.4.5.나.의 규정에 의해 결정된 단위 면적당 하중) 다음 사항에 적용되도록 한다.

수직꼬리 중 수평꼬리면 또는 주익의 위쪽에 있는 부분에 대해서는 임계 수직면 하중을 부과하고 수평꼬리면 또는 주익 아래쪽에 있는 부분에 대해서는 그 하중의 80%를 부과함

수직꼬리 중 수평꼬리면 또는 주익의 아래쪽에 있는 부분에 대해서는 임계 수직면 하중을 부과하고 수평꼬리면 또는 주익 위쪽 부분에 대해서는 그 하중의 80%를 부과함

하중을 계산하는 합리적인 방법이 있을 때, 수직면에 작용하는 2.1.4.5.가.의 기동 하중과 수평면 또는 주익에 유도되는 하중을 포함한 =1의 수평면(또는 주익) 하중 및 수직면에 의하여 수평면(또는 주익)에 가해지는 모멘트나 힘은 구조하중 조건에서 동시에 작용하여야 한다.

꼬리면에 대한 추가 조건

꼬리면에 대한 하중 조합(combined load)

그림 1(V-n 하중선도)에서 A와 D에 상응하는 하중조건의 비행기에서, 수평꼬리의 하중은 2.1.4.5.가.에 규정된 수직꼬리의 하중과 결합되어야 한다. 수평 꼬리는 2.1.4.4.나.에 따른 하중의 75% 그리고 수직 꼬리는 2.1.4.5.가.에 따른 하중의 75%는 동시에 작용한다는 것을 가정해야 한다.

꼬리면과 동체는 대칭면의 한쪽에 수평안정면 하중의 100% 그리고 반대쪽에 70%가 적용되도록 2.1.4.4. 나.의 최대 대칭 기동하중에 의해 발생되는 꼬리면의 비대칭 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

V자형 꼬리에 적용되는 추가 하중 - 꼬리날개가 V형상인 비행기의 경우, V속도에서 한 쪽 꼬리면에 돌풍이 직각으로 작용하도록 설계되어야 한다. 이 조건은 앞서 규정한 대등한 수평 및 수직 꼬리의 경우에 추가된다.

보조날개, 날개 플랩 및 특수 장치

보조날개(Ailerons) - 보조날개는 다음 조건에 상응하는 조종 하중을 고려하여 설계되어야 한다.

속도 V에서, 옆놀이 조종의 최대 변위.

속도 V에서, 옆놀이 조종 최대 변위의 3분의1.

플랩 - 날개 플랩과 그 구동 기구 및 지지 구조물은 모든 변위각도에 대해서 플랩을 내린 비행 상태에서 발생할 수 있는 임계 하중을 고려하여 설계하여야 한다. 이륙 출력에 상응하는 프로펠러 후류의 영향은 1.4 이상의 속도로 고려되어야 한다. 여기서 는 설계중량에서 플랩을 완전히 올린 상태로 계산된 실속속도이다. 후류영향을 검증하기 위해 하중계수는 1.0으로 가정한다.

특수 장치 - 슬롯(Slot)과 스포일러 같은 공력면을 사용하는 특수한 장치에 작용하는 하중은 실험 자료 또는 신뢰성 있는 항공역학적 자료에 의하여 결정되어야 한다.

지상 하중 조건

기본 착륙조건 - 기본 착륙조건에 대한 요구조건은 2.1.4.8.가.(1)에서부터 2.1.4.8.가.(3), 표 2와 그림 2에 규정된다.

조 건 | 미륜식 | 전륜식

수평착륙 | 꼬리를 내리고 착륙 | 수평착륙 (경사반력을 가진) | 수평착륙 (전륜은 접지) | 꼬리를 내리고 착륙

CG의 수직분력 CG의 전방 및 후방 분력 CG의 양방향 가로분력 완충장치 변위(고무 또는 스프링), % 타이어 변형 주륜 하중 (Vr) (양쪽 바퀴) (Dr) 미(전)륜 하중 (Vr) 하중 (Dr) | nW KnW 0 100 % 정적 (n-L)W KnW 0 0 | nW 0 0 100 % 정적 (n-L)Wb/d 0 (n-L)Wa/d 0 | nW KnW 0 100 % 정적 (n-L)Wa'/d' KnWa'/d' (n-L)Wb'/d' KnWb'/d' | nW KnW 0 100 % 정적 (n-L)W KnW 0 0 | nW 0 0 100 % 정적 (n-L)W 0 0 0

표 2. 기본 착륙조건

주 1) K = 0.25

L = 2/3 = 가정된 날개 양력 대 비행기 무게 비

= + 2/3 = 하중 계수

= 2.1.4.8.가.항에 따른 바퀴의 하중 계수

주 2) 착륙조건은 그림 2 참조

그림 2. 기본 착륙조건

그림 2. 기본 착륙조건

바퀴의 하중계수 는 다음과 같이 계산할 수 있다.

여기서:

= 낙하높이 (cm) = 1.32, (N/m), 하지만 는 23 cm (9.1 in) 보다 커야 한다.

= 전(全) 완충행정 (cm) =

= 완충효율

= 0.5 × , 타이어와 고무 또는 스프링 완충장치 또는= 0.5 × + 0.65 × , 유압식 완충장치

가 3.33보다 크면, 모든 집중된 중량(엔진, 연료탱크, 탑승자 좌석, 밸러스트 등)은 4보다 큰 + 0.67 = 의 제한 착륙 하중계수에 대하여 입증되어야 한다.

예비 에너지 고도 ()에서의 낙하 시험을 통해 1.5 보다 더 낮은 계수를 사용할 수 있음이 입증되지 않는 한 통상의 극한 하중 계수 1.5가 이러한 조건들에 적용된다. 완충장치가 고속 에너지 완충방식일 경우, 극한하중은 제한하중에 보수적인 예비 에너지 계수 1.2를 곱한 값이다.

측면 하중조건 - 수평자세에서 주 바퀴의 측면 하중조건을 위한 요구조건은 그림 3에 따른다.

그림 3. 측면 하중조건

그림 3. 측면 하중조건

브레이크 롤(braked roll) 조건 - 수평자세에서 주 바퀴의 브레이크 롤 조건을 위한 요구조건은 그림 4에 따른다.

그림 4. 브레이크 롤(braked roll) 조건

그림 4. 브레이크 롤(braked roll) 조건

뒷바퀴에 대한 보충 조건 - 꼬리내림 자세에서 뒷바퀴 조건을 위한 요구조건은 그림 5에 따른다.

그림 5. 뒷바퀴에 대한 보충 조건

그림 5. 뒷바퀴에 대한 보충 조건

앞바퀴에 대한 보충 조건 - 앞바퀴에 대한 보충 조건을 위한 요구조건은 그림 6에 따른다.(정하중은 최대 하중 상태의 무게와 CG의 조합이다.)

그림 6. 앞바퀴에 대한 보충 조건

그림 6. 앞바퀴에 대한 보충 조건

수상 하중 조건

수상기 또는 수륙양용기의 구조는 비행기가 적당한 전진 및 하강속도로 일상 운용할 때의 자세로 예상할 수 있는 가장 악조건의 수면상태에서 이륙 또는 착륙할 때 발생하는 수상하중을 고려하여 설계하여야 한다. 충분히 만족스러운 운용 경험이 없다면, 수상 하중의 합리적인 해석 방법 또는 부록 X5의 방법이 사용될 수 있다

비상착륙 조건

구조는 엔진, 수화물, 연료, 밸러스트 등 탑승자의 뒤 또는 위에 위치하는 집중된 중량뿐만 아니라 안전벨트 또는 멜빵, 또는 두가지 모두를 사용하는 탑승자가 다음의 극한 하중계수에 상응하는 정지 관성하중을 받는 비상착륙 상태에서 각 탑승자를 보호할 수 있도록 설계되어야 한다.(이는 3개의 독립 조건이다):

= 3 up(상방),

= 9 (n = 10, 엔진) forward(전방),

= 1.5 lateral(측방).

기타 하중

타이-다운 위치 : 타이-다운 위치는 타이-다운된 비행기가 개방된 장소에서 받을 수 있는 최대 풍속을 고려하여 설계하여야 한다. 2.1.4.3.사.에 따른 최소 은 38 kts이다.

낙하산 시스템 하중 : 비행기가 비상 낙하산 시스템(Ballistic Recovery System, BRS)을 장착하고자 할 경우, 기체의 낙하산 장착 위치는 장착하고자하는 기체 비상 낙하산의 하중 및 장착기준에 따라 설계되어야 한다.

단일 중량에 대한 하중 : 비행기 장비의 일부분인 모든 단일 중량의 장착 수단은 확증된 비행 및 지상 하중에 의해 야기되는 최대 설계하중 계수에 상응하는 하중을 견디도록 설계되어야 한다.

설계 및 제작

일반

비행기의 안전운항에 중요한 부품과 세부설계내역은 시험으로 그 안전성을 입증해야 한다.

재료

재료는 사용 목적에 적합하고 내구성을 가져야 한다. 구조재가 재료 변이 또는 하중 집중, 또는 두 가지 모두에 의해 강도의 저하가 일어나지 않도록 설계 값(강도)이 선정되어야 한다.

제작 방법

제조 부품, 조립체 및 완성된 비행기는 제작자 품질보증 절차와 수락시험 절차에 따라 제작되어야 한다.

자동잠금 너트

자동잠금 너트는 자동잠금 장치에 추가하여 무-마찰 잠금장치가 함께 사용되지 않는 한, 운용 중 회전력을 받는 볼트에 사용되어서는 안 된다.

구조의 보호

모든 구조는 환기와 배수뿐만 아니라 풍화, 부식 및 마모에 대한 보호책이 마련되어야 한다.

접근성

주요한 구조요소와 조종계통의 검사, 조정, 정비 및 수리를 위한 접근성이 제공되어야 한다.

리깅(rigging)

특별한 규정이 없는 한, 리깅과 리깅해제(derigging)는 평균이하의 숙련도를 가진 작업자가 수행할 수 있어야 한다. 또한 리깅과 안전결선이 올바르게 되었는지 쉽게 검사할 수 있어야 한다.

설계 검증

비행기를 위한 설계요구조건의 이행은 보수적인 해석 또는 시험, 또는 두가지 모두의 조합에 의해 결정되어야 한다. 구조 해석은 경험에 의해 이 해석방법이 신뢰성이 있음이 입증된 경우에 한하여 구조 요구조건의 검증을 위해 단독으로 사용될 수 있다. 시험비행은 검증을 위한 비행기 형상에 대해 최대이륙중량으로 속도 에서부터 최대 허용속도까지 제한 하중계수로 증명된다.(2.1.4.1.다. 및 2.1.4.1.라. 참조)

조종계통 작동시험

비행기에 장착된 조종계통은 조종계통 설계하중(2.1.4.3 참조)이 조종계통과 조종면에 작용할 때 간섭, 방해(jamming), 과도한 마찰 및 과도한 편향으로부터 자유로워야 한다. 조종계통 정지장치는 그러한 하중에 견딜 수 있어야 한다.

조종실

조종실은 조종사의 안락함, 적절한 시인성(계기, 플래카드 및 외부), 접근성, 비상탈출 조치 능력, 부드럽고 명확한 조작을 위한 모든 조종장치에 도달할 수 있는 능력이 제공되어야 한다.

탑승자 안전벨트, 멜빵, 화물 고정장치 및 구조에 설치된 그 부착물은 2.1.4.10에 규정된 비상 착륙조건을 포함하여 규정된 지상 및 비행조건에 상응하는 최대 하중계수를 고려하여 설계되어야 한다.

동력장치

장착

동력장치는 검사 및 정비를 위해 쉽게 접근할 수 있어야 한다. 기체에 설치된 동력장치 부착물은 구조의 일부이며 적절한 하중계수에 견뎌야 한다.

엔진

장착된 엔진은 본 기술기준 7.1절 또는 7.2절을 만족해야 한다.(8.2.4 참조)

연료 계통

각 탱크의 불용 연료량은 시험으로 설정되어야 하고 각각의 예상되는 비행 조작 및 기동에서 발생하는 최초의 연료 부족의 징후가 나타나는 양보다 적지 않아야 한다.

연료탱크는 진동에 의한 마모에 보호되어야 하며 탱크 장착은 적절한 관성력에 견딜 수 있어야 한다.

연료탱크는 24.5 kPa (3.55 psi)의 압력을 견디도록 설계되어야 한다.

연료 주입구는 조종실 밖에 설치되어야 하며, 흘러내린 연료는 비행기의 밀폐된 부분으로 들어가거나 고이지 않도록 하여야 한다.

각 탱크는 통기가 되어야 하며, 통기구는 비행기에 닿지 않도록 유증기를 배출해야 한다.

연료탱크에는 연료의 안전한 배출을 위해 최소 하나의 배출구가 있어야 한다. 연료계통의 가장 낮은 위치에 있는 배출 가능한 침전통은 연료탱크의 배출 섬프 대신 사용될 수 있다.

연료계통에는 세척 및 교체를 위해 접근하기 쉬운 연료 여과기 또는 필터가 포함되어야 한다.

연료배관은 적절히 지지되고 진동과 마모로부터 보호되어야 한다.

고열을 받는 부위(엔진격실)에 설치된 연료배관은 내화성을 가지거나 내화재로 보호되어야 한다.

연료계통에는 안전벨트 또는 멜빵을 착용한 조종사가 조작할 수 있는 연료 차단밸브가 있어야 한다.

윤활 계통

엔진에 윤활 계통이 포함되어 있다면, 윤활계통은 다음을 만족하여야 한다.

엔진 제작사가 설정한 최대치를 초과하지 않는 온도로 적정량의 오일을 엔진에 공급하는 능력

오일 탱크 또는 라디에이터, 또는 두 가지 모두는 적용가능한 관성과 진동에 견디도록 장착되어야 하고 오일 통기구는 결빙에 의해 막히지 않아야 한다. 통기구로 배출되는 오일 포말은 유해하지 않아야 한다.

흡입 계통

엔진 공기 흡입계통은 기화기 결빙의 잠재성을 최소화하도록 설계되어야 한다.

화재 예방

엔진이 밀폐되어 있을 경우 방화벽 또는 격막으로 비행기의 다른 부분과 격리되어야 한다. 방화벽 또는 격막은 유체, 가스 또는 화염이 비행기로 유입되지 않도록 제작되어야 한다. 다음 재료는 추가 시험 없이 방화벽 또는 격막에 사용할 수 있다.

두께 0.38 mm (0.015 in.) 이상의 스테인리스 스틸

두께 0.46 mm (0.018 in.) 이상의 부식방지 처리된 연강

장비 요구조건

장비 : 최소한 다음에 열거된 계기 및 장비를 장착하여야 한다.

비행 및 항법 계기

속도계

고도계

나침반

동력장치 계기

연료 유량계 (투명 튜브와 반투명한 연료탱크가 포함된다)

엔진회전계 (RPM)

엔진 “이그니션” 스위치

엔진 제작사가 요구하는 엔진 계기

무선설비

비행 중 항공교통관제기관과 교신할 수 있는 초단파(VHF) 또는 극초단파(UHF) 무선 전화 송ㆍ수신기

기압고도에 관한 정보를 제공하는 2차감시 항공교통관제 레이더용 트랜스폰더(Mode 3/A 및 Mode C SSR transponder)

기타 장비

전기계통에는 퓨즈 또는 회로차단기와 같은 과부하 보호 장치가 장착되어야 한다.

전기 배선은 각 회로의 부하를 고려하여 그 굵기를 선정하여야 한다.

배터리는 모든 적용 가능한 관성력에 견딜 수 있도록 장착되어야 한다.

배터리 용기는 비행기의 외부로 통기되어야 한다.(2.1.5.5 참조)

안전 벨트 및 멜빵 - 각각의 탑승자를 위한 안전벨트와 멜빵이 설치되어야 하고 수화물 고정을 위한 적절한 방법이 강구되어야 한다.

<삭 제>

운영 제한과 정보

일반

(1) 비행기는 안전한 운용을 위하여 기준에서 정하는 표식과 표지판을 부착하여야 하며 추가적으로 계기에는 필요한 표식을 하여야 한다.

(2) 각 표지판과 표식은 잘 보이는 장소에 하며 이들은 쉽게 손상되거나 지워지지 않아야 한다.

(3) 표시판내의 측정단위는 장비와 일치되어 동일하게 사용되어야 한다.

(4) 표지판과 표식은 POH에 명시되어 있어야 한다.

(5) 표지판과 표식에 사용되는 언어는 한글이나 영어 또는 편의를 위해 운영지역의 언어를 사용할 수 있다.

(1) 계기외관에 표지할 경우 계기의 표면에 의미를 정확하게 알 수 있게 배열하여 표시하여야 한다.

(2) 표지는 조종사가 명확히 볼 수 있도록 충분히 크게 표시하여야 한다.

(3) 각 속도계는 아래의 속도들에 대하여 표시하여야 한다.

(가) 플랩 운용 범위 : 플랩 착륙위치의 실속속도()에서 플랩내림이 허용되는 최대속도()까지 연속적인 흰색 선으로 표시

(나) 정상운용 범위 : 연속된 녹색 선으로 실속속도()에서 설계순항속도()사이에 표시

(다) 주위 범위 : 노란색 연속선으로 녹색의 정상속도로부터 초과금지속도()사이의 표시

(라) 초과금지속도() : 적색선으로 계기의 움직임에 수직이되도록 표시

조종사 운용 안내서(POH)에서 비행기의 제한에서부터 금지에 이르는 사항에 대한 표시판

조종사 운용 안내서(POH)

각 비행기는 POH가 있어야 한다. POH는 이 장의 2.5에 적합하여야 한다.

요구장비(Required Equipment)

이 절은 제2장 2.1.7에 따른다

품질보증(Quality Assurance)

적용범위

이 절은 타면조종형비행기 사용자가 안전하게 비행할 수 있도록 타면조종형비행기 제작자 및 구성품 공급자가 갖추어야 하는 최소한의 품질보증프로그램 요구조건을 정한다.

약어

AOI-항공기 운용 지침

QAM-품질보증매뉴얼 : 문서화된 품질보증프로그램

QAP-품질보증프로그램 : 제품의 확인과 보증을 하기 위해 타면조종형비행기 제조자에 의해 이용되는 검사의 방법

QAR-품질보증기록 : 각각의 타면조종형비행기 생산에 관련된 품질보증기록물

품질보증프로그램

타면조종형비행기 제작자는 이 기준에 따라 품질보증 프로그램을 개발하여야 한다.

품질보증매뉴얼(QAM) - 각 제작자는 품질보증 매뉴얼의 양식으로 품질보증프로그램(QAP)을 문서화해야 한다.

품질보증 경영진 - 제작자의 경영진은 하나나 그이상 (제작자가 임명하거나 대표자, 또는 임원, 직원)으로 구성되어 품질보증프로그램(QAP)의 이행을 전담한다. 품질보증 경영진을 구성하는 개인은 품질경영매뉴얼(QAM) 안에서 확인될 것이다.

품질보증기록 (QAR) - 기록은 타면조종형비행기에서 구조적으로 중요한, 제작자가 선정한 기체구조 구성품의 생산에 사용된 자재증명과 출처, 수락일자를 기록하여야 한다. (주1 참조)

주 1 - 이 기록은 제작자에게 수정 조치가 필요한 자재불량에 의해 영향을 받는 경량항공기를 식별하여 그 대상을 감소시키는 방법을 제공하는 것을 목적으로 하며, 결국, 이러한 수정 조치에 의한 경제적 비용을 감소시키고자 하는 것이다. 이절은 특정한 부품 추적성에 대한 요구 조건으로 해석되어서는 아니된다.

제작자는 각 생산된 타면조종형비행기의 품질보증기록을 유지하여야 한다. 각 품질보증기록은 다음과 같이 구성된다.

제품 수락절차에 의한 해당 최종검사 기록, 점검 및 시험문서

제작자 적합성확인서 복사본

납품관점에서의 각항공기 형상은 지속적으로 운용되는 안전모니터링을 위한 장착장비 목록과 관련부품목록을 포함한다.

주 2 - 2.3.4.4 가항에 목록화된 각 항목은 타면조종형비행기 일련번호, 제작일자를 포함한다.

품질보증 개정 - 사용중인 품질보증매뉴얼(QAM)이 최신 개정판임을 보장하는 시스템이 구현되어야 한다.

품질감사 - 제작자는 품질보증프로그램(QAP)에 따라 년간 감사를 수행해야 한다. 제작자는 모든 감사자료를 유지하여야 한다. 어떤 부적합사항에 대한 결정은 깊이 생각해야하고, 만일 어떤 예외적인사항의 언급이 필요하다면 품질보증매뉴얼(QAM)을 개정한다

기술 및 제품

적합성 기록 - 제작자는 제작당시 유효한 설계 및 성능규격 버전의 상세형상이 준수되었음을 보여주기 위해 사용된 설계문서의 영구기록을 보존해야 한다.

형상관리 - 모든 타면조종형비행기 생산품의 형상은 설계 및 성능규격이 마지막으로 배포된 개정판에 적합한 기록이어야 한다.

생산문서 - 제작자는 개정내용을 포함하는 모든 생산 문서의 기록물을 유지하여야 한다. 생산문서는 다음사항을 포함하지만 제한하지는 않는다.

부품 목록

공정 흐름

구성품과 조립품 도면,

제작지침과 규격

치구 및 게이지 도면

항공기 운용 지침

정비매뉴얼

품질보증 매뉴얼

특수공정 - 시스템은 타면조종형비행기 기체 구성품의 주요구조물 생산에 사용되는, 제작자가 선정한 용접, 납땜, 열처리, 도금, 구조적 복합재, 접착재 접합등의 모든 특수공정과 서비스를 관리하여야 하며, 품질의 결정적인 기준을 포함하는 승인된 규격에 따라 수행됨을 보장하여야 하고, 게이지와 용액 또는 특정 장비의 주기적인 검사도 관리되고 문서화해야 한다.

품질보증 검사

제작자는 모든 적용가능한 제품규격과 기술요구사항에 따라 제품의 적합성을 확인하는 검사시스템을 문서화하고 구현해야 한다. 적합, 부적합, 검사대기 품목은 명확히 구별되거나 분리되어야 한다.

수입검사 - 제작자는 구매절차를 구현해야 하며 그것은 모든 품목이 분명하게 주문되는 것을 보장해야한다. 외부 공급처에 의해 공급된 수입품은 해당 규격서에 적합함을 검사하여야 한다.

적합품 수락 - 적합품은 필요시 불출되거나 차후 사용되기 위해 안전한 보관지역에 위치해야 한다.

부적합품의 불합격 - 손상, 시한성품목, 또는 다른 오차에 의해 사용할 수 없다고 판단된 품목의 처리를 위한 공정은 정의되고 구현되어야 한다. 불합격품은 절단, 파괴되거나 부적합품임을 충분히 표시하여 타면조종형비행기 생산에 사용할 수 없도록 하여야한다. 불합격품은 처분이나 차후 판정을 위해 격리된 보관장소에 둘 수 있다.

제품 수락

주 3 - 다음기준은 타면조종형비행기에 포함되어야 할 특징들에 대한 요구조건들로 해석되어서는 아니된다. 타면조종형비행기에 존재하지 않는 특징을 나타내는 요구조건이 있을 때에는, 이 요구조건은 적용하지 않는다.

최종검사 - 제작자는 다음 제품수락절차를 시행하기 전 각 타면조종형비행기 생산이 완료되었다는 작업지시서를 확인하고 기록하여야 한다.

타면조종형비행기 키트 - 제작자는 어떤 타면조종형비행기 키트나 하부시스템 키트가 다음 생산공정으로 넘어가지 전 적절하게 완료되었는지 확인하고 문서화해야 한다. 제작자는 아래에 기술한대로 타면조종형비행기 키트와 함께 적절한 제품수락 지상점검절차와 비행시험 절차를 키트조립자(빌더)에게 제공하여야 한다

타면조종형비행기 - 제작자는 특정 타면조종형비행기가 유통되기 전 적합한 생산절차가 완료되었는지 확인해야 한다. 다음의 지상점검 및 시험비행절차는 각 타면조종형비행기를 위해 수행되고 문서화 되어야 한다.

지상점검 - 시험비행 전, 제작자는 각각의 생산된 타면조종형비행기에 최소한 다음사항을 확인하는 지상검사를 수행해야 한다.

무게균형 - 공허중량과 적절한 무게중심위치를 계산하여 운용한계에 있는지 확인하고, 이는 항공기 운용지침에 적합하여야 한다

시스템 점검 - 모든 스위치, 회로, 계기, 브레이크와 및 기타 다른 해당 시스템의 적절한 기능은 확인되어야 한다.

비행 조종장치 점검 - 모든 비행 조종장치의 부드럽고 적절한 기능과 최대 변위가 점검되어야 한다. 조종계통의 연결 및 안전상태는 점검되고 확인되어야 한다.

좌석 및 안전밸트 - 좌석과 조종사 안전벨트는 고정상태와 육안손상이 점검되어야 한다.

엔진 점검 - 엔진점검과 절차는 다음사항을 확인하여야 한다.;

- 엔진의 적절한 장착 상태

- 모든 엔진 작동유의 적절한 유지관리

- 눈에 보이는 연료, 오일, 냉각수의 누유가 없어야 하며,

- 프로펠러의 장착과 피치 조절이 적절해야 하며,

- 필요하다면, 시운전시 엔진성능에 맞게 조절되며,

- 회전계는 제작자가 명기한 운용한계내에서 아이들 회전수와 최대 정적회전수를 지시하고,

- 엔진계기가 적절한 기능을 하고,

- 점화시스템이 적절한 기능을 하고,

- 흡기 가열 시스템이 적절한 기능을 해야한다.

플래카드 점검 - 항공기는 모든 플래카드, 스위치와 계기 표식이 제자리에 있는지를 확인 점검되어야 한다

비행전 검사 - 다음사항을 확인해야 한다.

- 눈으로 확인할 수 있는 모든 표면은 변형, 비틀림, 다른 손상이나 결함의 흔적이 없는지.

- 눈으로 확인할 수 있는 모든 핏팅과 연결부는 결함이 있거나 불안전하게 부착되었는지 검사한다.

- 항공기 운용지침에 따라 항공기 순회 검사를 완료한다.

지상활주 시험 - 지상점검을 완료한 후 지상활주 시험은 확인되어야 한다.

브레이크 기능

착륙장치의 트래킹과 방향전환

방위각이 적절한지, 기준치를 확인하고, 필요하다면 나침반 참조표를 참조하여 수정한다.

타면조종형비행기를 위한 시험비행 - 지상활주시험이 완료된 후 시험비행을 실시한다. 각 완료된 타면조종형비행기의 안전한 비행은 수용 가능한 취급 및 조종특성, 실속특성, 엔진 운용, 속도지시와 항공기 운영지침에 따른 정상비행을 위한 종합적인 적합성을 포함하여 확인하여야 할 것이다. 시험비행절차는 최소한 다음사항의 기록확인을 포함하여야 한다.

- 이륙 활주로의 바람, 외기온도, 압력고도

- 착륙거리가 제작자가 명기한 기준에 맞는지 확인

- 상승률이 제작자가 명기한 기준을 초과하거나 맞는지 확인

- 모든 비행형태에서 비행조종장치가 적절히 반응하는지

- 실속회복특성 및 적절한 실속 경보의 확인을 포함한, 모든 비행형태의 수평상태, 아이들파워에서의 실속속도

- 비정상적인 성능이나 조작특성이 없는지 확인

- 적절한 엔진 운용 온도 확인

설계입증시험비행 - 각 완성된 타면조종형비행기 또는 제작자가 결정한 적절한 횟수의 무작위 표본과 주요 변경에 따른 생산라인 시제품은 설계 및 성능규격의 비행기준에 대해 제품합치성 확인을 위한 철저한 시험비행을 수행해야 한다.

계기 검교정 - 주기적인 검교정이 요구되는 모든 항공기 계기는 통용될 수 있는 검교정을 수행하여야 한다.

불일치 해결 - 제작자는 지상점검 또는 시험비행 동안 발견된 모든 비정상들을 시정하는 시스템을 개발하고 구현하여야 한다.

부적합 - 이 절에서 요구하는 모든 제품수락시험에 실패한 항공기는 부적합품이라는 꼬리표를 부착한다. 비정상적인 것들은 제작자의 지침에 의해 재작업되어야 하며, 각각의 재작업된 비정상적인 것들은 재평가 되어야 한다.

부적합 꼬리표 - 부적합 통보는 항공기에 부착하는 방법으로 하며 그것은 차후 타면조종형비행기 운영자가 명확히 인지할 수 있어야 한다.

제품수락 문서 - 작성된 점검표는 제품수락검사, 점검, 시험에 대한 수락 가능한 방법으로 사용될 수 있다.

품질보증 책임과 의무 부여

타면조종형비행기 제작자는 외주제작, 조립 또는 공급시설 또는 그것의 복합체 설립을 목적으로 외부업체에 품질보증 의무와 책임을 부과할 수 있다. 그러나 이러한 활동의 달성이 제작사 품질보증 책임 전체를 완화하는 것은 아니다.

제품수락시험(Production Acceptance Tests)

이 절은 제2장 2.3.6에 따른다.

조종사 운용 안내서(POH : Pilot Operating Handbook)

적용범위

이 절은 경량항공기의 설계, 제작 및 운용을 위한 최소 필요조건을 규정한 조종사 운용 안내서(POH)에 대한 기준이다.

이 절은 신규 항공기 또는 처음으로 판매되는 키트 항공기 또는 양도되는 최종사용자에게 제공하여야 하는 조종사 운용 안내서(POH)에 포함되어야 하는 정보를 정한다.

용어

(1) 경량항공기 또는 조립품, 하위조립품, 보기장치 또는 항공기에 설치되는 부품

(2) 항공기의 정비 또는 유지를 위해 사용된 소모품 재료, 공구, 고정 장치 및 시험장비

요구 일반

POH는 해당 모델의 비행기를 위한 다음의 정보를 제공하여야 한다.

(1) 장착된 조종장치, 계기, 장비 그리고 보기장치들에 대한 정보는 다음의 어느 한 가지 방법으로 포함되어야 한다.

(가) OEM 부품 자료를 포함한 상세 정보는 POH 부록에 수록

(나) 분리된 부품 OEM 참고사항은 지침 또는 교범에 제공

(다) 상기 (가)목과 (나)목의 어떠한 조합

POH의 기술적인 내용은 2.1절에 따라 개발된 자료와 일치하여야 한다.

POH는 필수 제품정보 필요조건에 따라 제공되어야 한다.

POH는 2.5.4에 따라 구성되어야 한다.

POH 내용은 2.5.5의 필요조건을 따라야 한다.

POH의 모든 개정, 누락, 오류, 변경 또는 갱신은 2.7과 2.3에 따라 기록되고 소유자에게 배포되어야 한다.

POH는 일관된 방식 및 형태 로 표현되어야 한다.

POH에 사용되는 모든 치수는 항공기에 설치된 계기 및 장비와 일치하여야 한다.

비행속도는 지시대기속도(IAS)로 표시되어야 한다.

조종사 운용 안내서(POH)의 구성

조종사 운용 안내서(POH)의 내용

제목

개정이력

이 부분은 소유자가 POH의 모든 갱신과 변경을 기록할 수 있는 형태로 제공되어야 한다.

목차

이 부분은 주제목, 단락 그리고 소유자가 POH의 정보를 찾는데 도움이 되는 쪽 번호가 제공되어야 한다.

개요

이 부분에는 다음의 정보를 포함하여야 한다.

No. 1 - 일반적인 정보

(1) 총 중량

(2) 해면고도에서의 최대속도 및 정해진 출력설정과 고도에서의 순항속도

(3) 정해진 출력설정과 고도에서의 민간항공당국에서 요구하는 예비연료를 포함한 연료를 모두 탑재한 상태에서의 항속거리

(4) 상승률(에서 까지)

(5) 실속속도: 플랩을 내렸을 때와 올렸을 때

(6) 총 연료 탑재량, 총 사용가능 연료 및 인가된 연료의 종류

(7) 정해진 RPM에서의 최대 엔진출력

No. 2 – 제한사항

No. 3 – 비상절차

다음의 상황에 따라 적용되는 점검사항을 제공

(1) 엔진 시동 중 화재

(2) 이륙 중 엔진고장

(3) 비행 중 엔진출력상실

(4) 엔진출력이 없는 상태에서의 비상착륙

(5) 엔진출력이 있는 상태에서의 예비강제착륙

(6) 비행 중 화제

(7) 오일 압력 상실

(8) 높은 오일 압력

(9) 비상 강하

(10) 발전기 고장

(11) 과전압

(12) 의도하지 않은 스핀

(13) 의도하지 않은 착빙 조우

(14) 주요 계기 상실

(15) 비행조종 상실

No. 4 – 정상절차

No. 5 – 성능

No. 6 – 중량과 평형 그리고 장비목록

No. 7 – 비행기와 시스템에 대한 설명

사 프로펠러

No. 8 – 지상 취급 및 유지 관리

(1) 인가된 연료 등급과 사양

(2) 인가된 오일 등급과 사양

No. 9 – 부가 정보

(1) 개량 또는 수정

(2) 지속적인 운용 안전 보고

(3) 소유자 주소 변경 알림

정비, 정비매뉴얼 및 기록유지(Maintenance and Inspection Procedures)

적용범위

이 절은 경량항공기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전하게 비행할 수 있도록 제작자가 제공하여야 하는 항공기 정비매뉴얼의 구성 및 내용에 관하여 규정한다.

용어

정의

연간 상태 검사 - 항공기와 함께 제공된 정비 매뉴얼의 지침에 따라 경량항공기에 대하여 1년에 1회 수행되는 상세 검사. 검사의 목적은 항공기의 위험 운용 상태의 원인이 되는 마모, 부식 또는 손상 등을 찾기 위함이다.

중 정비 - 전문 교육, 장비 또는 시설을 필요로 하는 제작자가 지정한 어떤 정비, 검사, 수리 또는 개조

현장 정비 - 수리, 정비, 계획검사, 서비스, 검사, 또는 제작자가 승인하고, 제작자의 정비 매뉴얼에 명시된 것 중 정비로 간주되지 않는 개조

정비 매뉴얼 - 제작자가 인가한 모든 정비, 수리, 개조를 규정하는 경량항공기 제작자 또는 공급자에 의해 제공되는 매뉴얼

대수리, 개조, 또는 정비 - 구매자에게 공급되는 정비 매뉴얼에 포함되지 않는 작업 완료를 위한 지침에 대하여 수리, 개조, 또는 정비는 중요하게 고려되어야 한다.

제작자 - 경량항공기나 그 구성품의 제작에 관계하는 사람

소 수리, 개조, 또는 정비 - 제품의 구매자에게 공급되는 정비 매뉴얼에 제공되는 지침에 대한 수리, 개조, 또는 정비는 그 중요도가 적은 것으로 고려된다.

100시간 검사 - 검사 간격이 12개월이 아닌 운영 100시간인 것을 제외하고는 연간 상태 검사와 같다.

항공기 정비 매뉴얼

주 1 - 이 절은 정비 매뉴얼이 무엇을 포함해야 하는지에 대한 요구조건을 수행하는데 필요한 정보를 제공한다. 경량항공기 제작자 또는 판매자는 해당기종에 대한 정비매뉴얼을 제공한다.

구성 - 정비 매뉴얼에는 다음의 구성을 갖는다.

일반 - 지상 취급, 서비스, 그리고 윤활 등과 같은 일반적인 규격, 용량 및 지침 등의 목록

장비 목록

부속 구매처

사용 후 교체가능 품목표, 예를 들면, 공기 정화 장치, 연료 여과기, 오일 여과기 및 타이어

엔진 규격

중량과 균형 정보

타이어 팽창 압력

승인 오일 및 용량

권고되는 토크 값

일반적인 안전 정보

검사/정비 중 발견된 보고 가능한 비행안전 관련사항에 대한 지침

검사 - 적절한 주기 및 연간 상태/100시간 검사의 완료를 위한 지침 및 점검표

구조 - 다음 항공기 주 구조의 정비, 수리 및 개조를 위한 설명 및 지침

날개 (고정익, 회전익, 팽창식)

꼬리날개 (또는 cart)

착륙 장치

구조상 조종면, 예를 들면, 엘리베이터(해당되면)

엔진 - 항공기 엔진의 정비, 수리, 오버홀을 위한 설명 및 지침

주 2 - 경량항공기 제작자는 필수 정비, 수리, 오버홀 지침에 대해서는 엔진 제작자를 따를 수도 있다.

항공기 연료 계통 - 항공기 연료 계통의 정비 및 수리에 대한 시스템, 개요 도표 및 지침의 설명

프로펠러 - 프로펠러의 정비 및 수리에 설명 및 지침

주 3 - 경량항공기 제작자는 필수 정비, 수리, 오버홀 지침에 대해서는 프로펠러 제작자를 따를 수도 있다.

유틸리티 계통 - (설치된 경우) 난방, 환풍 및 공기조화와 같은 유틸리티 계통의 정비 및 수리에 대한 설명 및 지침

계기와 항공전자장비 - (적용 가능한 경우)기존 및 추가 계기와 항공전자장비에 대한 정비, 수리, 교체, 설명 및 지침

전기 계통 - 적절한 정비, 수리 및 개조를 위한 시스템, 개요 도표 및 지침의 설명

구조 수리 - 제작자와 추가 상담 없이 허가되는 구조 수리의 설명

도색 및 코팅 - 항공기에 이용되는 도색 또는 코팅의 수리, 교체, 개조, 또는 조합에 대한 설명

개정 - 제작자에 의하여 정비 매뉴의 개정 목록작성을 위한 이력표 변경과 같은 항목

피드백 양식 - 항공기의 운용 또는 정비 중에서 또는 매뉴얼의 내용에서 확인되는 문제와 이상에 관하여 제작자에게 통보하기 위한 항공기 소유자 또는 정비사를 위한 양식

검사, 수리 및 개조 - 정비 매뉴얼에서 개설된 각각의 검사, 수리 및 개조는 특별히 목록으로 만들어야 한다.

작업을 수행하기 위한 추천 특정 공구,

작업을 수행하기 위한 필요 부품

정비 유형, 예를 들면, 현장정비, 중 정비, 또는 오버홀

작업을 수행하기 위한 필요 인가 등급

작업을 수행하기 위한 필요 세부 지침 및 도표

작업이 적절히 수행되었는지를 확인하기 위한 시험/검사 방법

수리 및 개조 - 정비 매뉴얼에서 개설되는 작업을 수행하기 위한 상세 지침을 위하여 제작자는 다른 수리와 개조 매뉴얼을 참조할 수도 있다.

인가 등급 - 작업을 수행하기 위한 필요 인가 등급을 목록화 할 때, 제작자는 소유자(또는 조종사) 및 항공정비사를 사용해야 한다.

특정 작업 - 정비사 증명을 보유하고 있으며, 특정 작업을 수행하기 위한 특정 작업 교육을 이수한 신뢰할 수 있는 개인에 의해 완료를 예상할 수 있는 품목.

특정 작업의 증명 등급을 지정할 때, 제작자는 요구되는 특정 교육을 지정해야 한다.

다수의 설명 및 수식어구가 사용될 수도 있다. 예를 들면, 제작자는 피스톤 엔진 밸브의 교체를 위해 요구되는 증명서의 등급 밑에 항공정비사의 등급 목록을 만들 수도 있다.

현장정비, 수리, 개조

현장정비에 포함되는 사항

100시간 검사

연간 상태 검사

액체류 서비스

정비 매뉴얼이 제공하는 지침에 대한 다음 사항들의 제거 및 교체

연료 펌프

배터리

계기, 스위치, 라이트 및 전기차단기

시동기 또는 발전기 또는 교류발전기

배기 다기관 또는 머플러

바퀴와 브레이크 조립품

프로펠러

점화 플러그, 점화 철사 및 기계적 연결의 사용에 제한되는 전기 점화 형식/구성품

호스 및 선

세일

비상낙하산 시스템

플로트

스키

정비 매뉴얼에서 지침이 제공되며, 동시에 추가 전문 교육을 요구하지 않는 다음의 구성품 및 구조의 수리

직물, 금속, 또는 복합재료 비구조 구성품에서의 구멍에 대한 패치

균열 중단 천공

정비 매뉴얼에서 특정 지침이 제공되는 다음 사항에 대한 개조

통신용 라디오, 트랜스폰더, GPS 및 안테나의 설치

스트로브 라이트 시스템의 설치

개조를 수행하기 위하여 인가된 사람으로서 항공정비사가 목록화 되었을 때, 제작자 서비스 지침 준수

중 정비, 수리, 개조

경량항공기 중 정비 작업에는 다음을 포함 한다.

정비 매뉴얼 또는 서비스 지도 지침에서 제공하는 지침에 대한 다음의 구성품의 장탈과 교체

엔진 오버홀 또는 새 엔진의 장착을 위해 엔진 장탈 및 재장착

엔진 실린더, 피스톤, 또는 밸브 집합품 또는 그것들의 조합품에 대한 장탈 및 교체

주 조종 케이블/구성품

착륙 장치 집합품

정비 매뉴얼 또는 서비스 지도 지침에서 제공하는 지침에 대한 다음의 구성품이나 항공기 구조, 또는 둘 다에 대한 수리

조종면의 재도색

구조부 수리

항공기를 덮고 있는 도프 도료 및 직물의 복구

정비 매뉴얼 또는 서비스 지도 지침에서 제공하는 지침에 대한 다음의 구성품 또는 항공기 구조의 개조

스키의 최초 장착

새로운 추가 피토관 정압 계기의 장착

오버홀

오버홀 매뉴얼 - 제작자의 정비매뉴얼에 추가하여, 독립된 오버홀 매뉴얼은 경량항공기 또는 경량항공기 구성품에 대한 오버홀을 수행하는데 요구된다.

오버홀이 수행되는 대표적인 구성품

엔진

기화기/연료 분사 계통

시동기/교류발전기/발전기

계기

대 수리 및 개조

적용 가능한 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준에 따라 초기 설계 및 생산 승인 시험 이후 대수리 또는 개조된 항공기가 구매자에게 판매될 경우에는 적용 가능한 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준의 설계와 생산 승인 규격의 규격에 비교하여 평가되어야 한다.

개조 또는 수리의 평가를 수행하는 제작자 또는 다른 실체는 개조되는 항공기가 여전히 개조 이후에도 적용 가능한 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준의 설계 및 성능 규격의 필요조건을 충족한다는 서면 진술서를 제공해야 한다.

평가를 실시하는 제작자 또는 다른 실체는 서면 지침사항, (방법, 작업자, 개조/수리를 수행하는데 필요한 자격 등급에 대한) 도표를 제공해야 한다.

지침은 개조가 정확하게 수행되었으며, 항공기가 안전 운용 상태임을 증명하기 위하여 본래의 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준의 생산 승인 시험 표준에 부합하는 지상 및 비행 시험 등을 포함해야 한다.

평가를 수행하는 제작자 또는 다른 실체는 항공기 기록에서 개조 문서를 위하여 항공기 소유자에 대한 정보를 제공해야 한다.

특정 작업 교육

제품 제작자는 정비 매뉴얼 또는 (대수리, 정비, 또는 개조를 위한) 허가서에 있는 작업을 수행하기 위하여 특정 작업 교육을 요구할 수도 있다.

특정작업 교육의 예는 다음을 포함 한다.

엔진 제작자 중 정비 또는 오버홀 과정, 또는 둘 다

항공기 외피 과정

패러슈트 제작자 수리 과정

항공기 제작 과정

안전 지침

경량항공기는 항공기 또는 구성품에 대하여 발행된 안전 지침을 갖고 있을 수도 있다. 적용 가능한 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준의 지속 감항성 규격에 개설된 것처럼, 원 항공기 제작자는 지침을 발부한다.

경량항공기 원 제작자는 다음을 포함하는 안전 지침에 부합하는 적용 가능한 지침을 제공할 책임이 있다.

작업을 수행하는데 필요한 공구 목록

작업을 수행하는데 필요한 부품의 목록

정비 유형, 예를 들면, 현장정비, 중정비, 오버홀

작업을 수행하는데 필요한 증명 등급

작업을 수행하는데 필요한 세부 지침 및 도표

작업이 적절히 수행되었는지를 확인하기 위한 시험/검사 방법

서비스 지침은 안전 작동상태 및 적용 가능한 본래의 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준의 설계 규격에 대한 부합성을 유지하기 위한 필수 작업으로 고려된다.

지속 감항성(Continued Airworthiness)

적용범위

이 절은 경량항공기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 지속적으로 감항성을 유지할 수 있도록 제작자가 이행하여야 할 책임과 안전지시․기술회보의 발행에 관한 요구조건 등을 정한다.

운용자 목록 문서

제작자는 소유자 및 운용자의 성명 및 주소와 병행하여 일련번호와 등록번호에 의한, 운용중인 모든 항공기를 포함하는 등록된 항공기 소유자 및 운용자 목록을 유지해야 한다.

제작자 책임

경량항공기 제작자는 비행안전 및 운항 어려움 문제를 접수하고, 평가하고, 수정하기 위한 체계를 개발하고 실행하여야 한다.

제작자는 모든 비행안전 및 운항 문제점 보고를 평가해야 하고, 비행안전과 관련된 문제를 수정하기 위해, 필요에 따라 수정 조치를 게시하여야 한다.

제작자는 장비 향상 또는 추가와 관련되는 비행 안전과 관계없는 강제사항을 개선하거나 만드는 수정 조치 고시를 사용하지 않아야 한다.

제작자는 국문 또는 영어로 문서화된 각각의 타면조종형비행기에 대한 지속감항성 지침을 제공하여야 한다. 이 지침은 적어도 다음의 내용을 포함하여야 한다.

정비, 운항 및 안전 어려움 등을 소유자/운용자가 제작자에게 보고하는 방법.

제작자에 의해 개발된 최신 비행 안전정보를 소유자/운영자가 획득하고 확인하는 방법.

연간 및 100시간 검사 품목에 관한 지침.

제작자는 제작 후 운용중인 항공기의 안전, 운용, 또는 정비와 관련되는 사건이나 기타 사항들을 보고하는 판매자 및 소유자와 연락을 유지해야 한다. 제작자는 보고된 모든 고장, 오작동, 또는 결함을 신속하게 조사하여야 하며, 적절한 수정 조치를 개발하여 소유자 및 운용자에게 배포하여야 한다.

안전 지시

해당 항공기 및 제작자의 다른 항공기에서도 발생 가능성이 있고, 본래의 설계에서 일탈 또는 불안전한 비행 상태, 항공기의 감항성을 소멸시키는 원인을 인지할 때, 제작자는 안전 지시를 모든 소유자 및 운영자에게 배포하여야 한다. 안전 지시에는 제작자가 지정한 수정 조치가 포함되어야 한다.

제작자는 안전 지시가 발행될 때, 즉각 국토교통부, 항공안전기술원, 소유자 및 운영자에게 사본을 제공하여야 한다.

기술 회보

기술 회보는 제작자에 의해 모든 소유자에게 발행될 것이다. 기술 회보는 즉각적인 조치를 요구하지는 않지만, 향후 조치를 권고한다. 기술회보는 항공기의 운용이나 정비를 향상시키기 위한 설계 변경 또는 서비스 절차의 변경을 위한 개발과정의 결과물로서 발행될 수도 있다. 기술 회보는 본 기술상의 기준의 준수를 유지하는데 있어 필수사항은 아니다.

기술 회보 변경은 항공기의 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준의 준수를 유지하는데 있어 필수사항은 아니다.

문서 보존 및 접근

사본 유지 - 원 제작자가 사업 자체를 그만두더라도 항공기의 감항성 유지를 보증하기 위해, 원 제작자는 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준 제2장 1절, 3절, 4절, 5절, 7절의 준수를 보여주는 파일을 문서로 유지해야 한다.

접근 보증 - 정보를 복구하는 기존의 방법이 파괴되는 경우에도, 상업적 이용을 통한 획득 가능한 그런 방법으로 이런 문서들은 이용 가능해야 한다. 이런 문서는 심지어 원 제작자가 사업 활동을 그만두더라도, 포함되는 형식과 모델의 감항성 지원을 계속하기를 희망하는 경우에, 차후의 제작자가 원 제작자의 문서를 이용 가능하도록 유지되어야 한다. 원 제작자는 이런 문서들을 파일로 유지하여 차후에 이용가능토록 하거나, 안전 보관을 위하여 국토교통부 또는 항공안전기술원 또는 차후의 제작자에게 이관해야 한다. 이런 문서들의 위치나 접근을 위한 연락처는 항공기 운용 지침에 기재되어야 하며, 이 정보에 대한 개정사항은 항공기 소유자 및 운용자에게 기술 통보를 통하여 전파되어야 한다.

키트조립지침(Manufactures Assembly Instructions, Kit builders only)

적용범위

이 절은 경량항공기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전하게 비행할 수 있도록 타면조종형비행기 제작자가 제공해야 하는 조립자를 위한 조립지침의 구성과 내용에 관하여 규정한다.

용어

정의

구매자 - 키트를 조립하기 위해 이 규정에 포함되는 지침을 따르는 사람.

작업 - 키트 조립을 위한 일련의 공정 또는 작업. 항공기 전체 조립을 세부 작업 또는 세부 공정의 그룹으로 나눔으로써 구매자가 순서대로 키트 부분품의 작업을 추적하거나 완료할 수 있도록 만드는 방법으로 키트 생산자에 의해 규정된다.

생산자 - 키트를 제작하고 이 규정에 의해 포함되는 지침들을 기술하는 사람 또는 회사.

필요 항목

키트 조립 지침은 적어도 다음의 정보를 포함하여야 한다.

개정판

키트 조립 지침 이용을 위한 소개 및 지침

목록표

안전 개요

적용 가능한 표준 및 규격

전문용어

요구되는 구매자 능력 및 책임

요구되는 장비 및 환경 조건

부품 목록

조립 작업

최종 조립 검사

시험비행 절차

추가 요구사항

주 1 - 필요 정보는 단독의 책으로 제공되어 질 수 있다.

개정판

생산자는 항공기나 그 하위 구성품의 형상, 접합, 기능의 변경이 키트 조립 지침의 개정을 필요로 할 때 키트 조립 지침을 갱신하여야 한다.

키트 조립 지침 개정판은 날짜, 목적, 해당 지침 항목에 의해 유일하게 확인되어야 한다.

키트 조립 지침은 오류, 비정상, 제안, 질문 등 키트 생산자에게 서류로 피드백을 제공하는데 사용되는 양식을 포함하여야 한다. 그 양식은 최소한 각 전달매체를 통하여 근거 서류, 사용자, 일자, 제목, 논점, 수신확인을 포함해야 한다.

안전 요약

키트 조립 지침은 키트 조립과 관련되는 잠재 위험 목록을 제공하여야 한다. 그 어떤 잠재 위험 목록도 각각의 가능한 위험을 모두 다 포함할 수 없다는 것에 유의한다.

화학제품 - 만약 위험한 화학제품이 키트조립에 사용된다면, 물자안전자료표 또는 이와 동등의 정보가 키트조립지침에 제공되는 것이 권고된다.

적용 가능한 표준

키트 조립 지침은 항공기에 적용 가능한 항공기 기준의 제목, 출처 및 중요성을 목록으로 만들어야 한다.

요구되는 구매자 능력 및 책임

구매자 기술과 교육:

키트 조립 지침은 각 작업을 완료하는데 필요할 어떤 특정한 기술 또는 교육을 규정하여야 한다.

키트 조립 지침은 구매자가 해당 키트를 완성했다고 가정했을 때 예상되는 모든 특정 책임을 규정하여야 한다.

키트 조립 지침에는 지침 일탈행위 또는 권한 외 수정은 조립한 항공기가 비행 허가를 얻는 수 없다는 것에 대한 구매자의 책임을 규정하여야 한다.

필수 장비 및 환경 조건

필수 장비 및 부품

키트 조립 지침은 각 작업의 완성에 필요한 특정 연장, 지그, 부품 및 설비를 규정하여야 한다. 이 목록은 가능하다면 특정한 제작자, 부품 번호, 수량 및 특징을 포함해야 한다.

키트 조립 지침은 각 작업의 완성을 위해 권고되는 모든 특정 장비를 규정한다.

필수 환경 조건 - 키트 조립 지침은 각 작업의 완성에 필요한 온도 범위, 습도, 바람, 먼지 및 조명 등의 모든 환경 조건(제한하지는 않는)을 규정하여야 한다.

부품표

키트 조립 지침은 모든 키트 부품(또는 하부 조립품)의 부품 번호 또는 식별자, 설명 및 수량을 목록화한 부품표를 포함하여야 한다.

유일한 부품 번호 또는 식별자가 키트에서 제공된 각 유일한 조립품, 하부조립품, 세부 부품, 또는 소모성 재료에 지정되어야 한다.각각의 유일한 부품의 식별자에 대한 설명이 제공되어야 한다.

조립 작업

이 섹션은 조립 작업이 완료되는 순서를 구체적으로 규정해야 한다. 작업이 임의 순서로 수행될 수 있는 경우에, 이것 또한 규정되어야 한다. 각 키트 조립 지침 조립 작업 섹션은 최종 조립자에게 완료 날짜와 참여를 기록하기 위한 공간을 포함하여야 한다. 또한 최종 조립자에게 각 작업수행에 소요되는 시간을 기록하기 위한 공간을 포함하도록 권고된다.

조립 전 작업 및 점검표

키트 조립 지침은 각 작업의 완료에 필요한 모든 특정한 조립 전 작업 및 점검표를 규정하여야 한다. 최소한, 각 작업 지침은 그 작업을 완료하기 위하여 요구되는 기술, 공구, 부품 및 조건에 대한 점검표를 제공할 것을 권고한다.

조립 작업

각 조립 작업 섹션은 문자, 사진, 템플렛, 전기배선도, 또는 기술 도면과 같이 작업 수행방법과 설계 기준과의 적합성을 보장 방법을 설명하기에 충분한 정보를 포함하여야 한다.

조립 전 검사와 측정

각 조립 작업 섹션은 해당 작업의 성공적 완료를 검증하기 위한 어떤 특정 검사, 측정, 또는 기준을 규정하여야 한다.

최종 조립 검사

계통 검사

키트 조립 지침은 각 계통의 성공적인 작업을 검증하는데 필요한 특정 계통 검사를 규정하여야 한다.

엔진 시동 및 길들이기

키트 조립 지침은 초기 엔진 시동 및 길들이기를 위한 특정 절차를 규정하여야 한다.

비행 전 시험 및 확인

키트 조립 지침은 최초의 시험 비행 이전에 요구되는 어떤 특정 시험 및 확인사항들을 규정하여야 한다. 키트 조립 지침은 본 경량항공기 기술기준과의 적합성을 입증하는데 필요한 절차를 포함하여야 한다.

국토교통부 문서와 인가

키트 조립 지침은 국토교통부로부터 모든 필수 등록, 검사 및 인가를 취득하는데 필요한 제작자 문서를 제공하여야 한다.

비행 시험 절차

비행 시험 목적

키트 조립 지침은 성공적인 작업의 확인에 필요한 모든 특정 비행시험 목적을 규정하여야 한다.

비행 시험 환경 조건

키트 조립 지침은 최초의 비행 시험을 위한 환경 조건을 규정하여야 한다.

비행 시험 절차와 기동

키트 조립 지침은 조종 및 시스템이 제작자의 항공기 운용 지침에 의하여 수립된 한계 안에 작동함을 확인하는데 필요한 모든 특정 비행 시험 절차 및 기동을 규정하여야 한다.

체중이동형비행기의 안전성인증 기술기준

설계 및 성능(Design and Performance)

적용범위

제3장 체중이동형비행기의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 3 - | 개정 : 2017.12.04

제3장 체중이동형비행기의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 3 - | 개정 : 2017.12.04

이 절은 체중이동형비행기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전성 인증을 받기 위해 충족시켜야 하는 설계 및 비행성능에 관한 감항성 요구조건 등을 규정한다.

용어

정의 - 항공기 중량

설계 최대 중량 - 항공기의 설계 최대 중량()은 날개중량()과 설계 최대 트라이크 중량()의 합과 같아야 한다.

설계 최대 트라이크 중량 - 설계 최대 트라이크 중량()은 각각의 적용 가능한 구조 하중 조건 및 각각의 적용 가능한 비행 요구조건에 적합한 최대 트라이크 중량과 트라이크 자중(Wtkmt) 중 더 무거운 것에 1인승 항공기의 경우 86kg(189.6 lb), 2인승 항공기의 경우 150kg(330.8 lb)을 더하고, 최대 총중량 상태에서 경제 순항속도로 1시간 동안 비행하는데 소요되는 연료 중량을 더한 것으로 규정 한다.

주 1 - 표준 점유 중량

(1) 연료 0.72kg/ℓ (6 lb/gal) 다만, 휘발유 이외의 연료에 있어서는 그 연료에 상응하는 단위중량으로 한다.

(2) 윤활유 0.9kg/ℓ (7.5 lb/gal)

트라이크 자중, Wtkmt - 모든 부품, 구성품, 트라이크를 구성하는 또는 날개 부착 볼트를 포함하여 비행 중 트라이크에 부착되는 조립품은 트라이크 자중(Wtkmt)에 포함되어야 한다. 최소 필수장비, 불용 연료, 가득 찬 오일, 적절한 엔진 냉각수 및 작동유는 포함되어야 한다. 트라이크 자중(Wtkmt)은 항공기 운용 지침(AOI)에 기록되어야 한다.

날개 중량, Wwing - 모든 부품, 구성품, 날개를 구성하는 또는 비행 중 날개에 부착되는 조립품은 날개 중량(Wwing)에 포함되어야 한다. 날개 중량(Wwing)은 항공기 운용 지침(AOI)에 기록되어야 한다.

<삭 제>

<삭 제>

<삭 제>

약어

AOI - 항공기 운용 지침(Aircraft Operating Instructions)_

C - 섭씨

CAS - 교정대기속도(calibrated air speed)

cm - 센티미터

daN - 10 뉴튼(힘의 단위)

F - 화씨

Hg - 수은(주)

IAS - 지시대기속도(indicated air speed)

in. - 인치

ISA - 국제표준대기(international standard atmosphere)

kg - 킬로그램

kt(s) - 시간당 해상마일(1 해상마일 = 1852 m/s)

lb - 파운드 (1파운드 = 0.4539 킬로그램)

m - 미터

mb - 밀리바

N - 뉴튼

psi - 1제곱인치당 파운즈(계기압력)

s - 초

SI - 국제표준 단위

- 기동 속도(최대 또는 갑작스러운 조종 움직임이 허용되는 최대 속도)

- 순항 속도

- 증명된 수직 급강하 속도

- 직진 수평 최대 속도

- 초과 금지 속도

- 착륙 형상에서의 실속 속도 또는 최소 속도

- 특정 형상에서의 실속 속도 또는 최소 속도

- 최대 상승각 속도

- 최대 상승률 속도

- 최대 활공기 견인 속도

- 최대 설계 중량

- 체중이동형비행기

비행 요구조건

적합성 증명

각각의 무게, 행 포인트 및 트림조정 등을 통하여, 이 섹션에서의 항공기 요구조건의 충족 여부 증명이 가능해야 한다.

이 절의 적합성을 증명하는데 사용되는 시험 항공기는 다음의 경우를 제외하고, 제작의 대표성을 정확하게 갖추어야 한다.

단지 이 시험의 목적을 위하여, 또는 을 규정할 때, 피치 제어 간격 또는 한계를 확장하기 위한 목적으로 항공기는 개조 될 수 있다.

비행속도는 표준대기조건(1013.25 mb, 15°C)으로 수정되어야 한다.

상승 성능 요구조건은 표준조건 또는 더 악조건에서도 충족되어야 한다.

성능 일반

착륙 형상에서의 실속속도

(가능한 경우) 실속속도 또는 최소비행속도는 다음 사항을 고려하여 규정되어야 한다.

쓰로틀이 닫힌 상태에서 엔진 아이들

최고 실속속도 또는 최소 비행속도를 내는 행 포인트(hang point)

최대 이륙 중량

착륙 형상에서의 트림조정

는 다음 절차에 따라 시험비행에 의해 결정되어야 한다.

에 2.6 m/s (5 kts)을 더한 속도보다 적지 않은 속도에서의 엔진 동력 아이들 상태

날개 아랫방향으로 피치가 스스로 내려감에 따라 실속이 발생할 때까지 또는 조종 한계에 도달할 때까지 속도가 0.5 m/s (1 kt/s) 이하의 속도로 감소되는 속도

다음의 경우에 정상적인 조종으로 롤링 또는 요잉이 30° 이상 동작하는 것을 방지할 수 있어야 한다.

실속상태 및 실속 회복 중, 또는

만일 조종한계에 도달하기 전에 실속이 발생하지 않는 경우, 까지 감속하고에 2.6 m/s (5 kts)를 더한 속도까지 가속하는 동안

조종한계를 벗어난 실속속도()

항공기가 실속 전 조종한계가 에 도달하는 경우, 그 상태에서 조종한계 이내에서의 실속속도()가 결정되어야 한다. 은 다음을 고려하여 규정되어야 한다.

최소 상승 성능

Vx, 권고 이륙출력에서 상승 기울기는 1:12보다 작아서는 아니 된다.

권고 이륙출력상태에서 Vy의 상승률은 1.5 m/s (300 ft/min)를 초과해야 한다.

시험비행시 에서 까지 모든 속도에서 심한 진동(실속과 결합된 것 제외), 잠재적으로 유해한 버펫팅, 기체 및 조종장치 진동, 플러터(그것을 유도하는 시도에 의한), 또는 조종 발산 등이 조종사에게 관찰되지 않아야 한다.

선회비행과 실속 - 실속은 다음과 같이 이루어져야 한다. 최소 30° 경사각으로 안정된 상태의 선회를 실시한 후에, 항공기가 실속이 될 때까지 또는 기수 조종이 최대 기수상승 한계에 도달할 때까지 속도는 감소되어야 한다. 선회 실속 또는 기수 조종의 한계에 도달한 후에, 롤링이 60°를 초과하지 않고 수평비행으로 회복되어야 한다. 이것은 엔진 무부하 상태에서 이루어져야 한다. 수평비행으로 회복하는 동안 152m (500ft) 이상의 고도손실이나, 1회전 이상의 조종불능 상태에서의 선회 또는 를 초과하는 속도 증가 없이 수평비행으로 회복되어야 한다.

- 수평직진비행에서 최대 지속가능 속도

는 수평비행 시 다음을 고려하여 수립되어야 한다.

최대 지속가능 엔진동력

중량, 하중, 트림 조정 및 제작자가 허용한 최고 지속가능 속도를 발생하는 비행 제어의 사용

주 2 - 최대속도에서, 최대 지속 엔진동력 상승이 가능한 경우, 출력은 수평비행을 유지하는데 필요한 정도로 감소될 수 있다.

조종성 및 기동성

일반 - 항공기운용지침에 따라 비행시 항공기는 다음과 같은 상태에서 안전하게 조종되고, 기동할 수 있어야 한다.

최대 이륙 출력에서의 이륙

상승

수평비행

하강비행

동력이 있는 상태에서의 착륙 또는 동력정지 상태에서의 착륙

급작스러운 엔진고장 상태

선회

와 사이에서의 속도 변경

초과 금지 속도까지 급강하

세로 조종

의 1.1배 속도로 출발해서 기수를 내려 4초 이내에 의 1.3배의 속도에 도달해야 한다.

초과금지속도()로 비행 중에, 가장 불리한 위치의 행 포인트(hang point), 트림조정 및 엔진동력상태에서도 기수 상승이 가능해야 한다.

가로 조종

적절한 조종을 통하여, 정상 30° 경사회전을 하면서 반대방향으로 30° 경사회전까지 반전시킬 수 있어야 한다. 의 1.3배의 속도에서, 이것은 5초 이내에 양 방향의 반전이 이루어져야 한다.

가로 조종력은 조종장치의 증가된 이동에 따라 역진해서는 아니 된다.

트림 속도 - 모든 엔진출력과 가능한 모든 위치의 행 포인트에서, 세로방향 트림 속도는 의 1.3배와 의 0.909배 사이 범위에 위치해야 한다.

지상취급 - 항공기 운용지침(AOI)에 규정된 최대 측풍속도에서도 정상 조종을 통하여 지상전복을 방지할 수 있어야 한다.

안정성

세로 안정성

항공기는 상승, 순항, 착륙시 적절한 속도로 안정된 비행을 유지할 수 있는 능력을 증명해야 한다.

조종간을 잡아당기는 힘은 수평비행(트림)을 초과하는 어느 속도에 도달 및 유지할 수 있어야 하며, 조종간을 내미는 힘은 수평비행(트림) 미만의 어느 속도에 도달 및 유지할 수 있어야 한다. 조종력의 감소에 따라, 항공기는 본래의 수평비행(트림) 속도의 20% 이내로 복귀할 수 있어야 한다.

키놀이 시험 - 행 포인트(hang point)에 관한 날개 피칭 모멘트 시험은 영 양력각 +15° 부터 영 양력각 10°까지의 받음각 범위에서 ×0.866의 속도로 실시되어야 한다. 날개의 수평비행(트림)각은 영 양력 받음각 이상에서 존재해야 하고, (+) 피칭 모멘트는 수평비행(트림)각 이하에서 존재해야 한다. 또는 만약 수평비행(트림)이 이 시험범위 이내에서 확인되지 않는다면, 날개는 규정된 받음각 범위를 통하여 (+) 피칭 모멘트를 증명할 수 있어야 한다.

주 3 - 이 시험은 트라이크에 날개를 부착한 상태로, 지상활주를 통하여 수행되어져도 무방하다.

구조 요구조건

강도 요구조건

강도 요구조건은 (비행 중 예상되는 최대 하중) 하중 제한 그리고 (3.1.4.3에서 규정하는 안전 요소에 의해 증가된 제한 하중) 극한 하중의 용어로 규정된다. 별도 지시가 없는 경우, 규정 하중은 제한하중이다.

구조는 영구적인 변형 없이 제한 하중을 견딜 수 있어야 한다. 하중이 제한 하중까지 증가하여 변형이 발생하더라도, 그러한 변형이 안전 운용에 영향을 주어서는 아니 된다.구조는 안전(분석)의 명확한 한계를 갖고 극한 하중을 지탱할 수 있거나, 최소 3초 동안 손상 없이 견딜 수 있어야 한다.

설계 요구조건의 이행

설계 요구조건의 이행은 신중한 분석, 시험 또는 이 둘의 조합을 통하여 결정되어야 한다. 만약 경험적으로 그 구조가 이런 방법을 통하여 신뢰가 확인되는 경우에, 단독 구조 분석은 구조 요구조건의 타당성을 위해 사용 될 수 있다. 하중 조건의 수립에 필요한 항공역학적인 자료는 시험, 계산 또는 보수적 평가에 의해 검증되어야 한다. 분석과 시험을 위해 별도 지시가 없는 경우, 대기 및 지상 하중은 항공기 중량의 각 주요 품목을 고려하여 관성력에 평형인 상태에 있어야 한다. 하중은 실제 조건 또는 그것에 대한 보수적인 예상 값을 나타내기 위하여 분포되어야 한다.

만약 하중의 편차가 분포 또는 내/외부 하중량을 변화시킨다면, 재분포가 고려되어야 한다.

강도 시험에서 얻어진 결과는 설계시 규정된 최소 기계적 재질 특성 및 최소의 유리한 재질 차원의 허용값 오차를 위해 수정되어야 한다.

안전 배수 - 다음의 상황에 따라 증가되는 것을 제외하고는, 안전배수는 1.5이다.

파손의 경우, 지속적인 비행안전 및 항공기 착륙을 불가능하게 하거나 탑승자에게 심각한 상해를 초래하는 주조물 및 베어링의 경우3

다른 주조물 및 베어링의 경우2

케이블의 경우2

무릅 벨트 및 어깨 하네스의 경우2

실제 하중을 적용하거나 가상 시험되는 제한 및 극한 시험에 의해 강도가 증명되지 않는 피팅 및 시스템 연결부의 경우1.73

설계 속도

선택된 설계 대기속도는 교정대기속도(CAS)이다.

기동 속도 - 기동속도()는 의 2배와 같거나 그 이상이어야 한다.

는 의 0.9배 보다 커서는 아니 된다.

는 의 1.11배나 의 1.11배 중 더 적은 것 보다 같거나 그 이상이어야 한다.

비행 하중

동적 시험의 경우를 제외하고는, 이 절의 적용 가능한 섹션에서 세부적으로 명시한 것처럼, 제한 하중배수는 최소 다음의 값을 가져야 한다.

+ 4.0

- 2.0

만약 가 의 2배 이상이라면, 최소 (+) 제한 하중 배수는 의 값과 같아야 한다. (-) 하중 제한 배수는 2.0보다 커야 할 필요는 없다.

비록 체중이동형비행기에서 일련의 (-) 비행 하중을 얻는 것이 어렵고 가능성이 적더라도, 날개는 돌풍, 착륙, 지상 취급에 의해 발생되는 (-) 하중을 견디는 충분한 강도를 보장하도록, 그런 하중에 대한 시험을 실시하여야 한다.

안전 배수 1.5로써 규정한 것처럼, 극한하중에 대한 날개의 적절한 구조는 정적, 구성품, 동적 또는 비행 등의 시험을 통해 검증되어야 한다.

안전 배수 1.5를 초과하는 특정 배수의 적합함은 시험 또는 보수적 분석 또는 둘 다를 통하여 증명될 수 있다.

일반적인 유연 날개 형상에 대하여 시험을 위한 +/- 제한 하중 및 극한 하중 값의 계산을 위해, 만약 이 절이나 그것의 부속물에 명시된 특정 시험 프로토콜에서 날개의 중량 배치에 대한 다른 방법의 규정이 없는 경우, 항공기 중량 중 날개를 구성하는 모든 구성품 중량이 50% 포함되도록 적합하게 고려되어야 한다.

보다 합리적인 분석이 없는 경우, 날개의 동적 시험을 위하여 시험은 부록 X9에 포함된 것처럼 시험 프로토콜 중 하나에 의해 수행되어야 한다.

날개에 대한 (+) 제한 하중 요구조건의 적합은 비행속도가 기동속도의 1배 이상 또는 구조적으로 영구적인 변형 발생 없이 최소 3초 동안 3.8G의 측정된 하중을 발생하는 속도 중 큰 값과 같은 상황에서, 최대 양력이 발생하는 최대받음각으로 날개의 동적 시험에 의해 선택적으로 증명될 수 있다.

날개에 대한 (+) 극한 하중 요구조건의 적합은 비행속도가 기동속도의 1.225배 이상 또는 최소 3초 동안 손상 발생 없이 제한 하중의 1.5배를 발생하는 속도 중 큰 값과 같은 상황에서, 최대 양력이 발생하는 최대받음각에서 날개의 동적 시험에 의해 선택적으로 증명될 수 있다.

날개에 대한 (-) 제한 하중 요구조건의 적합은 비행속도가 기동속도의 0.707배 또는 구조적으로 영구적인 변형 발생 없이 최소 3초 동안 1.52G의 측정된 (-)하중을 발생하는 속도 중 큰 값과 같은 상황에서 최대 (-)양력이 발생하는 최대(-)각과 같은 (-)받음각으로 날개가 시험되는 날개의 동적 시험에 의해 선택적으로 증명될 수 있다.

날개에 대한 (-) 극한 하중 요구조건의 적합은 대기속도가 기동속도의 0.866배 또는 최소 3초 동안 손상 발생 없이 제한 하중의 1.5배를 발생하는 속도 중 큰 값과 같은 상황에서, 최대(-)받음각에서 날개의 동적 시험에 의해 선택적으로 증명될 수 있다.

표 1 조종력

조종 | 조종력, kg(lb) | 힘 적용 방식

피치 | 68.0(150) | 조종간을 앞뒤로

롤 | 31.7(70) | 조종간을 좌우로

방향조종을 위한 발 조종 | 90.7(200) | 한쪽 페달에 적용압력

쓰로틀 및 제동을 위한 발 조종 | 45.4(100) | 조종을 앞으로

각종 이차 조종 | 22.7(50) | 조종 레버를 앞뒤로

만약 날개 제한 하중 시험으로 동적 시험이 선택된다면, 극한 하중 요구조건에 대한 적합은 동적 제한 시험동안에 발생하는 하중의 1.5배 정적 하중 시험을 수행함으로써 증명될 수 있다. 날개는 영구적인 변형을 나타낼 수는 있어도, 최소 3초 동안 손상 발생 없이 이 하중을 견딜 수 있어야 한다.

조종사 조종력

표 1의 조종사 힘에 의해 발생되는 제한 하중이 중지될 때까지 피치 및 롤 조종간은 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 표 1에 제시된 힘의 적용이 쉽지 않음을 증명한다면, 더 적은 조종사 힘의 수립이 가능하다.

조종 계통 구성품의 결함이 발생했을 경우, 안전 비행 지속 능력을 보증하는 예비 안전 시스템이 있다면, 표 1에 제시된 힘은 1/3까지 감소시킬 수 있다.

롤의 경우, 후방 조종사 또는 트라이크에 대한 리깅 와이어 베어링이 낮추어진 경우에, 구조적 손상을 예방하는 유일한 사용 가능한 롤 조종 제한 제어장치는 동체이며, 조종 뼈대 수직상태는 영구적인 구조적 변형 발생 없이 트라이크의 수직 중심선의 10º 이내의 각을 얻을 수 있어야 한다. 만약 수직상태가 이 각에 도달할 수 있다면, 조종 정지 목적을 위한 표 1의 적합을 증명할 필요는 없다.

이중 조종 계통은 두 조종사가 함께 동일 방향으로 행동할 경우 및 반대로 행동할 경우에 표 1에서 규정한 하중의 1.75배를 적용한 결과 값의 하중에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

지상 하중

동체는 영구적인 변형 없이 2G의 정적 제한 하중을 유지할 수 있어야 한다.

안전 배수 1.5 × 2G의 극한 하중(3G)은 최소 3초 동안 손상 발생 없이 견딜 수 있어야 한다.

착륙장치 충격 흡수 - 착륙장치는 충격흡수장치나 타이어 접지 없이, 규정된 수직 속도로 착륙할 때 발생하는 에너지를 흡수하는 기능을 갖추어야 한다.

규정된 수직 속도 또는 낙하 높이 또는 둘 다는 다음과 같이 계산된다.

어떤 점에서

= kg 단위로 규정된 설계 최대 중량

S = 단위로 규정된 날개 면적

그런 경우

규정된 수직 속도 = 0.9 · m/s

규정된 낙하 높이 = 4.1 · cm

어떤 점에서

= lb 단위로 규정된 설계 최대 중량

S = 단위로 규정된 날개 면적

그런 경우

규정된 수직 속도 = 4.4 · ft/s

규정된 낙하 높이 = 3.6· in

이것은 규정된 높이로부터 단일 낙하의 방법에 의해 증명되어야 한다. 유사한 극한 하중 시험은 필요치 않다. 이 시험은 정상 하중 분포 및 전방 바퀴가 후방 바퀴보다 10 cm (3.94 in) 2 cm (0.79 in) 더 높게 경사진 상태로, 최대 설계 중량의 하중을 받는 트라이크를 이용하여 수행되어야 한다. 낙하 높이는 후방 바퀴의 바닥으로부터 지면까지로 측정된다.

비상 착륙 하중 - 탑승자 각자 경험에서의 비상 착륙의 경우, 다음의 극한 관성력

위쪽으로 : 3.0 g.

전방으로 : 6.0 g.

측면으로 : 1.5 g.

아래쪽으로 : 4.5 g.

밀폐된 조종실이 없는 항공기의 경우, 고유 제한사항에 의해 부여된 범위 내에서, 항공기는 비록 손상은 발생 가능 할지라도 설계되어야 한다.

항공기 운용 지침에서 규정된 것처럼, 설계상 제공되는 벨트 및 하네스 이외의 포함되는 안전장비의 적절한 사용이 있을 때, 탑승자(팔 및 다리 제외)는 항공기에 제한을 받을 것이다.

항공기 구조는 탑승자에게 심각한 부상을 초래할 수 있는 영구적인 변형이 있어서는 아니 된다.

가 ~ 라에서 규정한 하중에서도, 경미한 충돌 착륙에 따른 각 부품의 이탈로 인한 탑승자의 부상이 발생하지 않도록 지지 구조는 설계되어져야 한다.

엔진 구성품을 갖춘 또는 조종석 후방 및 상부에 연료 탱크가 부착된 항공기의 경우, 이러한 구성품을 위해 전방 15G의 극한 관성 하중은 가정되어야 한다.

연료 탱크 장착점은 장착 손상이나 탱크의 파괴 없이 가능한 가 ~ 라 또는 사에서 규정된 관성력을 버틸 수 있어야 한다.

설계 및 구조 요구조건

구조는 응력 집중 및 높은 응력을 회피할 수 있을 만큼, 그리고 진동 효과를 고려할 수 있을 만큼 실용적으로 설계되어야 한다. 본질적으로 적용에 적합하지 않는 재료는 사용을 피해야 한다.

일반 - 안전에 중요한 관계를 갖는 독특한 설계특징의 무결함은 시험에 의해 수립되어야 한다.

재료 - 재료는 의도된 사용 기간 동안 적합하고 내구성이 있어야 한다. 그 어떤 구조 부분 강도도 재료 진동 또는 하중 집중 또는 둘 다의 결과로서 설계 값 강도 이하에 위치하지 않도록 선택되어야 한다.

제작 방법 - 제작되는 부품, 조립품, 완성된 항공기는 제작자의 품질 보증 및 생산품 승인 시험 절차에 따라 제작되어야 한다.

자동잠금 너트 - 만약 마찰 잠금 장치가 자동 잠금 장치에 추가하여 사용되지 않는 경우, 자동잠금 너트는 지상 활주, 이륙, 비행, 착륙 중에 볼트의 인접면과 너트의 인접면 사이의 차동의 모서리 움직임이 있는 볼트에는 사용되어서는 안된다.

구조 보호 - 항공기 운용 지침에서 기술된 것처럼, 추천 절차에 따라 운용 및 정비에 적합한 통풍 및 배수 뿐만 아니라 풍화작용, 부식 및 마모에 대한 구조 보호는 제공되어야 한다.

접근성 - 중대한 구조적 요소 및 조종 계통 검사, 조정, 정비, 수리에 대한 접근성은 제공되어야 한다.

조립 및 해체 - 조립, 해체 및 항공기 운용 지침에서 제공되는 비행 전 점검에 대한 사항은 조종사가 원활하게 점검을 수행할 수 있도록 충분히 상세해야 한다.

조종 계통 - 운용 시험 - 조종 계통 설계 하중이 조종 뼈대에 적용시, 항공기에 장착된 조종 계통이 간섭, 전파방해, 과도한 마찰 및 과도한 변형으로부터 자유롭다는 기능 시험에 의해 증명되어져야 한다. 조종 뼈대 제어장치는 이러한 하중을 견뎌야 한다.

마스트가 손상되는 경우에도, (설계 최대 삼륜차 중량)의 3배인 최소 극한 강도를 가진 마스트 안전 장치는 마스트 아래로 날개와 동체의 연결이 가능해야 한다.

조종실 설계 - 조종실 및 그에 따른 장비는 각 조종사의 불필요한 집중이나 피로 발생 없이 임무를 수행할 수 있도록 해야 한다. 조종실의 설계는 5.8에서 규정한 비상 착륙 상황에서 조종사에게 심각한 부상을 발생시킬 수 있는 날카로운 물체의 사용을 실용적으로 피할 수 있도록 고려되어야 한다.

조종

각 조종실 조종은 위치가 정해지고 배열되어 안전벨트를 착용한 경우에 조종사가 각 조종이 충분하고 무제한 움직임이 가능해야 한다.

이중 조종 항공기에서, 각 조종사 좌석에서의 스로틀 및 점화 중지 스위치 작동은 가능해야 한다.

탑승자 행동제한

행동제한 시스템의 설계는 비행 중 발생하기 쉬운 모든 상황에서 항공기를 조종하는데 필요한 조종사의 완벽한 움직임을 보장해야 한다.

각각의 좌석 및 그 지지 구조는 90kg(198.4 lb)의 최대 조종사 중량 및 3.1.4.8 가 ~ 라에서 규정한 비상 착륙 상황을 포함한 규정된 비행 및 지상 상황에 대응하는 최대 하중 배수에 맞게 설계되어야 한다.

표시 및 플래카드

항공기는 다음의 플래카드를 표시해야 한다. 항공기 운용 지침은 항공기에 탑재되어야 한다. 조종사는 안전 운용에 필요한 정보에 익숙해야 한다.

각각의 표시 및 플래카드는 눈에 잘 보이는 곳에서 위치해야 하고, 쉽게 지워지거나 모양이 훼손 또는 모호하게 흐려져서는 아니 된다.

동력장치

장착

동력장치는 검사 및 정비를 위해 쉽게 접근할 수 있어야 한다. 기체에 설치된 동력장치 부착물은 구조의 일부이며 적절한 하중계수에 견뎌야 한다.

연료 계통

각 탱크의 불용 연료량은 시험에 의해 결정되어야 하고, 각 의도된 운용 및 기동상태의 첫 번째 연료 부족 발생시 보다 양이 적어서는 아니 된다.

연료 탱크는 진동에 의한 마모로부터 보호되어야 하고, 장착은 적용 가능한 관성 하중에 견딜 수 있어야 한다.

연료 탱크는 241.3 mb (3.5 psi)의 (+) 압력을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

연료 여과기는 승객 탑승실 바깥에 위치해야 한다. 누유 연료는 항공기의 밀폐 부분에 들어가거나 축적되지 않아야 한다.

각 연료 탱크는 배출구가 있어야 한다. 배출구는 비행 중에 사이펀으로 빨아들여져서는 아니 되고, 엔진 및 배기 계통의 공간과 이격되어야 한다.

연료 계통으로부터 수분 및 찌꺼기들을 제거하는 방법이 있어야 한다.

배유 및 청소 또는 교체가 용이한 연료 필터는 연료계통에 포함되어야 한다.

연료선은 진동 및 마모로부터 지지되고 보호되어야 한다.

고온부에 위치한 연료선은 내화성 덮개로 보호되어야 한다.

조종사가 벨트를 착용한 상태에서 연료 흐름을 효율적으로 차단할 수 있는 접근성이 좋은 통제방법이 있어야 한다.

오일 계통

만약 엔진이 오일 시스템을 갖춘 경우, 엔진 제작자에 의해 수립된 최대 온도를 초과하지 않은 상태에서 엔진에 적절한 오일량을 제공할 수 있어야 한다.

오일 탱크 또는 라디에이터 또는 둘 다는 적용 가능한 관성 하중 및 진동을 견딜 수 있도록 장착되어야 한다.

오일 통기공(배출구)은 착빙에 의한 폐쇄에 견딜 수 있어야 한다.

통기공의 오일 거품이 위험의 원인이 되어서는 아니 된다.

흡입 계통

엔진 공기 흡입 계통은 기화기 착빙의 가능성을 최소화할 수 있도록 설계되어야 한다.

만약 엔진이 완벽하게 밀폐되어 있다면, 엔진은 방화벽이나 덮개에 의해 항공기의 나머지 부분으로부터 격리되어야 한다. 액체, 가스 또는 불꽃이나 항공기로 들어오는 모든 것으로부터 차단될 수 있도록 실용적으로 제작되어야 한다. 다음 재질 중 하나는 별도의 시험 없이 사용 가능하다.

엔진

장착된 엔진은 본 기술기준 7.1절 또는 7.2절을 만족해야 한다.(8.2.4 참조)

장비 요구조건

장비 : 최소한 다음에 열거된 계기 및 장비를 장착하여야 한다.

비행 및 항법 계기

속도계

고도계

나침반

동력장치 계기

연료 유량계 (투명 튜브와 반투명한 연료탱크가 포함된다)

엔진회전계 (RPM)

엔진 “이그니션” 스위치

엔진 제작사가 요구하는 엔진 계기

무선설비

비행 중 항공교통관제기관과 교신할 수 있는 초단파(VHF) 또는 극초단파(UHF) 무선 전화 송ㆍ수신기

기압고도에 관한 정보를 제공하는 2차감시 항공교통관제 레이더용 트랜스폰더(Mode 3/A 및 Mode C SSR transponder)

기타 장비

장착시, 전기 계통은 마스터 스위치 및 과부하 보호 장치를 포함해야 한다.

전기 배선은 각 회로의 부하에 맞는 크기이어야 한다.

배터리 설치는 모든 적용 가능한 관성 하중에 견딜 수 있어야 한다.

만약 밀봉 배터리가 사용되지 않았다면, 배터리 용기는 항공기 외부로 통풍이 되어야 한다.

무릎 벨트 및 하네스 - 조종사 무릎 벨트, 하네스 그리고 구조물에 대한 그것들의 부착은 적절한 하중을 고려하여 설계되어야 한다.

만약 최대연속수평속도()가 기동속도()보다 작지 않고, 초과금지속도()보다 작다면, 대기속도지시기는 조종사가 제한 속도를 준수할 수 있도록 제공되어야 한다.

운용 제한사항

하중 분포 제한 - 제작자는 항공기가 안전하게 운용되도록 중량과 행포인트(hang point)의 범위를 설정해야 한다. 이 정보는 항공기 운용 지침에 기록되어야 한다.

운용 제한사항 및 안전 운용에 필요한 다른 정보는 항공기 운용 지침을 통하여 조종사가 이용가능 해야 한다.

모든 비행속도는 지시대기속도(IAS) 또는 교정대기속도(CAS)로 표시되어야 한다.

요구장비(Requested Requirements)

이 절은 제3장 3.1.7에 따른다.

품질보증(Quality Assurance)

적용범위

이 절은 체중이동형비행기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전하게 비행할 수 있도록 체중이동형비행기 제작자 및 구성품 공급자가 갖추어야 하는 최소한의 품질보증프로그램 요구조건을 정한다.

자재와 제작

도면관리절차 - 문서화된 절차에는 적절한 제작도면, 그것의 개정판과 각 사업을 위해 이용되는 관련 문서들을 관리하는 체계가 있어야 한다.

구성품 관리절차

문서화된 절차에는 자재, 공정과 원자재를 포함하는 구성품이 생산규격에 일치하도록 관리하는 체계가 있어야 한다.

이 항은 구매 담당자에게 적절한 자재를 구매하는데 필요한 모든정보를 제공한다.

문서화된 수입절차에는 수입된 자재나 구성품을 구매규격에 따라 검사하는 체계가 있어야 한다.

문서화된 절차에는 저장된 자재를 차후 사용하기 위해 적절하게 식별할 수 있는 체계가 있어야 한다.

자재, 공정 또는 구성품 증명서는 참고하기 위해 보관해야 한다.

검사

문서화된 절차에는 기술규격에 맞춰 만들어진 생산품과 하부조립품을 적절히 검사하는 체계가 있어야 한다

문서화된 절차에는 구매한 구성품을 검사하는 체계가 있어야 한다.

문서화된 절차에는 완성된 생산품이 납품 전 검사되는 체계가 있어야 한다.

부적합품은 다음에 따라 식별되고 판정을 위한 평가가 이루어 져야한다

사용하기 적당하지 않은 구성품은 우연한 사용을 피하기 위해 형상을 변화시키거나 파괴 한다.

재작업된 구성품은 사용하기 전 이 기준 3.3.3.1, 3.3.3.2 또는 3.3.3.3에 따라 재검사 하여야 한다.

어떤 경우 구성품은 현행대로 수용가능한지, 평가 후 개조할지 결정될 수 있다. 그러한 경우에 적절한 검토, 수락과 문서화가 요구된다.

제품수락시험(Production Acceptance Tests)

적용범위

이 절은 체중이동형비행기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전하게 비행할 수 있도록 항공기 운용지침에 기술된 운용성능에 적합한지를 확인하기 위하여 제작자가 수립하여야 하는 지상 및 비행시험 프로그램의 최소 요구조건을 정한다.

제품수락시험, 지상시험

확인(입증) 검사 - 사실상 모든 최상위단계의 검사가 완료되었는지, 남겨진 불일치사항이 없는지 확인하는 문서화된 절차가 있어야 한다.

엔진 길들이기 : 엔진 길들이기의 수행은 엔진 제작사에서 제시한 방법으로 시행하며, 모든 엔진 계기의 작동상태를 확인하여야 한다. 엔진 길들이기 동안 계기의 작동 상태에 대한 확인을 하지 않으면 이확인은 분리된 절차에 따라 수행한다.

제품수락시험, 비행시험

모든 생산된 항공기는 적어도 다음의 시험비행을 하여야 한다.15분의 비행시간, 최소한 1번의 이륙과 착륙을 포함하고, 직진 및 수평비행을 위한 조종장치의 트림상태 그리고 좌선회, 우선회 및 속도조정에 대한 조종성 확인.

계기 확인 - 모든 다른 계기의 운용상태가 정상범위내에 있는지 확인하는 절차가 있어야 한다. 나침반이 설치된 경우 나침반 편각표 자료는 엔진구동상태에서 작성되어야 한다.

비행 후 수락

비행 후 검사를 수행하는 절차가 있어야 하며 그것은 모든 주요 구성품 및 구조물를 점검하여야 한다.

검토자는 모든 비행 후 검토 문서에 서명하여야 한다.

문서

특정항공기와 관련한 제품수락시험 결과를 보관하고, 적절히 문서화하는 절차가 있어야 한다.

시험 실패 : 제품수락시험 단계에서 어떤 항공기 실패에 대해 원인을 분석하는 문서화된 절차가 있어야 한다. 항공기는 불일치품에 대한 제품 검증 후 재시험을 위해 불출될 수 있으며 문서화 한다.

항공기 운용지침 (Aircraft Operating Instructions)

적용범위

다음 요구사항은 체중이동형비행기 제작자에 적용된다. 이 절은 경량기술기준에 따라 설계 및 제작된 항공기에 대한 항공기 운용 지침(AOI)과 ‘비행 훈련 부록(FTS: Flight Training Supplement)’ 요구조건들을 포함한다.

약어

AOI—항공기 운용 지침 (Aircraft Operating Instructions)

FTS—비행 훈련 부록 (Flight Training Supplement)

MIP—정비 및 검사 절차 (Maintenance and Inspection Procedures)

정보 요구조건

제공될 정보는 가능한 3.5.3.2에 규정된 형태로 정보판에 포함돼야 한다. 여기에 더해서, 3.5.4와 3.5.5에 규정된 운용 및 정비 지침 문서들이 각 항공기의 최초 판매시 제작자 또는 판매자에 의해 제공돼야 한다.

정보판

한글 또는 영어로, 제작사가 발행한 내화성 정보판이 해당 항공기의 잘 보이는 위치에 영구적으로 부착되어야 하며, 해당 항공기의 예상 수명 기간 동안 가독성을 유지하도록 설계되어야 한다. 이 정보판은 강철로 제작돼야 하며 판 위에 다음의 필수 정보를 인장 또는 각인으로 표시하여야 한다.

일련번호—항공기에 부착된 제작사가 부여한 유일한 식별 번호 또는 코드.

이름과 제작사, 제작사의 도시명, 주명 및 국가명 포함.

형식—같은 구조 설계 또는 구성품들을 가진 항공기의 각 제작 유형에 대해 제작사가 부여한 유일한 식별명, 식별번호 또는 식별코드.

제작 일자—제작된 항공기가 요구된 설계 및 제작 규격들을 만족한다는 것이 제작사에 의해 판정된 일자 (월 및 연도).

항공기 운용 지침 (AOI: Aircraft Operating Instructions)

각각의 경량항공기는 다음의 내용을 포함하는 항공기 운용 지침을 포함하여야 한다:

운용 제한사항—이 지침들은 실속 및 최대 속도에 대한 모든 적절한 대기속도 제한, 최대 풍속 제한, 중량 및 균형, 동력장치 제한의 목록을 포함하여야 한다.

운용 자료—이 지침은 통상 및 비상 절차에 대한 정보 및 기타 관련 정보를 포함하여야 한다.

문서형식—항공기 운용 지침은 다음의 항들을 나열된 순서대로 구성해야 한다.

일반—항공기의 도해, 승인된 엔진, 프로펠러, 연료, 오일 목록 및 모든 약어와 용어의 정의를 포함해야 한다.

제한사항—속도, 허용된 기동, 엔진 운용 제한 및 기타 필수적인 제한 사항들을 포함한 제한 목록.

비상 절차—엔진 고장, 비행중 재시동, 화재 등과 같은 상황에 대한 비상 절차 목록.

정상 절차—이 절은 비행전 점검, 이륙 및 착륙 형상과 같은 일반적인 운용에 대한 제작사 권고 절차를 다룬다.

성능—다양한 환경 및 운용 조건에서 항속 거리, 이륙 거리, 착륙 거리 등의 항공기의 성능과 관련된 정보. (최소 하나 이상의) 서로 다른 비행 중량과 (최소 하나 이상의) 서로 다른 기압고도에서의 성능에 대한 추가 데이터가 제공돼야 한다.

중량 및 균형—항공기의 안전한 운용을 위한 중량 및 무게 중심 관련 정보가 제공돼야 한다.

항공기와 부속 시스템의 설명—항공기, 조종, 장비 및 선택 장비의 일반적인 설명

취급, 유지보수 및 정비—승인된 정비 절차, 매뉴얼 관련 정보 및 정보나 정비 또는 둘 다에 대해 승인된 출처 관련 정보

체중이동형 항공기에 대해 다음의 추가 정보가 필요시 AOI에 제공되어야 한다:

항공기 속도 - 시간당 마일로 표시된 최대 및 최소 속도.

항공기 무게 - 최대 및 최소 항공기 비행 총중량..

환경 제한사항—풍속, 강우 및 극한 고온 및 저온 등의 환경 조건들과 관련된 권장 운용 제한사항.

부록—이 항은 제작사가 덧붙이고 싶은 모든 추가 정보를 포함하여야 한다.

자료 위치 및 연락처 정보, 제작사가 제작 모델에 대한 지원 능력을 상실했을 경우 인증 문서의 복구를 위한 정보.

조립 및 분해—조립, 분해 및 비행전 점검을 위해 AOI에 제공된 지침들은 이러한 작업을 충분하게 이행할 수 있도록 충분히 자세하게 묘사되어야 한다.

정비 및 검사 절차 (MIP)

각 항공기는 제작자가 정의한 최소한의 요구조건을 포함하는 정비 매뉴얼을 제공하여야 한다.

비행교범

각 항공기는 해당 항공기에서 특별한 특징들, 성능 및 절차들을 기술하는 비행교범을 가져야 한다.

제조사의 적합성확인서

각 항공기, 항공기 엔진 및 프로펠러는 설계, 품질관리, 지속 정비 및 해당 제품의 제품수락시험에 사용된 경량항공기 비행안정을 위한 기술상의 기준을 식별하는 확인서를 포함해야 하며 생산된 제품이 이러한 규격들의 규정들에 적합하다는 사실을 증명하는 확인서를 포함하여야 한다..

정비, 정비매뉴얼 및 기록유지(Maintenance and Inspection Procedures)

이 절은 제2장 2.6에 따른다.

지속 감항성(Continued Airworthiness)

이 절은 제2장 2.7에 따른다.

키트조립지침(Manufactures Assembly Instructions, Kit builders only)

이 절은 제2장 2.8에 따른다.

경량헬리콥터의 안전성인증 기술기준

설계 및 성능(Design and Performance)

적용범위

제4장 경량헬리콥터의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 4 - | 개정 : 2017.12.04

제4장 경량헬리콥터의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 4 - | 개정 : 2017.12.04

이 절은 경량헬리콥터를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전성 인증을 받기 위해 충족시켜야 하는 설계 및 비행성능에 관한 감항성 요구조건 등을 규정한다.

용어

약어

C - 섭씨

CAS - 교정대기속도

cm - 센티미터

F - 화씨

IAS - 지시대기속도

in. - 인치

kg - 킬로그램

knots - 시간당 해상마일(1 해상마일 = 1852 m/s)

m - 미터

s - 초

- 입증된 수직 급강하 속도

- 직진 수평 최대 속도

- 초과 금지 속도

- 최대 상승률 속도

비행

일반

적합성 입증 : 이 절의 각 규정에 적합함의 입증은 하중상태의 범위 내에서 모든 중량 및 중심위치의 조합에 따라서 이루어져야 하며, 또한, 다음의 조건에 적합하여야 한다.

제작자는 해당형식의 경량헬리콥터에 대한 시험에 의하여 또는 동등의 정밀도를 가지는 경우에는, 시험의 결과에 기초를 둔 계산에 의하여 입증을 하여야 한다.

만일 적합성에 대하여, 이미 입증된 중심 및 중심위치의 조합으로부터 합리적으로 추론할 수 없는 경우에는 모든 중량 및 중심위치의 조합에 대한 체계적인 입증에 의하여 이루어져야 한다.

중량한계

최대중량. 최대중량은 경량헬리콥터의 기준에서 적용할 수 있는 모든 요구조건에 제작자 적합성 입증 시의 최대중량을 말한다, 최대중량은 다음 조건에 부합하게 결정되어야 한다.

최대중량은 다음의 어느 것보다 커서는 아니 된다.

1) 설계최대중량, 이 장의 기준에서 모든 구조하중요건에 적합성이 입증 시 최대중량

2) 이 장의 기준에서 모든 비행 요구조건에 적합성이 입증된 최대중량

최대중량은 다음의 각 중량의 합보다 작아서는 아니 된다.

1) 4.1.3.1라.에 의해 결정되는 자중, 최대연속출력으로 1시간 동안 운용하기 위한 연료의 중량, 윤활유 탱크 만재시 윤활유 중량, 그리고 각 좌석에 대해 86㎏의 탑승자 중량; 또는

2) 4.1.3.1라.에 의해 결정되는 자중, 최대 연료중량, 윤활유 탱크 만재시 윤활유 중량, 86㎏의 1인 조종사 중량과 제거 가능한 밸러스트 중량

최소중량. 최소중량(이 기준의 각 적용 요구조건에 적합성이 입증된 최소 중량)은 다음 조건에 부합하게 결정되어야 한다.

최소중량은 다음의 각 중량의 합을 초과해서는 안 된다.

1) 4.1.3.1라.에 따라 결정된 자중

2) 77kg으로 가정된 조종사의 중량

이 절의 기준에서 모든 구조하중요건과 비행요구조건에 적합성이 입증된 설계최소중량보다 작아서는 안 된다.

표준 점유 중량

연료 0.72kg/ℓ (6 lb/gal) 다만, 휘발유 이외의 연료에 있어서는 그 연료에 상응하는 단위중량으로 한다.

윤활유 0.9kg/ℓ (7.5 lb/gal)

중심위치 한계 : 최전방 및 최후방의 중심위치와 가장 불리한 경우의 최측방의 중심위치는 4.1.3.1나.에서 규정된 각 중량에 의해 결정되어야 하며 다음의 어느 것도 초과하여서는 아니 된다.

구조가 입증된 한계

해당 비행조건에 적합성이 입증된 한계

자중과 이에 해당하는 중심위치

자중과 이에 해당하는 중심위치는 경량헬리콥터의 중량에 의하여 결정되어야 하며 이 때 승무원과 유상하중은 제외하지만, 다음 사항은 포함해야 한다.

고정 밸러스트

다음을 포함한 모든 작동 유체

1) 윤활유

2) 경량헬리콥터 시스템을 정상 운용하기 위해 필요한 다른 유체

자중을 결정할 때의 경량헬리콥터의 상태는 명확히 정의되어야 하며, 쉽게 재현될 수 있어야 한다. 특히 연료, 윤활유, 냉각액 및 부착된 장비의 중량에 대해서는 더욱 명확하여야 한다.

제거가능한 밸러스트 : 이 절의 비행요구조건에 적합성을 입증하기 위하여 제거 가능한 밸러스트를 사용하여도 된다.

주회전익의 회전속도 및 피치한계

주회전익의 회전속도의 한계. 주회전익의 회전속도범위는 다음의 조건에 적합하게 설정되어야 한다.

동력연결의 경우, 주회전익의 운용회전속도 범위는 기체의 형식에 알맞는 조작을 행할 때 회전익의 속도의 변화에 대한 충분한 여유마력을 가지며, 또한 동조장치 및 조속기의 특성에 사용하는 것이어야 한다.

동력차단의 경우, 입증을 발급받고자 하는 속도 및 중량의 전범위에 걸쳐 자동회전비행이 가능하여야 한다.

보통 주회전익 고피치 한계(동력연결 상태). (5)의 주회전익 저속도 경고장치를 갖고 있는 헬리콥터가 최대한계 내에서 엔진이 운전되고 있는 경우에, 주회전익의 회전속도가 어떠한 비행상태에 있어서도 승인된 최소회전속도보다 상당히 저하되지 아니함의 입증은 다음의 규정에 의해 이루어져야 한다.

주회전익 고피치 멈춤을 적절하게 설정할 것.

주회전익이 위험한 저회전속도로 되지 아니하는 경량헬리콥터의 고유의 특성을 가질 것.

조종자에게 위험한 주회전익 속도를 알리는 적절한 방법을 설정할 것.

보통(Normal) 주회전익 저피치 한계(동력차단의 상태) 동력차단의 상태에서 다음의 각 조건에 적합해야 한다.

주회전익의 통상적인 저피치한계는 중량 및 속도의 가장 불리한 조합으로 어떠한 자동회전비행을 하는 경우에도 충분한 회전익속도를 유지할 수 있을 것.

특별한 조종기술이 없어도 주회전익이 과회전속도로 되는 것을 방지하는 것이 가능할 것.

비상용 고피치. 주회전익의 고피치 멈춤이 (2)(가)의 규정에 적합하게 설정되어 있으며 또한 부주의로 그 멈춤을 초과할 수 없다면 비상용으로 추가분의 피치를 사용할 수 있도록 되어 있어야 한다.

헬리콥터의 주회전익 저속도 경고. 다음 요구조건을 따른 주회전익 저속도 경고장치가 있어야 한다.

주회전익 날개의 속도가 안전비행을 위태롭게 할 수 있는 값에 이르면 경고는 동력시나 동력차단시를 포함한 전 비행상태에서 조종사에게 전달되어야 한다.

경고는 헬리콥터 고유의 공기역학 특성에 의하거나 장치에 의하여 전달되어야 한다.

경고는 모든 상태에서 명백하고 뚜렷해야 하며 모든 다른 경고와 명백히 구별되어야 한다. 조종석내의 승무원의 주의를 끌어서 육안으로 감지하는 장치는 그 자체로만으로는 허용되지 않는다.

경고장치가 사용되었다면 저속도 상태에서 벗어났을 때 장치는 자동적으로 해제되어야 하며 원래 상태로 돌아가야 한다. 가청의 경고장치이면 저속도 상태에서 벗어나기 전이라도 조종사가 가청경고를 수동으로 중지시킬 수 있는 장치를 장비해야 한다.

성능

일반

제작자는 다른 방법으로 기술하지 않는다면 이 항목에서의 성능요구는 정지하고 있는 공기상태와 표준대기 상태(해면고도)에서 입증하여야 한다

성능은 특수한 주위 대기상태, 80%의 상대습도, 특수한 비행상태하에서의 엔진의 가용동력에 적절하게 대응되어야 한다.

가용동력은 엔진동력에 대응되어야 하고, 승인된 마력을 초과할 수 없으며 장착손실과 부품에 의해 흡수되는 동력손실이 있다.

이륙

이륙은 이륙출력 및 회전수에서 최전방 중심위치의 상태에서 다음의 각 조건에 적합하여야 한다.

특별한 조종기술이나 특별히 양호한 제반 상태를 요구하여서는 아니 된다.

만일 엔진의 고장이 있을 경우에는, 비행경로 상에 있는 어떠한 지점에도 안전하게 착륙할 수 있어야 한다.

(1)에의 모든 고도와 중량범위를 만족해야 한다.

상승

정상 상승률은 최대연속출력 상태에서 다음과 같은 조건에서 결정되어야 한다.

입증을 하고자 하는 속도

표준 해면상태에서 입증을 하고자 하는 고도

입증을 하고자 하는 중량 및 온도

활강 성능

최소 하강률 및 최고 활공각 속도는 자동회전비행에서 다음에 의거 결정하여야 한다.

최대 중량일 것.

제작자가 적합성 입증 시 선정한 회전익 회전속도일 것

최소운용속도에서의 성능

제작자가 적합성 입증을 하고자 하는 중량, 고도 및 온도의 범위 내에서, 다음의 조건에서 제자리비행 한계고도를 결정하여야 한다.

이륙출력

헬리콥터가 정상적인 이륙조작을 하는 고도에서 지면효과를 받고 있는 조건

(1)에서 결정한 제자리비행 한계고도는 표준대기의 상태와 최대중량의 조건에서 적어도 915m(3000 ft) 이상이어야 한다.

착륙

경량헬리콥터의 다음의 조건에서 수직가속도가 과대하지 아니하고, 또한 도약, 전복, 그라운드 루프, 포포이스(Porpoise) 혹은 수상루프의 경향이 없이, 또한 특별한 조종기술 또는 극히 양호한 조건을 요구함이 없이, 안전하게 착륙할 수 있어야 한다.

해당 경량헬리콥터의 형식에 적합한, 혹은 제작자가 적합성 입증시 선정한 진입 및 활공의 속도를 갖는 상태

동력차단 상태에서의 진입 및 착륙.

진입 및 착륙은 정상 자동회전비행으로부터 이루어져야 한다.

제한고도-속도 포위선

(2)에 규정한 동력장치의 고장상태에서 안전한 착륙이 불가능한 고도와 전진속도(제자리비행을 포함해서)의 조합이 있는 경우에는, 다음의 범위에서 제한고도-속도 포위선도(모든 다른 관련자료를 포함해서)를 정하여야 한다.

고도 : 표준해면 상태에서부터 해당 경량헬리콥터의 최고 도달가능고도나 2,134m(7,000ft)의 고도 중에서 더 작은 고도까지

중량 : 최대중량(해면상)에서부터 (1)(가)에 의하여 각 고도에 대응하는 제작자가 적합성 입증시 선정한 이하의 중량까지.

동력장치의 고장상태는 완전자동회전비행의 경우로 한다.

비행 특성

일반 : 경량헬리콥터는 다음의 조건에 적합하여야 한다.

여타의 항목에서 특별히 규정한 경우를 제외하고는 이 절의 규정에 적합하여야 한다.

보통 예상되는 운용고도와 온도

입증을 발급받고자 하는 중량 및 중심위치의 범위 내에서 모든 불리한 하중조건

동력중의 상태로 운용하는 경우, 입증을 발급받고자 하는 모든 속도 및 로터 회전속도 상태

동력차단의 상태로 운용하는 경우, 입증을 발급받고자 하는 모든 속도 및 로터 회전속도 상태. 단, 그 속도는 승인된 장착방법 및 그 허용치에 따라서 장착된 조종계통에 의해 얻어질 수 있는 범위내의 것일 것.

특별한 조종기술, 주의력 또는 체력을 필요로 하지 아니하며, 해당형식의 가능한 모든 운용상태 및 동력의 갑작스런 전면고장 상태에서 제한하중계수를 넘을 위험이 없어야 하며, 어떤 필요한 비행상태이든 이를 유지할 수 있어야 하며, 또한 어떤 비행상태에서 모든 다른 비행상태로의 원활한 변경이 가능해야 한다.

조종성 및 기동성

경량헬리콥터는 다음의 상태에서 안전한 조종성 및 기동성을 가져야 한다.

정상비행중

다음의 상태를 포함하여, 해당 형식에 상응하는 모든 기동중

1) 이륙

2) 상승

3) 수평비행

4) 선회비행

5) 활공

6) 착륙(동력연결 및 동력차단)

7) 자동회전진입 이행에서부터 동력연결 비행으로의 회복

싸이클릭 조종(Cyclic Control)은 다음 상태의 에서 충분한 롤(옆놀이) 및 피치(키놀이) 조종을 가할 수 있도록 여유가 있어야 한다.

최대로 불리한 중량에 있을 때

최대로 불리한 중심위치에 있을 때

한계 회전속도에 있을 때

동력차단 및 동력연결 상태에 있을 때

다음의 상태에서 경량헬리콥터가 지상 또는 지상부근에서 행하는 모든 기동들[예를 들면 횡풍이륙, 횡진(Sideward)비행 또는 후진(Rearward)비행]에서 조종불능이 되지 아니하고 비행이 가능한 풍속을 정하여야 한다. 다만, 이 때의 풍속은 31㎞/h(17 Knots)이상이 되어야 한다.

최대로 불리한 중량에 있을 때

최대로 불리한 중심위치에 있을 때

한계 회전속도에 있을 때

표준해수면 상태의 고도로부터 착륙과 이륙에 대해 입증을 받고자 하는 최대고도까지.

경량헬리콥터는 임계중량과 최대연속출력으로 비행 중에 모든 엔진이 고장나는 경우에도, 입증을 발급받고자 하는 속도와 고도의 범위 내에서 완전히 조종하는 것이 가능하여야 한다. 이 경우, 동력고장에 수반되는 수정동작을 취할 때까지의 시간적 지연은 다음의 어느 경우보다도 작아서는 아니 된다.

1) 순항상태에 있어서는 1초 또는 보통의 조종사의 반응시간에서 더 큰 시간

동력중의 에서 마지막 작동엔진이 부작동된 후에 헬리콥터는 조종사의 특별한 기술없이 안전하게 (동력차단)로 감소되어야 한다.

비행 조종

세로방향 조종, 가로방향 조종, 방향조종 및 컬렉티브 조종을 수행하기 위해 과도한 조종력, 마찰력 또는 예비하중이 필요해서는 아니 된다.

조종계통에 작용하는 힘과 유격으로 인해 조종계통의 입력에 대해서 경량헬리콥터가 원활하고 즉각적으로 반응하지 못해서는 아니 된다.

트림 제어

해당 형식에 상응하는 속도로 수평비행할 때 종방향, 횡방향 및 콜렉티브 방향의 정상 조종력을 “영(0)”에 트림하는 것이 가능하여야 한다.

조종력 곡선의 구배에 부당한 불연속을 가져오는 일이 있어서는 아니 된다.

안정성

경량헬리콥터는 보통의 운항에 예상되는 시간 중, 보통의 어떠한 운동에 있어서도 조종사에게 과도한 피로나 긴장을 가져오는 일이 없이 비행할 수 있어야 한다. 상기의 사실을 입증하고자 하는 비행에는 3회 이상의 이륙 및 착륙을 포함한 비행시험을 하여야 한다.

정적 종안전성

트림상태의 속도보다 낮은 속도를 얻기 위해서는 조종장치를 후퇴하고 트림상태의 속도보다 높은 속도를 얻기 위해서는 조종장치를 전진하는 것이 필요하도록 종방향 조종장치를 설계하여야 한다.

스로틀과 콜렉티브 피치를 고정한 상태로 4.1.3.3사.(1)에서 (3)항까지에 규정된 기동을 하는 중에, 조종간의 위치 대비 속도 곡선의 기울기는 입증하기 위한 모든 고도범위에서 항상 양의 값이어야 한다.

정적 종안전성의 입증

상승. 정적종안정은 다음의 조건에서 0.85에서부터 1.2까지의 속도로 상승하는 상태에서 입증되어야 한다.

임계중량

임계무게중심

최대연속출력

경량헬리콥터가 에서 트림된 상태

순항. 정적종안정은 다음의 조건에서 0.7와 0.7중 작은 쪽의 속도에서부터 1.1와 1.1중 작은 쪽의 속도까지 순항하는 상태에서 입증하여야 한다.

임계중량

임계무게중심

경량헬리콥터가 0.9와 0.9중에서 작은 쪽의 속도에서 트림된 상태

자동회전비행. 정적종안정은 다음의 조건에서 또는 4.1.9.2나.(3)항 하에서 (동력차단)가 설정되었다면 1.1까지의 최소하강율에 대한 속도의 0.5배되는 공기속도에서 자동회전 비행함을 입증하여야 한다.

임계중량

임계무게중심

무동력비행(Power-Off) 상태

경량헬리콥터가 전술한 속도범위에서 안정이 입증될 수 있는 적절한 속도에서 트림된 상태

제자리비행. 헬리콥터의 경우, 종방향 사이클릭 조종장치(longitudinal cyclic control)는 제작자 적합성 입증시 최대후진속도와 31㎞/h(17kt)의 전진속도의 사이에서 4.1.2.3바.에 규정된 방향과 감각 및 위치와 일치하도록 작동해야 한다. 이 경우 헬리콥터는 다음의 상태에 있는 것으로 한다.

임계중량

임계무게중심

지면효과를 받으며 개략적으로 일정한 고도를 유지하기에 필요한 출력의 상태

헬리콥터가 제자리비행에 대하여 트림된 상태

정적 방향안전성

정적 방향 안정성은 스로틀 및 콜렉티브 조종장치가 4.1.3.3사.(1) 및 (2)에 규정된 트림상태에서 고정된 상태를 유지하고 있을 때 양(+)의 값이 되어야 한다. 옆미끄럼 각도는 방향조종장치를 조작하여 트림상태에서부터 ±10°의 옆미끄럼 각도까지 꾸준히 증가하여야 한다. 옆미끄럼 한계에 접근하게 되면 조종사에게 주의를 줄 수 있는 충분한 신호가 옆미끄럼시에 주어져야 한다.

지상 및 수상 조종특성

일반 : 경량헬리콥터가 예상되는 모든 운용상태에 대해서 조종불능과 같은 경향이 없고 충분한 지상 및 수상 조종특성을 가져야 한다.

물보라(Spray) 특성 : 수상운항에 대하여 제작자가 적합성 입증 시 수상활주이수 및 착수의 경우에 생기는 물보라(Spray)현상이 조종자의 시계를 방해하거나 로터 또는 다른 기체의 부분에 손상을 주는 특성을 가져서는 아니 된다.

지상공진 : 경량헬리콥터는 지상에서 회전익이 회전하고 있는 동안에 위험한 진동 및 동요가 생기는 경향이 있어서는 아니 된다.

기타 비행 요건

진동 : 경량헬리콥터의 각 부분은 모든 적절한 속도와 출력의 상태에서 과도한 진동이 생기는 경우가 있어서는 아니 된다.

구조 강도

일반

하중

강도상의 조건은 제한하중(운용중 예상되는 최대하중) 및 극한하중(제한하중에 규정된 안전율을 곱한 것)에 의하여 규정된다. 본 절에서 규정하는 하중은 특별히 재규정되지 않는 한 제한하중을 일컫는다.

특별히 재규정되지 않는 한 본 절에서 규정하는 비행하중, 지상하중 및 수상하중은 해당 경량헬리콥터의 질량의 각 구성요소를 고려하여 관성력과 평형을 이루어야 한다. 하중의 분포는 실제의 상태에 매우 근사하거나 이를 안전 쪽으로 모사하는 것이어야 한다.

하중에 의해 일어나는 변형 때문에 외력 또는 내력의 분포가 명백히 변하는 경우에는, 이 분포의 변화를 고려하여야 한다.

안전율 : 안전율은 특별히 규정된 경우를 제외하고 1.5로 한다. 이 안전율은 내부응력에 적용하여 안전한 쪽으로 되지 않는 한, 외력과 관성력에 대하여 적용한다.

강도 및 변형

구조는 유해하거나 영구적인 변형을 남김이 없이 제한하중을 견딜 수 있어야 한다. 구조는 제한하중까지의 모든 하중에 대해서 해당 경량헬리콥터의 안전한 운용을 방해하는 변형이 있어서는 아니 된다.

구조는 파괴되는 일이 없이 극한하중에 견디어야 하며, 이는 다음의 두 가지 방법 중 하나에 의하여 입증되어야 한다.

정적시험에서 극한하중을 적어도 3초간 구조물을 가하거나, 혹은

부하의 실제의 상태에 모의한 동적시험

강도의 증명

구조가 강도와 변형에 관한 규정에 적합함은 예상되는 운용환경을 고려하여 모든 매우 불리한 하중조건에 대해서 입증되어야 한다. 경험상 신뢰할 수 있음이 증명되어 있는 형식에 한하여, 구조의 정적 혹은 피로강도에 관한 해석에 의하여 적합함을 증명할 수 있다. 그 이외의 경우에는 모두 실제의 하중시험에 의하여 입증되어야 한다.

강도요건을 만족함의 입증은 다음의 시험에 대하여 이루어져야 한다.

회전익, 회전익 구동장치 및 회전익 조종장치에 대한 동적 시험 및 내구시험

조종면 및 조종장치에 대한 제한하중시험

조종계통 작동시험

비행응력 측정시험

착륙장치 낙하시험

기타 새로운 설계 혹은 특수한 설계에 대하여는 필요하다고 인정되는 추가시험

설계제한사항 : 이 절 구조적 요구조건의 제작자 적합함 입증을 하기 위해서는 다음의 수치와 제한사항이 설정되어야 한다.

설계최대중량

엔진의 작동시 및 부작동시의 주회전익의 회전속도범위

(2)에 규정된 회전속도범위에석 각각의 주로터 회전수에 대응하는 최대전진속도

최대후진속도 및 최대횡진속도

(2), (3) 및 (4)의 각 제한사항에 대응하는 기체의 중심위치 범위

동력장치와 이에 연결된 회전부분과의 회전속도비

양 및 음의 제한 기동 하중계수

비행 하중

일반

비행하중계수는 경량헬리콥터의 세로축에 수직하게 작용하며, 또한 경량헬리콥터의 중심위치에서의 관성하중계수와는 크기가 같고 방향이 반대라고 가정하여야 한다.

비행하중에 관한 조건은 다음의 조건에 적합하여야 한다.

설계최소중량과 설계최대중량 사이의 모든 중량

경량헬리콥터의 비행교범의 운용한계 내에서 예상되는 모든 하중분포

제한기동 하중계수 경량헬리콥터는 다음의 (1) 또는 (2)중 한 가지에 의하여 설계되어야 한다.

양의 제한하중계수 3.5 및 음의 제한하중계수 -1.0 또는

다음의 경우에는 양의 제한하중계수 2.0 이상, 음의 제한하중계수 -0.5 이상

선정치를 초과하는 가능성이 극히 드문 것이 해석 또는 비행시험에 의하여 입증되는 것일 것

선정치가 설계최대중량에서 설계최소중량 사이의 보든 중량상태에서 적절한 것일 것.

합성 제한기동하중 : 제한기동하중계수의 적용에서 비롯되는 하중은 최대로 불리한 기동상태에서 각 회전익 허브의 중심 및 양력면간의 하중의 방향에 작용한다고 가정한다.

돌풍하중 : 경량헬리콥터는 제자리비행을 포함한 모든 불리한 비행상태에서 9.1㎧ (30ft/s)의 수직돌풍을 받는 경우의 하중에 대하여 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

요잉 상태

경량헬리콥터는 다음 상태에서 (2)와 (3)에 규정된 기동을 수행할 때 발생하는 하중에 대해서 설계하여야 한다.

중심주변의 불평형인 공기역학적 모우멘트는 관성반력을 주는 주요한 질량을 고려하여 합리적 또는 안전한 방법으로 평형을 이루게 한다.

최대 주회전익 회전속도

요잉이 없고 가속되지 않는 비행상태에서 0부터 0.6VNE까지 전속도 범위에서 (1)항에서 요구하는 하중을 발생시키기 위해서는 다음의 (가)에서 (다)항까지의 조작을 해야 한다.

방향 조종장치를 스토퍼 또는 4.1.5.3에 규정된 최대 조종력으로 제한되는 위치까지 갑작스럽게 조작한다.

횡활각 또는 90° 중에서 더 작은 요잉각도에 도달한다.

방향 조종장치를 신속히 중립위치로 조작한다.

요잉이 없고 가속되지 않는 비행상태에서 0.6VNE에서 VNE 또는 VH 중 작은 속도까지의 전진속도 범위에서 (1)에서 요구하는 하중을 발생시키기 위해서는 다음의 (가)에서 (라)항까지의 조작을 해야 한다.

방향조종장치를 스토퍼 또는 4.1.5.3에서 규정된 최대 조종력으로 제한되는 위치까지 갑작스럽게 조작한다.

VNE 또는 VH 보다 더 작은 속도에서 횡활각 또는 15° 중에서 더 작은 요잉 각도에 도달한다.

(2)(나)와 (3)(나)의 횡활각을 속도와 함께 변화시킨다.

방향조종장치를 신속히 중립 위치로 조작한다.

엔진 토크 제한토크는 최대연속출력에 대한 평균 토크에 다음 표의 계수를 곱한 값보다 작아서는 안 된다.

엔진 | 2행정 | 4행정

실린더 | 1 | 2 | 3이상 | 2 | 3 | 4 | 5이상

계수 | 6 | 3 | 2 | 4 | 3 | 2 | 1.33

조종면 및 조종계통 하중

일반 : 보조 회전익, 고정 또는 가동의 안정판 및 조종면, 그리고 여타의 어떠한 조종계통도 4.1.4.3나.에서 4.1.4.3바.의 규정에 적합하여야 한다.

조종 계통 : 조종간에서 스토퍼까지의 조종계통의 각 부분 및 지지 구조를 포함한 주 조종장치는 4.1.4.3다.에 규정한 제한 조종력으로부터 야기되는 하중에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

제한 조종력 및 제한 조종토크 : 주 조종장치에 대한 제한 조종력은 다음과 같다

페달 60㎏(130lb)

조종간 전방 및 후방 45㎏(100lb) 횡방향 30㎏(67lb)

비틀음 조종방식 36.28R ㎝-㎏(80R inch-lb)

이중조종장치 : 복식의 주 조종장치를 가지는 경우에는 4.1.4.3다.에 규정한 조종력의 0.75의 조종력을 사용하여 다음의 조작을 하는 경우에 생기는 하중에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

서로 반대의 방향으로 조작하는 경우

서로 같은 방향으로 조작하는 경우

지상과의 간격 : 미부 회전익 보호장치

미부회전익은 보통의 착륙중 지면에 접촉하는 일이 있을 수 있어서는 아니 된다.

미부회전익 보호장치를 구비하는 경우 상기 (1)에 적합함을 입증하기 위해서는 다음의 사항을 고려하여야 한다.

보호장치에 걸리는 설계하중을 설정하여야 한다.

보호장치 및 이의 지지구조는 위에 규정된 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

비대칭 하중 : 수평 꼬리면과 그 지지구조는 요잉 및 회전익 후류(wake)에 의해 발생하는 비대칭 하중과 규정된 비행조건의 조합에 대해서 설계하여야 한다.

지상 하중

일반

하중과 평형

착륙상태에서의 제한지상하중은 기체구조가 강체로서 작용하는 경우에 발생하는 외력이라고 생각하여야 한다.

각각의 착륙상태에 있어서 외력은 합리적 또는 안전쪽의 방법으로 선관성력 및 회전관성력과 평형되어야 한다.

가장 불리한 중심위치. 입증을 받으려는 범위내의 가장 불리한 중심위치는 착륙장치의 각 구조 부분에 대하여 설계최대하중을 얻을 수 있도록 선정되어야 한다.

착륙상태에서의 조건

규정된 착륙상태에 사용되는 설계최대중량은 경량헬리콥터의 최대중량 이상이어야 한다. 회전기의 양력은 착륙 접지하는 사이 경량헬리콥터의 중심에 작용하는 것으로 가정해도 무방하다. 양력은 설계최대중량의 2/3을 초과해서는 아니 된다.

별도로 규정되는 경우를 제외하고, 모든 착륙상태에 대하여 경량헬리콥터는 4.1.4.4나.의 규정에 의하여 입증되는 제한관성 하중계수이상의 제한하중계수에 대하여 설계하여야 한다.

완충장치 : 별도로 규정되는 경우를 제외하고 모든 착륙상태에 대하여 완충장치는 가장 불리한 위치에 있다고 가정해야 한다.

지상하중상태 - 스키드식 착륙장치

스키드식 착륙장치를 갖는 경량헬리콥터는 본 절에 명시된 하중상태에 대하여 설계되어야 하며 이 경우 다음의 조건을 고려하는 것으로 한다.

설계최대중량, 중심위치 및 하중배수는 4.1.4.4가.에서 4.1.4.4다.의 규정에 의하여 결정되어야 한다.

탄성스프링 부재는 제한하중에서 항복하여도 무방하다.

탄성스프링 부재에 대한 설계극한하중은 다음에 규정하는 낙하시험에서 얻어지는 값을 초과할 필요는 없다.

1) 4.1.5.4나.에 규정하는 값은 1.5배 낙하높이로 한다.

2) 4.1.5.4나.에 규정하는 제한 낙하시험에서 사용되는 값의 1.5배 이하의 양력으로 한다.

(2) 내지 (5)의 규정에 적합함을 입증할 경우에는 다음 사항을 고려하여야 한다.

1) 각 착륙상태에서 착륙장치는 가장 불리한 상태로 변형되어 있는 것으로 한다.

2) 지면반력은 스키드 밑부분에 합리적으로 분포되는 것으로 한다.

수평착륙에 있어서는 수직지면반력. 양쪽의 스키드의 밑면에 접지하고 있는 수평자세에서 수직반력은 (1)에 기술된 바에 따라 하중이 작용하는 것으로 한다.

수평착륙에 의한 항력. 양쪽 스키드의 밑면에 접지해서 수평자세로 다음의 하중이 작용하는 것으로 본다.

수직반력과 수직반력의 50%에 해당하는 수평항력이 동시에 접지점에 작용한다.

지상하중의 합력은 (2)에 규정한 수직하중과 같지 않으면 아니 된다.

수평착륙에 있어서는 횡하중. 양쪽의 스키드의 밑면이 접지하고 있는 수평자세에서 다음의 하중이 작용하는 것으로 한다.

수직지면반력은 다음과 같은 것으로 한다.

1) 수직지면반력은 (2)에 규정하는 수직하중과 같다.

2) 하중은 양쪽의 스키드에 똑같이 작용한다.

수직지면반력과 수직지면반력의 25%에 해당하는 수평횡하중이 동시에 작용하는 것으로 한다.

전체 횡하중은 한쪽의 스키드 간에 그리고 전체 길이에 걸쳐 동일하게 작용하는 것으로 한다.

불평형 모우멘트는 회전 관성력과 평형되는 것으로 한다.

스키드에 대해서는 다음의 사항을 고려하여야 한다.

1) 안쪽으로 횡하중이 작용하는 경우

2) 바깥쪽으로 횡하중이 작용하는 경우

수평착륙에 있어서는 한쪽 스키드의 하중. 한쪽의 스키드의 밑면이 접지하고 있는 수평자세의 경우의 하중을 고려하여야 한다.

한 쪽의 스키드에 작용하는 수직하중은 (2)에 규정한 한쪽의 스키드에 작용하는 하중과 같은 것으로 한다.

불평형 모우멘트는 회전 관성력과 평형되는 것으로 한다.

특별한 상태. 경량헬리콥터는 (2) 및 (3)의 규정에 합치됨과 동시에 다음 규정에 대하여 설계되어야 한다.

다음에 규정하는 지면반력이 기체의 전후축에 대하여 상후 45°의 방향으로 작용하는 것으로 한다.

1) 최대중량의 1.33배에 해당하는 지면반력

2) 지면반력은 양쪽 스키드에 똑같이 배분되는 것으로 한다.

3) 지면반력은 스키드의 직선 부분의 최전방 끝에 집중시킨다.

4) 이 하중은 스키드의 최전방 끝 및 그 기체의 부착부에만 적용하는 것으로 한다.

기체는 수평자세에 있는 (2)에 규정한 수직하중의 1/2에 해당하는 수직지면반력을 다음 규정에 따라 받는 것으로 한다.

1) 스키드 및 그 기체의 부착부에 대하여 작용한다.

2) 스키드 튜브의 부착부 사이의 길이의 33.3%에 걸쳐 균일하게 분포되고 스키드 튜브 부착부의 중간지점에 작용할 것.

스키 착륙상태 : 스키 운용에 대한 입증을 받으려고 할 경우에는 경량헬리콥터는 스키를 장비한 상태에서 다음에 규정된 하중상태에 견디도록 설계되어야 한다(여기서 P는 경량헬리콥터가 설계최대중량의 상태에서 각 스키에 걸리는 최대 정하중, n은 4.1.3.4다.(2)에 규정한 제한하중 계수)

다음의 상방향 하중상태

최대설계중량에 있어서 수직하중 Pn 및 수평하중 Pn/4가 페데스탈 베어링에 동시에 작용하는 것으로 한다.

수상하중 - 플로트(Float) 착수 상태플로트의 운용에 대한 입증을 얻으려고 할 경우에는 경량헬리콥터는 플로트를 장비한 상태에서 다음과 같은 하중상태에 견디도록 설계하여야 한다.(이 경우 제한하중계수는 4.1.4.4다.(2)의 규정에 따라 결정되는 것으로 가정한다)

다음의 상방향 하중상태

기체는 수상정지상태의 자세에 있고 합성반력은 경량헬리콥터의 중심선을 지나서 수직으로 작용하는 것으로 한다.

다음의 횡하중상태

상기 나.(1)에 의하여 각 플로트에 등분된 하중 외에 상기 나.(1)에 규정된 전체 수직하중의 0.25배의 전체 횡하중이 한 플로트에만 작용하는 것으로 한다.

주요 구조 부분

주회전익 구조

로터 허브 및 브레이드를 포함하는 주회전익 시스템은 이 절의 규정에 적합하여야 한다.

주회전익의 구조부분은 4.1.4.2나.에서 4.1.4.2라.에서 규정한 다음의 하중에 대하여 설계되어야 한다.

가장 불리한 비행하중

통상의 자동회전상태에서 생기는 제한하중. 이 경우 고도의 영향을 고려하여 회전익의 회전수를 선정하는 것으로 한다.

주회전익의 구조부분은 다음의 하중에 대하여 설계되어야 한다.

브레이드 및 허브 또는 플랩핑 힌지는 지상운전중 그 스토퍼에 브레이드가 충돌할 때에 생기는 하중

보통의 운용상태에서 예상되는 가장 불리한 하중

주회전익의 구조부분은 0을 포함한 모든 회전속도의 제한 토크에 대하여 설계되어야 하며, 또한 다음의 규정에 적합하여야 한다.

제한 토크는 토크 제한(장치가 장비되어 있는 경우)에 의하여 제한되는 토크보다 클 필요는 없으나 다음의 값 이상이어야 한다.

1) 주회전익에 전달될 수 있는 양 및 음의 최대 토크

2) 4.1.4.2바.에 규정되는 엔진 제한 토크

제한 토크는 회전익의 블레이드에 합리적으로 분포시켜야 한다.

동체, 착륙장치 및 회전익 파일론 지지구조 : 동체, 착륙장치 및 로터 파일론 지지구조는 비행상태 및 착륙상태의 경우에 생기는 하중에 대하여 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

비상착륙상태

일반

경량헬리콥터는 비상착륙 또는 비상착수의 경우 만일 파괴되는 일이 생겨도 탑승자를 보호할 수 있도록 설계되어야 한다.

구조 부분은 다음의 조건하에서 소규모의 파괴착륙을 한 경우, 모든 탑승자가 중상을 입지 않도록 설계 되어야 한다.

좌석, 안전벨트 및 기타 안전장치 등을 정상적으로 사용하고 있는 것으로 한다.

탑승자는 주위 구조에 대하여 다음의 극한 관성력을 받는 것으로 한다.

1) 상방 4g

2) 전방 16g

3) 횡방향 8g

4) 하방 20g

5) 후방 1.5g

객실 바닥 밑면의 내부 연료 탱크의 모든 동체 구조는 다음에 규정된 극한관성배수 및 하중에 견디고 또한 이 하중이 해당 부분에 가해질 경우 탱크의 파괴가 일어날 위험성이 있는 경우에는 연료 탱크를 파괴로부터 보호할 수 있도록 설계하여야 한다.

상방향 - 1.5g

전방 - 4.0g

측방 - 2.0g

하방 - 4.0g

비상착수상태 : 이 절의 요구조건은 수면 위에서 이륙과 착륙하는 경량헬리콥터에 적용된다.

경량헬리콥터는 합리적으로 예상되는 수면 조건에서 가장 불리한 조건의 물결과 접촉하는 것으로 한다. 이 때의 전방속도의 범위는 가능한 피치, 롤, 요의 자세에서 0에서 56 km/h(30 kts)로 한다. 경량헬리콥터의 제한 수직강하속도는 평균 수면에 대하여 1.5㎧(5ft/s) 이상이어야 한다. 회전익에 의해 발생하는 양력은 착수 충돌 시 무게 중심을 통과하여 작용하는 것으로 할 수 있다. 단, 이 양력은 설계 최대 중량의 ⅔를 초과할 수는 없다. 선정된 전방 속도가 통상의 단발 동기 정지상태에서 착수할 때의 속도를 초과하지 않는 다는 것이 입증된 경우에는 56km/h(30kts)보다 작은 최대전방 속도를 사용할 수 있다.

(1)에 제시된 착륙하중에 추가하여, 각 보조 플로트 또는 비상 플로트, 또는 동체의 지지구조 및 연결구조는 플로트가 물에 완전히 잠기는 경우가 발생하지 않는다는 것을 입증하지 않는 한 플로트가 물에 완전히 잠김으로 인해 발생하는 하중을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다. 플로트가 물에 완전히 잠기는 경우가 발생하지 않을 것으로 판단되는 경우에는 플로트에 가해질 수 있는 최대 부력 하중을 적용하여야 한다. 최대부력하중은 측풍, 비대칭하중, 파도의 영향, 관성 및 비상착수 하에서 고려할 수 있는 예상되는 구조적 손상과 누수 등에 의해 발생할 수 있는 전복 모멘트를 상쇄할 수 있는 회복 모멘트를 생성하게 되는 부분적인 부주의 잠금상태를 고려한 것이어야 한다.

경량헬리콥터의 일반적인 특성과 호환이 되는 실행가능한 설계는 수면위에 비상 착륙에서, 경량헬리콥터의 거동이 탑승자에 즉각적인 상해를 초래하거나 탈출이 불가능한 상태를 최소화하기 위하여 측정되어야 한다.

비상착수 시 발생할 수 있는 경량헬리콥터의 모든 가능한 거동을 고려해야 한다.

경량헬리콥터의 수면위 착륙 시 발생가능한 거동에 의해 외부 문 및 창의 붕괴 가능성이 설명되지 않는다면, 외부 문 및 창은 가능한 최대 국부압력을 견디도록 설계되어야 한다.

피로 평가

비행하중을 받는 구조의 피로평가

회전익, 엔진과 로터 허브 사이의 회전익 구동계통, 조종계통, 동체, 착륙장치 및 이것들의 주 부착부를 포함한 비행하중을 받는 구조부재 중 파손 시에 치명적인 것이 될 수 있는 구조부재는 그 피로강도에 대하여 (2) 내지 (3)의 규정에 따라 평가해야 한다. 각 피로 평가에 있어서는 다음의 규정을 적용한다.

평가방법은 승인된 방법이어야 한다.

피로 파손을 일으킬 위치를 결정해야 한다.

다음의 사항을 결정함에 있어서는 비행중의 측정결과를 고려하여야 한다.

1) 4.1.4.1마.에 규정된 한계의 범위 내에서의 모든 가혹한 조건하에서 생긴 하중 또는 응력, 단, 이 경우의 기동하중계수는 운용 중에 받을 것으로 예상되는 최대기동하중계수를 초과할 필요는 없다.

2) 1)의 하중 또는 응력에 대한 고도의 영향

하중 스펙트럼은 지상-비행-지상 사이클을 포함하여 운용 중에 받는 것과 똑같이 가혹한 것이어야 한다. 하중 스펙트럼은 (1)(다)의 규정에 의해서 정해진 하중이나 응력에 의거하여 결정되어야 한다.

내피로의 평가. 내피로 구조가 교환시간, 점검간격, 기타의 절차를 설정하지 않아도 치명적인 피로파괴가 일어나는 것은 극히 드물다는 것을 입증하여야 한다.

교환시간의 평가. 설정된 교환시간 이내에서는 치명적인 피로 파괴가 일어나는 것은 극히 드물다는 것을 입증하여야 한다.

설계 및 제작

일반

설계

경량헬리콥터의 구조에는 경험상 위험하거나 또는 신뢰성이 없다고 인정되는 설계방식 또는 부품을 사용해서는 아니 된다.

적합성에 있어서 의심스러운 모든 설계방식 및 부품은 시험에 의하여 안전성을 확인하여야 한다.

재료 : 경량헬리콥터의 구조에 사용되는 모든 재료의 적합성 및 내구성은 안전에 위험이 없도록 다음 사항에 준하여야 한다.

경험 또는 시험에 의하여 입증되어야 하며

승인된 규격에 적합하고 설계 시에 가정한 강도 기타의 특성을 가지고 있음이 보증된 것이어야 하며

운항 중 예상되는 온도, 습도 등의 주위 환경 조건의 효과를 고려하여야 한다.

공작법 : 경량헬리콥터의 구조 공작법은 항상 안전한 구조를 제작할 수 있는 것이어야 한다.

훼스너

풀린 경우에 경량헬리콥터의 안전운항을 해칠 우려가 있는 볼트, 스크류, 너트, 핀 기타의 훼스너에는 두 가지의 독립적인 고정방법을 강구해야 한다. 훼스너 및 그 고정방법이 병용되는 경우를 제외하고 운용 중에 회전을 받는 볼트에 대하여 사용하여서는 아니 된다.

풀림방지 너트는 마찰에 의하지 않은 고정방법이 병용되는 경우를 제외하고 운용중에 회전을 받는 볼트에 대하여 사용해서는 아니 된다.

구조의 보호

다음을 포함한 모든 원인에 의한 운용중의 열화 또는 강도저하에 대하여 적적히 보호하여야 한다.

풍화

부식

마모

구조부근에는 부식성, 가연성 또는 유독한 액체의 집적을 방지할 필요가 있는 경우 배기 및 배수에 대하여 적절한 설비를 해 놓아야 한다.

점검을 위한 설비 : 각 설비에 대하여 다음과 같은 요건을 세심하게 검사하는 방법이 마련되어야 한다.

정기적 점검

적절한 조립 및 기능을 위한 조정 또는

윤활

장착방법 및 탈착방법

재료강도특성 및 설계치 : 설계치를 결정하기 위하여 사용되는 재료강도특성은 재료규격에 적합한 재료로 행한 충분한 시험으로부터 통계적으로 얻어진 것이어야 한다.

특별계수 : 4.1.4.1나.에 규정하는 안전율은 다음의 각 구조부재에 대하여 4.1.5.1자.의 규정에 기술된 가장 큰 특별계수를 곱한 것을 안전율로 하여야 한다.

실제의 강도가 불확실한 부재

정규의 부품 교환이전에 운용중 약화될 우려가 있는 부재

제조과정 또는 점검방법의 불확실성에 의해 불균일한 부재. 복합재료의 경우, 재료의 불균일 및 온도와 습도의 영향을 고려하는 특별시험계수를 사용해야하는 부재

고착계수 : 고착용 쇠붙이(구조부재를 서로 결합하기 위한 부품 또는 단말부)에 대해서는 다음 규정을 적용한다.

고착용 쇠붙이 및 그 주위 구조에 있어서 실제의 응력상태를 가정한 제한하중시험 및 극한하중시험에 의하여 그 강도가 입증될 수 없는 모든 고착쇠붙이에 대해서는 고착쇠붙이, 고착장치 및 결합부재의 면압부의 전체 부분에 1.15 이상의 고착계수를 적용하여야 한다.

피팅

고착 방법

연결 부위에 대한 면압

충분한 시험자료에 바탕을 둔 금속판의 접합, 용접접합, 목재의 스커어프 접합 등의 경우 고착계수를 사용하지 아니 한다.

전체적으로 연결되는 피팅의 경우에는, 단면특성이 구성품을 대표하는 값이 되는 곳까지 전체를 피팅으로 간주하여야 한다.

좌석, 어깨끈이 있는 안전벨트 및 구조부와 연결하는 부분은 4.1.4.7가.에 규정된 고착계수의 1.33배인 관성력을 견딜 수 있음을 해석, 시험, 또는 해석과 시험의 조합으로 입증해야 한다.

플러터 : 경량헬리콥터의 각각의 공기역학적 표면에서 예상되는 모든 속도 및 출력상태에서 플러터를 발생하여서는 아니 된다.

회전익

회전익 블레이드의 통기 및 배수

회전익 블레이드는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

블레이드의 내부압력을 통기하는 방법을 강구하여야 한다.

블레이드 배수구를 설치하여야 한다.

블레이드의 내부에 물이 고이지 않도록 설계하여야 한다.

(1)(가) 및 (나)는 운용중 예상되는 최대차압에 견딜 수 있는 밀봉식 회전익 블레이드에는 적용하지 않는다.

중량 평형

회전익 시스템 및 블레이드는

과도한 진동을 방지하고 또한

최대전진속도까지의 모든 속도에서 플러터를 방지하기 위하여 필요에 따라 질량 밸런스를 하여야 한다.

질량 밸런스 장비에 대하여 강도의 입증을 하여야 한다.

회전익 블레이드의 간격 : 회전익 블레이드와 구조부분과의 사이에는 모든 운용상태에서 블레이드가 구조의 어떤 부분에도 부딪치지 않도록 충분한 간격이 주어져야 한다.

지상공진 방지법 : 지상공진을 방지하는 방법의 신뢰성을 해석 및 시험 또는 신뢰할 수 있는 운용경험으로부터 입증하던가 또는 그 방법에 있어서 기능불량이나 결함이 생겨도 지상공진을 일으키지 않는 것을 해석 또는 시험에 의해 입증하여야 한다.

조종계통

일반

조종장치 및 조종계통은 그 기능을 수행함에 있어서 쉽고 원활하며 확실하게 조작될 수 있는 것이어야 한다.

조종계통의 각부는 조종계통의 기능불량을 발생시킬 수 있는 부정확한 조립부가 가급적 적도록 설계하거나 또는 분명하고, 내구성 있게 표지를 붙여야 한다.

주조종장치

주조종장치는 조종사가 경량헬리콥터의 피치, 롤, 요 및 수직기동을 즉각 조종하기 위해 사용하는 것을 의미한다.

상호연결된 조종장치 : 각각의 주조종 계통은 보조적으로 상호 연결된 조종장치에 오작동, 파손, 걸림(jam)이 발생한 후에도 독립적으로 작동해야 하고 안전한 비행 및 착륙을 보장할 수 있어야 한다.

스토퍼

모든 조종계통에는 조종자의 조작범위를 확실하게 제한하는 스토퍼를 설치하여야 한다.

스토퍼는 다음과 같은 원인에 의해서 조종장치의 작동범위에 변화가 초래되는 곳에 붙여서는 아니 된다.

마모

헐거움 또는

지나친 조임 조정

스토퍼는 해당 조종계통의 설계조건에 대응하는 하중에 견딜 수 있는 것이어야 한다.

모든 주회전익 블레이드에는

그 힌지 주위의 작동범위를 제한하기 위한 필요요건에 적합한 스토퍼를 설치해 두어야 한다. 또한

회전익의 시동 및 정지이외의 모든 운용상태에서 블레이드가 드루우프 스토퍼에 부딪치지 않는 장치를 설치하여야 한다.

조종계통 고정장치 : 지상 또는 수상에 있는 동안 조종계통을 고정해 두는 장치를 갖는 경량헬리콥터에 있어서는 다음의 방법이 강구되어 있어야 한다.

고정장치가 작동하고 있는 경우에 조종사에게 명확한 경보를 주는 방법 및

비행중에 고정장치가 작동하는 것을 방지하는 방법

정적제한하중시험

조종계통은 다음 조건에서 제한하중조건에 적합함을 시험에 의하여 입증하여야 한다.

시험하중은 조종계통에서 가장 가혹한 하중을 발생하는 방향으로 작용시킬 것.

시험은 조종계통과 주구조물 사이의 부착에 사용되는 모든 부착용 쇠붙이, 도르래 및 지지 쇠붙이를 포함하여 행할 것.

각 운동을 하는 조종계통 연결부에 대하여는 규정의 특별계수요건에 적합함을 해석 또는 개별적 하중시험에 의하여 입증되어야 한다.

작동시험 : 조종계통은 각 시스템에 규정된 하중에 대응하는 부하를 걸어 놓고 조종석에서 조종장치를 조작할 때 작동시험에 의하여 입증하여야 하며 다음과 같은 상태는 없어야 한다.

재밍

지나친 마찰 및

과도한 변형

조종계통의 각 부분

조종계통의 모든 부분은 화물, 승객 기타 고정되지 않은 물체 또는 수분의 결빙에 의한 고장, 마모 기타의 방해를 받지 않도록 설계하여야 한다.

승무원실에는 조종계통에 고장을 발생시킬 수 있는 곳에 이물이 들어가지 않도록 방지하는 수단을 강구하여야 한다.

조종계통의 케이블 및 파이프는 경량헬리콥터의 다른 부분에 부딪치는 것을 방지하는 수단이 강구되어야 한다.

케이블 계통은 다음의 조건에 적합하도록 설계하여야 한다.

케이블, 케이블 접속구, 턴버클, 케이블 연결구 및 도르래는 승인된 것이어야 한다.

케이블 계통은 당해 경량헬리콥터의 운용조건 및 예상되는 온도변화에서 그 전체 작동범위에 걸쳐서 케이블 장력에 유해한 변화가 생기지 않도록 설계하여야 한다.

주조종 계통에는 직경 2.38㎜(1/8inch)보다 작은 케이블을 사용하여서는 아니 된다.

도르래의 종류 및 치수는 사용하는 케이블에 적합한 것이어야 한다.

모든 도르래에는 케이블이 이탈되거나 꼬이는 것을 방지하기 위하여 적합한 보호용 덮개를 붙여야 한다.

도르래의 면은 도르래의 플랜지에 케이블이 마찰되지 않도록 케이블의 통과면과 일치되어야 한다.

케이블 안내는 케이블의 방향을 3°이상 변경시키도록 붙여서는 아니 된다.

조종계통에는 하중 또는 운동을 받으며 코터핀만으로 구속되는 클레비스핀을 사용하여서는 아니 된다.

각 운동을 하는 부분에 붙이는 턴버클은 전체 가동범위에 걸쳐서 케이블의 운동을 방해하지 않도록 붙여야 한다.

모든 케이블 안내, 도르래, 케이블 끝 쇠붙이 및 턴버클은 외관검사를 할 수 있도록 장착하여야 한다.

스프링 장치 : 조종계통에 사용되는 스프링장치는, 이것이 파손되면 플러터 또는 다른 위험한 비행특성을 발생시키지 않도록 신뢰성이 있는 것이어야 한다.

자동회전제어기구 : 주회전익 블레이드피치 제어기구는 엔진이 고장났을 때 신속히 자동회전비행에 옮겨갈 수 있는 것이어야 한다.

착륙장치

완충시험 : 착륙시의 관성하중계수 및 착륙장치의 여유에너지 흡수능력은 각각 4.1.5.4나. 및 4.1.5.4다.에 규정하는 낙하시험 또는 해석에 의하여 입증하여야 한다. 이러한 낙하시험은 완비한 경량헬리콥터 또는 정상관계로 대치한 주륜구조에 대해서 수행되어야 한다.

제한낙하시험 : 제한낙하시험은 아래의 방법에 따라서 행하여야 한다.

낙하높이는

착륙장치의 가장 낮은 점으로부터 지면까지 33cm(13in)로 하여야 한다.

다만 해당 경량헬리콥터의 보통의 엔진 부작동 착륙에 있는 최대 침하속도와 동등한 속도를 낙하시험에 있어서의 접지속도로 한 경우에는 어떠한 경우에 있어서도 20.3㎝(8inch)보다 작게 하여서는 아니 된다.

착륙장치를 시험하는 자세는 각 장치의 에너지 흡수의 관점으로부터 가장 불리한 착륙상태로 가정하여 시험하여야 한다.

에너지 흡수능력 여유 낙하시험 : 에너지 흡수능력 여유 낙하시험은 아래의 방법에 따라 행하여야 한다.

낙하높이는 4.1.5.4나.(1)에 규정한 낙하높이의 1.5배로 하여야 한다.

이 시험에 있어서 착륙장치는 붕괴되어서는 아니 된다. 착륙장치의 붕괴는 전방 착륙장치, 후방 착륙장치 또는 주 착륙장치의 부재가 적절한 자세로 경량헬리콥터를 지탱할 수 없거나 착륙장치와 외부 액세서리 이외의 경량헬리콥터 구조가 지면에 충돌할 때를 의미한다.

스키 : 각 스키의 최대제한하중 등급은 이 장의 지상하중조건에 의하여 결정된 최대제한하중과 같거나 그 이상이어야 한다.

부양장치 및 수상기체(Hull)

주 플로우트의 부력

주 플로우트는 경량헬리콥터의 최대중량을 민물에서 받치는데 요하는 부력에 대해 다음에 제시하는 값 이상의 여유부력을 가져야 한다.

단일 플로우트의 경우 50%

이중 플로우트의 경우 60%

각 주플로우트는 충분한 방수구획을 갖고 주위의 플로우트 한 개가 침수되어도 주플로우트는 경량헬리콥터가 전복되지 않을 만큼의 충분한 여유가 있는 양의 안정성을 주어야 한다.

주 플로우트의 설계 : 경식 플로우트는 4.1.4.5가(1)에 규정하는 수직, 수평 및 측방의 하중에 견디는 것이어야 한다. 이 경우에 있어서 하중은 해당 플로우트의 길이에 따라서 분포시켜도 무방하다.

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

승무원실

승무원실 및 그 부속물은 조종사가 불필요한 주의 또는 피로를 느끼지 않고 그의 임무를 수행할 수 있는 것이어야 한다.

부조종사석을 갖는 경량헬리콥터는 어느 조종석에도 동등한 안전도를 가지고 조종되는 것이어야 한다.

승무원실내의 부속물의 경량헬리콥터의 안전한 운용을 방해하는 진동특성 및 소음특성을 가져서는 아니 된다.

승무원실 시계(視界) : 승무원실은 조종사의 시계에 방해가 되는 직접광 및 간접광을 받지 않아야 한다. 또

승무원실은 경량헬리콥터의 안전운용상 충분히 넓고 명료하며 바른 시계를 갖고,

조종사가 보통의 강우상태에 있어서 정상비행 및 착륙시에 비행경로의 시계를 부당하게 방해하는 원인으로부터 보호되도록 설계하여야 한다.

바람막이 및 창 : 전방 및 측면창은 위험한 파편이 되지 않는 재료이어야 한다.

승무원실 내의 조종장치 및 조작장치

승무원실 내의 조종장치 및 조작장치는 조작에 편리하고 또한 혼동하거나 부주의하게 조작됨이 없도록 배치하여야 한다.

승무원실 내의 조종장치 및 조작장치는 조종사석에 대해서 신장 1.57m(5ft 2inch)에서 1.8m(6ft 0inch)까지의 조종사가 착석했을 경우 승무원실의구조 또는 조종사의 피복에 닿지 않고 전체 조작범위에 걸쳐서 여러 가지 자유조작이 가능하도록 배치하고 설비하여야 한다.

조종실 조종장치의 조작 및 효과 : 조종실 조종장치는 다음과 같이 조작하고 작동하도록 설계하여야 한다.

콜렉티브 피치 조종을 포함하여 비행조종장치의 조작시 경량헬리콥터는 이에 상응하게 동작하여야 한다.

트위스트-그립 형태의 엔진 출력 조종장치는 조종사의 좌측에 있는 경우에는, 집게손가락 쪽에서 바라보았을 때 시계방향으로 조작하면 출력이 증가되는 방식이어야 한다. 콜렉티브 조종의 경우는 제외하고 다른 엔진 출력 조종장치는 앞쪽으로 작동함으로 출력이 증가하는 방식이어야 한다.

출입구의 문

닫혀진 승무원실 및 객실에는 적절하고, 또한 용이하게 열릴 수 있는 한 개 이상의 출입구 문을 설비하여야 한다.

모든 출입구 문은 적절한 운용절차가 적용될 때 그 문을 사용하는 사람이 로터, 프로펠러, 엔진 흡입구 및 배기구에 의해 위험하게 되지 않는 곳에 위치해야 하며 적절한 작동절차를 수립해야 한다. 개방절차가 필요한 경우, 출입문 개방장치 내부, 위 또는 근처에 이를 표시하여야 한다.

좌석, 안전벨트 및 어깨끈

각각의 좌석 및 지지구조는 적어도 86 kg이상의 탑승자 무게와 4.1.4.7에 규정한 비상착륙상태를 포함하여 특정비행 및 지상하중 상태를 나타내는 최대하중계수를 견디도록 설계되어야 한다.

어깨끈이 있는 안전벨트는 승인된 것이어야 하고, 금속걸쇠장치를 구비하고 있어야 한다.

각 조종사의 좌석은 4.1.4.3다.에서 규정하는 조종력을 적용함에 따라 발생하는 주조종장치의 반력을 고려하여 설계하여야 한다.

좌석에 있는 탑승자는 4.1.4.7가.(2)(나)에 규정한 관성력을 경험할 때 다칠 수 있는 물체에 머리가 닿지 않도록 하는 어깨끈과 안전벨트를 사용함으로서 머리가 다치지 않도록 보호하여야 한다.

각 조종사의 안전벨트와 어깨끈은 사용하였을 때 조종에 필요한 모든 기능을 수행하는 데 지장이 없어야 한다.

각각의 안전벨트와 어깨끈은 사용하지 않을 때 조종 및 비상시 긴급 탈출을 방해하지 않도록 고정할 수 있는 수단이 있어야 한다.

좌석트랙은 좌석이 트랙으로부터 미끄럼을 방지하기 위해 스토퍼를 갖추어야 한다.

화물실 및 짐칸

각 화물실 및 짐칸은 표시된 최대적재중량과 규정된 비행하중 및 지상하중 상태에 대응하는 최대하중계수에서의 임계하중분포에 대하여 설계하여야 한다. 다만, 4.1.4.7에 규정하는 비상착륙상태는 제외해도 좋다.

비상탈출구

조종실은 탑승자들이 비상상황에서 방해받지 않고 신속하게 탈출할 있도록 설계되어야 한다.

조종실이 닫혀 있는 경우, 비상탈출구의 여는 방법은 간단하게 조작할 수 있어야 하며, 좌석에 어깨끈이 매어진 탑승자 또는 외부로부터 신속하게 조작할 수 있도록 설계되어야 한다. 비상탈출구는 동체가 변형된 경우에 있어서도 그 기능을 유지하도록 되어 있어야 한다.

환기 : 승무원실 및 객실의 환기계통은 연료의 수증기 및 일산화탄소의 양이 과대하지 않도록 설계하여야 한다.

화재방지

승무원실 및 객실의 내부 : 승무원실 또는 객실은 다음의 조건에 적합한 것이어야 한다.

재료는 빛 반사가 적어야 한다.

계통관, 탱크 또는 연료, 윤활유 혹은 그 밖의 가연성 유체가 담긴 장비는 적절히 보호되고 격리되지 않는 한 또는 그러한 품목의 파손이 위험을 초래하지 않도록 보호되지 않는 한 승무원실이나 객실 내부에 설치해서는 안 된다.

방화벽의 객실측의 면에 사용되는 소재는 불화성 소재이어야 한다.

화물실 및 짐칸의 내부

화물실은 적어도 내화성 재료를 사용해야 한다.

조종장치, 배선, 배관, 장비 또는 부속장치 등은 다음과 같이 보호되지 않은 한 화물실 및 짐칸 내에 두어서는 아니 된다.

이것들은 화물실 및 짐칸 내에서 화물의 움직임으로 손상을 받지 않아야 한다.

그 파손 또는 손상이 있어서도 화재발생의 위험을 일으키지 않도록 보호되어야 한다.

전기적 접착

연료와 다른 탱크를 포함하여 동력장치의 구성부분과 전도성이 있는 경량헬리콥터의 주요부품 사이의 전위차를 방지하기 위하여 전기적인 연속장치가 마련되어 있어야 한다.

경량헬리콥터를 지상급유장비에 전기적 연결 장치가 준비되어야 한다..

난방계통

난방용 공기가 배기계통 위를 통과하는 난방시스템에 있어서는 객실 및 승무원실에 일산화탄소가 들어가지 않도록 설비되어야 한다.

열교환기 적당한 재료로 만들어져야 하고, 모든 운용상태 하에서 충분한 냉각이 이루어질 수 있어야 한다.

조종장치 및 구조의 화재방지 : 경량항공기 착륙 및 동력장치의 화재에 의해 영향을 받는 중요한 모든 구조, 조종장치, 회전익 구조는 불연성 재료를 사용하거나, 또는 예상되는 동력장치의 화재상태에서 적어도 5분 동안은 주요한 기능을 잃게 하는 일이 없도록 보호하여야 한다.

가연성 유체 화재 보호 : 가연성 유체 또는 증기가 유체시스템의 누설에 의하여 새어나오는 부분에는 액체나 증기의 발화 가능성과 발화가 일어난다면 위해한 결과를 최소화하기 위한 적절한 분리, 환기 및 배수 방법이 강구되어야 한다.

동력장치

일반

장착

이 절은 경량헬리콥터의 추진에 필요한 것, 주요 추진장치의 제어에 영향을 미치는 것, 소정의 점검주기 중 또는 한계 사용시간 내에 주요 추진장치의 안전성에 영향을 미치는 것에 대한 부분을 포함하는 동력장치에 적용한다. 단, 주 및 보조회전익 구조는 제외한다.

각 동력장치

동력장치의 구성부분은 소정의 점검주기중 또는 한계사용시간내의 운전 중 입증을 신청한 고도 및 온도범위 내에서 안전하게 기능을 낼 수 있도록 제작, 배치, 장착하여야 한다.

감항성을 유지하는데 필요한 검사 또는 정비를 요하는 동력장치의 구성부분은 이들에 접근할 수 있도록 설비되어야 한다.

동력장치의 주요부분과 기체의 타부분과의 사이에는 전위차를 방지할 수 있도록 전기적인 연결방식이 마련되어 있어야 한다.

엔진 - 장착된 엔진은 본 기술기준 7.1절 또는 7.2절을 만족해야 한다.(8.2.4 참조)

엔진의 진동

엔진은 엔진 또는 기체의 구성부분에 유해한 진동을 일으키지 않도록 장착하여야 한다.

엔진에 회전익과 구동시스템을 부착할 경우에도 엔진의 주요회전 부분에 과도한 진동응력을 일으키지 않아야 한다.

회전익 구동시스템의 어떠한 부분도 과도한 진동을 받지 않도록 하여야 한다.

회전익 구동계통

설계

회전익구동계통은 엔진이 고장난 경우에는 이 엔진을 주회전익과 보조회전익으로부터 자동적으로 분리시키는 장치를 마련해야 한다.

회전익구동계통은 주회전익과 보조회전익을 엔진으로부터 분리시킨 후에도 자동회전비행을 행하는데 필요한 각각의 회전익이 주회전익에 의해서 계속하여 구동될 수 있도록 장착되어 있어야 한다.

회전익 브레이크 : 회전익구동계통의 회전을 엔진과 무관하게 제어하는 장치를 구비할 경우에는 그 장치의 운용한계를 결정하고 또 이것이 함부로 작동되지 않게 조작장치를 보호하여야 한다.

회전익구동시스템 및 조종기구의 시험

이항의 규정에 따라 시험한 모든 부품은 시험완료시 사용가능 상태이어야 한다. 시험결과에 영향을 미치는 분해를 시험도중에 실시하면 아니 된다.

회전익조종시스템과 조종기구는 100시간 이상의 시험을 행하여야 한다. 당해 시험은 경량헬리콥터상에서 행하여야 하고 토크는 장착된 회전익에 의해서 흡수되어야 한다. 단, 회전익구동시스템과 조종기구의 지지상태 및 진동의 조건이 경량헬리콥터상에서 행할 때와 극히 유사할 때에는 다른 적당한 토크 흡수방법을 사용하는 지상시험장치 또는 비행시험장치에서 행할 수 있다.

(2)에 규정된 시험 중에서 60시간은 연속최대토크 및 이에 대응하는 최고속도 이상으로 행하여야 한다. 이 시험에 있어서 주회전익은 전진방향에 상당하고 또 종방향의 주기적 피치변화가 최대로 되는 위치에 오도록 하여야 한다. 보조회전익의 조종장치는 이 시험상태에 대응하는 정규의 위치에 오도록 하여야 한다.

(2)항에서 규정하는 시험 중에서 30시간은 연속최대토크의 75% 및 이에 대응하는 최저속도 이상으로 행하여야 한다.

이 시험에 있어서 주회전익 조종장치 및 보조회전익 조종장치는 이의 시험상태에 대응하는 정규의 위치에 오도록 하여야 한다.

(2)에 규정된 시험중 10시간은 이륙토크 및 이에 대응하는 최고속도 이상으로 행하여야 한다. 이 시험에 있어서 조종장치 및 보조회전익조종장치는 수직상승위치에 오도록 하여야 한다.

(3) 및 (4)의 시험은 지상 및 비행의 어느 경우에나 30분 이상의 연속운전이 되도록 하여야 한다. (5)의 시험은 5분이상의 연속운전이 되도록 하여야 한다.

추가시험

회전익구동시스템의 감항성을 입증하기 위해서 필요하다고 인정되는 경우에는 동적시험, 내구시험, 기능시험 또는 진동조사를 추가하여 시행하여야 한다.

회전익구동시스템은 회전익구동시스템의 주 윤활유시스템의 압력을 잃게 된 후 15분간은 자동회전상태로 운전되는 것이 시험에 의해 입증되어야 한다.

축시스템의 위험회전속도

축시스템의 위험회전속도를 실제의 운전에 의해 결정하여야 한다. 단, 적당하다고 인정되는 경우에는 해석에 의해서 이들의 속도를 결정해도 좋다.

위험회전속도가 완전운전, 출력운전 및 자동회전에 대한 운용범위 내 또는 그 가까이에 있는 경우에는 그때의 응력이 안전한계 내에 있는 것을 시험에 의해 입증하여야 한다.

해석에 의해서 위험회전속도가 허용 운용범위내에 존재하지 않는 것을 입증할 경우에는 해석에 의해 구해진 위험회전속도와 허용운용범위의 한계와의 사이에 계산치와 실제치 사이에는 진동에 대해서 충분한 여유가 있어야 한다.

축 이음부 : 모든 유니버설조인트, 슬립 조인트, 기타 작동상 윤활을 필요로 하는 축 이음부는 윤활방법을 강구하여야 한다.

연료계통

일반

연료계통은 모든 운용상태에 있어서 엔진의 적정한 운전에 필요한 소정의 유량 및 압력으로 연료를 확실하게 엔진에 공급할 수 있도록 제작하고 배치하여야 한다.

연료계통은 연료펌프가 2개 이상의 탱크로부터 연료를 동시에 흡입하지 않도록 배치하여야 한다. 중력공급시스템은 모든 상호연결된 탱크에 똑같이 공급되는 것을 보장하지 않는다면 1개 이상의 탱크로부터 연료를 동시에 공급해서는 아니 된다.

연료유량

연료계통이 연료공급 및 연료사용에 있어서 가장 불리한 자세에 있을 때 연료유량 및 정상의 기화기 운용에 충분한 압력에서 연료가 공급 가능함을 다음에 언급한 조건에 대하여 시험을 통하여 입증하거나 또는 실험 모형을 사용하여 입증하여야 한다.

탱크내의 연료량은 4.1.6.3다.에 적합한 것을 입증할 때 결정된 불용 연료량에 유량시험을 행하기 위해서 필요한 최소량을 더한 양을 넘어서는 안 된다.

연료유량계를 갖춘 경우는 유량 시험 중에 유량계를 폐쇄해서 연료가 유량계의 바이패스를 통해서 흐르지 않으면 안 된다.

연료탱크가 두 개 이상인 경우. 한 개의 피스톤 엔진에 두 개 이상의 연료탱크로부터 연료를 공급할 수 있는 경우에는 수평비행 중에 연료를 공급하고 있는 임의의 탱크내의 연료를 사용하는 중에 고갈로 인한 엔진이 기능 이상이 발생하였을 때, 연료를 만재한 다른 연료탱크로 전환한 후, 10초 이내에 당해 엔진의 최대출력 및 전 연료압력을 회복할 수 있어야 한다.

불용 연료량 : 각 탱크의 불용 연료량은 시험으로 설정되어야 하고 각각의 예상되는 비행 조작 및 기동에서 발생하는 최초의 연료 부족의 징후가 나타나는 양보다 적지 않아야 한다.

연료탱크 일반

연료탱크는 운용중에 받는 진동, 관성력, 연료하중 또는 구조하중에 견디어 파손되지 말아야 한다.

유연성 있는 연료탱크 라이너는 인증된 것을 사용해야 한다.

일체형 연료탱크는 내부검사 및 수리가 용이하도록 적절한 설비를 갖추어야 한다.

연료 탱크는 부정확한 장착 가능성을 최소화하기 위하여 연료 주입캡을 구비해야 한다.

연료탱크의 시험 : 연료탱크는 파손 또는 누설이 발생되지 않도록 다음의 압력을 견딜 수 있어야 한다.

탱크벽이 기체구조부재로 지지되지 않는 보통의 금속제 탱크, 비금속제 탱크에 있어서는 24 kPa의 압력을 가한다.

일체형 연료탱크에는 경량헬리콥터가 연료 만재의 상태로 최대 제한가속도 및 임계제한구조하중을 동시에 받을 때의 압력을 가한다.

탱크벽이 기체구조부재로 지지되지 않아야 하며, 지지 구조는 비행 중 발생하는 임계하중 또는 가속에 기인한 연료 압력하중과 연계된 착륙강도를 견디도록 설계해야 한다.

연료탱크의 장착

연료탱크는 탱크내의 연료의 중량에서 발생하는 하중이 집중하지 못하도록 지지되어야 한다. 또 다음의 규정에 적합해야 한다.

필요하다면 탱크와 그 지지대와의 사이에는 마모를 방지하기 위해서 패드를 사용해야 한다.

패드의 재료는 비 흡습성 또는 연료의 흡수를 방지하도록 처리한 것이어야 한다.

탱크실 및 기체구조의 일부인 탱크실 인접공간에는 가연성 유체의 축척을 피하기 위해 기체 밖으로 통기 또는 배출하는 방법이 마련되어야 한다.

연료탱크는 방화벽의 엔진 쪽에 배치해서는 안 된다. 또 연료탱크와 방화벽과의 사이에는 13mm이상의 공간을 두어야 한다. 엔진실에 연결되어 있는 주 공기흡입구 바로 뒷 편의 엔진 나셀의 외피를 통합탱크의 벽으로 이용해서는 안 된다.

만일 연료탱크가 객실 또는 승무원실에 장착되어 있다면 증기와 연료차페로 고립되도록 하여 경량헬리콥터 밖으로 배수되고 환기시켜야 한다.

연료탱크, 연료탱크 구성부분 및 연료계통 구성부분은 비상 착륙 시에 규정된 관성력 하에서 연료가 누출되지 않도록 설계, 배치 및 장착을 해야 한다.

연료탱크의 팽창공간 : 연료탱크의 팽창공간은 경량헬리콥터가 정상의 지상자세로 있을 때 부주의하게 만재하는 염려가 없도록 하여야 한다.

연료탱크의 섬프

각 연료탱크는 아래와 같은 시설을 하지 않는 한 임의의 지상자세에서 충분한 용량의 배출시킬 수 있는 사용중 예상되는 0.1% 또는 120cc 탱크 용량 중 큰 용량의 고이개를 설치하여야 한다.

연료 계통은 25cc의 용량의 수분을 배출할 수 있는 침전물 용기 또는 침전조를 구비해야 한다.

각 연료 탱크 배출구는 임의의 지상자세에서 예상되는 서비스 조건에서 모든 연료 탱크의 부품으로부터 수분을 침전물 용기 또는 침전조에 배출 시킬 수 있어야 한다.

(1)에서 요구하는 연료탱크의 고이개, 침전물 용기, 침전조 배출구는 4.1.6.4라.(2)의 배출 요건에 합치하여야 한다.

연료탱크의 연료주입구

연료 주입구는 객실 밖에 위치해야 하며, 연료 주입 시에 흘러내린 연료는 탱크자체 외에 다른 비행기의 부품이나 연료탱크 실에 들어가지 않도록 해야 한다.

각 연료주입구 마개는 주 연료 주입구에서 연료가 새지 않도록 봉합을 잘해야 한다. 단, 통기구나 마개를 통과하는 연료유량계를 위한 조그만 구멍은 예외로 한다.

연료탱크 통기구와 기화기 통기구

각 연료탱크는 팽창공간의 윗부분으로부터 통기함으로써 모든 정상 운용중에 효과적으로 환기가 되어야 한다. 각 통기구는 얼음이나 다른 이물질에 의하여 막힐 가능성을 최소화해야 한다.

통기구계통은 착륙, 지상운용 또는 생존비행 중 롤오버 상황발생 시에 통기구를 통한 누설된 연료가 착화원인으로 작용하는것을 최소화되도록 설계해야 한다.

연료 여과기

연료탱크 출구나 혼합기 입구에는 연료 여과기가 있어야 한다. 이러한 여과기는

엔진 연료 계통 기능을 손상시키지 않는다는 것을 보장 할 수 있어야 한다.

여과기의 청소 및 연료 배출을 위해 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

모든 연료탱크의 출구에는 여과기가 있어야 하며, 이러한 여과기는

연료계통 구성부분

연료펌프 : 경량헬리콥터에 장착된 엔진제작사에서 추천하는 연료펌프를 사용하여야한다. .

연료계통의 배관과 피팅

연료배관은 과도한 진동을 받지 않도록 더구나 연료의 압력 및 가속도가 있는 비행상태에 의해 받는 하중 등에 견디어 낼 수 있도록 장비하고 지지하여야 한다.

상호 상대운동을 할 염려가 있는 기체부에 연결되는 연료배관은 유연성을 가져야 한다.

내압 또는 축 방향의 힘이 가해지는 연료배관중의 유연성 피팅은 유연성 호스 모두개를 사용하여야 한다.

유연성 호스는 승인을 받은 것이거나 특별한 사용에 있어 적합함이 입증된 것이어야 한다.

부주의한 밸브 차단조작을 방지할 수 있는 방안이 강구되야 하고, 차단된 후에 비행 중 승무원이 재개할 수 있어야 한다.

엔진화재로 인한 어떠한 경우에 대해서도 차단밸브와 조작장치는 제대로 기능하도록 설계, 배치되고 보호되어야 한다.

연료밸브

각 엔진에 공급되는 연료를 개별적으로 확실하고 신속하게 차단시키는 연료밸브를 구비하여야 한다.

밸브의 조작장치는 승무원이 용이하게 손에 닿는 범위내에 있어야 한다.

2개 이상의 연료탱크를 가질 경우에는 각 탱크의 연료를 개별적으로 공급할 수 있는 것이어야 한다.

연료밸브는 방화벽의 엔진 측에 장치해서는 아니 된다.

연료탱크 전환밸브 조작장치는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

전환밸브 조작장치를 ‘OFF위치’로 하기위해서는 구분되고 명료한 조작이 요구된다.

연료탱크 전환밸브 조작장치는 한 연료탱크에서 다른 탱크로 전환할 때 조작장치가 ‘OFF’위치를 통과하지 못하도록 위치시켜야 한다.

연료계통의 배출구

경량헬리콥터가 정상의 지상자세에 있을 때 각 연료계통의 최저부에 전 계통의 연료를 완전히 배출할 수 있도록 적어도 하나 이상의 근접하기 쉬운 배출구를 구비하여야 한다.

(1)에 규정된 각 배출구는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

경량헬리콥터의 어떠한 부분에도 연료가 닿지 않게 배출하여야 한다.

수동 또는 자동으로 배출밸브를 폐위치로 확실히 잠궈지는 것일 것.

용이하게 근접할 수 있고 개폐 될 수 있을 것.

윤활 계통

엔진 : 일반

각 엔진이 연속운전이 보장되는 최고온도를 초과하지 않는 온도로서 적당한 양의 윤활유를 엔진에 공급할 수 있는 독립된 윤활계통을 갖추어야 한다.

모든 윤활 계통은 비행기의 내구성을 위해 충분히 사용할 수 있는 양을 갖고 있어야 한다.

오일 탱크

모든 오일 탱크는 탱크하중이 집중하지 못하도록 지지되어야 한다. 또 다음의 규정에 적합해야 한다.

필요하다면 탱크와 그 지지대와의 사이에는 마모를 방지하기 위해서 패드를 사용해야 한다.

패드의 재료는 비 흡습성 또는 오일의 흡수를 방지하도록 처리한 것이어야 한다.

운용중에 받는 모든 진동, 관성력 및 오일하중을 견딜 수 있어야 한다.

탱크실 및 기체구조의 일부인 탱크실 인접공간에는 가연성 유체의 축척을 피하기 위해 기체 밖으로 통기 또는 배출하는 방법이 마련되어야 한다.

오일레벨은 카울링 부품을 제거한다든지(오일탱크 덮개를 제외하고) 다른 도구를 사용하지 않고 쉽게 검사할 수 있어야 한다.

만일 오일 탱크가 객실 또는 승무원실에 장착되어 있다면 증기와 오일차폐로 고립되도록 하여 경량헬리콥터 밖으로 배수되고 환기시켜야 한다.

만일 오일 탱크가 엔진실내에 있다면 오일 탱크는 내화성 재료로 만들어야 한다.

오일 탱크 시험 : 오일 탱크는 파손 또는 누설이 발생되지 않도록 다음의 압력을 견딜 수 있어야 한다.

탱크벽이 기체구조부재로 지지되지 않는 보통의 금속제 탱크, 비금속제 탱크에 있어서는 35 kPa의 압력을 가한다.

일체형 탱크에는 경량헬리콥터가 오일 만재상태로 최대 제한가속도 및 임계제한구조하중을 동시에 받을 때의 압력을 가한다.

탱크벽이 기체구조부재에 부착되는 비금속 탱크에는 탱크 지지구조가 모사된 상태에서 14 kPa의 압력을 가한다. 또한 지지구조는 비행 중 발생하는 임계하중 또는 가속에 기인한 오일 압력하중과 연계된 착륙강도를 견디도록 설계되어야 한다..

오일 배관 및 피팅

오일 배관은 연료계통 배관 요구조건 4.1.6.4 나.에 따른다.

통기구 배관 : 통기구 배관은 다음의 사항에 적합해야 한다.

결빙되어 배관을 막을 수 있는 응축된 수증기나 오일이 배관내 모든 위치에서 축적되지 않아야 한다.

통기구 출구는 오일이 포말상태로 배출되더라도 화재를 일으킬 위험이 없도록 배치되어 있어야 한다.

통기구는 오일이 엔진의 흡기계통으로 배출되지 않도록 하여야 한다.

통기구의 출구는 얼음이나 외부물질에 의해 폐쇄되지 않도록 보호되어야 한다.

오일 여과기 및 필터

오일 여과기 및 필터는 여과기나 필터가 완전히 폐쇄되었을 경우에도 계통내의 나머지 부분에는 정상적인 유량의 윤활유가 흐를 수 있도록 제작, 장비되어야 한다.

윤활 계통의 배출구 : 윤활 계통에는 안전하게 배출할 수 있는 배출구가 있어야 하고, 모든 배출구는 다음 규정에 적합해야 한다.

접근 가능해야 한다.

닫힘 위치에서는 확실하게 차단하는 것이 가능한 수동 또는 자동차단 방법이 있어야 한다.

동력전달장치 및 기어박스

변속기 및 기어박스를 위한 가압식 윤활계통은 4.1.6.5나., 4.1.6.5다., 4.1.6.5라., 4.1.6.5바. 및 4.1.7.2사.항의 요구조건에 적합하여야 한다.

가압식 윤활 계통은 모든 윤활유가 지나는 곳에 오일 여과기 또는 필터를 장착하여야 하며 다음을 충족하여야 한다.

윤활유로부터 변속기 및 구동시스템 구성품에 손상을 입히거나 또는 윤활유 흐름을 위태로운 정도까지 방해하는 모든 오염물을 제거할 수 있도록 설계되어야 한다.

우회로 입구 또는 그 앞에서 여과기 또는 여과기상의 오염원의 축적을 알려주는 (2)(다)와 같은 장치가 구비되어 있어야 한다.

다음에 만족하도록 제조되고 장치된 우회로를 장착하고 있어야 한다.

1) 윤활유는 여과기 또는 필터가 완전히 막혔을 때도 나머지 계통에 정상적으로 흘러야 한다.

2) 모여진 오염원이 방출되어 우회로 흐름 통로에 쌓이지 않도록 보조관을 적절히 배치하여야 한다.

회전익 구동시스템 및 회전익 구동시스템의 구성품에 윤활유를 공급해 주는 각 윤활 탱크 또는 섬프 출구의 경우 출구에서부터 이 절의 (2)항에 의해 요구되는 필터 쪽으로의 윤활유 흐름을 방해할 수 있는 임의의 물질이 윤활계통 쪽으로 들어가지 않도록 하는 차폐망이 있어야 한다. 이 절의 (2)항의 요구조건은 윤활 탱크 또는 섬프 출구에 장착된 차폐망에는 적용되지 않는다.

회전익 구동시스템 기어박스를 위한 분사식(스플레쉬) 형태의 윤활계통은 4.1.6.5바. 및 4.1.7.2사.(4)항에 적합하여야 한다.

냉각

일반

동력장치의 냉각 계통은 적합성 입증이 필요한 치명적인 비행운용 상태에 있을 때 정상작동 정지 후에 동력장치의 온도를 설정된 온도한계 내에 유지시켜야 한다. 여기서 동력장치 부품은 최소한 엔진, 로터 구동시스템 부품, 보조동력장치 부품 및 이러한 부품에 사용되는 냉각액 또는 윤활유를 말한다.

동력장치 냉각계통의 적합성 이행은 이 절에 기술되어 있는 조건하에서 시험으로 입증하여야 한다.

냉각시험

시험은 (2)에 규정하는 최대 주위대기온도와 다른 경우 동력장치의 실측온도를 (3) 및 (4)에 규정하는 방식으로 보정하여야 한다. 그러나 보다 합리적인 보정방법으로 행한 경우는 예외로 한다.

(1)(가)에 의해 결정된 보정온도는 허용 최고 안전치를 초과해서는 아니 된다.

냉각시험중 사용하는 연료는 해당 엔진에 대하여 승인된 최저등급의 것으로 하고, 그 혼합비는 정상 가동중의 것이어야 한다.

시험방법은4.1.6.6다.의 규정에 의한다.

최대주위대기온도. 해면상태에 대응하는 최대 주위대기온도는 적어도 38℃(100℉)로 한다.

보정 계수(실린더배럴은 제외). 보다 합리적인 보정을 할 경우가 아니면 온도한계가 정해진 엔진 유체 및 동력장치 구성부품(실린더 배럴 제외)의 온도는 최고대기온도와의 냉각시험 중 최초에 구성부품 또는 액체의 최고온도가 기록된 때의 대기 온도와의 차를 더해서 보정해야 한다.

실린더 배럴의 온도보정. 실린더 배럴의 온도는 최대 주위대기온도와 냉각시험 중 최초로 그 최고온도가 기록된 때의 대기온도와의 차에 0.7을 곱한 온도를 더하여 보정한다.

냉각시험 절차

각 비행상태에서의 냉각시험은 다음에 규정하는 조건에서 행하여야 한다.

냉각이 가장 불리한 형태.

냉각이 가장 불리한 비행상태 하에서.

온도안정 : 냉각시험 중에 온도가 안정하다는 것을 1분간의 온도변화가 1℃(1.8°F) 보다 작은 것을 말한다. 구성부분과 엔진 냉각액의 온도안정은 다음의 규정에 따른다.

다음과 같은 각 경량헬리콥터 및 각 비행단계.

1) 시험하기 위한 비행단계로 들어가기 시작한 때부터 온도가 안정화 되어야 한다.

2) 시험을 하고자 하는 비행단계로 들어가기 시작한 때의 온도가 안정하지 않은 경우는 이 시험단계에 들어가기 전에 시험단계로 들어가는 모든 운용을 행하여서 시험 개시에는 보통온도에 도달하여야 한다.

이륙 비행단계 동안 각 경량헬리콥터는 이륙출력으로 상승을 하기 전의 온도가 안정될 때까지 제자리비행을 하여야 한다.

시험기간 : 각 시험단계에서의 시험은 다음의 상태까지 계속되어야 한다.

온도가 안정될 때까지 또는 적절한 시험조건으로 최고온도 도달 후 5분 까지

해당 비행단계가 완료될 때까지

운용한계에 도달할 때까지

냉각액 계통(수냉)

설치

각 수냉식 엔진은 아래의 규정을 만족하는 독립된 냉각장치(냉각액 탱크를 포함하여)를 가져야 한다.

각 냉각액 탱크는 탱크의 하중이 탱크의 각 표면적에 고루 분포되도록 지지되어야 한다.

마모를 방지하기 위하여 탱크와 그 지지대 사이에는 패드가 있어야 한다. 패드는 비 흡수성이거나 가연성 액체의 흡수를 막을 수 있도록 처리된 것이어야 한다.

팽창탱크의 경우를 제외하고는 냉각장치의 어떤 부분에도 냉각액 주입 중 또는 작동 중에 공기나 증기가 축적되어서는 안 된다.

냉각액 탱크

각 냉각액 탱크는 운용 중 받을 수 있는 진동과 관성 또한 냉각액의 하중을 견딜 수 있어야 한다.

각 냉각액 탱크는 전체 냉각장치 용량의 10%이상의 팽창 여유 공간을 가져야 한다.

팽창 여유 공간은 정상 지상자세에서 부주의하게 채워지는 것이 불가능하도록 되어 있어야 한다.

냉각액 탱크의 시험 : 냉각액 탱크는 경량헬리콥터에 장착된 엔진제작사의 운용지침을 따른다.

흡기 계통

공기 흡입계통

엔진의 공기흡입계통은 입증에서 요구되는 운용상태 하에서 엔진에 필요한 공기를 공급할 수 있는 것이어야 한다.

흡기계통의 공기흡입구는 역화가 일어날 수도 있기 때문에 카울링의 바깥에 두어야 한다.

흡기계통에 연료가 축적될 경우 그 계통의 연료를 다음의 규정에 의하여 배출하도록 배출구를 갖추어야 한다.

연료가 기체에 닿지 말 것.

배기화염의 통로로 배출하지 말 것.

흡기계통의 빙결방지

엔진의 흡기계통에는 방빙 또는 제빙의 방법이 있어야 한다.

배기 계통

일반 : 4.1.6.1나. 규정에 의한 엔진의 일부로 승인되지 않은 배기계통에 대하여는 다음에 적합하여야 한다.

다기관과 파이프의 열팽창에 대한 대책이 있어야 한다.

국부적인 열점에 대한 대책이 있어야 한다.

배기는 엔진 공기흡입구, 연료계통 구성부품 및 배출구에 닿지 않도록 배출하여야 한다.

가연성 유체 또는 가스가 발화하기 쉬운 고온의 표면을 가진 배기계통 부분을 통과할 때 시스템으로 누출된 가연성유체 또는 가스는 차단판을 포함한 배기계통에 닿아 화재가 발생하지 않도록 배치하거나 차단하여야 한다.

각 배기 열교환기는 내부파손이 될 경우 배기공의 막힘을 방지하는 대책이 있어야 한다.

배기관 : 배기관은 경량헬리콥터에 장착된 엔진제작사의 운용지침에 따른다.

동력장치 제어 및 보기

동력장치의 조작장치 : 일반

동력장치의 조작장치의 위치 및 배치는 4.1.5.6라.의 규정에 적합하여야 하고 표시에 관해서는 4.1.9.3아.의 기준에 적합하여야 한다.

유연성 동력장치 조작장치는 승인된 것이라야 한다.

조작장치는 다음과 상관없이 고정상태를 유지할 수 있어야 한다.

계속적인 주의

조작하중 또는 진동에 의하여 서서히 움직이는 경향

승무원실에 배치된 동력장치의 밸브조작장치는 다음 규정에 적합하여야 한다.

수동 작동밸브는 확실한 스토퍼나 연료밸브의 경우 적절한 열림 또는 닫힘의 표시를 하여야 한다.

동력 작동밸브에 있어서는 밸브가 다음의 상태에 있을 때 승무원에게 그것을 알리는 장치가 있어야 한다.

1) 완전히 열림 또는 닫힘 위치에 있을 때

2) 완전히 열림, 완전히 닫힘 위치 사이를 이동하고 있을 때

엔진 조작장치

출력, 추력 또는 과급기 제어장치는 엔진과 과급기를 확실하고 신속하게 제어할 수 있는 방법이 있어야 한다.

출력과 추력의 제어장치에 연료차단장치가 함께 있다면 조작 장치는 연료의 차단위치로 부주의하게 움직여지는 것을 방지하는 장치를 가지고 있어야 한다. 그 장치는 다음과 같아야 한다.

완속 위치에서 확실하게 차단 또는 정지위치를 가져야 한다.

그 조작 장치를 차단위치로 움직이게 하기 위해서는 개별적이고 명확한 조작이 필요하도록 한다.

점화 스위치

모든 점화 회로는 독립적이어야 하며, 점화를 위해서는 점화스위치 이외의 다른 스위치는 필요하지 않다.

점화스위치는 부주위로인해 운용되지 않도록 설계되어야 한다.

점화스위치를 다른 회로를 위한 마스터스위치로 사용되어서는 안 된다.

혼합기 조작계통 : 혼합기 조작계통을 희박(lean)상태 또는 잠금(shut-off)상태로 나누어 조작할 수 있어야 한다.

회전익 브레이크 조작장치

회전익브레이크 조작장치는 비행중에 부주의한 조작에 의해 작동되지 말아야 한다.

이륙 전에 회전익브레이크가 완전히 해제되지 않는 경우에는 그 상태를 승무원에게 경고하는 장치를 설치하여야 한다.

동력장치 보기

엔진에 장착된 각 보기는 다음 사항들을 만족해야 한다.

엔진을 만족스럽게 고정해야 한다.

장착 시 엔진의 부착부분을 이용해야 한다.

엔진에 장착된 보기는 엔진의 윤활유 계통, 및 기타 보기류 계통의 오염으로부터 보호될 수 있도록 밀봉되어야 한다.

아크나 스파크를 일으키는 전기 장비품은 가연성 유체와의 접촉을 가능한 한 줄일 수 있도록 장비해야 한다.

다른 방법이 강구되지 않는다면, 변속기 구성부품과 회전익 구동시스템에 있는 보기 드라이브에 토크제한장치를 장착하여 과도한 보기 하중으로 인한 파괴를 방지해야 한다.

엔진 점화계통

엔진 점화계통은 경량헬리콥터에 장착된 엔진제작사의 운용지침을 따른다.

전기계통의 불량으로 인해 엔진의 점화에 필요한 전지가 연속방전하고 있는 경우에 승무원에게 경고하는 장치가 있어야 한다.

동력장치의 방화설비

배관, 연결부, 구성부품

하기 (2)에 규정된 것을 제외하고 엔진이 화재를 일으켰을 때 영향을 받는 구역 내에서 가연성 유체가스 또는 공기를 통하는 구성부품, 배관 및 피팅은 불연성이어야 한다. 단, 엔진의 일부에 있어서 엔진에 부착된 가연성 유체탱크 및 그 지지구조는 화재에 의해 내화성을 가지지 않는 부분이 손상해도 가연성 유체가 누출되거나 넘치지 않는 경우를 제외하고 내화성 재료로 제작 또는 내화성 재료로 싸여져야 한다. 구성부품은 누출된 가연성유체가 발화해도 보호될 수 있도록 감싸주거나 배치해야 한다. 유연성 호스 어셈블리(호스 및 단말접속)는 사용에 적합한 규격의 것이어야 한다. 피스톤 엔진에 장비된 5리터 미만의 일체형 윤활유 섬프는 내화성 재료로 제작할 필요도 없고 내화성 재료로 감쌀 필요도 없다.

가연성유체

각 연료탱크는 방화벽 또는 격벽에 의해 엔진과 격리되어야 한다.

가연성유체 또는 가스를 포함하는 계통의 일부를 이루는 탱크 또는 저장통은 방화벽 또는 격벽으로 엔진과 격리되어야 한다. 단, 포함된 액체계통의 설계, 탱크의 재료, 탱크지지부분의 재료폐지장치, 연결부, 배관 및 조작장치가 지정방화구역 밖에 있는 것과 동등한 안전도를 가진 경우에는 예외로 한다.

통기 : 동력장치 장착품 중 일부 부품을 포함하는 부분은 통기장치를 구비해야 한다.

방화벽

각 엔진은 방화벽, 격벽 이외의 이와 동등한 방법에 의해 객실, 승무원실, 기체구조, 조정장치 및 회전익기구, 그리고 다음에 규정하는 부분에서 격리하여야 한다.

방화벽 및 격벽은 엔진실에서 경량헬리콥터의 다른 부분에 위험량의 공기, 액체 또는 화염이 통하지 않도록 제작하여야 한다.

방화벽 및 격벽의 개구부는 모두 내화성재료의 그로멧, 부싱 또는 방화벽 피팅으로 밀봉해야 한다.

방화벽 및 격벽은 내화성재료로서 내부식성이어야 한다.

카울링 및 엔진실 외관

카울링과 엔진실 외관은 운전중에 받는 모든 진동, 관성력, 공기하중에 견디도록 제작하여야 한다.

카울링은 비행기가 정상의 지상자세 또는 비행자세에 있을 때 카울링에 있을 수 있는 유해물질을 신속하고 완벽하게 배출시킬 수 있도록 되어 있어야 한다. 또한 카울링으로부터 배출이 이루어질 때 화재의 위험성이 없도록 되어 있어야 한다.

카울링은 내화성재료 이상으로 제작하여야 한다.

엔진실의 카울링 개구부 후방에 있는 모든 기체부분은 개구부로부터 적어도 60cm의 거리까지 내화성 재료로 제작해야 한다.

배기계통의 개구부에 접근해 있기 때문에 또는 배기가스에 노출되어 고온이 되는 카울링의 각 부분은 내열재로 제작해야 한다.

장비 요구조건

일반 사항

기능 및 장착 : 장착된 장비의 각 품목은 다음의 규정을 만족하여야 한다.

소요 기능에 대해 적합한 종류 및 설계이어야 한다.

각 장비의 식별, 기능, 운용한계 또는 이들 항목을 조합시킨 것에 대해 표시를 붙여야 한다.

해당 장비에 규정된 한계에 따라 장착되어야 한다.

장착되었을 때 제대로 기능을 발휘하여야 한다.

비행 및 항법 계기 : 다음의 비행 및 항법계기가 필요하다.

속도계

고도계

나침반

동력장치 계기 : 필요한 동력장치 계기는 다음과 같다.

엔진과 과급기를 제한범위 내에서 작동하는데 필요한 압력계, 온도계 및 경고장치

연료압력계 및 저 연료압력 경고장치

연료유량계

오일압력계

오일유량계

엔진 오일계통과 독립된 오일계통을 가진 각 주회전익 구동 기어박스내의 오일온도가 안전치를 초과할 때 이를 알려주는 오일온도 경보장치

압력윤활식 주회전익 구동 기어박스내의 오일압력이 안전치 이하로 떨어질 때 이를 알려주는 오일압력 경보장치

각 엔진 및 단일 주회전익 회전속도(r.p.m)를 지시하는 적어도 한 개의 회전계지시하는 한 개 이상의 회전계

엔진에 공급하는 각 연료탱크의 한 개의 저연료 경고장치. 이 장치는 아래 요건을 충족하여야 한다.

각 탱크의 연료잔량이 약 10분간 사용할 수 있는 양일 경우 승무원에게 이를 경고하여야 한다.

정상적인 연료량 지시 계통과 독립적이어야 한다.

무선설비 : 다음의 무선설비를 장착하여야 한다.

비행 중 항공교통관제기관과 교신할 수 있는 초단파(VHF) 또는 극초단파(UHF) 무선 전화 송ㆍ수신기

기압고도에 관한 정보를 제공하는 2차감시 항공교통관제 레이더용 트랜스폰더(Mode 3/A 및 Mode C SSR transponder)

기타 장비필요한 기타 장비는 다음과 같다.

각 탑승자에게 승인된 좌석.

각 탑승자에게 승인된 안전벨트

전기회로의 주 스위치

경량헬리콥터 운용에 전기에너지가 필요한 경우 적절한 전원

전기회로의 안전장치.

장비, 시스템 및 장착

이절의 기술기준이 요구하는 기능을 가진 장비, 시스템 및 장착은 예상되는 모든 운용조건에서 의도된 기능을 충분히 발휘할 수 있도록 설계하고 장착하여야 한다.

경량헬리콥터의 장비, 시스템 및 장착은 작동불량 또는 고장일 때 경량헬리콥터의 위험을 최소화 하도록 설계하여야 한다.

계기 : 장착

배치 및 시인성

각 조종사가 사용하는 비행계기, 항법계기 및 동력장치계기는 조종사가 용이하게 볼 수 있도록 배치하여야 한다.

계기판의 진동은 계기를 파괴하고, 계기의 가독성을 감소시키고 또는 계기의 정밀도에 해를 가져와서는 아니 된다.

경보등, 주의등 및 기타 지시등 : 경보등, 주의등 또는 기타 지시등을 조종실에 장착하는 경우, 다음의 규정에 적합하여야 한다.

경보등(즉시 수정조작을 필요로 하는 긴급사태를 나타내는 불빛)에는 적색

주의등(장차 수정조작을 필요로 할 것이라는 것을 나타내는 불빛)에는 호박색

안전한 운항상태를 나타내는 불빛에는 녹색

(1)부터 (3)까지에 규정되지 않은 불빛 색깔에 대하여 백색을 포함하는 기타의 불빛은 발생 가능한 혼돈을 방지하기 위하여 (1)부터 (3)까지에 규정한 색과 명백히 다른 색을 사용하여야 한다.

속도계 계통

각 속도계는 승인된 것이어야 하며 해당하는 전압 및 정압을 작용시켰을 때 최소의 계기오차로 진대기속도(표준대기 해면상)를 지시하도록 교정하여야 한다.

속도계통은 37 km/h (20 kts)이상의 전진 비행상태에서 교정하여야 한다.

속도계는 표준대기해면상에서 다음의 경우보다 작은 허용장착오차로 진대기속도를 지시하여야 한다.

교정대기속도의 ±5%

± 9.3 km/h (5 kts).

정압계통

정압공기 연결부를 갖는 각 계기는 비행기의 속도, 창문의 개폐, 기류의 변화, 습기 또는 기타 외부물질의 영향이 계기의 정밀도에 불리한 영향을 적게 주도록 외부와 통기되어야 한다.

정압계통의 설계 및 장착은 다음과 같아야 한다.

배수공 설치

배관의 찰상, 배관의 만곡 부분에서의 심한 변형 또는 이로 인한 배관의 막힘이 없어야 한다.

재료는 내구성이 있어야 하고 목적에 적합한 것이어야 한다. 그리고 내식 처리가 되어 있어야 한다.

자기 방향지시계

각 자기 방향지시계는 비행기의 진동 또는 자장에 의해서 그 정밀도가 심하게 영향을 받지 않도록 장착되어야 한다.

보정되어 장착된 자기식 방향 지시계는 수평비행에서 어떠한 방위에서도 자차가 10°이상 틀려지면 안 된다. 라디오로 인해 발생되는 자기에 의해서는 10°이상 틀려질 수 있으나 15°를 초과해서는 안 된다.

전원을 사용하는 계기 : 각 경량헬리콥터에 대해서

각 자이로계기는 최적 상승률에서의 속도를 초과하는 어떤 속도에서도 계기의 요구되는 정밀도를 유지하기에 적합한 동력원으로부터 에너지를 얻어야 한다.

각 자이로계기는 강우, 윤활유 및 기타 유해요소로 인한 작동불량을 방지하도록 장착되어야 한다.

계기에 공급되는 동력이 적절한가를 지시하기 위한 장치가 있어야 한다.

동력장치 계기

계기 및 계기배관

각 동력장치 계기배관은 4.1.6.4나.의 규정에 적합하여야 한다.

가압된 가연성 유체를 포함하는 계기배관은 다음에 적합하여야 한다.

1) 배관이 터졌을 경우에 과량의 유체의 유출을 막기 위하여 압력원에 제한 오리피스 또는 기타의 안전장치를 설치하여야 한다.

2) 유체가 유출되더라도 위험을 발생치 않도록 설치하고 배치하여야 한다.

가연성 유체를 사용하는 각 동력장치계기는 유체의 유출에 의해 위험이 발생하지 않도록 설치하고 배치하여야 한다.

연료유량계 : 연료유량계는 비행중 각 탱크의 연료의 양을 비행승무원에게 명확하게 지시하도록 장착하여야 한다. 또 다음의 규정에 적합하여야 한다.

각 연료유량계는 연료탱크내에 남은 유량이 4.1.6.3다.에 규정하는 사용 불가능량이 되었을 때 수평비행에서 영을 지시하여야 한다.

2개 이상의 연료탱크가 중력식 공급장치에 의해 근접하여 연결되고 통기가 되어 있고, 또한 각 연료탱크에서 독자적으로 공급할 수 없는 경우에는 적어도 한 개의 연료유량계를 갖추어야 한다.

노출된 지시기는 손상의 우려가 없도록 보호하여야 한다.

연료유량계 : 연료유량계를 장비하는 경우 각 계량부분의 작동불량으로 인하여 현저히 연료의 흐름을 방해할 때 연료를 우회시키는 장치를 갖추어야 한다.

오일유량계 : 지상(각 탱크에 주입하는 동안을 포함)에서 각 탱크내의 양을 지시하는 장치를 갖추어야 한다.

강자성 재질을 사용하는 회전익 구동계통 변속기 및 기어박스는 변속기 또는 기어박스 내에서 손상 또는 과도한 마모에 의한 강자성 물질의 존재 여부를 지시해 주도록 설계된 칩 검출기를 장착하고 있어야 한다. 각 칩 검출기는 금속칩의 자극을 점검하기 위해 탈착가능해야 한다.

전기계통 및 전기장비

일반

전기계통의 용량 : 각 전기계통은 소요 용도에 적합하여야 한다. 또한,

전원, 송전용 전선 관련된 조작 및 안전장치는 안전운항에 필수적인 각 부하회로에 필요한 전력을 적절한 전압으로 공급할 수 있어야 한다.

(1)(가) 규정에 대한 적합성은 예상 가능한 경우 및 지속시간에 대해 전기부하 해석 또는 측정에 의해 입증되어야 한다.

기능 : 각 전기계통은 다음 규정을 따라야 한다.

장착되었을 경우 각 계통은 다음과 같아야 한다.

1) 계통자체 계통의 조작방법 및 경량헬리콥터의 기타 부분에 미치는 영향이 위험하지 않아야 한다.

2) 연료, 윤활유, 물 기타 유해물질 및 기계적 손상으로부터 보호되어야 한다.

전원은 조합 연결되어 작동하거나 단독 작동되는 경우에도 적정하게 작동되어야 한다. 단, 축전지를 사용하는 교류발전기의 작동이 축전지의 고장에 의해 정지되는 경우는 제외한다.

초기의 여자 또는 안정을 위하여 축전지를 사용하는 교류발전기의 작동이 축전지의 고장에 의해 중단되는 것을 제외하고는 어떤 전원의 고장 또는 작동불량이 안전운항에 대하여 필수적인 부하회로에 공급되는 다른 전원의 능력을 손상시켜서는 안 된다.

전원제어장치는 각 전원을 독립적으로 작동시킬 수 있어야 한다. 단, 초기 여자 또는 안정을 위해 축전지를 사용하는 교류발전기에 관련된 제어장치에 있어서 교류발전기와 축전지간의 연결을 분리시킬 수 있을 필요는 없다.

발전계통 - 안전운항에 필수적인 부하회로에 전력을 공급하는 경우에는 최소한 한 개의 발전기가 있어야 한다. 또한-

각 발전기는 연속적으로 정격출력을 낼 수 있어야 한다.

발전기 전압 조절장치는 정격한계 내에서 신뢰할 수 있게 발전기 출력을 조절할 수 있어야 한다.

각 발전기는 발전기에 손상을 주기에 충분한 역전류가 흘러 들어올 각 발전기를 축전지 및 다른 발전기로부터의 연결을 끊을 수 있도록 설계된 역전류 차단기를 가져야 한다.

발전기는 과전압 상태인 경우에는 전기계통 및 전기계통에 의해 작동되는 장비에 일어나는 위험을 방지하기 위해 각 발전기는 과전압 제어 조절기를 가져야 한다.

어떤 발전기의 고장을 비행승무원에게 즉각적인 경보장치가 있어야 한다.

계기 - 전기계통의 안전운용에 필수적인 전기계통 용량을 담당 승무원에게 지시하는 장치가 있어야 한다. 직류시스템인 경우 축전지 충전을 위해 전류계를 사용할 수 있다.

내화성 - 전기장비는 엔진실 내에 화재가 발생하였을 경우에는 화재주위의 방화벽의 표면이 5분간 110C° 또는 출원자에 의해 구체화된 보다 낮은 온도로 가열되어 있는 동안 계속적인 안전운항에 필수적인 방화벽 뒤에 위치한 장비가 만족하게 기능을 발휘하고 또한 더 이상의 화재위험을 발생하지 않도록 설계 및 장착되어야 한다. 이것은 시험 또는 분석에 의해 입증되어야 한다.

외부전력 - 외부전력을 엔진 시동을 위한 것이 아니라 기타 장비에 전기적으로 연결될 수 있도록 경량헬리콥터에 연결할 경우에는 외부전원의 극성 또는 배열이 바뀌지 않도록 보장할 장치가 있어야 한다.

축전지의 설계 및 장착

각 축전지는 본 절에서 규정하는 바와 같이 설계하고 장착하여야 한다.

어떠한 충전 또는 방전 상태에서도 전해액의 온도와 축전지 내압은 안전하게 유지되어야 한다. 축전지를 재충전(완전 방전 후)한 경우에는 다음의 상태에서 전해액의 온도가 제어 불능하게 상승되어서는 안 된다.

최대조정전압상태 또는 최대조정전력상태

최장시간의 비행 상태

운용 중에 생길 수 있는 최악의 냉각상태

상기(2)에 대한 적합성은 시험에 의해서 입증되어야 하지만 유사한 축전지 및 장착상의 경험으로 전해액의 온도와 내압을 안전하게 유지하는 것에 아무런 문제가 없다는 것이 입증된 경우에는 시험은 필요치 않다.

정상운용 중에 충전계통 또는 축전지 장착에 있어 어떠한 작동불량의 결과로 어떤 축전지에서 방출되는 폭발성 혹은 유독기체가 위험할 정도의 양으로 항공기 내에 축적되어서는 아니 된다.

축전지에서 방출 또는 유출되는 부식성 액체 또는 기체가 주위의 구조 또는 부근의 중요 장비에 손상을 끼쳐서는 아니 된다.

엔진 또는 보조동력장치를 시동하는데 사용되는 니켈-카드뮴 축전지의 장착에 있어서는 축전지 또는 각 전해액의 회로단락 현상으로 발생될 수 있는 최대량의 열에 의하여 기체구조 또는 중요계통에 미칠 수 있는 해를 방지하기 위한 장치를 마련해야 한다.

엔진 또는 보조 장치를 시동하는데 사용되는 니켈-카드뮴 축전지의 장착은 다음과 같은 것을 가져야 한다.

축전지의 과열을 방지하기 위하여 축전지의 충전 속도를 자동적으로 조정할 장치

과열현상이 발생하였을 때 충전 동력으로부터 축전지를 분리시키기 위한 장치와 축전지 온도 감지장치 및 경보장치

축전지에 고장이 발생하였을 때 충전동력으로부터 축전지를 분리시키기 위한 장치와 축전지 고장 감지장치 및 경보장치

회로 보호 장치

퓨우즈, 회로차단기와 같은 보호 장치를 다음 이외의 모든 전기회로에 장착하여야 한다.

시동 전동기의 주회로

보호 장치가 없어도 지장이 없는 회로

비행안전에 필수적인 회로를 위한 보호 장치는 다른 회로를 함께 보호하기 위하여 사용되어서는 안 된다.

재접속이 가능한 회로 보호장치(작동조작에 의해 트립핑 기구가 무시되지 않게 하는 “트립 프리(Trip Free)"는 다음과 같도록 설계하여야 한다.

트립핑 후 기능을 회복시키기 위하여 수동조작이 요구된다.

과부하 또는 회로에 고장상태가 지속되는 경우에는 장치는 작동스위치의 위치에 관계없이 회로를 다시 차단하여야 한다.

회로차단기의 재접속 또는 퓨우즈의 교환이 비행중의 안전에 필수적인 경우에는 회로차단기 또는 퓨우즈는 비행 중 신속히 재접속 또는 교환할 수 있도록 비치되어야 하고 표시되어야 한다.

퓨우즈를 사용하는 경우에는 각 정격마다 한 개의 예비품 또는 각 정격마다 사용 갯수의 50%중 많은 쪽 숫자의 예비 퓨우즈가 있어야 한다.

마스터 스위치 배치

주 모선으로부터 전원을 용이하게 단절할 수 있도록 마스터 스위치가 장비되어 있어야 한다. 스위치에 의해 작동되는 단절점은 전원에 가깝게 있어야 한다.

마스터 스위치 또는 그 조작 장치는 비행 중에 승무원이 쉽게 식별하고 쉽게 접근할 수 있도록 장비되어야 한다.

전선

회로단락 및 화재위험 가능성을 최소화 하기위하여 각 전선은 적합한 용량을 갖고 있어서 적절하게 배치되고 연결되어야 한다.

회로의 과부하 또는 고장 발생시에 과열될 수 있는 각 전선 및 관련 장비는 적어도 불연성이 있어야 하고 위험한 양의 유독성 연기를 방출해서는 안 된다.

스위치 - 각 스위치는 다음과 같아야 한다.

정격 전류를 통하게 할 수 있어야 한다.

담당 승무원의 접근이 용이하여야 한다.

조작 및 제어회로에 대해 표식을 붙여야 한다.

등화 : 외부등화가 장착된다면 다음 요건을 만족하여야 한다.

위치표시 등 시스템의 장착

위치표시등 시스템의 각 부분은 이절의 규정을 충족하여야 한다.

전방항공등 : 전방항공등은 좌우방향에 가능한 한 떨어져서 경량헬리콥터의 전방에 부착한 한 개의 적색등과 한 개의 녹색등으로 구성되며 경량헬리콥터가 정상비행 자세에서 적색등은 왼쪽에, 녹색등은 오른쪽에 장착하여야 한다. 각 등은 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

후방항공등 : 후방항공등은 가능한 한 후방에 장착한 한 개의 백색등이어야 하며 각 등은 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

회로 : 두 개의 전방항공등과 한 개의 후방항공등은 하나의 회로를 구성하여야 한다.

정박등

수상에서 운용하는 경량헬리콥터에 정박등을 장착하는 경우에는 다음의 규정에 따라야 한다.

야간에 맑은 대기상태에서 적어도 3.5 ㎞ (2 nm)의 먼 곳에서 백색광을 확인할 수 있어야 한다.

경량헬리콥터가 물 위에 체류하거나 표류하는 경우에는 최대 가능한 부동광을 발할 수 있게 장착하여야 한다.

정박등은 외부에 매어다는 등이라도 무방하다.

충돌방지등 시스템

야간 운용에 대한 증명이 요구되는 경우 경량헬리콥터는 다음 조건을 충족하는 충돌방지등 시스템을 갖추어야 한다.

승인된 규격에 의한 한 개 이상의 충돌방지등으로 구성되고 방사되는 빛은 승무원의 시계를 방해하지 않아야 하며 또한 항공등의 손상하는 것이어서는 아니 된다.

(2)에서 (5)까지의 규정에 따라야 한다.

투광범위 : 충돌방지등 시스템은 회전익항공기의 형상 및 비행특성을 고려하여 회전익항공기 주위의 모든 중요구역에 투광가능한 등으로 구성되어야 한다. 투광범위는 어떠한 경우에도 회전익항공기의 수평면의 상하 30°이내의 모든 방향에 투광되어야 한다. 단 입체각으로서 합계 0.5 스테라디언 이하의 시각 장해는 허용할 수 있다.

섬광특성 : 충돌방지등 시스템의 광원의 수, 빛의 폭, 회전속도 등의 특성을 고려한 시스템의 장착은 매분 40이상 100이하의 유효섬광횟수를 생기게 하여야 한다. 유효섬광횟수는 경량헬리콥터의 충돌방지등의 모든 시스템을 먼 곳에서 본 경우에는 그 중복부분을 포함하는 모든 부채꼴 부분에도 적용하는 것으로 한다. 중복부분에서 섬광회수는 매분 100이상이어도 무방하나 매분 180을 넘어서는 아니 된다.

색 - 충돌방지등의 색은 항공적색이어야 한다.

안전 장비

자동방출장치와 같이 승무원에 의하여 비상시에 사용되는 필요한 안전장비품은 용이하게 접근될 수 있어야 한다.

소요되는 안전 장비품을 위한 적재설비가 갖추어져야 하며 다음과 같아야 한다.

장비품은 직접 접근되도록 하고 그 위치는 보이도록 배치하여야 한다.

안전 장비품이 4.1.4.7가.에 규정된 관성하중에 의한 손상을 입지 않도록 보호하여야 한다.

기타 장비품

전자 장비 - 전자 장비품 및 장착은, 그 자체 조작방법 및 타 부품에 미치는 영향 등이 위험하지 않은 것이어야 한다.

<삭 제>

운용한계, 표시 및 비행교범

일반

일반

안전운용에 필요한 운용한계와 기타 사항들은 4.1.8.3의 규정에 의하여 승무원이 이용할 수 있도록 만들어져야 한다.

운용한계

대기속도한계 : 일반

경량헬리콥터에 있어서 그 운용속도범위를 지정하여야 한다.

대기속도한계가 중량, 중량분포, 고도, 회전익의 회전속도, 출력 혹은 또는 기타의 변수로 된 함수인 경우에는 이들 함수의 가장 불리한 조합에 대해서 대기속도한계를 설정하여야 한다.

초과금지속도

초과금지속도, 는 다음의 값을 갖도록 설정하여야 한다.

다음의 어느 값보다도 작을 것.

1) 4.1.4.1마.의 규정에 따라 정해진 최대전진속도의 0.9배

2) 4.1.3.10가.의 규정에 따라 입증된 최대속도의 0.9배

3) 임계 고도조건에서 진행 날개 깃(blade tip) 마하수에 대해 입증된 최고 속도의 0.9배

다음의 조건을 만족하는 경우에 초과금지속도, 를 고도, 회전수, 온도 및 중량에 대하여 변화시켜도 무방하다.

이들 변수의 두 개 이하(또는 이들 변수의 두 개 이상을 합하여 지시하는 계기가 두 개 이하)인 것이 동시에 사용되는 경우

이들 변수(또는 이들 변수의 두 개 이상을 합하여 지시하는 계기의 지시)의 변동범위가 충분히 커서 를 운용상 실용적으로 안전에 변동시킬 수가 있는 경우

경량헬리콥터에 대해서 안정된 동력차단비행시 가 다음 조건을 만족한다면, (1)에 따라 설정된 보다 작은 속도로 설정되어야 한다.

회전익의 회전속도

엔진 부작동시의 최대치(자동회전비행) : 엔진 부작동시의 최대 회전속도는 다음의 어느 경우이든 작은 쪽의 값이 95%를 넘지 않도록 설정하여야 한다.

제작자 적합성 인증에서 입증된 최대회전속도

엔진 부작동시의 최소치 : 엔진 부작동시의 최소 회전속도는 다음의 어느 경우이든 큰 쪽의 값의 105% 이상이 되도록 설정하여야 한다.

제작자 적합성 인증에서 입증된 최소치

설계증명에 의해서 결정된 최소치

엔진 작동시의 최소치 : 엔진 작동시의 최소 회전속도는 다음 값이 되도록 설정하여야 한다.

다음의 어느 경우이든 큰 쪽의 값 이상의 값을 가질 것.

1) 제작자 적합성 인증에서 입증된 최소치

2) 설계증명에 의해서 결정된 최소치

중량 및 중심위치 - 4.1.3.1 나. 및 4.1.3.1 다.의 규정에 따라 각각 결정된 중량 및 중심위치한계는 운용 한계로서 설정하여야 한다.

동력장치의 운용한계

여기에 규정하는 동력장치의 운용한계는 엔진이 그 형식에 대하여 입증을 얻을 때의 각 한계를 넘지 않도록 설정하여야 한다.

이륙운용상태 : 동력장치의 이륙운용상태는 다음과 같이 제한하여야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 어느 경우의 값보다도 커서는 아니 된다.

1) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

2) 제작자 적합성 인증에서 입증된 최대치

허용최대흡기압력

상기 (2)(가) 및 (나)에서 정하여진 한계에 대응하는 출력의 사용시간 제한

상기 (3)(다)에서 결정된 사용 시간이 2분을 넘지 않는 경우는 허용최대 실린더 헤드 온도, 허용최대 냉각액 출구온도 혹은 허용최대 윤활유온도

연속운용상태 : 연속운용상태는 다음에 의해서 제한하여야 한다.

최대회전속도 : 최대회전속도는 다음의 어느 경우의 값보다 커서는 아니 된다.

1) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

2) 제작자 적합성 인증에서 입증된 최대치

연료의 등급 및 규격 : 최소연료등급은 (2) 및 (3)에 규정한 한계 내에서의 엔진의 운용에 필요한 등급 및 규격이상이 되도록 결정하여야 한다.

최대 운용고도 : 운용이 허용되는 최대고도는 비행, 구조, 동력장치, 기능 또는 장비특성에 따라 설정하여야 한다.

표시 및 플래카드

일반

경량헬리콥터는 다음 사항을 갖추어야 한다.

만일 비행기가 특수한 설계, 운용, 조종특성을 가졌다면 안전운항에 필요한 표시나 플래카드 같은 부가적인 지시사항이 필요하다.

(1)에서 설명된 표시와 플래카드는 다음 사항을 지켜야 한다.

눈에 잘 뜨일 수 있는 곳에 있어야 한다.

쉽게 지워지거나 희미해지거나 손상되지 말아야 한다.

플래카드에 사용된 측정단위는 계기에 사용된 것과 동일해야 한다.

계기표지 - 각 계기표지는 다음을 만족하여야 한다.

표지가 계기의 덮개 유리위에 되어 있을 때는 덮개유리와 눈금 면이 정확하게 제자리에서 정렬되도록 유지시키는 수단이 필요하다.

각 원호와 방사선은 조종사가 확실히 볼 수 있도록 위치해야 하며 충분히 넓어야 한다.

속도계

모든 속도계는 (2)에 규정된 지시대기속도를 나타낼 수 있도록 표시를 하여야 한다.

속도계에는 다음 표지를 나타낸 것이어야 한다.

적색선 : 동력적용시의

적색 음영방사선 : 동력차단시의 (동력차단시의 가 동력적용시의 보다 작을 경우)

황색 호선 : 경고 범위

녹색 호선 : 안전운용 범위

자기방향 지시기

자기방향지시기 위 또는 부근에 이 절에서 열거된 사항이 기록된 플래카드가 위치해야 한다.

플래카드에는 엔진이 작동하는 수평비행상태에서의 계기보정을 나타내야 한다.

플래카드에는 보정이 라디오 수신기를 켠 상태에서 된 것인지 끈 상태에서 만들어진 것인지를 명시해야 한다.

보정사항은 45도를 넘지 않는 자침방향으로 나타내야 한다.

동력장치 계기 - 동력장치 계기는 다음과 같은 계기형식에 적합하여야 한다.

안전작동을 위한 최대 및 최소한계는 붉은 방사선이나 붉은 선으로 표시되어야 한다.

정상작동 범위는 안전 면에서의 최대 및 최소 한계점을 넘지 않는 범위로 하여 녹색호선이나 녹색선으로 표시한다.

이륙 및 경계범위에 있어서는 황색호선이나 황색선으로 표시한다.

진동응력 때문에 제한되는 엔진이나 프로펠러의 작동범위는 붉은 호선이나 붉은선으로 표시되어야 한다.

윤활유 유량계 - 윤활유 유량계는 윤활유의 양을 신속하고도 정확하게 나타낼 수 있도록 충분한 간격으로 표시되어 있어야 한다.

연료유량계 - 연료유량계는 탱크의 사용불능연료가 3.8ℓ(1 갈론)이거나 혹은 탱크용량의 5%인 것 중에서 많은 경우에 대하여 교정 “0” 판독에서부터 수평비행자세에서 주어지는 최저 판독까지는 적색호선으로 표시하여야 한다.

조종표시

주 조종 장치와 단순한 누름식 시동스위치를 제외한 그 이외의 각 조종 장치에는 작동법과 기능을 선명하게 표시해야 한다.

동력장치용 연료조절장치에 대하여는

연료탱크 선택조절장치에는 연결된 탱크와 연료분배 장치의 위치를 나타내는 표시가 있어야 한다.

안전운항을 위해서 순차적인 연료탱크의 사용이 필요하면 그 순서를 탱크의 연료선택 밸브 상부나 근처에 표시해야 한다.

사용가능연료의 용량을 다음 규정에 따라 표시를 하여야 한다.

연료계통에 선택조절장치가 없을 경우에는 해당 계통의 사용가능연료의 용량을 연료유량계에 표시하여야 한다.

연료계통에 선택조절장치가 있는 경우에는 선택조절장치의 각 절환위치에서 이용할 수 있는 사용가능연료의 용량을 해당 선택조절장치의 부근에 표시하여야 한다.

보기조작장치, 보조조작장치 및 비상조작장치

회전익의 피치 등의 위치를 나타내는 가시위치지시기에는 각 승무원이 이들 가동부의 위치를 항상 판단할 수 있도록 표시를 나타내어야 한다.

비상조작장치는 적색으로 도장하여야 하며 조작방법에 대하여 표시를 나타내어야 한다.

기타표시와 표시판

수하물실, 화물실 및 발라스트 위치 : 화물 적재사항에 필요한 무게 및 내용물의 제한사항을 기재한 표시판이 화물실과 수하물실, 발라스트 적재 장소에 있어야 한다.

연료와 윤활유 주입구에는 다음의 요건을 적용해야 한다.

연료필터 개구부에는 필터커버 또는 그 부근에 최소연료등급, 연료규격, 탱크의 연료량 및 분리 오일계통이 없는 각 2행정 엔진인 경우는 연료/오일 혼합비 표시가 있어야 한다.

오일필터 개구부에는 필터커버 또는 그 부근에 다음 표시가 있어야한다.

1) 오일 등급

2) 청정제 또는 비청정제 표시

연료 탱크 : 모든 탱크의 사용가능한 연료량은 선택장치 및 연료유량계 위에 표시되어야 한다.

비상탈출구 표시판은 4.1.5.6자.에 만족해야 하며, 비상구 표시와 작동설명문은 반드시 붉은색이어야 한다. 표시판은 비상구 작동장치 주변에 위치해야 하며 비상구의 위치와 작동설명을 명백하게 나타내 주어야 한다.

각 직류 전기장치에는 사용전압을 외부동력 접속부분에 분명하게 표시해 주어야 한다.

운용한계에 관한 플래카드 - 회전익 항공기가 승인 받은 운용 종류(시계비행 주간, 미결빙)를 기재한 플래카드를 조종사가 잘 볼 수 있는 위치에 부착하여야 한다.

안전 장비품

안전 장비품에는 조작방법을 분명하게 표시해야 한다.

필요한 안전장비품의 적재위치는 사용자의 편리를 위해서 표시해야 한다.

꼬리부분 회전익 - 각 꼬리부분회전익에는 정상적인 주간의 지상상태에서 이 회전원판이 명확하게 나타날 수 있도록 표시를 하여야 한다.

비행교범 및 승인된 교범들

일반

기재사항 : 비행교범은 각 경량헬리콥터가 갖추어야 하며 각 비행교범은 다음의 사항을 포함하고 있어야 한다.

설계나 운용, 조종특성 때문에 안전운항을 위해서 필요한 기타 다른 사항이 기재되어 있어야 한다.

승인된 사항 : 4.1.8.4나.에서 4.1.8.4마.까지 규정된 비행교범의 각 장은 입증되고 또는 승인된 것이어야 한다. 비행교범의 승인되지 않은 기타의 장과 분리하여 구별되도록 하여야 하며 명확하게 구분이 되어야 한다.

승인되지 않은 정보 : 승인되지 않은 정보는 국토교통부에 제출되어야 한다.

단위 : 비행교범에 사용된 측정법(치수)은 사용되는 계기의 사용법(치수)과 같아야 한다.

목차 : 교범이 복잡하여 목차가 필요하다면 각 경량헬리콥터의 비행교범은 목차를 포함하여야 한다.

운용한계

대기속도 및 회전익의 운용한계 : 대기속도 및 회전익의 운용한계를 각각의 계기의 위 혹은 근처에 표시하는데 필요한 사항을 비행교범에 기재하여야 한다. 또한 각 운용한계의 취지 및 색의 구별의 의미에 대하여 설명을 기재하여야 한다.

동력장치의 운용한계 : 다음 사항의 정보를 비치하여야 한다.

승인받았을 경우에는 그 한계의 설명

4행정 엔진인 경우 연료/윤활유 비율

중량 및 중량분포 : 4.1.3.1나. 및 4.1.3.1다.의 규정에 의한 중량 및 중심위치 한계를 비행교범에 기재하여야 한다. 예상되는 여러 가지의 중량 분포에 대하여 보증되어 있는 경우에는 각각의 한계사항을 쉽게 준수할 수 있는 사항들을 비행교범에 기재하여야 한다.

운용방식 : 경량헬리콥터 및 이에 장착되는 장비에 대하여 승인된 운용방식을 비행교범에 기재하여야 한다.

고도 : 4.1.8.2사.에 규정된 고도와 제한계수에 대한 설명을 기재하여야 한다.

운용절차

비행교범의 운용절차를 기재하는 장에는 이륙 및 착륙과 관련 항공기 속도를 포함한 정상운용절차 및 비상운용절차에 관한 사항을 기재하여야 한다. 동 교범은 다음을 기재하여야 한다

시험에 사용한 이륙 표면의 종류 및 해당 이륙중 급상승 속도.

시험에 사용한 착륙 표면의 종류 및 해당 착륙 속도.

사용불가능연료가 탱크용량의 5%를 초과하거나 3.8ℓ(1갤런)을 초과하여 남아 있다면 비록 많은 양이긴 하지만 연료유량계의 눈금이 비행중 0을 가리킨다면 연료탱크내에 남아있는 연료는 비행중 안전하게 사용될 수 없다는 것을 기재하여야 한다.

각 연료탱크의 총사용 가능연료량을 기재하여야 한다.

성능자료

경량헬리콥터에는 다음의 4.1.3.7라.에서 4.1.3.7자.와 4.1.3.8나.(3)에 규정한 자료를 비치하여야 한다.

고도-속도의 제한포위선을 결정하는데 충분한 자료

다음에 규정한 여러 가지 성능에 관한 자료

1) 대기속도, 온도 및 고도 등의 여러 요인에 의한 영향을 받는 제자리비행 한계고도, 정상상승율 및 정상하강율

2) 지상부근에서의 운용에 대한 안전한 최대풍향, 풍속성분. 만일 경량헬리콥터가 최대 풍속치에서 착륙과 이륙을 안전하게 할 수 없는 중량, 고도 및 온도의 조합이 있다면 운용 포위선의 부분과 적절하고 안전한 풍속조건을 비행교범에 기재하여야 한다.

3) 4.1.6.6가.에서 4.1.6.6다.까지의 냉각설비의 허용이 있을 때 입증된 최대대기온도

4) 4.1.3.7바.에서 규정한 최소하강율 및 최적각에서의 속도 및 운용조건에서 자동회전비행할 때 고도의 함수로서의 활공거리

경량헬리콥터 비행교범에는 4.1.3.7나.의 규정에 적합하게 사용하고 있는 이륙 중량 및 고도에 관한 성능자료를 기재하여야 한다.

적재에 관한 사항 - 승객 및 승무원의 중량을 가정하여 4.1.3.1나.의 규정에 의해서 정하여진 최대 중량에서 최소중량까지의 중량에 대하여 4.1.3.1다.에 규정된 한계치를 넘는 중심위치를 생길 가능성이 있는 각 적재상태에 대해서는 적재에 관한 사항을 비행교범에 기재하여야 한다.

요구장비(Required Equipment)

이 절은 제5장 5.1.7에 따른다.

품질보증 (Quality Assurance)

이절은 제5장 5.3에 따른다.

제품수락시험(Production Acceptance Test)

이 절은 제5장 5.3.6에 따른다.

항공기 운용지침 (Aircraft Operating Instructions)

이 절은 제5장 5.1.8.5.A에 따른다.

정비, 정비매뉴얼 및 기록유지(Maintenance and Inspection Procedures)

이 절은 제2장 2.6에 따른다.

지속 감항성(Continued Airworthiness)

이 절은 제2장 2.7에 따른다

키트조립지침

(Manufactures Assembly Instructions, Kit builders only)

이 절은 제2장 2.8에 따른다.

자이로플레인의 안전성인증 기술기준

설계 및 성능(Design and Performance)

적용범위

제5장 자이로플레인의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 5 - | 개정 : 2017.12.04

제5장 자이로플레인의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 5 - | 개정 : 2017.12.04

이 절은 자이로플레인을 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전성 인증을 받기 위해 충족시켜야 하는 설계 및 비행성능에 관한 감항성 요구조건 등을 규정한다.

이 절은 비행 중에 로터의 콜렉티브 피치 각도를 조정할 수 없는 자이로플레인에 적용된다.

용어

정의

동력 차단 : 시험목적, 아이들 상태의 엔진

주구조 : 파괴시에 자이로플레인을 위험하게 만들 수 있는 구조물

약어

POH - 조종사 운용 안내서(Pilot Operating Handbook)

ASTM - 미국재료시험협회 (American Society for Testing and Materials)

CAS - 교정대기속도 (calibrated airspeed)

CG - 무게중심 (center of gravity)

CN - 수직력 계수 (normal force coefficient)

IAS - 지시대기속도 (indicated airspeed)

ICAO - 국제민간항공기구 (International Civil Aviation Organization)

MGW - 최대 총중량 (Maximum Gross Weight)

MPRS - 최소동력요구속도 (Minimum Power Required Airspeed)

VFR - 시계비행규칙 (Visual Flight Rules)

- 최대 동력에서 직선 및 수평 속도

- 최저 조종가능 수평비행속도, IAS

- 초과금지속도, IAS

- 최적상승률속도, IAS

비행

일반

적합성 조건

이 절의 각 요구 조건은 하중 조건들과 자이로플레인의 운용범위 내에서 중량 및 평형 하중 조건들 중 가장 불리한 조합에서 만족되어야 한다.

별도로 명기하지 않는 한, 성능 요구조건들은 표준 대기 상태 (15°C (59°F) 표준 해면 압력 고도)를 기준으로 한다.

이 절의 각 요구 조건은 별도로 언급되지 않는 한 자이로플레인이 운용될 모든 형상에 대해 만족하여야 한다. (예를 들어, 만약 자이로플레인이 하나의 캐노피 또는 여러 문짝들을 장착하고 있고, 운용시 이 캐노피 또는 문짝들이 제거된 상태에서도 운용될 수 있다면, 이 자이로플레인은 이 캐노피 또는 문짝들이 장착 및 미장착된 상태 모두에서 이 절의 요구 조건들을 만족시켜야 한다.)

하중 분포 제한

충분한 조종 및 안전 여유를 보장하는 조종사, 승객 및 연료 (만약 필요하다면 밸러스트)의 무게 및 평형의 범위를 결정하기 위한 방법이 규정되어야 한다. 평형의 범위는 일반적으로 고정된 기체 구성품과 수평 기준점 사이에서 규정된 각도 한계를 가지는 헹테스트(hang test)에 의해 결정된다.

주: 적절한 무게 및 평형을 결정하는 방법은 POH에 규정되어야 한다.

중량 한계

모든 적용 가능한 구조 하중 조건 및 비행 요구 조건에 적합하는 최대 무게, 즉, 최대총중량 (MGW)이 반드시 설정되어야 한다. 이 MGW는 POH에 규정되어야 한다.

주 - 표준 점유 중량

(1) 연료 0.72kg/ℓ (6 lb/gal) 다만, 휘발유 이외의 연료에 있어서는 그 연료에 상응하는 단위중량으로 한다.

(2) 윤활유 0.9kg/ℓ (7.5 lb/gal)

(3) 승무원 및 승객 77kg/인(170 lb/인)

공허 중량

설계 공허 중량은 제작사에 의해 규정되어야 한다.

주: 설계 공허 중량은 POH에 포함되어야 한다.

실제 공허 중량은 고정 밸러스트, 필요 최소 장비, 불용 연료 및 기종에 따라 최대 오일, 엔진 냉각수, 유압유를 포함하며, 가용 연료, 탑승자의 무게 및 쉽게 제거 가능한 하중 품목들은 제외한 상태에서 자이로플레인을 실측하여 설정되어야 한다.

실제 공허 중량을 결정할 때의 자이로플레인의 상태는 적절하게 정의되며 쉽게 재현되는 상태여야 한다.

제거가능 밸러스트

이 절의 비행 요건에 대한 적합성을 증명하기 위하여 제거가능 밸러스트를 사용하여도 된다.

로터 속도 한계

중량, 고도 및 속도의 가장 위험한 조합들의 상태에서 로터 회전 속도는 안정적이어야 하며, 예상되는 모든 기동이 안전하게 수행되도록 설정된 안전 범위 이내로 유지되어야 한다. 설정된 안전 로터회전 속도 범위는 POH에서 확인되어야 한다. 이 안전 범위는 로터 블레이드 제작사 또는 수용 가능한 안전 운용 기록으로부터 설정되어야 한다.

설정된 안전 범위는 하중과 로터 회전 속도의 가장 불리한 조합에서 로터의 날개방향 및 시위방향 굽힘 진동수를 고려한 속도여야 하며, ‘면내 (in-plane)’ 고유진동수가 최대 로터 RPM의 최소 1.2 배 이상임을 보장하기에 충분한 로터 강성을 고려한 속도여야 한다.

적합성은 수용 가능한 항공기 제작 규정들과, 알려진 설계 강도와 피로 물성을 가진 재료들의 정확한 사용 및 설정된 로터 회전 속도의 안전 범위의 한계점에서의 성능 시험에 의해서도 수립될 수 있다.

성능

일반사항

이 절의 성능에는 다음 조건들을 적용한다.

평균 조건들 하에서 통상의 조종 스킬로 구현 가능한 것이어야 한다.

ICAO에서 정의한 해면 고도에서 안정 대기 상태의 표준 대기내 및 표준 대기로 교정된 것이어야 한다.

속도는 지시대기속도 (IAS)와 교정대기속도 (CAS)로 제시되어야 한다.

가장 위험한 무게 및 CG 조합에서 획득 가능한 것이어야 한다.

각 조건에 대해 가장 불리한 무게중심에서,

해당 엔진 형식에서 규정된 최대 동력을 초과하지 않는 엔진 동력을 사용하면서, 5.1.8.4에 따라 동력장치 및 프로펠러 제한을 초과하지 않는 것이어야 한다.

이륙

바람이 없고, 일반적으로 인정되는 비행 기술로, 정지 상태에서 이륙해서 이륙 표면 위로 15 m (50 ft)까지 상승하는데 필요한 거리가 반드시 설정되어야 한다 (만약 자이로플레인이 pre-rotator 유/무 모두에서 운용될 수 있다면 pre-rotator 유/무의 양쪽 상태 모두에서 시험한다).

주: 이렇게 설정된 이륙 거리는 POH에서 확인되어야 한다.

상승

지상에서 벗어나서 지표면에서 300 m (1000 ft)까지 상승하는 데 필요한 시간이 설정되어야 하며, 이 시간은 4분이하여야 한다.

주: 설정된 상승 시간은 POH에서 확인되어야 한다.

활공

최저 하강률 속도에 트림된 자이로플레인의 최대 총중량 상태에서, 최소 획득 가능 무동력 하강률 및 관련 속도가 시험에 의해 설정되어야 한다.

주: 최소 무동력 하강률은 POH에 의해 확인되어야 한다.

최적 활공비 속도에 트림된 자이로플레인의 최대 총중량 상태에서, 최대 획득 가능 무동력 활공비가 시험에 의해 설정되어야 한다.

주: 최적 활공비 속도는 POH에 의해 확인되어야 한다.

초과금지속도 ()

조종성, 기동성 및 안정성 요구조건들 (5.1.3.3.가-5.1.3.5.바)을 고려한 최고 안전 운용 속도가 설정되어야 한다. 이 속도는 아이들과 최대 동력 사이에서 가장 불리한 동력 조건에 대해 설정되어야 한다.

주: 설정된 는 POH에 의해 확인되어야 한다.

수평 비행을 위한 최저 조종가능 속도 ()

최대 이륙 동력 상태에서 수평 비행을 위한 최저 속도가 설정되어야 한다.

주: 설정된 은 POH에서 확인되어야 한다.

최적상승률속도 ()

최대 상승률을 얻을 수 있는 속도가 설정되어야 한다.

주: 설정된 는 POH에서 확인되어야 한다.

최소동력요구속도 (MPRS)

정상 수평 비행에서 최소 동력이 요구되는 속도가 설정되어야 한다.

주: 설정된 MPRS는 POH에서 확인되어야 한다.

착륙 거리

바람이 없는 상태에서, 착륙 표면 상공 15 m (50 ft) 지점부터 착륙해서 정지 상태에 도달하는 데 필요한 거리가 설정되어야 한다. 이 성능을 얻기 위한 접근 속도가 설정되어야 한다.

주: 착륙 거리와 이 착륙 거리를 얻을 수 있는 접근 속도가 POH에서 확인되어야 한다.

최대 운용 고도

조종성, 기동성 및 안정성 요구조건들 (5.1.3.3.가-5.1.3.5.바)을 고려한 최대 안전 운용 고도가 설정되어야 한다. 다만, 3,000 m (10,000 ft)를 초과하는 안전 운용 압력 고도를 증명할 필요는 없다.

주: 최대 운용 고도는 POH에서 확인되어야 한다.

고도/속도 영역선도

엔진 고장시 안전하게 착륙할 수 없는 고도와 전진 속도의 조합들이 제한 고도-속도 영역선도로써 설정되어야 한다.

주: 고도-속도 영역선도는 POH에 포함되어야 한다.

조종성과 기동성:

일반

해면 및 최대 운용 고도에서, 임계 자중 및 평형 상태에서, 모든 동력 설정에 대해, 자이로플레인은 대기의 난기류 효과를 수정하고, 자이로플레인의 자세를 조종하기 위해서 충분한 여유의 조종 움직임과 ‘블레이드 자유도 (blade freedom)’를 통해 다음의 비행 조건들에서 안전하게 조종 및 기동 가능하여야 한다.

까지 모든 운용 가능 속도의 정상 비행 중

속도 변화 중

(엔진 동력의 급격하거나 급작스런 적용 또는 엔진 동력의 손실을 포함해서) 엔진 동력의 변화 중

다음의 기동을 포함하여 해당 타입에 적합한 모든 기동 중.

이륙

상승

선회 비행

수직 및 나선 강하를 포함하여 (동력/무동력 상태) 강하

(동력/무동력 상태) 착륙

착륙 중단으로부터 최대 동력 상승 비행으로의 복원

급선회, ‘직선 풀아웃 (straight pullout)’ 및 ‘롤 반전 (roll reversal)’을 포함한 동적 기동.

동력의 변화와 급작스러운 엔진 고장의 효과를 포함해서, 허용 범위내에서 모든 가능한 관련 동력 설정에서의 엔진 운용 상태로, 해당 형식에서 가능한 모든 운용 조건하에서, 예외적인 조종 스킬, 과도한 힘, 제한 기동 하중 계수를 초과할 위험 없이, 요구되는 비행 조건을 유지할 수 있어야 하며 (선회와 슬립을 포함하여) 한 비행 조건에서 다른 조건으로 부드럽게 전환할 수 있어야 한다. 통상의 조종 기법의 편차가 위험한 비행 상태를 유발하지 않아야 한다.

조종장치

조종장치에 과도한 순간적인 힘, 마찰, 지연 또는 유격이 나타나서는 아니 된다.

최대 총중량, 엔진 아이들 상태에서 탑승자들에 대한 위험 없이 자이로플레인을 착륙시키기 위한 기법이 수립되어야 한다.

주: 엔진 아이들 상태에서 착륙 절차는 POH에 포함되어야 한다.

자이로플레인은 해면고도 및 최대 운용 고도 모두에서, 가장 위험한 무게 및 CG 조합 상태에서, 모든 동력 설정에 대해, 다음의 비행 조건에서 피치 진동을 방지하거나 멈추기 위해 특별한 주의를 기울일 필요가 없어야 한다.

속도까지의 정상 비행 중

다음을 포함하는 속도 변화 중

(엔진 동력의 급작스런 손실을 포함해서) 엔진 동력의 변화 중

다음의 기동을 포함하여 해당 타입에 적합한 모든 기동 중

이륙

상승

선회 비행

수직 및 나선 강하를 포함하여 (동력/무동력 상태) 강하

(동력/무동력 상태) 착륙

착륙 중단으로부터 최대 동력 상승 비행으로의 복원

급선회, ‘직선 풀아웃 (straight pullout)’ 및 ‘롤 반전 (roll reversal)’을 포함한 동적 기동.

이 절에서 언급된 조건하에서 모든 특수한 비행 특성 또는 반작용이 확인되어야 한다. 이 특수한 비행 특성 및 반작용에 대한 적절한 회피 및 처치 동작들이 확인되어야 한다.

가로/세로 및 방향 조종:

수직 강하를 포함한 모든 속도, ‘무동력 (power off)’을 포함한 모든 동력 설정들에서 1.3 에 해당하는 속도에 즉각적으로 도달할 수 있도록 로터 디스크의 받음각을 낮추는 것이 가능하여야 한다.

모든 허용된 중량 제한 및 엔진 동력 설정들에서, 에서 1.3 로 즉각적으로 도달할 수 있도록 로터 디스크의 받음각을 높이는 것이 가능하여야 한다.

조종력은 5.1.4.4.나에 규정된 값을 넘지 않아야 한다. 이 요구 조건은 무동력을 포함한 모든 허용된 엔진 동력 설정값들에 적용된다.

다음의 상태에서 과도한 조종 기술 없이도, 자이로플레인이 지표면 근처에서 해당 형식에 적절한 (측풍 이륙이나 착륙과 같은) 기동 중에 조종력의 상실없이 운용될 수 있는 최대 풍속, 최대 측풍 및 최대 배풍이 설정되어야 한다.

가장 위험한 중량 상태

가장 위험한 무게 중심 상태

주: 이 풍속들은 POH에서 확인되어야 한다.

안정성

일반 사항

자이로플레인의 안정성 특성들은 이 절의 모든 안정성 기준을 만족시켜야 한다.

자이로플레인은 모든 통상의 기동 중에, 정상 운용에서 예상되는 시간 동안, 과도한 조종기술, 주의력 또는 체력 없이도 비행 가능하여야 한다.

이 절의 각 요구사항은 엔진출력과 대기속도의 가장 불리한 조합에서도 충족되어야 한다. 이 절의 모든 요구사항은 아이들 출력에서 허용되는 최대 엔진출력에 이르기까지 다양한 엔진출력 설정에서 충족되어야 한다. 모든 요구사항은 최소동력 요구속도(MPRS)에서 초과금지속도()에 이르기까지 충족되어야 한다.

세로 출력 반응:

트림 정적 세로 동력 속도의 수평비행상태에서, 출력변화는 아래의 조건에서 초기 트림 MPRS(최소동력 요구속도)로부터 25%이상 차이가 나지 않아야 한다.

수평비행상태에서, MPRS 출력에서 최대출력까지 증가할 경우

수평비행상태에서, MPRS 출력에서 엔진정지까지 감소시킬 경우

피치 고정된 사이클릭인 경우, 초기 MPRS (최소동력 요구속도) 동력 상태의 위치

자유로운 피치 사이클릭인 경우, 초기 MPRS (최소동력 요구속도) 피치 조정

트림 조정 없이, 사이클릭 피치 조종범위는 트림 부터 까지 아래의 조건에서 사이클릭 조종시스템에 초과 조종력 없이 속도 감속에 적절하여야 한다.

엔진 정지상태에서 부터 까지의 속도

엔진 최대출력에서 부터 까지의 속도

MPRS 출력에서 트림 MPRS 수평비행으로부터 급격한 출력 변화는 아래의 조건에서 기체 피치 자세 변화비율이 초당 5도를 초과하지 않아야 한다.

MPRS 출력에서 최대출력까지 급격한 증가

MPRS 출력에서 아이들 출력까지 급격한 감소

피치 고정된 사이클릭인 경우, 초기 MPRS (최소동력 요구속도) 동력 상태의 위치

자유로운 피치 사이클릭인 경우, 초기 MPRS (최소동력 요구속도) 피치 조정

정적 세로 속도 안정성

세로 조종은 다음과 같아야 한다.

일정한 엔진출력 상태에서, 트림 속도보다 낮은 속도를 얻기 위해서는 사이클릭을 후방으로 힘을 가해 이동시킬 필요가 있는 것이어야 한다.

세로 조종은, 일정한 엔진출격 상태에서, 트림 속도보다 높은 속도를 얻기 위해서는 사이클릭을 전방으로 힘을 가해 이동시킬 필요가 있는 것이어야 한다. 에서 에 이르는 속도에서, 조종간을 점진적으로 한 방향으로 이동시키는 동안 조종력 구배가 역전되어서는 아니 된다. 정적 세로 속도 안정성은 다음의 출력 및 트림 속도 조건에서 만족되어야 한다.

- MPRS에서 정상 고도 조건

- 에서 최대 출력 조건

- 에서 최대 출력 조건

- MPRS에서 엔진 아이들 조건

- 80%의 에서 엔진 아이들 조건

- 에서 엔진 아이들 조건

세로 조종은 정속엔진출력과 트림속도 보다 적어도 20%증가된 일시적인 속도, 사이클릭 피치 조종의 풀림에서 속도는 분산되지 않아야 하며, 자유로운 피치 사이클릭인 경우 다음의 초기 트림 속도 조건에서의 10% 이내로 회복되어야 한다.

MPRS에서 정상 고도 조건

80%의에서 최대 출력 조건

MPRS에서 엔진 아이들 조건

80%의 에서 엔진 아이들 조건

세로 조종은 다음과 같아야한다.

정속엔진출력과 트림속도보다 적어도 20%증가된 일시적인 속도, 고정된 조종간 회복에 따르는 속도, 초기 고정 정적 상태 속도 조건에서의 10% 이내로 회복되어야 한다.

정속 엔진출력과 트림속도 보다 적어도 20% 낮은 일시적인 속도, 고정된 조종간 회복에 따르는 속도, 초기 고정 정적 상태 속도 조건에서의 10% 이내로 회복되어야 한다. 다음의 초기와 고정된 조종간 회복 조건에서;

- MPRS에서 정상 고도 조건

- 80%의에서 최대 출력 조건

- MPRS에서 엔진 아이들 조건

- 80%의 에서 엔진 아이들 조건

정적 세로 기동 (G-Load) 안정성

다음의 초기 트림 조건에서, 선회 중 또는 하중계수 1.0g 이상 기동 중의 피치 조종력은 하중계수의 증가가 후방 조종사 조종력의 증가로, 하중계수의 감소가 후방 조종사 조종력의 감소로 연관되어야 한다.

MPRS에서 정상 고도 조건

또는 중 더 낮은 속도에서의 최대 동력 조건

MPRS에서 엔진 아이들 조건

80%의 에서 엔진 아이들 조건

다음의 초기 트림 조건에서, 선회 중 또는 고정된 사이틀릭 피치 위치에서 하중계수 1.0g 이상 기동 중의 속도는, 증가되는 속도에 연계되어 하중계수는 증가되며, 감소되는 속도에 연계되어 하중계수는 감소되어야 한다.

MPRS에서 정상 고도 조건

또는 중 더 낮은 속도에서의 최대 동력 조건

MPRS에서 엔진 아이들 조건

80%의 에서 엔진 아이들 조건

다음의 조건에서 모든 가능한 엔진 출력조정에서 급속히 선회율을 증가시키는, 고정스틱을 갖고 1.5g 또는 30도 선회각을 갖기 위한 선회 경향이 없어야 한다.

직진 수평 MPRS 속도에서 30도 선회각

최대출력상대에서 30도 선회각

엔진 아이들 상태의 MPRS에서 30도 강하 선회각

가로 및 방향 안정성

‘요오 (Yaw)’를 제외한 다른 조종장치가 고정되고, 요오 조종장치가 고정 또는 자유로운 상태에서, 초기 요오 교란에 대해, 자이로플레인은 세 (3) 싸이클 이내에 요오 교란을 자동으로 교정하는 경향이 있어야 한다.

급작스런 페달 조작에서도 위험한 비행 조건들을 방지하기에 충분한 방향 및 가로 안정성이 있어야 한다.

러더 페달의 힘과 변위가 증가하면 ‘옆미끄럼 (sideslip)’이 증가하여야 한다는 요구 조건을 만족시킴으로써 양의 방향 (요오) 정적 안정성을 증명하여야 한다.

주 사이클릭 조종장치가 고정된 상태 및 자유로운 상태에서 5 초 미만 주기를 가지는 어떠한 ‘가로 (lateral)’ 또는 ‘방향 (directional)’ 진동도 나타나서는 아니 된다.

조건—가로 및 방향 안정성이 다음의 동력 및 트림 속도 조건들에서 만족되어야 한다.

MPRS에서 정상 고도 조건

또는 중 더 낮은 속도에서의 최대 동력 조건

MPRS에서 엔진 아이들 조건

80 % 에서의 엔진 아이들 조건

동적 세로 안정성:

다음의 조건에서 고정된 피치 사이클릭 조종 또는 자유로운 피치 사이클릭인 경우, 자이로플레인은 중간정도의 터블런스 조건에서 위험 또는 발산을 보이지 않아야 한다.

MPRS에서 정상 고도 조건

에서 최대출력 조건

MPRS에서 엔진 아이들 조건

80%의 에서 엔진 아이들 조건

에서 엔진 아이들 조건

세로 진동 감쇄

사이클릭 조종장치가 고정되거나 자유로운 상태에서 1주기보다 크지 않은 1/2 폭의 감쇠로 5초 미만 주기를 가지는 어떠한 세로 진동도 나타나서는 아니 된다. 사이클릭 조종장치가 고정되거나 자유로운 상태에서 2주기 이상 동안 작은 폭의 진동 감쇄되지 않는 경향이 없어야 한다.

5초와 10초 사이의 주기를 갖는 세로방향 진동은 2주기 이내에 1/2 폭으로 감쇄되어야 한다. 20초 이상 지속될 수 감쇄되지 않은 진동이 검출되는 경향이 없어야 한다.

10초에서 20초 사이의 주기를 갖는 세로방향 진동은 감쇄되어야 한다. 주변에 관계없이 세로방향 진동은 20초 보다 적은 진동의 2배 폭 보다 20초 보다 긴 주기를 갖아야 한다.

1) MPRS에서 정상 고도 조건

2) 에서 최대출력 조건

3) MPRS에서 엔진 아이들 조건

4) 80%의 에서 엔진 아이들 조건

5) 에서 엔진 아이들 조건

지상 조작 특성:

방향 안정성 및 조종—운용 중 예상되는 모든 조건 (특히, 모든 이륙 조건)에서, 자이로플레인은 조종이 불가능한 경향이 없어야 하며, 만족할 만한 지상 조작 특성을 가져야 한다.

활주 조건

자이로플레인은 통상의 운용에서 합리적으로 예상되는 가장 거친 지상 위를 활주할 때에도 안전하게 조종 및 기동 가능하여야 한다.

안전한 활주, 이륙 및 착륙이 가능한 지상 속도가 설정되어야 한다.

주: 설정된 최대 지상 속도는 POH에서 확인되어야 한다.

자이로플레인은 적어도 짧은 풀로 뒤덮인 지표면 운용에도 적합하여야 한다.

기타 비행 요구 조건

진동

모든 정상 비행 및 지상 운용 중에, 모든 적절한 조합의 속도 및 엔진 동력 하에서, 자이로플레인의 각 부품은 과도한 진동이 없어야 한다.

구조

일반 사항

하중

강도 요구 조건은 제한 하중 (운용 중 예상되는 최대 정적 하중)과 극한 하중 (안전 계수에 의해 배가된 제한 하중)으로 서술된다.

만약 하중에 의한 변위가 외부 및 내부 하중의 분포를 크게 변화시킬 수 있다면, 이러한 재분포도 고려되어야 한다.

안전 계수

모든 안전에 중요한 부품의 강도는 적용 시 1.5의 안전 계수를 가져야 한다.

강도와 변형

구조와 조종 계통은 손상이나 영구 변형 없이 적어도 3초 이상 극한 하중을 견딜 수 있어야 한다. 제한 하중 이내에서는, 하중에 의한 변형이 안전한 운용을 방해하여서는 아니 된다.

구조는 극한하중을 견딜 수 있어야 하며, 적어도 3초 동안에 파괴되지 않아야 한다.

설계 조건

다음의 모든 허용 가능한 조합에서 이 절의 구조 요구 조건들이 만족되어야 한다.

최대 총중량 조건

까지의 속도 조건

균형 제한 조건

양의 한계 기동 하중 계수 조건

비행 하중

일반 사항

기체비행하중계수는 (로터가 기체에 부착된 위치에 작용하는) 로터의 공기역학에 의한 추진력의 기체 중량에 대한 비율을 나타낸다. 기체에서 양 (+)의 비행하중계수는 로터 추진력이 자이로플레인에 대해 윗 방향으로 작용하는 상태이다.

로터비행하중계수는 (로터가 기체에 부착된 위치에 작용하는) 로터의 공기역학에 의한 추진력의 비행 중 기체에 의해 표현되는 축 하중에 대한 비율을 나타낸다. 로터에서 양 (+)의 비행하중계수는 기체에 의해 표현되는 축 하중이 일반적으로 로터에 대해 하방으로 작용하는 상태이다. 비행 하중요구 조건들은 모든 실행 가능한 조합의 중량과 유효 하중에 적용된다.

제한기동하중계수

자이로플레인의 로터는 속도 영 (0)에서 초과금지속도 에 이르는 모든 전진 속도에서 3.0의 양 (+)의 제한기동하중계수에 대해 설계되어야 한다.

자이로플레인의 나머지 부분은 속도 영 (0)에서 초과금지속도 에 이르는 모든 전방 속도에서 각각 +3.0과 -0.5의 양 (+)과 음 (-)의 제한기동하중계수에 대해 설계되어야 한다.

’합성제한기동하중 (Resulting Limit Maneuvering Loads)’—제한기동하중계수들의 적용에서 비롯되는 하중은 로터 허브의 중앙에 작용하며, 각 임계 기동 조건들을 나타나는 방향으로 작용한다고 가정된다.

요잉 조건

자이로플레인은 최대 획득 가능한 요오 회전율에서 수직 꼬리날개면에 걸리는 요오 하중을 감안하여 설계되어야 한다.

엔진 마운트와 엔진 마운트 지지 구조는 최대로 가능한 요오 회전율에서 세차 요오 하중을 감안하여 설계되어야 한다.

엔진 토크

엔진 마운트와 엔진 마운트 지지 구조는 최대 연속 동력과 프로펠러 속도에 따른 제한 토크와 이와 동시에 작용하는 5.1.4.2.나의 제한 하중의 효과를 감안하여 설계되어야 한다.

엔진 마운트 토크 펄스 계수—전통적인 왕복 기관 엔진들에서, 고려가 필요한 제한 토크는 엔진 평균 토크에 프로펠러 속도의 감속 계수와 다음의 계수들 중 하나를 곱하여 얻을 수 있다.

4-행정 엔진에서의 계수

다섯 (5) 또는 그 이상의 실린더를 갖는 엔진에서는 1.33

넷 (4), 셋 (3), 둘 (2) 또는 하나 (1)의 실린더를 갖는 엔진에서는 각각 2, 3, 4 또는 8

2-행정 엔진에서의 계수

셋 (3) 또는 그 이상의 실린더를 갖는 엔진에서는 2

둘 (2) 또는 하나 (1)의 실린더를 갖는 엔진에서는 각각 3 또는 6

조종 계통 하중

주조종 계통

조종사의 조종장치로부터 조종 스토퍼까지의 각 조종 계통의 부품은 5.1.4.5.나에 규정된 힘 이상의 조종사의 힘을 견디도록 설계되어야 한다.

조종 스토퍼에서 로터 허브 (또는 조종면) 접속까지의 각 조종 계통의 부품은 최소한 다음의 규정에 적합하도록 설계되어야 한다.

조종사에 의한 힘으로부터, 통상의 운용에서 얻을 수 있는 최대 조종력을 견디도록 설계될 것

걸림, 지상 돌풍, 조종 관성에 의해 유발된 조종면 또는 로터에 의한 힘으로부터 5.1.4.2.나에 규정된 한계 조종력의 1.63 배를 항복 없이 견디도록 설계될 것

<삭 제>

제한 조종력—주 비행 조종장치들에 대해, 제한 조종력은 다음과 같다:

발로 조종하는 장치들에 대해서는, 59-kg (130-lb) 힘,

조종간 장치들에 대해서는, 전/후방으로 45-kg (100-lb) 및 좌/우로 18-kg (40-lb) 힘.

이중 조종 계통—이중 조종 계통은 다음의 상태에서 각 조종사가 5.1.4.2.나에 규정된 하중의 0.75 배를 인가할 때 발생하는 하중을 견디도록 설계되어야 한다:

조종사들이 같은 방향으로 조종력을 가하는 상태

조종사들이 반대 방향으로 조종력을 가하는 상태.

2차 조종 계통—브레이크, 스로틀 및 트림 조종장치 등을 조작하기 위한 2차 조종 계통들은 이 조종장치들에 한 명의 조종사가 가할수 있는 최대 힘을 견디도록 설계되어야 한다.

안정판 및 조종면:

조종면 및 안정판 하중—(로터 블레이드를 제외한) 모든 안정판 및 조종면과 이들의 지지 구조에 대한 최대 제한 하중들이 시험이나 다음의 하중들에 대한 적절한 해석을 통해 결정되어야 한다.

표면면적 위의 분포된 15 lb/ft2의 돌풍 하중

안정판 정적 하중

‘프로펠러 후류 (Propwash)’ 난류 하중

공력은 시위방향으로 분산되며 다음의 위치에 하중의 중심이 위치한다.

대칭 에어포일에서는 25 % 시위선,

‘플렙형 에어포일 (flapped airfoil)’에서는 힌지선,

‘캠버형 에어포일 (cambered airfoil)’에서는 적절한 계산 또는 시험에 의해 결정된 시위선.

지상 하중:

일반—이 섹션에서 규정된 제한 지상 하중들은 자이로플레인 구조에 작용하는 외부 하중 및 관성력으로 간주된다.

주착륙장치—충격 흡수—조종사의 부상을 최소화하기 위해, 착륙장치는 영구적인 변형 또는 비행상의 중대한 손상 없이 다음에 나열된 조건에서 지면과의 충격을 견딜 수 있어야 한다.

평평하고 단단한 지표면 상태

최대 총중량 (MGW) 상태

로터가 장착되거나 모사된 로터 중량물을 로터장착 위치에 장착한 상태

통상의 착륙 자세에서 주바퀴에 최초 충격이 전달되도록 함

다음의 자세 및 고도에서 자유 낙하시 얻을 수 있는 수직 속도에서의 지면과의 충격 상태

정상 착륙 자세

주착륙장치가 정상 착륙 위치이며 하중이 걸리지 않는 상태일 때 주바퀴가 지상에서 16.5 cm (6.5 in.) 떠 있는 높이

주구성품 요구조건:

로터 구조:

(로터 허브 및 블레이드를 포함하는) 모든 로터 조립체는 5.1.4.7.가에 따라서 설계되어야 한다.

로터 구조는 5.1.4.2.나와 5.1.4.2.다에 따라서 임계 비행 하중들을 견디도록 설계되어야 한다.

로터 구조는, 로터 블레이드와 허브바에서, 지상 운용 중 로터의 티터링스톱퍼에 부딪힐 때, 각 블레이드에서 발생할 것으로 예상되는 통상의 충격력을 모사하는 하중들을 견디도록 설계되어야 한다.

로터와 로터 헤드 구조는 정지로부터 로터 ‘스핀업 (spin-up)’ 장치 또는 로터 브레이크가 관여하도록 설계된 최대 속도까지의 모든 속도에서 이 장치들에 의해 전달될 것으로 여겨지는 최대 한계 토크를 견디도록 설계되어야 한다.

동체, 착륙장치 및 로터 파일런 구조

각 동체, 착륙장치 및 마스트 구조는 이 섹션에 규정된 대로 설계되어야 한다. 로터의 합력은 로터 허브 바 접속점 (‘티터 볼트(teeter bolt)’)에 걸리는 단일력으로 표현될 수 있다.

각 구조는 다음의 하중을 견디도록 설계되어야 한다:

비상 착륙 조건

일반 사항

자이로플레인은, 설령 비상 착륙 조건에서 손상되더라도, 비상 착륙 조건하에서 탑승객을 보호하기 위해 5.1.4.8.가에 따라 설계되어야 한다.

자이로플레인은 비상 착륙에서 전방향 속도를 거의 영 (0)으로 감소시킬 수 있어야 하며, 이어서 거의 수평 자세로 거의 수직 방향으로 지면에 착지할 수 있어야 한다. 결국, 자이로플레인은 전방향의 하중 계수들을 최소화하여야 한다.

구조는 다음의 조건들에서, 설계에서 제공된 안전 벨트 및 멜빵들이 적절히 사용된다면, 각 탑승자가 착륙 사고에서 심한 부상을 회피할 수 있도록, 모든 합리적인 가능성을 부여하도록 설계되어야 한다.

각 탑승자는 표 1에 제시된 하중 계수들에 상응하는 극한 관성력에 노출된다.

이 힘들은 서로 독립적이며 주변 구조에 상대적이다.

방향 | 하중 계수

상방향 | 1.5

전방향 | 3.0

측방향 | 3.0

하방향 | 4.5

표 5.1.1 하중 계수

지지 구조는, 최대 5.1.4.7.나.(2)에 규정된 하중 하에서, 경미한 불시착시 고정상태가 해제될 경우 탑승자에게 상해를 입힐 수 있는 각 중량물을 구속하도록 설계되어야 한다.

엔진이 좌석의 후방에 위치한 자이로플레인에서, 엔진 지지구조는 이 구조가 지지하는 엔진, 프로펠러 및 기타 모든 부품들이 오 (5)의 하중 계수를 갖는 전방향 관성력이 작용할 때에도 이들을 구속할 수 있어야 한다.

연료 탱크, 연료 라인, 오일 탱크 및 오일 라인은 관성력이 작용하더라도 파괴되지 않고 내용물을 유지하고 있어야 한다.

기타 하중

단일 중량물로부터의 하중 - 밸러스트를 포함하여 자이로플레인 장비의 일부로서 모든 단일 중량물을 의미하는 부착물은, 5.1.4.8.가의 비상 착륙 조건들을 포함하여, 설정된 비행 및 지상 하중들로부터 예상되는 최대 설계 하중 계수들에 상응하는 하중을 견디도록 설계되어야 한다.

설계 및 제작

일반 사항 - 모든 부품의 강도는 적용시 1.5의 안전 계수를 가져야 한다.

재료—재료는 사용 목적에 적합하고 내구성이 있어야 하며, 설계치 (강도)는 시험, 해석, 운용 이력 또는 제작사 인증서를 근거로 재료 편차로 인한 구조적인 결함의 가능성이 거의 없도록 선택되어야 한다.

제작 방법

부품, 조립체 및 항공기의 공작기술은 높은 기준이 적용되어야 한다.

제작 방법들은 일관되게 양호한 구조물을 생산하여야 한다.

공정 규격들이 요구되는 공정에는 이 공정 규격들을 준수하여야 한다.

연결부의 잠금 - 주구조와 자이로플레인의 안전한 운용에 필수적인 조종 및 기타 기계적인 시스템 내부의 모든 연결 요소에는 적절한 잠금 장치가 제공되어야 한다. 특히, ‘자동잠금 (self-locking)’ 너트들은 해당 자동잠금 장치에 추가하여 확실한 잠금 장치가 사용되지 않는 한 운용중 회전력을 받는 볼트에 사용되어서는 아니 된다.

구조의 보호 - 풍화, 부식 및 마모에 대한 구조의 보호와 더불어 적절한 통기와 배수가 제공되어야 한다.

검사 - 주기적인 검사, 정비, 적합한 정렬과 기능을 위한 조정, 윤활 또는 유지 관리가 필요한 각 부품의 (주요 고정 및 회전 구조 요소와 조종 계통의 검사를 포함한) 검사, 정밀 검사, 수리 및 교체를 위한 방법이 제공되어야 한다.

‘리깅 (rigging)’ 및 ‘리깅해제 (derigging)’에 대한 대처 - 리깅 및 리깅해제가 통상적으로 수행될 것으로 예상되는 곳에는 손상 또는 오체결의 가능성이 없도록 설계되어야 한다. 자이로플레인의 정확한 체결 여부를 용이하게 검사할 수 있어야 한다.

재료 강도 물성치 및 설계치 - 재료는 –5에서 54 °C 사이의 주변 대기 온도에서 설계 강도를 만족하여야 한다.

피로 강도

자이로플레인의 블레이드와 허브바의 상세 설계는, 특히 비슷한 설계 특성들이 유사한 적용에서 충분히 만족할만한 운용 경험을 누적하였음을 입증할 수 없다면, 합리적인 실용성이 담보되는 한, 높은 응력 발생을 유발하는 설계 특성들을 회피하는 것이어야 한다.

기체 또는 로터의 주구조는 가장 불리한 하중, 로터 속도 및 항공기 속도 조합에서 날개방향 및 시위방향 굽힘 진동을 고려하여서 설계되어야 한다. 주구조의 모든 부품들은 검사를 위해 용이하게 접근 가능하여야 한다.

특별 안전 계수 - 5.1.4.1.나에 규정된 안전 계수는 이 절에 규정된 특별 계수들로 증가되어야 한다.

주조 계수 - 주조물의 강도가 최소 한 차례 이상의 정적 시험으로 입증되고 육안으로 검사되는 주조물에 대해서는, 주조 안전 계수 3.0이 적용되어야 한다. 세 (3) 개 이상의 샘플 주조물에 대해 시험에 의해 안전 계수가 감소하여도 안전함이 입증되고, 이 샘플들을 포함해서 모든 생산되는 주조물들이 승인된 육안 및 X-선 검사 또는 수락된 동등의 비파괴 검사에 투입된다면, 이 계수는 1.25까지 낮출 수 있다.

‘면압(面壓)계수 (Bearing Factors)’

볼트 또는 핀으로 접합된 이음매들에서 면압 하중에 대한 안전 계수는 다음의 항목들에 대처하기 위해 3.0의 특별 안전 계수로 곱해져야 한다

운용 중 상대적인 움직임

‘파운딩 (pounding)’이나 진동 또는 둘 모두를 겪는 유격 (free fit)이 있는 이음매

조종면 힌지 및 조종 계통 이음매들에서는 5.1.5.14와 5.1.5.18.아에 규정된 각각의 계수들을 따라야 한다.

피팅 계수 - 각 피팅 (구조 부재를 다른 구조 부재와 접합하는 데 사용되는 부품 또는 터미널)에 대해 다음을 적용한다.

각 피팅의 강도가 피팅 및 주변 구조에서 실제 응력 조건들이 모사된 한계 및 극한 하중 시험에 의해 검증되지 않았다면, 다음의 각 부품에 대해 피팅 안전 계수는 최소 1.8이 적용되어야 한다.

피팅

접속기구류

접합된 부재들에 위치한 베어링

광범위한 시험 데이터에 근거한 이음매 설계 (금속판에서 연속 이음매, 용접된 이음매 및 목재에서 ‘끼워 잇기 (scarf joint)’)에는 피팅 계수가 필요하지 아니 한다.

각 일체성형 피팅에서는, 단면 특성치들이 해당 부재의 전형적인 특성이 되는 지점까지 피팅으로 취급되어야 한다.

안전 밸트 또는 안전 멜빵과 자이로플레인 구조 사이의 하중 경로상에 놓인 국소 접속 기구류는 해석 및 시험 또는 둘 모두에 의해 5.1.4.8.가에 규정된 비상 착륙 관성력에 의한 하중의 세 (3) 배의 하중을 견디는데 필요한 강도보다 더 강건함이 입증되어야 한다.

각 조종면에 오직 두 개의 힌지만이 사용되는 경우에, 이 힌지들과 주구조의 접속 부분들에 대한 안전 계수는 1.5배 되어야 한다.

케이블 계수 - 구조재 및 모든 주조종 계통에 사용되는 케이블에 대해서는 안전 계수 2.0이 적용되어야 한다.

로터 구성품 계수

로터 헤드, 로터 허브 바 및 블레이드 스파 구조는 5.1.4.2.나와 5.1.4.2.다에 따른 중요 비행 하중하에서 단독으로 작용하는 구심 인장 하중에 대해 안전 계수 2.0을 가져야 한다.

지지 구조와 로터블레이드 균형추 접속 기구는 다음의 가속 및 하중들에서 유발된 결합력이 인가될 때 1.5를 초과하는 안전 계수를 가져야 한다.

로터의 ‘플랩면 (flap plane)’에서 ±20g의 가속도

로터의 ‘래그면 (lag plane)’에서 ±20g의 가속도

최대 로터 속도에서 구심력

플러터 방지 및 구조 강성 - 자이로플레인의 주요 부품은 까지의 모든 속도 및 동력 조건에서 자유 조종 및 고정 조종의 양쪽 조종 모드 중에 플러터와 공진이 없어야 한다.

조종면과 로터

배출 - 각 로터 블레이드에 대해 다음의 배출 규정이 적용된다.

내부 공기 압력은 변형이나 구조적 손상을 방지하기 위해 필요하다면 통풍되거나,

블레이드는 수분이 내부에 머물지 않도록 설계되어야 한다.

조종면 설치 (로터 블레이드 제외)

가동 조종면들은, 한 조종면이 임의의 위치에 고정되고 나머지 조종면들이 최대 각운동으로 작동할 때, 모든 조종면 또는 이들의 연결장치 사이에 간섭이 발생하지 않도록 장착되어야 한다. 이 요구 조건은 다음의 상태에서 만족되어야 한다.

모든 조종면들이 이들의 최대 각도 범위까지 제한 하중이 걸리는 상태

조종면을 제외한 자이로플레인 구조에 제한 하중이 걸리는 상태

만약 지상 조정형 안정판이 사용된다면, 이 안정판은 안전한 비행 및 착륙이 보장되는 범위내로 안정판의 이동거리를 제한하는 스토퍼를 가져야 한다.

조종면 힌지 (로터 블레이드 제외)

볼베어링, 롤러베어링 및 구면베어링 힌지를 제외한 조종면 힌지는 베어링에서 사용되는 가장 약한 재료의 극한 압면 강도에 대해 적어도 6.67의 안전 계수를 가져야 한다.

볼베어링, 롤러베어링 또는 구면베어링 힌지들에 대해서 각 베어링에 승인된 규격치 이상의 하중이 작용하지 않도록 하여야 한다.

‘로드-엔드 (rod-end)’ 구면 볼 베어링 힌지들의 기계적인 한계는 5.1.5.18.아의 요구 조건에 따라 해당 이음매의 기계적인 설계 한계를 초과해서는 아니 된다.

로터 질량 균형

로터 블레이드의 날개방향 균형은 과도한 불균형 진동을 방지할 수 있는 것이어야 한다.

로터 블레이드의 시위방향 균형은 모든 비행 조건에서 블레이드가 플러터나 ‘위브 (weave)’로 진입하지 않는 것이어야 한다. 각 블레이드의 시위방향 균형은 동일하여야 한다. 공력 중심은 시위의 25 % 위치 또는 이 위치에 매우 인접하여야 한다.

로터 블레이드 간격 - 블레이드가 프로펠러나 구조물에 부딪히거나 또는 탑승자의 상해를 유발할 수 있는 영역을 통과하는 것을 방지하기 위해 로터 블레이드와 다른 구조물들 사이에는 충분한 간격이 있어야 한다.

로터 헤드 베어링 - 모든 로터 헤드 베어링은 다음의 규정을 만족하여야 한다.

자이로플레인 설계자에 의해 가정된 강도 및 기타 물성치를 보유한다는 것을 보장하는 규격을 보유하여야 한다.

운용 경험이나 시험을 통해 적절성이 입증되어야 한다.

조종 계통

일반 사항 - 모든 조종장치는 그 기능이 적절한 성능을 충분히 발휘할 수 있도록 용이하며 부드럽고 확실하게 작동되어야 한다.

스토퍼

모든 조종 계통은 조종사의 조종 동작 범위를 확실하게 제한하는 스토퍼를 가져야 한다.

모든 조종계통은 다른 조종 계통 또는 움직이는 구성품들과의 상호 간섭 발생을 확실하게 방지하기 위한 (프로펠러와의 간섭을 방지하는 러더 스토퍼 등의) 스토퍼 또는 기타 기계적인 제한 장치를 가져야 한다.

모든 스토퍼는 마모, 이완 또는 너무 강하게 당겨진 조절 등의 원인으로 유발된 해당 조종장치의 작동 범위 변화에 의해 자이로플레인의 조종 특성에 반대로 영향을 미치지 않게 하기 위해서 적절한 위치에 장착되어야 한다.

모든 스토퍼는 해당 조종장치의 설계 조건들에 상응하는 모든 하중을 견딜 수 있어야 한다.

과도하거나 조종장치 로드에 손상을 입힐 정도의 조종간 하중을 회피하도록 조종간 스토퍼를 배치하여야 한다.

로터 시스템 스토퍼

세차 스톨 회피를 위해서, 사이클릭 조종은 전/후방 및 좌/우측으로 최대 총 20°의 로터 디스크 이동 각도를 가져야 한다.

세차 스톨 회피를 위해서, 로터 티터 스토퍼는 로터 블레이드의 플렙을 총 24°까지만 허용하여야 한다.

사이클릭 조종은 설계에서 의도된 기동에 적합한 최소한의 총 로터 디스크 이동 각도 (스핀들 각도)를 가져야 한다. 그러나, 그 이동 각도는 총 16° 이상이어야 한다.

로터 티터 스토퍼는 설계에서 의도된 속도와 기동을 수용하기에 적합한 로터 블레이드 플렙을 허용하여야 한다.

트림 시스템 - 만약 비행 중에 작동되는 트림 시스템이 장착되어 있다면, 부주의하거나, 부적절한 또는 급작스런 트림 작동을 방지하는 적절한 대비책 또한 도입되어야 한다. 더불어, 트림되는 범위는 이륙 또는 수평 비행에서 조종간 하중이 9 kg (20 lb)을 넘지 않는 범위로 제한되어야 한다.

조종 작동 - 조종실로부터 조종장치들을 작동할 때, 5.1.4.4.나에 규정된 하중에 대해 설계된 조종 계통은 다음 현상들을 일으키지 않아야 한다:

재밍 또는 바인딩

과도한 마찰

조종 계통 세부사항

각 조종계통의 모든 세부 부품은 재밍, 바인딩, 쓸림 또는 화물, 승객, 고정되지 않은 물건에 의한 간섭 또는 습기의 결빙을 방지하도록 설계되고 장착되어야 한다.

밀폐되거나 반밀폐된 조종실에는 조종 계통에 기능장애를 일으킬 수 있는 외부 이물질의 유입을 방지할 수 있는 유입 방지수단이 강구되어야 한다.

케이블, 튜브 또는 로드들이 다른 부품들과 부딪히거나 마모되는 것을 방지하기 위한 수단이 강구되어야 한다.

비행 조종계통의 모든 요소들은 조종 계통에 기능 장애를 일으킬 수 있는 오조립의 가능성을 최소화하는 설계 특성을 갖거나 구별이 용이하며 영구적인 표시를 가져야 한다.

모든 조종 계통에서 ‘벨크랭크 (bellcrank)’가 사용되는 곳에는, 해당 벨크랭크에서 측정된 모든 움직임에 대해서 평균 위치에서 각 측면으로 최대 45°이내로 이동 범위가 제한되도록 설계되어야 한다. 여기서, 평균 위치란 벨크랭크 피봇과 벨크랭크 푸쉬/풀 로드마운트 사이의 중심선이 푸쉬/풀 로드에 대해 직각을 이루는 위치이다.

스프링 장치 - 조종 계통에 사용되는 어떤 스프링 장치의 고장도 다음을 포함해서 불안전한 비행 특성을 유발하지 않아야 한다.

조종력 상실로 이어질 수 있는 갑작스런 자세 변화

손상된 스프링 장치가 다른 비행 또는 추진 계통들과 간섭할 수 있는 가능성.

케이블 계통

각 케이블, 케이블 피팅, 턴버클, 스플라이서 및 풀리는 설정된 규격을 만족하여야 하며, 여기에 덧붙여서, 다음의 요구조건을 만족하여야 한다.

주조종 계통에는 직경 2.3-mm (3/32-in.) 미만의 케이블을 사용하지 않는다.

주조종 계통에는 항공기용 7 x 7 강연선 또는 그 이상의 유연한 조종 케이블이 사용된다.

각 케이블 계통은 조종 계통의 전체 가동범위에 걸쳐서 예상되는 모든 운용 조건들과 온도의 변동에 의해 케이블 장력에 유해한 변화가 발생하지 않도록 설계되어야 한다.

각 페어리드, 풀리, 터미널 및 턴버클에는 육안 검사를 할 수 있는 수단이 강구되어야 한다.

풀리는 같이 사용될 케이블에 따라 그 종류 및 크기가 결정되어야 한다. 모든 풀리는 케이블이 느슨해지더라도 케이블이 이탈되거나 오염되는 것을 방지하도록 밀착된 보호용 덮개를 가져야 한다. 모든 풀리는 케이블이 풀리의 플렌지면과 마찰하지 않도록 케이블이 지나가는 면내에 위치하여야 한다.

시험 또는 경험을 통해 더 높은 각도 값도 괜찮다는 것이 입증된 곳이 아니라면, 페어리드는 케이블 방향을 3° 이상 변경시키지 않도록 설치되어야 한다. 패어리드 곡률의 반경은 같은 케이블에 사용되는 풀리의 반경보다 커야 한다.

각운동을 하는 부품에 부착된 턴버클은 해당 부품의 전체가동범위에 걸쳐서 확실하게 바인딩을 방지하는 형태로 동작하여야 한다.

노즈 또는 테일 바퀴에 영향을 미치는 러더 케이블에 직접 클램프된 브라이들 케이블을 사용하는 것은 금지된다.

이음매

볼베어링, 롤러베어링, 구면베어링 계통으로 연결된 이음매를 제외하고, 각운동을 하는 조종 계통의 (푸쉬-풀 시스템 내의) 이음매들은 베어링으로 작용하는 가장 연성 재료의 극한 압면강도에 대해 적어도 3.3 이상의 안전 계수를 가져야 한다. 이 계수는 케이블 조종 계통 내의 이음매들에 대해서는 2.0까지 낮아질 수 있다. 볼베어링, 롤러베어링 및 구면베어링들에 대해서는 각 베어링의 정격 하중을 초과하여서는 아니 된다.

(푸쉬-풀 시스템 내의) 로드-엔드 베어링의 구면 볼:

’양면 전단 (double shear)’ - 로드-엔드 베어링의 구면 볼을 관통하는 볼트에 외팔보력이 가해지지 않도록 관통 볼트를 볼의 양쪽 면에서 견고하게 고정 (2면 전단)하는 것이 더 선호된다.

’단면 전단 (single shear)’ - 만약 볼트와 구조가 굽힘이나 피로 또는 둘 모두를 방지하기에 충분히 견고하며 해당 볼트가 볼트 나사산에 큰 굽힘력이 걸리지 않도록 설치되었음이 증명될 수 있다면 외팔보 형태의 볼트 배치도 허용된다.

로드 엔드 베어링 나사 연결부에는 이 연결부가 나사산을 타고 회전하는 것을 방지하기 위해 잠금너트를 사용하여야 한다.

로드 엔드 베어링 내의 구면 볼이 조종 장치들의 이동을 제한함으로써 로드 엔드 베어링에 굽힙력이 걸리지 않도록 각별한 주의가 요구된다. 푸쉬-풀 로드들은 모든 조종 입력의 한계점에서 비틀림이 없도록 끝단에 로드 엔드 베어링을 사용하여야 한다.

조종실 설계

일반 사항

조종실과 그 부속장비는 조종사에게 불합리한 주의력 또는 피로를 요함이 없이 임무를 수행할 수가 있는 것이어야 한다.

조종실 시계

각 조종실은 다음과 같이 설계되어야 한다.

조종사의 시계는 안전한 운용을 위해 충분히 광범위하고 명료하며 왜곡되지 않아야 한다.

만약 전면창 (windscreen)이 제공된다면, 우천시 비행 금지가 플래카드 등으로 명기되지 않는 한, 비 또는 안개가 통상의 비행 및 착륙시 비행경로에 대한 조종사의 시계를 과도하게 해쳐서는 아니 된다. 이런 상태에서 적절한 조종사의 시계를 제공하기 위해 조종실 개구부 또는 기타 다른 방법이 제공되어야 한다.

조종사가 기체상의 고정 위치를 기준으로 (또는, 기체에 장착된 특정 장치를 기준으로) 수평 비행 상태에서 전방을 바라볼 때 조종사의 시계가 거의 수평이 되는 피치 자세를 쉽게 잡을 수 있어야 한다.

전면창, 측면창 및 출입문

장착된 전면창과 측면창들은 파괴시 위험한 파편들로 분해되거나 불투명해지지 않는 재료로 제작되어야 한다.

장착된 출입문, 창, 각 실의 덮개 및 점검창은 자체 걸쇠 장치가 고장나더라도 후류에 의해 강제로 개방되어서는 아니 된다.

조종실 조종장치

각 조종실내의 조종장치는 조작에 편리하며, 혼동이나 오조작이 없도록 배치되어야 한다.

각 조종실내의 조종장치는, 각 조종사가 안전끈을 적절히 매었을 때, (조종사가 두꺼운 겨울옷을 입은 상태를 포함해서) 조종석 양쪽에서 모든 필수적인 조종장치를 전체 조작범위에 대해 자유롭게 조작할 수 있도록 배치 및 설비되어야 한다.

부조종장치들은 조종사(들)의 계속적인 주의 없이도 요구되는 위치를 유지하여야 하며, 하중이나 진동에서도 설정된 상태로부터 움직이려는 경향이 없어야 한다. 조종장치들은 파괴나 과도한 변형없이 조작 하중을 견디기에 적합한 강도를 가져야 한다.

비행 조종장치

사이클릭을 전방으로 밀면 로터는 전방으로 기울어지고, 후방으로 당기면 로터는 후방으로 기울어지며, 우측으로 밀면 우측 롤, 좌측으로 밀면 좌측 롤이 발생하여야 한다.

우측 러더 페달을 밟으면 기수가 우측으로 요오 회전하며, 좌측 러더 페달을 밟으면 기수가 좌측으로 요오 회전하여야 한다.

좌석

각 좌석과 좌석 지지 구조는 5.1.3.1.다에 규정된 탑승자의 체중 및 5.1.4.8.가에 규정된 비상 착륙 조건들을 포함하는 지정된 비행 및 지상 조건들에 상응하는 최대 하중 계수를 고려해서 설계되어야 한다.

완충재를 내장한 좌석들은 비행 하중하에서 조종사가 조종장치를 안전하게 조작할 수 없거나 오조작할 수 있을 정도로 변형되어서는 아니 된다.

안전벨트 및 안전 끈

어깨끈을 장착하기에 안전한 접속 위치를 찾기 어려운 경우를 제외하고, 5.1.4.8.가의 비상 착륙 조건들에 규정된 가속에 의해 발생되는 힘들로부터 착용자를 안전하게 구속할 수 있는 어깨끈이 각 탑승자에게 제공되어야 한다.

설치된 어깨끈은 (블레이드가 칠 수 있는 엔진 마운트 또는 마스트 등) 추락시 기체에서 강제 이탈될 수 있거나 척추 압박증과 같은 조종사의 부상으로 이어질 수 있는 기체 위치에 고정되어서는 아니 된다.

각 안전 끈은 비행 및 비상착륙 가속으로부터 착용자를 안전하게 구속할 수 있도록 장착되어야 한다.

탑승자들과 엔진이 밀폐된 동체 내에 같이 수용되어 있거나 탑승자들만이 밀폐된 동체내에 수용될 경우, 탑승자들과 엔진은 밀봉된 방화벽에 의해 격리되어야 한다.

엔진이 별도의 엔진격실에 수용되어 있는 경우, 연료탱크 및 관련 부품들이 모두 내화성이 있지 않는 한 연료탱크를 엔진실에 장착하지 않는다.

부상으로부터 보호

경미한 불시착시 탑승객의 부상을 막기 위해 단단한 구조 부재들 또는 견고하게 장착된 장비 요소들에는 충격 완화 패드를 부착하여야 한다.

화물칸

각 화물칸은 5.1.5의 비행 및 지상 하중 조건들에 따라 각 조건별로 적합한 최대 하중 계수에서 화물칸에 플래카드로 명기된 최대 적재물 무게 및 임계 하중 분포를 감안하여 설계되어야 한다.

비상 탈출

조종실은 비상상황 시 탑승자들이 방해 없이 신속하게 탈출할 수 있도록 설계되어야 한다.

조종실이 밀폐된 경우, 단순하고 쉽게 조작할 수 있는 개/폐 시스템이 설계되어야 한다. 이 시스템은 신속하게 동작하여야 하며, 각 탑승자가 각자의 좌석에서 안전벨트를 매고서도 작동될 수 있어야 하고, 조종실의 외부에서도 작동될 수 있어야 한다.

환기

밀폐된 조종실이 있을 경우, 이 조종실은 통상의 비행 조건하에서 적절한 환기되도록 설계되어야 한다.

동력장치

일반 사항

설치

동력장치 설치는 엔진과 프로펠러 및 다음의 구성품 설치를 포함한다.

추진에 필요한 구성품

보통 검사와 오버홀 사이의 기간 동안 추진 장치의 안전성에 영향을 미치는 구성품

추진 장치의 제어에 영향을 미치는 구성품

동력장치는 다음을 보장하도록 제작, 배치 및 장착되어야 한다.

보통 검사와 오버홀 사이의 기간 동안의 안전한 운용이 보장되어야 한다.

필요한 검사 및 정비를 위해 접근 가능하여야 한다.

연료 탱크들과 기타 전도성이 있는 자이로플레인의 부품들을 포함해서 동력장치의 구성품들은 주 기체에 접지되어야 한다.

엔진

장착된 엔진은 본 기술기준 7.1절 또는 7.2절을 만족해야 한다.(8.2.4 참조)

엔진 및 프로펠러 호환성

엔진-프로펠러 조합은 해당 자이로플레인과 호환성이 있어야 하고, 충분한 기능을 발휘하여야 하며, 5.1.8.2와 5.1.8.4에서 설정된 모든 제한내에서 안전하게 운용되어야 한다.

로터 스핀업 및 브레이크 계통:

만약 로터 스핀업 또는 브레이크 계통이 설치되며, 이 계통이 비행 안전을 해칠 수 있다면 다음과 같이 설계되어야 한다.

로터 스핀업 또는 브레이크 계통이 이륙시까지도 계속해서 로터 작동에 관여하지 않도록 설계되어야 한다.

로터 스핀업 또는 브레이크 계통이 비행 중 로터 작동에 관여하게 되지 않도록 설계되어야 한다.

로터 스핀업 또는 브레이크 계통 사용시 적용될 모든 비정상 제한 사항들이 규정되어야 한다.

주 1 - 이러한 제한 사항들는 POH에서 확인되어야 한다.

동력장치 및 로터 계통 호환성 : 동력장치-로터 계통 조합은 해당 자이로플레인과 호환성이 있어야 하고, 충분한 기능을 발휘하여야 하며, 이 자이로플레인의 모든 운용 조건 및 비행 영역내에서 안전하게 운용되어야 한다.

프로펠러 간격

만약 슈라우드가 없는 프로펠러가 설치된다면, 가장 불리한 무게 중심 상태의 최대총중량 및 프로펠러 피치 상태에서, 엔진 마운트와 기체 유연성을 고려할 때, 프로펠러의 간격이 다음에 규정하는 값보다 작아서는 아니 된다.

지면과의 간격

착륙장치가 하중에 의해 정적으로 변형된 상태에서 수평 이륙 또는 활주 자세 중 더 위험한 자세에서, 프로펠러와 지면 사이에는 최소 175 mm (7 in.) 간격이 있어야 한다. 더불어, 다음의 가장 불리한 조합에서도 수평 이륙 자세에서 프로펠러와 지면 사이에는 확실한 간격이 있어야 한다.

착륙장치가 변형된 상태

한 쪽 타이어의 바람이 완전히 빠진 상태

자이로플레인의 다른 부분과의 간격

프로펠러 블레이드 또는 커프와 자이로플레인의 다른 부분 또는 엔진 사이에는 엔진의 움직임과 프로펠러 및 기체의 유연성을 수용하기에 적절한 세로방향 간격이 있어야 한다.

프로펠러와 스피너의 모든 회전부와 자이로플레인의 다른 부분들 사이에는 모든 운용 조건하에서 확실한 간격이 있어야 한다.

탑승자(들)과의 간격

탑승자들이 좌석에서 안전 밸트를 매고 있을 때, 프로펠러에 실수로 부딪히는 것이 불가능하도록 탑승자(들)와 프로펠러 사이에는 적절한 간격이 있어야 한다. (이 규정은 탑승자가 의도적으로 프로펠러를 접촉하는 경우에는 해당되지 않는다)

연료 계통

일반 사항

연료 계통은 모든 통상의 운용 조건하에서 엔진이 적절히 작동할 수 있도록 설정된 유량 및 압력의 연료 흐름을 보장하도록 제작 및 배치되어야 한다.

모든 상호 연결된 탱크들이 가용연료 모두를 마지막까지 공급할 수 있는 방법으로 연결되지 않는다면, 연료 공급 계통은 한 번에 하나 이상의 탱크로부터 연료를 공급하여서는 아니 된다.

연료 계통은 베이퍼락의 발생 가능성을 최소화하고 연료 계통에 공기가 유입되는 것을 방지하도록 배치되어야 한다.

연료 흐름

중력식 공급 계통

각 주/예비 중력식 공급 계통의 연료 유량은 해당 엔진의 실제 이륙 연료 소모율의 최소 150 %가 되어야 한다.

펌프 공급 계통 - 펌프 공급 계통과 (이중 펌프 계통이 탑재된다면) 예비 공급계통의 연료 유량은 이륙을 위해 설정된 최대 동력 상태에서 엔진의 실제 이륙 연료 소모율의 최소 125 %가 되어야 한다.

주 2 - 연료 유량은 기화기 엔진에서는 플로트 밸브 후단에서 측정되며 분사 엔진에서는 분사기 입구에서 측정된다.

연료량

각 탱크의 불용 연료량은, 해당 탱크를 탑재한 상태에서 이륙, 상승, 접근 및 착륙 기간 중에 유발되는 가장 불리한 연료 공급 조건하에서, 엔진 연료 공급 부족 발생이 최초로 확인된 연료량보다 적지 않도록 설정되어야 한다.

불용 연료량은 연료 유면 지시계나 기타 연료량 지시계에 의해 설정 및 확인되어야 하며, 이 불용 연료량은 5.1.3.1.라의 자이로플레인 공허 중량에 포함되어야 한다.

주 3 - 불용 연료량은 POH에 규정되어야 한다.

연료 탱크 - 일반 사항

각 연료 탱크는 통상의 운용에서 걸리는 관성, 유체 및 구조 하중을 파손없이 견딜 수 있어야 한다.

연료탱크 내부에서 연료의 서지가 해당 자이로플레인의 무게중심에 중대한 변화를 유발할 수 있는 곳에는, 허용된 한계 이내로 서지를 감소시킬 수 있는 방법이 제공되어야 한다.

연료 탱크 압력

각 연료 탱크는 파손이나 누유 없이 0.1 bar (1.5 psi)의 압력을 견딜 수 있어야 한다.

연료 탱크 설치

각 연료탱크는 연료의 무게로 인한 하중이 기체와 연료탱크 상의 여러 지지점에 분산되도록 지지되어야 한다. 여기에 덧붙여서 다음의 요구조건을 만족하여야 한다.

필요하다면, 각 탱크와 그 지지 구조물 또는 각 탱크와 프레임이나 구조 사이에는 쓸림을 방지하기 위한 대책이 수립되어야 한다.

탱크의 지지를 위해 사용되는 재료 또는 지지 부재들에 덧대기 위해 사용되는 재료들은 비흡수성이거나 연료의 흡수를 방지하도록 처리되어야 한다.

연료 탱크를 포함하는 모든 칸은 가연성 연료와 증기의 축적을 방지하기 위해 통기 및 배유되어야 한다.

착륙장치의 극한 능력을 초과하지만 5.1.4.8.가의 비상 착륙 조건 이내인 헤비 랜딩에서 발생할 수 있는 구조적인 손상으로 인해 연료 탱크나 연료 라인들에 파괴가 발생해서는 아니 된다.

연료 탱크 섬프

연료 탱크가 영구적으로 설치된다면, 이 연료 탱크는 모든 정상 지상 및 비행 자세에서 탱크 용적의 0.10 % 또는 120 mL (0.03 gal) 중 더 큰 유효용적을 가지는 배출 가능 섬프를 가져야 한다. 또는, 다음의 연료 탱크 구성도 허용된다:

배출을 위해 접근 가능하며 최소 120 mL (0.03 gal)의 용적을 가지는 연료 침전통이나 침전챔버가 장착되어야 하며,

각 연료탱크 출구는 정상 지상 자세에서 연료 탱크의 모든 부분에서 배출되는 수분이 침전통이나 침전챔버에 고이도록 위치되어야 한다.

연료 배출 계통은 접근이 용이하며 배출하기 쉬워야 한다.

각 연료 계통의 배출구는 닫힘 상태 유지를 위해 확실한 수동 또는 자동 잠금 장치를 가져야 한다.

연료탱크의 연료 주입구

자이로플레인의 밀폐된 구역으로 연료 또는 유증기가 흘러드는 것을 방지하기 위하여, 연료탱크의 연료 주입구는 조종실의 바깥쪽 위치에 장착되거나 넘치거나 흘러나온 연료가 기체 바깥쪽으로 흐르는 위치에 장착되어야 한다.

연료탱크 통기구

각 연료탱크는 탱크의 상부에서 통기되어야 한다.

각 통기구는 착빙 또는 기타 이물에 의해 막힐 가능성을 최소화하는 방법으로 제작 및 위치되어야 한다.

각 통기구는 정상 운용중 연료의 사이펀 현상을 방지하도록 제작되어야 하며 부분 진공을 만들어서는 아니 된다.

각 통기구는 자이로플레인 기체 및 모든 전기/전자 또는 엔진 배기 구성품들에 닿지 않게 배출하여야 한다.

연료 여과기 또는 필터

연료탱크 출구와 연료펌프 입구 (또는 중력식 공급 계통에서는 기화기 입구) 사이에는 교체가능하거나 배출이 가능한 연료필터 또는 여과기가 있어야 한다.

연료 계통 배관 및 피팅

각 연료 배관은 과도한 진동을 방지하며 연료압과 가속 비행 상태에서 받게 되는 하중을 견디도록 설치 및 지지되어야 한다.

상대 운동이 가능한 구성품들 사이에 연결된 모든 연료 배관은 유연성을 가져야 한다.

각 플렉시블 호스는 해당 적용에 적절성이 입증되어야 한다.

연료 배관들은 연료 배관 또는 연결부로부터 새어 나온 누유가 화재를 일으킬 수 있는 뜨거운 표면 또는 장비에 떨어지지 않는 위치 및 모든 탑승자에게 직접 떨어지지 않는 위치에 놓여져야 한다.

화재나 베이퍼락의 위험성을 최소화하기 위해서, 연료 배관들은 뜨거운 표면이나 장비를 고려해서 놓여지거나 단열 처리되어야 한다.

엔진 고열 부위의 연료배관은 화재방지 또는 내화 덮개로 보호되어야 한다.

연료 밸브 및 조작

연료 차단밸브와 기화기 사이의 연료 배관의 길이는 가능한 짧아야 한다.

연료 차단밸브가 설치된다면, 각 차단밸브는 최소한 내화성이 있어야 하며 On/Off 위치들에 확실한 잠금 장치나 효과적인 걸쇠를 가져야 한다.

연료 차단밸브가 설치된다면, 각 차단밸브는 최소한 내화성이 있어야 하며 On/Off 위치를 쉽게 확인할 수 있어야 한다.

오일 계통

일반 사항

만약 엔진에 오일 계통이 포함되어 있다면, 이 오일 계통은 안전한 연속운전이 보장되는 최고 온도를 초과하지 않는 온도로 충분한 양의 오일을 엔진에 공급할 수 있어야 한다.

각 오일 계통은 자이로플레인의 항속시간에 적합한 양의 가용 오일량을 가져야 한다.

오일 탱크

오일 탱크는 다음의 규정에 적합하게 설계 및 장착되어야 한다:

오일 탱크는 5.1.6.7.바의 요구 조건을 만족하여야 하며,

오일 탱크는 통상의 운용에서 예상되는 모든 진동, 관성 및 유동 하중을 견뎌야 한다. 오일 탱크 적합성의 증거는 5.1.6.5의 동력장치-로터 계통 조합의 적합성 시험중에 병행해서 누적될 수 있다.

오일 레벨은 별도의 공구 없이 쉽게 확인할 수 있어야 한다.

엔진격실에 오일 탱크가 설치된다면, 내화성 재료로 제작되어야 한다.

오일 탱크 압력

각 오일 탱크는 파괴나 누유 없이 3,500 kg/㎠ (5 psi)의 압력을 견딜 수 있어야 한다.

오일 배관 및 피팅

오일 배관들은 5.1.6.7.카의 연료 배관에 적용되는 규정을 준수하여야 하며 모든 정상 운용 상태에서 적절한 엔진 기능에 적합한 유량과 압력을 수용하여야 한다.

오일 배관들은 엔진 또는 기체 프레임의 각 부분들과의 쓸림을 방지하도록 배치되어야 하며 필요에 따라 지지되어야 한다.

통기구 배관은 다음의 규정들을 만족하도록 배치되어야 한다.

결빙되어 배관을 막을 수 있는 응축된 수증기나 오일이 배관 내 모든 위치에서 축적되지 않아야 한다.

통기구 출구는 오일이 포말 상태로 배출되더라도 인화물질을 형성하지 말아야 하며 배출된 오일이 탑승자(들) 또는 조종사의 전면창에 뿌려지도록 해서는 아니 된다.

통기구는 엔진에 PCV (Positive Crankcase Ventilation) 밸브가 장착되지 않는 한 엔진의 흡기계통으로 오일을 배출해서는 아니 된다.

냉각

일반 사항 - 냉각장치들은 모든 운용 상태에서 동력장치 구성품 및 엔진 작동유의 온도를 허용된 제한 온도 이내로 유지할 수 있어야 한다.

모든 냉각수 호스들은 엔진 또는 기체 프레임의 각 부분들과의 쓸림을 방지하도록 배치되며 필요에 따라 지지되어야 한다.

파열되었을 때, 배출된 고온의 냉각수나 증기가 탑승자(들)에게 위해를 가할 수 있는 모든 냉각수 호스들은 보호재로 싸여지거나 차폐되어야 한다.

흡기 계통

흡기 - 엔진의 흡기계통은 모든 운용 상태에서 엔진에 필요한 공기를 공급하여야 한다. 엔진 흡기계통의 적합성의 증거는 5.1.6.5의 동력장치-로터 계통 조합의 적합성 시험중에 병행해서 누적될 수 있다.

배기 계통

일반 사항

배기 계통은 화재나 조종실내로 일산화탄소의 유입이 없도록 배기 가스의 안전한 처리를 보장하여야 한다.

각 배기 계통 구성품은 해당 자이로플레인의 인접한 가연성 부품들로부터 격리되어야 한다.

모든 배기가스는 모든 오일 또는 연료 계통 배출구에 위험할 정도로 가깝게 배출돼서는 아니 된다.

각 배기 계통 칸은 손상을 유발할 수 있는 고온부를 방지하기 위해 적절한 통기 또는 기류를 가져야 한다.

배기 매니폴드

배기 계통은 내화성을 가져야 하며 진동 및 작동 온도에 의한 열팽창으로 인한 파괴를 방지할 수 있어야 한다.

배기 및 소음 계통은 통상의 운용중에 부가되는 관성력을 견디도록 지지되어야 한다.

배기 계통에 파괴가 발생할 때, 이 계통과 프로펠러 사이에 간섭이 발생할 수 있는 배기 계통 설계를 가진 경우, 이 배기 계통 마운팅에는 ‘다중화 (redundancy)’를 보장하기 위한 추가 구속장치가 제공되어야 한다.

상대 운동이 가능한 구성품들 사이에 연결된 모든 배기 계통 부품들은 유연성을 가져야 한다.

동력장치 조작장치 및 보기류

일반 사항

엔진실 내에 배치된 동력장치의 조작장치 중 화재 시에 작동이 요구되는 것은 적어도 내화성을 가져야 한다.

엔진 점화 계통

조종사의 접근이 쉬운 위치에 각 점화 회로를 임의로 차단할 수 있는 스위치가 장착되어야 한다.

점화스위치(들)는 부주의한 작동을 방지하도록 설계 및 배치되어야 한다.

모든 배터리 점화계통은 배터리 고장에도 정상비행의 엔진 작동을 유지시킬 수 있는 충전 계통에 의해 보조되어야 한다.

프로펠러 속도

권장 최적상승률속도에서 이륙과 상승 비행 중, 프로펠러는 엔진 최대출력 상태에서 엔진 회전속도를 최대 허용 회전속도 이상이 되지 않도록 제한하여야 한다.

카울링 및 나셀

엔진이 카울링 내에 설치될 때는 다음의 규정들을 준수하여야 한다.

각 카울링은 운용 중에 부가되는 진동, 관성 및 공력 하중을 견딜 수 있도록 제작 및 지지되어야 한다.

정상 지상 및 비행 자세에서 카울링 내의 모든 부분에서 빠르고 완전하게 배출할 수 있는 방법이 강구되어야 한다. 모든 배출구는 화재를 일으킬 수 있는 곳에 배출해서는 아니 된다.

카울링은 적어도 내화성이 있어야 한다.

배기 계통 출구에 근접해 있거나 배기가스의 직접적인 부딪힘에 의해 손상을 유발할 정도의 고온에 노출될 가능성이 있는 카울링의 모든 부분은 내화성을 가져야 하며 열 손상으로 부터 보호되어야 한다.

장비 요구조건

일반 사항

기능 및 장착

장착된 장비의 각 품목은 다음의 규정을 만족하여야 한다.

소요 기능에 적합한 종류 및 설계이어야 한다.

해당 장비에 규정된 한계에 따라 장착되어야 한다.

장착되었을 때 제대로 기능을 발휘하여야 한다.

계기와 기타 장비는 자체적으로 또는 이들이 자이로플레인에 미치는 영향에 의해 안전 운용에 위험 요소를 유발해서는 아니 된다.

비행 및 항법 계기

다음의 비행 및 항법 계기가 필요하다.

속도계

고도계

나침반

동력장치 계기

필요한 동력장치 계기는 다음과 같다.

엔진의 운용 한계내에서 엔진 작동에 필요한 압력계, 온도계 및 RPM 지시계 등

각 연료탱크별 연료량 지시계 (투명 튜브와 반투명한 연료탱크가 포함된다)

‘계량막대 (dipstick)’와 같은 각 오일탱크별 오일량 지시계

무선설비

다음의 무선설비를 장착하여야 한다.

비행 중 항공교통관제기관과 교신할 수 있는 초단파(VHF) 또는 극초단파(UHF) 무선 전화 송ㆍ수신기

기압고도에 관한 정보를 제공하는 2차감시 항공교통관제 레이더용 트랜스폰더(Mode 3/A 및 Mode C SSR transponder)

계기 - 장착

계기의 배열 및 시인성

피토압 및 정압 계통

피토압 및 정압 계통의 설계 및 장착은 다음의 규정을 따라야 한다.

습기가 확실히 배수되어야 하며,

압력 배관의 쓸림 및 배관내 만곡부에 과도한 변형이나 구속이 없어야 하며,

사용되는 재료는 내구성이 있어야 하며, 사용 목적에 적합하여야 하고, 부식으로부터 보호되어야 한다.

동력장치 계기

계기 및 계기 배관류

가압된 가연성 유체를 운반하는 모든 동력장치 계기의 배관은 5.1.6.7.카의 요구 조건들을 만족하여야 한다.

가압된 가연성 유체를 운반하는 모든 배관은 배관이 터졌을 때 운반 유체가 과도하게 유출되는 것을 방지하기 위해 가압원에 흐름 제한 오리피스 또는 기타 안전 장치들을 가져야 한다.

유체량 지시계로 사용되는 모든 노출된 ‘사이트 게이지 (sight gage)’는 손상으로부터 보호되어야 한다. 지시계의 저(抵) 유량 지시 범위는 조종사에게 명백히 보여질 수 있어야 한다.

전기 계통 및 장비

배터리 설계 및 장착

모든 배터리는 다음의 규정에 맞게 장착되어야 한다.

정상 운용 중 또는 장착된 충전 계통이나 배터리에서 예상 가능한 기능고장의 결과로써 모든 배터리에서 폭발성이나 독성 가스가 배출되어 자이로플레인 내부에 위험할 정도의 양으로 축적돼서는 아니 된다.

배터리로부터 새어 나간 부식성 액체 또는 기체가 주위의 구조 또는 인접한 필수 장비에 손상을 입혀서는 아니 된다.

모든 연결 전선은 쓸림, 단락 및 화재 위험의 가능성을 최소화하기 위해서 적합한 용량으로 올바르게 배치, 부착 및 연결되어야 한다.

각 전기 회로에는 충분한 전류 전송 용량을 갖는 과전류 방지 회로가 제공되어야 한다.

전선들은 연료 배관들에 부착되어서는 아니 된다.

기타 장비

무선 통신 및 무선 항법 장비 - 무선 장비의 모든 장착품은 다음을 준수하여야 한다.

무선 장비와 무선 안테나는 자체적으로나 이들의 운용 모드에 의해서 또는 이들이 자이로플레인과 탑재된 계기의 운용 특성에 미치는 영향에 의해 안전운용에 위험 요소를 만들어 내서는 아니 된다.

무선 장비와 이 장비의 제어 및 모니터링 장치들은 쉽게 조작할 수 있도록 배치되어야 한다. 이들은 과열을 방지하기 위해 충분히 통기되도록 장착되어야 한다.

운용 제한사항, 표시 및 운용교범

일반 사항

주: 설정된 제한사항들은 POH에서 확인되어야 한다.

안전한 운용을 위해 필요한 운용제한 및 기타 지시사항들은 5.1.8.7.가에서 5.1.8.7.마까지의 규정에 따라 조종사들에게 제공되어야 한다.

속도 제한사항

모든 비행 속도는 지시대기속도 (IAS) 또는 교정대기속도(CAS)로 서술되어야 한다.

중량 및 균형

해당 자이로플레인에 적합한 하중 및 평형을 위해 필수적인 제한사항들은 문서화해서 항공기내에 비치하여야 한다. 이 중량 및 평형을 찾기 위한 방법 또는 헹테스트 문서는 다음의 운용 제한들을 설정하여야 한다.

공허 중량 및 이 중량에 대응되는 평형 제한은 5.1.3.1.라에 따라 결정되어야 한다.

자이로플레인이 매달려지거나 지지되는 지점으로부터의 하중에 의해 중요한 구성품들을 구조적으로 위협하거나 과도한 응력을 가하지 않고 헹테스트를 수행하거나 무게 및 평형을 결정할 수 있는 방법이 제공되거나 기술되어야 한다.

주: 헹테스트를 수행하는 방법과 임계 중량 및 평형을 결정하는 방법은 POH에서 제공되어야 한다.

동력장치 및 프로펠러 제한사항 - 동력장치와 프로펠러 제한사항들이 설정되어야 한다.

주: 동력장치 및 프로펠러 제한사항들은 POH에서 확인되어야 한다.

<삭 제>

시스템 설명, 운용절차 및 제한사항, 엔진 및 항공기 성능, 임계속도 및 고도, 고도 대 속도 곡선, 비상절차, 비행전점검 및 기타 자이로플레인의 안전한 운용에 중요한 정보를 담은 POH가 제공되어야 한다. 이 POH는 특정 항공기 모델과 형상에 대해 적용이 가능하다면 최소한 다음의 목차와 관련 정보를 포함하여야 하며, 아래의 순서대로 나열되어야 한다.

(1) 초과금지속도,

(2) 측풍 및 풍속 제한

(3) 실용상승한도

(4) 설정된 안전 로터 속도 범위

(5) 로터 스핀-업 및 브레이크 제한

(6) 획득 가능한 하중 계수들

(7) 금지된 기동

(1) 비상 착륙

(1) 비행전점검

(2) 엔진 시동

(3) 지상 활주

(4) 정상 이륙

(5) 최적 상승률 속도 ()

(6) 순항

(7) 접근

(8) 정상 착륙

(9) 단거리 이륙 및 착륙 절차(해당될 경우)

(10) 보오크 착륙 절차

(11) 저속 침하, 수직 강하 및 회복

(12) 기타 유용한 조종사 정보

(1) 이륙 및 착륙 거리

(2) 상승률

(3) 최적 활공 속도 및 하강률

(4) 최저 조종가능 수평 비행 속도,

(5) 최적상승률속도,

(6) 최소 동력 요구 속도, MPRS

(7) 고도/속도 영역선도

(8) 엔진 RPM

(9) 연료 소모율

(1) 장착된 장비 목록

(2) 최대 총중량

(3) 설계 공허중량

(4) 헹테스트 또는 무게중심 범위 및 결정

(1) 엔진

(2) 프로펠러

(3) 로터

(4) 연료, 연료규격, 연료용량 및 불용연료

(5) 전기

(6) 오일

(7) 운용 중량 및 하중 (탑승자, 화물, 연료, 밸러스트)

(1) 연료, 오일, 냉각수 유지관리

(2) 견인 및 타이다운 지침

(1) 필요에 따라, 비행 절차 및 기법 숙련

(2) 필요에 따라, 비행 지침 정보 및 자료

(3) 필요에 따라, 조종사 운용 권고

(1) 속도계 범위 표시

(2) 적용 가능하다면, 계기판 상에 표시되는 운용제한

(3) 탑승자 경고

“이 항공기는 경량항공기 감항기준에 따라 제작되었으며 일반 항공기 감항 요구조건을 만족하지 않습니다”라는 경구

정비 교범

해당 항공기 및 엔진에 대한 일상 점검, 검사 및 수리 정비 절차가 제공되어야 한다.

표시 및 플래카드

일반 - 자이로플레인은 다음의 내용이 표시되어야 한다

자이로플레인의 안전한 운용에 필요한 모든 추가 정보, 계기 표시 및 플래카드

눈에 잘 띄는 위치에 표시되어야 한다.

쉽게 지워지거나 훼손되거나 흐릿해지지 않아야 한다.

플래카드 상에 속도를 지시하기 위해 사용된 단위는 속도계에 적용된 단위와 같아야 한다.

운용 제한, 플래카드 및 계기

표시 - 자이로플레인의 안전한 운용에 필수적인 속도 및 동력장치 제한 사항들은 조종사에게 명백히 보여야 한다. 계기 표시에 의해서 표현될 수 없다면, 플래카드가 제공되어야 한다. 이러한 제한이 계기 표시에 의해 표현될 수 있다면, 각각의 최대 및 최소 안전 운용 제한이 적색으로 표시되어야 한다.

연료량계 - 모든 연료량계는 수평 비행 중 5.1.6.7.다에 따라 결정된 불용 연료량에 해당하는 양의 연료가 탱크에 남아 있을 때 영 (0)을 가리키도록 교정되어야 한다.

조종 표시

주 비행 조종장치를 제외한, 모든 조종실 조종장치는 각 장치의 기능및 조작 방법에 따라 명료하게 표시되어야 한다.

비상 조종장치들은 적색이어야 한다.

동력장치 연료 제어장치들은 다음의 표시 규정들을 만족하여야 한다:

연료 탱크 선택 장치가 장착된다면 각 탱크에 대한 위치를 지시하도록 표시되어야 한다.

만약 안전한 운용을 위해 각 탱크를 특정한 순서로 사용할 필요가 있다면, 이 순서는 탱크 선택 장치 위나 장치 근처에 표시되어야 한다.

기타 표시 및 플래카드

화물칸 - 모든 화물칸에는 하중 제한을 서술하는 플래카드를 부착하여야 한다.

연료 공급구 또는 근처에 최소 연료등급과 엔진 종류에 따라 연료/오일 비율이 표시되어야 한다.

연료 탱크 - 각 탱크의 가용 연료량이 탱크 선택장치나 연료량 게이지 또는 탱크가 반투명하고 비행중 조종사에게 보인다면 탱크 위에 표시되어야 한다.

적재 - 만약 제거가능한 밸러스트가 사용된다면, 밸러스트를 수납하는 장소에 제거가능한 밸러스트가 필요한 하중 조건하에서 밸러스트의 적절한 위치 및 고정에 대한 지침을 포함한 플래카드를 부착하여야 한다.

변경

본 5.1.9에 적용 가능한 주요 변경 사항들은 경량기술기준 5.6절에 따라 제공된 해당 항공기의 정비 매뉴얼에 포함되지 않은 변경들이다.

항공기의 최초 설계 및 생산 수락 시험 이후에 해당 항공기에 반영된 모든 주요 변경들은 본 5.1절의 기준들과의 적합성이 평가되어야 한다.

제작사 또는 기타 주요 변경의 평가를 수행하는 기관은 변경된 항공기가 변경 이후에도 여전히 본 5.1절의 요구 조건들을 만족한다는 것을 작성된 문서로 제공하여야 한다.

제작사 또는 기타 주요 변경의 평가를 수행하는 기관은 해당 항공기의 소유자에게 항공기 정비 기록부 등의 항공기 관련 기록부에 변경 내역을 기록할 수 있도록 변경 정보를 제공하여야 한다.

제작사 또는 기타 주요 변경의 평가를 수행하는 기관은 변경이 어떻게 구현되며 누가 그 변경을 수행할 것인가를 적은 지침 및 도해를 제공하여야 한다.

이 지침들은 주요 변경이 작성된 지침에 따라서 수행되었으며 해당 항공기가 비행에 복귀해도 안전한 상태임을 검증하기 위해 적합한 지상 및 비행 시험 절차를 포함하여야 한다.

사용자에게 인도되기 전에 원제작자에 의해 수행된 재료 교체 또는 설계 변경은 본 5.1.10 및 본 기술기준 5.4절의 기준들에 적합함이 입증되어야 하며, 본 5.1.9에서 정의된 주요 변경으로 간주되지 않으며, 본 5.1.9의 규정들을 따를 필요는 없다.

요구장비(Required Equipment)

이 절은 제5장 5.1.7에 따른다.

품질보증(Quality Assurance)

적용범위

이 절은 자이로플레인 사용자가 안전하게 비행할 수 있도록 자이로플레인 제작자 및 구성품 공급자가 갖추어야 하는 최소한의 품질보증프로그램 요구조건을 정한다.

약어

POH - 조종사 운용 안내서

QAM - 품질보증매뉴얼 : 문서화된 품질보증프로그램

QAP - 품질보증프로그램 ; 제품의 확인과 보증을 하기 위해 자이로플레인 제조자에 의해 이용되는 검사의 방법

QAR - 품질보증기록 : 각각의 자이로플레인 생산에 관련된 품질보증기록물

품질보증프로그램

자이로플레인 제작자는 이 기준에 따라 품질보증 프로그램을 개발하여야 한다.

품질보증매뉴얼 (QAM) - 각 제작자는 품질보증 매뉴얼의 양식으로 QAP를 문서화해야 한다.

품질보증 경영진 - 제작자의 경영진은 하나나 그이상 (제작자가 임명하거나 대표자, 또는 임원, 직원)으로 구성되어 품질보증프로그램(QAP)의 이행을 전담한다. 품질보증 경영진을 구성하는 개인은 품질경영매뉴얼(QAM) 안에서 확인될 것이다.

품질보증 기록

자이로플레인에서 구조적으로 중요한, 제작자가 선정한 기체구조 구성품들의 제작에 사용된 자재들의 자재증명과 출처, 수락일자를 기록하여야 한다. (주1 참조)

주 1 - 이 기록은 제작자에게 수정 조치가 필요한 자재불량에 의해 영향을 받는 경량항공기를 식별하여 그 대상을 감소시키는 방법을 제공하는 것을 목적으로 하며, 결국, 이러한 수정 조치에 의한 경제적 비용을 감소시키고자 하는 것이다. 이절은 특정한 부품 추적성에 대한 요구 조건으로 해석되어서는 아니 된다.

제작자는 각 생산된 자이로플레인의 품질보증기록을 유지하여야 한다. 각 품질보증기록은 다음과 같이 구성된다.

제품 수락절차에 의한 해당 최종검사 기록, 점검 및 시험문서

제작자 적합성확인서 복사본

납품관점에서의 각항공기 형상은 지속적으로 운용되는 안전모니터링을 위한 장착장비 목록과 관련부품목록을 포함한다.

주 2 - 5.3.4.4 가에 있는 각 항목은 자이로플레인 일련번호와 제작일자를 포함한다.

품질보증 개정 - 사용 중인 품질보증매뉴얼(QAM)이 최종 개정판임을 보장하는 시스템이 구현되어야 한다.

품질감사 - 제작자는 품질보증프로그램(QAP)에 따라 년간 감사를 수행해야 한다. 제작자는 모든 감사자료를 유지하여야 한다. 어떤 부적합사항에 대한 결정은 깊이 생각해야하고, 만일 어떤 예외적인사항의 언급이 필요하다면 품질보증매뉴얼(QAM)을 개정한다

기술 및 제품

적합성 기록 - 제작자는 제작당시 유효한 설계 및 성능규격 버전의 상세형상이 준수되었음을 보여주기 위해 사용된 설계문서의 영구기록을 보존해야 한다.

장비장착목록과 관련 부품들을 포함하는 형상에 대한 설명.

해당 항공기와 같이 제공되는 필수 문서의 최신 개정판.

형상관리 - 모든 자이로플레인 생산품의 형상은 설계 및 성능규격이 마지막으로 배포된 개정판에 적합한 기록이어야 한다.

생산문서 - 제작자는 개정내용을 포함하는 모든 생산 문서의 기록물을 유지하여야 한다. 생산문서는 다음사항을 포함하지만 제한하지는 않는다.

부품 목록

공정 흐름

구성품과 조립품 도면

제작지침과 규격

치구 및 게이지 도면

항공기 운용 지침

정비매뉴얼

품질보증 매뉴얼

특수공정 - 품질보증프로그램(QAP)은 자이로플레인 기체 구성품의 주요구조물 생산에 사용되는 용접, 납땜, 열처리, 도금, 구조적 복합재, 접착재 접합 등의 모든 특수공정과 서비스를 관리하여야 한다. 각각의 공정과 서비스는 게이지와 용액 또는 특정 주요장비의 주기적인 검사를 위해 적절히 기록된 규정과 세부적인 품질표준 및 요구사항에 따라야 한다.

품질보증 검사

제작자는 모든 적용가능한 제품규격과 기술요구사항에 따라 제품의 적합성을 확인하는 검사시스템을 문서화하고 구현해야 한다.

적합, 부적합, 검사대기 품목은 명확히 구별되거나 분리되어야 한다.

수입검사 - 제작자는 구매절차를 구현해야 하며 그것은 모든 품목이 분명하게 주문되는 것을 보장해야한다. 외부 공급처에 의해 공급된 수입품은 해당 규격서에 적합함을 검사하여야 한다.

적합품 수락 - 적합품은 필요시 불출되거나 차후 사용되기 위해 안전한 보관지역에 위치해야 한다.

부적합품의 불합격 - 손상, 시한성품목, 또는 다른 오차에 의해 사용할 수 없다고 판단된 품목의 처리를 위한 공정은 정의되고 구현되어야 한다. 불합격품은 절단, 파괴되거나 부적합품임을 충분히 표시하여 자이로플레인 생산에 사용할 수 없도록 하여야한다. 불합격품은 처분이나 차후 판정을 위해 격리된 보관장소에 둘 수 있다.

제품 수락

주 3 - 다음 기준은 자이로플레인에 포함되어야 할 특징들에 대한 요구조건들로 해석되어서는 아니 된다. 자이로플레인에 존재하지 않는 특징을 나타내는 요구조건이 있을 때에는, 이 요구조건은 적용하지 않는다.

최종검사 - 제작자는 다음 제품수락절차를 시행하기 전 각 자이로플레인 생산이 완료되었다는 작업지시서를 확인하고 기록하여야 한다.

자이로플레인 키트 - 제작자는 모든 자이로플레인 키트나 부속시스템 키트가 유통되기 전 적합한 생산 절차가 완료되었는지 확인하고 문서화해야 한다. 제작자는 아래에 기술한대로 자이로플레인 키트와 함께 적절한 제품수락 지상점검절차와 비행시험 절차를 키트조립자(빌더)에게 제공하여야 한다.

자이로플레인 - 제작자는 완제품 자이로플레인이 유통되기 전 적합한 생산 절차가 완료되었는지 확인해야 한다. 다음의 지상점검 및 비행시험 절차들은 각 자이로플레인을 위해 수행되고 문서화되야 한다.

지상점검 - 비행 시험전, 제작자는 각각의 생산된 자이로플레인에 최소한 다음 사항을 확인하는 지상검사를 수행해야 한다.

무게균형 - 공허중량과 적절한 무게중심위치를 계산하여 운용한계에 있는지 확인하고, 이는 항공기 운용지침에 적합하여야 한다

시스템 점검 - 모든 스위치, 회로, 계기, 브레이크와 및 기타 다른 해당 시스템의 적절한 기능은 확인되어야 한다.

비행 조종장치 점검 - 모든 비행 조종장치의 부드럽고 적절한 기능과 최대 변위가 점검되어야 한다. 조종계통의 연결 및 안전상태는 점검되고 확인되어야 한다.

좌석 및 안전밸트 - 좌석과 조종사 안전벨트는 고정상태와 육안손상이 점검되어야 한다.

엔진 점검 - 엔진점검과 절차는 다음 사항을 확인하여야 한다.

엔진의 적절한 장착 상태

모든 엔진 작동유의 적절한 유지관리

눈에 보이는 연료, 오일, 냉각수의 누유가 없어야 하며,

프로펠러의 장착과 피치 조절이 적절해야 하며,

필요하다면, 시운전시 엔진성능에 맞게 조절되며,

회전계는 제작자가 명기한 운용한계내에서 아이들 회전수와 최대 정적회전수를 지시하고,

엔진계기가 적절한 기능을 하고,

점화계통이 적절한 기능을 하고,

흡기 가열 계통이 적절한 기능 해야 한다.

플래카드 점검 - 항공기는 모든 플래카드, 스위치와 계기 표식이 제자리에 있는지를 확인 점검되어야 한다

비행전 검사 - 다음사항을 확인해야 한다.

눈으로 확인할 수 있는 모든 표면은 변형, 비틀림, 다른 손상이나 결함의 흔적이 없는지.

눈으로 확인할 수 있는 모든 핏팅과 연결부는 결함이 있거나 불안전하게 부착되었는지 검사한다.

항공기 운용지침에 따라 항공기 순회 검사를 완료한다.

지상활주 시험 - 지상점검을 완료한 후 지상활주 시험은 확인되어야 한다.

브레이크 기능

착륙장치의 트래킹과 방향전환

방위각이 적절한지, 기준을 확인하고, 필요하다면 나침반 참조표를 참조하여 교정한다.

비행시험 - 지상활주시험이 완료된 후 비행시험을 실시한다.

운용안전 비행시험 - 각 완료된 자이로플레인의 안전한 비행은 수용 가능한 조작 및 조종특성, 엔진 운용, 속도지시와 항공기 운영지침에 따른 정상비행을 위한 종합적인 적합성을 포함하여 확인하여야 한다. 비행시험절차는 최소한 다음 사항의 기록확인을 포함하여야 한다.

이륙 활주로의 바람, 외기온도, 압력고도

착륙거리가 발행된 항공기 운용지침에 맞는지 확인

상승률이 발행된 항공기 운용지침을 초과하거나 맞는지 확인

모든 비행형태에서 비행조종장치가 적절히 반응하는지

조작 및 조종특성

비정상적인 성능이나 조작특성이 없는지

적절한 엔진 운용 온도 확인

설계입증시험비행 - 각 완성된 자이로플레인 또는 제작자가 결정한 적절한 횟수의 무작위 표본과 주요 변경에 따른 생산라인 시제품은 설계 및 성능규격의 비행기준에 대해 제품합치성 확인을 위한 철저한 시험비행을 수행해야 한다.

계기 검교정 - 주기적인 검교정이 요구되는 모든 항공기 계기는 통용될 수 있는 검교정을 수행하여야 한다.

불일치 해결 - 제작자는 지상점검 또는 시험비행 동안 발견된 모든 비정상들을 시정하는 시스템을 개발하고 구현하여야 한다.

부적합 - 이 절에서 요구하는 모든 제품수락시험에 실패한 항공기는 부적합품이라는 꼬리표를 부착한다. 비정상적인 것들은 제작자의 지침에 의해 재작업되어야 하며, 각각의 재작업된 비정상적인 것들은 재평가 되어야 한다.

부적합 꼬리표 - 부적합 통보는 항공기에 부착하는 방법으로 하며 그것은 차후 항공기 운영자가 명확히 인지할 수 있어야 한다.

제품수락 문서 - 작성된 점검표는 제품수락검사, 점검, 시험에 대한 수락 가능한 방법으로 사용될 수 있다.

품질보증 책임과 의무 부여

자이로플레인 제작자는 외주제작, 조립 또는 공급시설 또는 그것의 복합체 설립을 목적으로 외부업체에 품질보증 의무와 책임을 부과할 수 있다. 그러나, 이러한 활동의 달성이 제작사 포괄적인 품질보증 책임을 완화해 주는 것은 아니다.

제품수락시험(Production Acceptance Tests)

이 절은 제5장 5.3.6에 따른다.

조종사 운용 안내서(POH : Pilot Operating Handbook)

이 절은 제5장 5.1.8.5.A에 따른다.

정비, 정비매뉴얼 및 기록유지(Maintenance and Inspection Procedures)

이 절은 제2장 2.6에 따른다.

지속 감항성(Continued Airworthiness)

이 절은 제2장 2.7에 따른다.

키트조립지침(Manufactures Assembly Instructions, Kit builders only)

이 절은 제2장 2.8에 따른다.

동력패러슈트의 안전성인증 기술기준

설계 및 성능(Design and Performance)

적용범위

제6장 동력패러슈트의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 6 - | 개정 : 2017.12.04

제6장 동력패러슈트의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 6 - | 개정 : 2017.12.04

이 절은 동력패러슈트를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전성 인증을 받기 위해 충족시켜야 하는 설계 및 비행성능에 관한 감항성 요구조건 등을 규정한다.

용어

정의

총 중량 - 이륙시 항공기 시스템의 전체 중량

최대이륙중량 - 제작자에 의해 정의된 이 규격에 적합한 것이 증명된 총중량 한계로, 초과금지 총 중량은 항공기에 부착된다.

<삭 제>

<삭 제>

<삭 제>

비행

성능 요구조건

제작자 적합성 입증

다음 각각의 요구조건은 최대 이륙중량과 임계 무게중심 위치를 만족하여야 한다. CG 조절 장치의 범위는 비행을 위해 조절될 수 있으며, 이 구성품의 가장 유리한 권고된 위치가 구조강도와 성능에 영향을 미치는지 평가될 것이다.

성능 일반

모든 성능 요구조건은 정지된 공기상태와 해수면 상태의 표준 ICAO 대기조건으로 수정 적용한다. 속도는 지시대기속도(IAS) 또는 교정대기속도(CAS)로 나타낸다.

날개 성능

직진 및 선회 비행을 위한 상승, 순항, 강하, 착륙 자세동안의 방향성, 그것은 가해지는 조종력의 한계가 날개 실속한계보다 더 적다는 것을 나타낼 것이다.

고정익 트림을 활용할 수 있다면,

조절 가능한 날개 트림을 활용할 수 있다면, 최대량 부(-) 와 최대량 정(+) 트림 설정 모두 시험되어야 한다.

좌측날개와 우측날개의 트림 장치가 분리되어 있다면, 좌측최대 우측최소 트림설정과 좌측최소 우측최대 트림설정에 대하여 시험되어야 한다.

상승

다음사항은 측정되어야 한다.

수직이륙 지점으로 부터 213 m (700 ft)를 벗어나지 않고 15 m (50 ft)고도에 도달할 때까지의 거리

착륙 - 착륙지점 상공 15 m (50 ft)에서 전체거리는 183 m (600 ft)이내이어야 한다.

조종성과 기동성

항공기는 다음 상태 하에서 1차 조종계통의 정상사용으로 안전하게 조종되고 기동할 수 있어야 한다. - 이륙, 상승, 수평비행(순항), 접근 및 착륙(출력 On/Off)

모든 비행상태에서 러더 페달 9.1 kg (20 lb)과 59.1 kg (130 lb)의 조종력을 넘지 않고 부드럽게 전환됨을 입증하여야 한다.

착륙 - 엔진이나 프로펠러가 고장 났을 경우에 안전한 상태와 착륙이 됨을 보여줘야 한다. 일반적인 능력의 조종사가 2.4 m/s (8 ft/s) 이하의 침하율을 달성할 수 있음을 보여줘야 한다.

참조 매개변수

속도 참조 매개변수 과 는 다음에 따라 계산한다.

=

= 2× =

= mph

= lbs

=

안정성 및 조종성

세로 안정성 - 항공기의 세로 안정성은 3가지 상태를 위한 조작입력 없이 2분간 비행이 가능함을 입증하여야 한다. 각각의 경우에 항공기는 위험한 상태나 비정상적인 고도로 들어가지 않아야 한다. 시험은 비행중 돌풍을 최소화하고 총중량 상태에서 수행한다.

3가지 조건은

최대출력 상태 상승

무동력 상태 강하

순항상태 동력 수평비행

가로 및 방향 안정성

가로안정성은 조종장치가 중립상태를 유지하는 것으로 입증될 것이다. 그것은 초기에 가속되지 않은 수평비행상태가 주어진다. 조종장치가 고정되는 2분 동안 항공기는 위험한 상태나 비정상적인 고도로 들어가지 않아야 한다. 시험은 비행중 돌풍을 최소화하고 총중량 상태에서 수행한다.

방향안정성은 기동하는 동안 항공기가 위험한 비행 고도로 들어가지 않고 3번의 360° 회전을 위한 각 방향 조종장치의 분할과 최대 변위에 의해 입증될 것이다. 시험은 비행중 돌풍을 최소화하고 총중량 상태에서 수행한다. 입증되는 선회율은 어떤 방향에서나 초당 12° (360° 회전시 30초) 보다 작아서는 아니 된다.

날개(패러슈트) 상태회복 - 날개 상태회복은 틀로부터 분리되거나 적당한 시험기구로 수행되어야 한다.

지상활주중 날개 접힘. - 날개 제작자는 항공기운용지침에 기록된 데로 날개 접힘조건과 회복에 대해 기술적으로 입증하여야 한다.

비행중 접힘 - 최소한 한가지 형식의 비행중 날개 접힘과 회복은 입증되어야 한다.

구조

하중 - 특별히 명기되지 않는 한 모든 요구조건은 제한하중으로 나타낼 수 있다.

극한하중은 제한하중에 아래에서 정의한 안전계수를 곱한 값으로 나타낼 수 있다

하중은 변형량의 영향이 큰 경우 재분포 되어야 한다.

안전계수 - 안전계수는 다음을 제외하고 1.5로 한다.

안전계수 3.0 주조품

안전계수 1.8 피팅류

안전계수 6.67 조종면 힌지

안전계수 3.3 푸시-풀 조종계통

안전계수 2.0 케이블 조종계통

강도 및 변형:

구조는 구조의 영구 변형 없이 제한하중을 지지할 수 있어야 한다.

구조는 해석과 시험을 통해 입증해야 하며, 파괴되지 않고 극한하중에 견딜 수 있어야 한다

구조는 정적시험을 통해 증명될때 극한하중에서 3초간 견뎌야 한다. 그러나 실제하중조건을 모사한 동적실험에 의하여 강도의 실증이 증명된 경우 3초의 제한은 적용되지 않는다. 구조물이 요구되는 극한하중에서 3초간 견디는 경우 극한하중과 제한하중사이에서 부분적인 손상 또는 구조상의 불안정성은 수락가능하다.

구조 증명 - 각각의 임계하중 요구조건은 보수적인 해석 또는 시험이나, 또는 두가지 조합을 통해 조사되어야 한다.

날개 강도 증명 - 동력패러슈트 항공기를 위한 날개설계시험은 임계극한하중을 확인한다. 날개 설계자는 산줄 부착점에서의 날개와 산줄의 설계하중능력을 제공하여야 한다. 날개 설계자는 날개와 산줄시험에서 입증된 안전계수를 동체 설계자에게 제공하여야 한다.

하중계수

양(+)의 하중계수 = 2.25 (기동하중계수 1.5에 돌풍하중계수 1.5를 곱한다). 기동하중은 다음 방정식이 나타내는 1.5 g보다 큰 g 하중이 모든 조건에서 증가해야 한다. 계산된 g 하중은 기동하중으로 사용된다. 기동하중계수 N =

여기서:

= 초당 선회율

= 진대기속도, mph

예를 들어 V = 26 mph, RT= 60°/s (6초에 360° 회전)이면 N =1.595이다. N >1.5 이면 기동하중계수는 1.595로 증가한다. 결과적으로 한계하중은 1.5 × 1.595 = 2.393 g이다.(그림1 참조)

음(-)의 하중계수 = 0

동체하중 - 기체는 패러슈트에 의해 만들어지는 모든 양력과 추진장치, 시스템, 사람, 착륙하중을 지지해야 한다.

조종면 하중 - 선회 라인과 관계되는 동력패러슈트의 조종면 하중은 날개 제작자에 의해 정의된 비행시험 하중으로 평가하여야 한다.

지상 돌풍상태 - 동력패러슈트 날개는 일반적으로 지상에서 펼쳐지지 않는다. 결과적으로 고전적인 지상 돌풍과 관련되는 하중은 존재하지 않는다. 이륙이나 착륙시 옆놀이 돌풍하중은 착륙지상하중의 한 부분으로 고려한다.

조종계통과 지지구조 - 조종계통의 구조는 최대의 힘에 견디게 설계되야 하며, 이중 조종계통인 경우 조종사가 반대쪽에서 운용할 수 있도록 설계되어야 한다.

지상하중 조건 - 설계특징은 착륙 침하율이 3 m/s (10 ft/s) 보다 작거나 같도록 제한되어야 한다. 낙하시험은 앞바퀴를 높인 플레어 상태에서 낙하율 3 m/s (10 ft/s)를 얻기 위해 낙하 높이를 사용한다. “데드 드롭(dead drop)”시험은 최대이륙중량에서 실시한다.

앞바퀴 조건 - 2.25배 수직방향의 최대 정적하중은 각각의 경우 1.8배의 축 후방방향 최대 정적하중 또는 0.9배의 축 전방방향 최대 정적하중 또는 1.57배의 표면에서의 옆면 하중과 함께 작용한다. 최대 정적하중은 최대이륙중량의 앞바퀴 수직하중이며, 가장 앞쪽의 무게중심 위치와 관련된다.

그림 1. 참고 그래프

그림 1. 참고 그래프

비상착륙 조건 - 설계구조는 항공기가 3개의 독립적인 극한하중을 경험할 때 각각의 탑승자를 심각한 부상으로부터 보호해야 한다: 1.5 g 상방; 6 g 전방; 3 g 측방. 시험물품은 이 하중을 3초 이상 견디면 통과된 것으로 여긴다.

주2 - 자문 정보 - (1) 탑승자는 가능한 안전멜빵으로 고정된다. (2) 탑승자의 뒤 또는 위에 위치하는 중량물을 모두 고려해야 한다. (엔진, 수화물, 연료, 밸러스트 등). (3) 설계는 전복되는 경우 탑승자 또는 탑승자들을 보호하는 설계특징을 가져야 한다.

설계 및 제작

일반 - 안전운항에 중요한 부품과 세부설계내역은 시험으로 그 안전성을 입증해야 한다.

재료 및 기량 - 재료는 사용 목적에 적합하고 내구성을 가져야 하며, 시험, 분석, 사용이력 또는 제작사 증명에 의해 나타나는 구조상 자재 변이로 인한 강도의 저하가 없도록 설계 값(강도)이 선정되어야 한다.

제작 방법

부품, 조립품과 항공기 제작기량은 높은 수준이어야 한다.

제작방법은 온전한 구조물이 꾸준히 생산되도록 해야 한다.

구조의 보호 - 모든 구조는 환기와 배수뿐만 아니라 풍화, 부식 및 마모에 대한 보호책이 마련되어야 한다.

접근성 - 주요한 구조물과 조종계통의 검사, 조정, 정비 및 수리를 위한 접근성이 제공되어야 한다.

조종계통 작동시험 - 조종계통에 대한 기능시험은 최대 조종력이 조종석에 작용할 때 간섭, 재밍(jamming), 과도한 마찰 또는 과도한 편향으로부터 자유로워야 한다.

조종실 - 조종실은 조종사의 안락함, 좋은 시인성(계기, 플래카드 및 외부), 접근성, 탈출과 부드럽고 명확한 조작을 위해 모든 조종장치에 도달할 수 있는 능력이 제공되어야 한다.

동력장치

동력장치는 검사 및 정비를 위해 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

엔진 - 동력패러슈트용 엔진은 형식증명이 필요하지 않다. 엔진의 장착 및 시험은 신뢰성과 운용성이 산업기준을 만족하여야 한다.

주 3 - 자문 정보 - 동력패러슈트는 단거리 착륙성능을 가진 가볍고 속도가 느린 항공기이다. 영공 비행을 위한 것이 아니며, 엔진은 비행안전 구성품으로 고려하지 않는다.

연료탱크 시험 - 연료탱크는 24.1 kPa (3.5 psi)의 압력시험을 실시하여야 하며 탱크 장착은 정해진 하중계수에 견딜 수 있어야 한다.

연료탱크 통기구 - 연료탱크 통기구는 비행중 사이펀현상이 없어야 한다.

연료 필터 - 연료계통에는 세척 및 교체를 위해 접근 가능한 연료 여과기 또는 필터가 포함되어야 한다.

장비 요구조건

최소한 다음에 열거된 계기 및 장비를 장착하여야 한다.

비행 및 항법 계기

속도계

고도계

나침반

동력장치 계기

연료 유량계 (투명 튜브와 반투명한 연료탱크가 포함된다)

엔진회전계 (RPM)

엔진 “이그니션” 스위치

엔진 제작사가 요구하는 엔진 계기

무선설비

비행 중 항공교통관제기관과 교신할 수 있는 초단파(VHF) 또는 극초단파(UHF) 무선 전화 송ㆍ수신기

기압고도에 관한 정보를 제공하는 2차감시 항공교통관제 레이더용 트랜스폰더(Mode 3/A 및 Mode C SSR transponder)

탑승자 안전 고정 시스템 - 탑승자 안전 고정 시스템은 최소한 3점이나 그 이상의 부착점으로 각각의 탑승자를 항공기에 고정시킬 수 있어야 하며 6.1.4.2항의 비상착륙조건에 적합한 하중계수로 설계되어야 한다.

운용 한계

일반 - 운용한계 또는 안전한 운용을 위한 다른 필요한 정보는 항공기 납품시 조종사가 이용할 수 있게 제정하여야 한다.

중량 및 무게중심 - 중량과 무게중심 한계는 기준면과 참고치를 포함하여 제공한다.

동력장치 - 동력장치 한계는 제공되어야 한다.

요구 장비 (Requested Requirements)

이 절은 제6장 6.1.7에 따른다.

품질보증 (Quality Assurance)

적용범위

이 절은 동력패러슈트 사용자가 안전하게 비행할 수 있도록 동력패러슈트 제작자 및 구성품 공급자가 갖추어야 하는 최소한의 품질보증프로그램 요구조건을 정한다.

자재와 제작

도면관리절차 - 문서화된 절차에는 적절한 제작도면, 그것의 개정판과 각 사업을 위해 이용되는 관련 문서들을 관리하는 체계가 있어야 한다.

구성품 관리절차

문서화된 절차에는 자재, 공정과 원자재를 포함하는 구성품이 생산규격에 일치하게 관리될 수 있도록 체계화 되어 있어야 한다. 경량항공기 제조업체를 위해 특별히 제작된 외주부품의 경우, 공급업체는 자재가 경량항공기 제조업체의 사양을 만족하는지 입증해 보여야 한다.

이 항은 구매 담당자에게 적절한 자재를 구매하는데 필요한 모든정보를 제공한다.

문서화된 수입절차에는 수입된 자재나 구성품을 구매규격에 따라 검사하는 체계가 있어야 한다.

문서화된 절차에는 저장된 자재를 차후 사용하기 위해 적절하게 식별할 수 있는 체계가 있어야 한다.

자재, 공정 또는 구성품 증명서는 참고하기 위해 보관해야 한다.

검사

문서화된 절차에는 기술규격에 맞춰 만들어진 생산품과 하부조립품을 적절히 검사하는 체계가 있어야 한다.

문서화된 절차에는 구매한 구성품을 검사하는 체계가 있어야 한다.

문서화된 절차에는 완성된 생산품이 납품 전 검사되는 체계가 있어야 한다.

부적합품은 다음에 따라 식별되고 판정을 위한 평가가 이루어 져야한다

사용하기 적당하지 않은 구성품은 우연한 사용을 피하기 위해 형상을 변화시키거나 파괴 한다.

재작업된 구성품은 사용하기 전 이 규격 6.3.3.1, 6.3.3.2 또는 6.3.3.3에 따라 재검사 하여야 한다.

어떤 경우 구성품은 현행대로 수용가능한지, 평가 후 개조할지 결정될 수 있다. 그러한 경우에 적절한 검토, 수락과 문서화가 요구된다.

제품수락시험(Production Acceptance Tests)

적용범위

이 절은 동력패러슈트를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전하게 비행할 수 있도록 항공기 운용지침에 기술된 운용성능에 적합한지를 확인하기 위하여 제작자가 수립하여야 하는 지상 및 비행시험 프로그램의 최소 요구조건을 정한다.

제품수락시험, 지상시험

확인(입증) 검사 - 사실상 모든 최상위단계의 검사가 완료되었는지, 남겨진 불일치사항이 없는지 확인하는 문서화된 절차가 있어야 한다.

엔진 길들이기는 엔진 제작사에서 제시한 방법으로 시행하며, 모든 엔진 계기의 작동상태를 확인하여야 한다. 엔진 길들이기 동안 계기의 작동 상태에 대한 확인을 하지 않을 경우 계기 작동상태 확인은 분리된 절차에 따라 수행한다.

제품수락시험, 비행시험

모든 생산된 항공기는 적어도 다음의 시험비행을 하여야 한다.

동력패러슈트 - 15분의 비행시간, 최소한 1번의 이륙과 착륙을 포함하고, 비행조종장치의 트림상태 그리고 좌선회,우선회 및 플레어(Flare가 장착된 경우)에 대한 조종성 확인

계기 확인 - 모든 다른 계기의 운용상태가 정상범위내에 있는지 확인하는 절차가 있어야 한다. 나침반이 설치된 경우 나침반 편각표 자료는 엔진구동상태에서 작성되어야 한다.

비행 후 수락

비행 후 검사를 수행하는 절차가 있어야 하며 그것은 모든 주요 구성품 및 구조물를 점검하여야 한다.

검토자는 모든 비행 후 검토 문서에 서명하여야 한다.

문서

특정항공기와 관련한 제품수락시험 결과를 보관하고, 적절히 문서화하는 절차가 있어야 한다.

시험 실패 : 제품수락시험 단계에서 어떤 항공기 실패에 대해 원인을 분석하는 문서화된 절차가 있어야 한다. 항공기는 불일치품에 대한 제품 검증 후 재시험을 위해 불출될 수 있으며 문서화 한다.

동력패러슈트 운영지침

적용범위

다음 요구사항은 동력패러슈트 제작에 해당한다. 이 절은 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준에 따라 설계 제작된 동력패러슈트를 위한 조종사 운용 핸드북 요구조건을 포함한다.

약어

<삭 제>

<삭 제>

정보 요구조건

제공될 정보는 가능한 6.5.4.2에 규정된 대로 ‘정보판 (information plate)’에 포함돼야 한다. 여기에 더해서, 절 6.5.5와 6.5.6에 규정된 운용 및 정비 지침 문서들이 각 항공기의 최초 판매시 제작사 또는 판매사에 의해 제공되어야 한다.

정보판

한글 또는 영어로, 제작사가 발행한 내화성 정보판이 해당 항공기의 잘 보이는 위치에 영구적으로 부착되어야 하며, 해당 항공기의 예상 수명 기간 동안 가독성을 유지하도록 설계되어야 한다. 이 정보판은 금속으로 제작돼야 하며 판 위에 다음의 필수 정보를 인장 또는 각인으로 표시하여야 한다.

일련번호—항공기에 부착된 제작사가 부여한 유일한 식별 번호 또는 코드.

이름과 제작사, 제작사의 도시명, 주명 및 국가명 포함.

모델—같은 구조 설계 또는 구성품들을 가진 항공기의 각 제작 유형에 대해 제작사가 부여한 유일한 식별명, 식별번호 또는 식별코드.

제작 일자—제작된 항공기가 요구된 설계 및 제작 규격들을 만족한다는 것이 제작사에 의해 판정된 일자 (월 및 연도).

항공기 운용 지침

각각의 경량항공기는 다음의 내용을 포함하는 항공기 운용 지침을 포함하여야 한다:

운용 제한사항—이 지침들은 실속 및 최대 속도에 대한 모든 적절한 대기속도 제한, 최대 풍속 제한, 중량 및 균형, 동력장치 제한의 목록을 포함하여야 한다.

운용 자료—이 지침은 정상 및 비상 절차에 대한 정보 및 기타 관련 정보를 포함하여야 한다.

문서형식—항공기 운용 지침은 다음의 항들을 나열된 순서대로 구성해야 한다.

일반—항공기의 도해, 승인된 엔진, 프로펠러, 연료, 오일 목록 및 모든 약어와 용어의 정의를 포함해야 한다.

제한사항—속도, 허용된 기동, 엔진 운용 제한 및 기타 필수적인 제한 사항들을 포함한 제한 목록.

비상 절차—엔진 고장, 비행중 재시동, 화재 등과 같은 상황에 대한 비상 절차 목록.

정상 절차—이 절은 비행전 점검, 이륙 및 착륙 형상과 같은 일반적인 운용에 대한 제작사 권고 절차를 다룬다.

성능—다양한 환경 및 운용 조건에서 항속 거리, 이륙 거리, 착륙 거리 등의 항공기의 성능과 관련된 정보. (최소 하나 이상의) 서로 다른 비행 중량과 (최소 하나 이상의) 서로 다른 기압고도에서의 성능에 대한 추가 데이터가 제공되어야 한다.

중량 및 균형—항공기의 안전한 운용을 위한 중량 및 무게 중심 관련 정보가 제공되어야 한다.

항공기와 부속 시스템의 설명—항공기, 조종, 장비 및 선택 장비의 일반적인 설명

취급, 유지보수 및 정비—승인된 정비 절차, 매뉴얼 관련 정보 및 정보나 정비 또는 둘 다에 대해 승인된 출처 관련 정보

동력패러슈트 항공기에 대해 다음의 추가 정보가 필요시 AOI에 제공되어야 한다:

항공기 속도 - 시간당 마일로 표시된 최대 및 최소 속도.

항공기 무게 - 최대 및 최소 항공기 비행 총중량.

환경 제한사항—풍속, 강우 및 극한 고온 및 저온 등의 환경 조건들과 관련된 권장 운용 제한사항.

부록—이 항은 제작사가 덧붙이고 싶은 모든 추가 정보를 포함하여야 한다.

자료 위치 및 연락처 정보, 제작사가 제작 모델에 대한 지원 능력을 상실했을 경우 인증 문서의 복구를 위한 정보.

조립 및 분해—조립, 분해 및 비행전 점검을 위해 AOI에 제공된 지침들은 이러한 작업을 충분하게 이행할 수 있도록 충분히 자세하게 묘사되어야 한다.

정비 매뉴얼

각 항공기는 제작자가 정의한 최소한의 요구조건을 포함하는 정비 매뉴얼을 제공하여야 한다.

매뉴얼에는 제작자가 승인한 인원에 의해 사용한지 2년과 그 이후에는 검사원이나 시험을 통해 패러슈트 상태에 따라 지정한 간격으로 패러슈트를 의무적으로 평가하는 내용이 포함되어야 한다.

이 시험에는 공기 투과율, 강도, 변형평가가 포함되어야 한다.

제작사의 ‘적합성확인서 (Statement of Compliance)’

각 항공기, 항공기 엔진 및 프로펠러는 설계, 품질관리, 지속 정비 및 해당 제품의 제품수락시험에 사용된 경량항공기 비행안정을 위한 기술상의 기준을 식별하는 확인서를 포함해야 하며 생산된 제품이 이러한 규격들의 규정들에 적합하다는 사실을 증명하는 확인서를 포함하여야 한다.

정비, 정비매뉴얼 및 기록유지(Maintenance and Inspection Procedures)

이 절은 제2장 2.6에 따른다.

지속 감항성(Continued Airworthiness)

이 절은 제2장 2.7에 따른다.

키트조립지침(Manufactures Assembly Instructions, Kit builders only)

이 절은 제2장 2.8에 따른다.

동력패러슈트 날개 인터페이스 기술기준

적용범위

이 절은 동력패러슈트를 비행하고자 하는 사람이 안전하게 비행할 수 있도록 동력패러슈트 날개 제작자가 기체 제작자에게 제공하여야 하는 인터페이스 문서에 관하여 규정한다.

인터페이스 문서

인터페이스 문서는 항공기 제작사에서 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준 동력패러슈트 표준들에 대한 전반적인 인증을 완료하기 위해 필요한 자료이다. 다음의 자료가 주요 하청업체로부터 해당 항공기 제작사로 전달될 자료에 대해 권장되는 형식, 상세 및 일반적인 문서양식에 대한 지침이다.

제작사의 참조문서—다음은 하청업체로부터 제작사에 공급되어야 할 참조문서들이다. 이 문서들은 최신 상태로 유지되어야 하며, 각 제품 납품시 같이 제출되는 문서들에 의해 참조된다.

품질보증매뉴얼—제6장 6.3의 요구조건들을 만족시키기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 품질보증 매뉴얼의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다. 이 매뉴얼은 작성된 절차들이 다음의 관리 및 검사에 대해 유효함을 입증해야 한다:

도면 관리,

구성품 관리,

수입검사

재료 식별

검사

부적합 재료 취급,

품질보증(QA) 감사.

지속감항성—제6장 6.7의 요구조건들을 만족하기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 지속감항성 매뉴얼의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다.

제품수락시험—제6장 6.4의 요구조건들을 만족하기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 제품수락시험 절차의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다.

정비 매뉴얼 협조—제6장 6.6의 요구조건들을 만족하기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 정비 매뉴얼의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다.

적합성 확인서 협조—제6장 6.1의 요구조건들을 만족하기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 적합성확인서 협조 문서의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다. 이 협조 문서는 제작사에 의한 납품시 적합성 확인서에 의해 확인 되는 사항들을 기술한다.

제품 납품시 제출되는 자료—각 제작사의 완성품이 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준의 표준들에 대한 인증을 완료하기 위해서 참조하는 개별 제품 문서를 제출해야 한다.

문서 일자—특정 납품 제품에 대한 문서가 작성된 일자를 문서 일자로 한다.

공급되는 제품의 식별:

제작사,

모델,

일련번호.

인터페이스 물리적 제한:

산줄 장착간격 및 길이제한이 날개에서 수용 가능한 산줄 길이 대 산줄 장착간격의 표로서 적절한 공차와 함께 제시되어야 한다.

특정한 용도를 만족하는 산줄의 유형, 제한, 또는 부품 번호가 식별되어야 한다.

조종 입력 제한,

설계 하중 능력.

파운드 단위의 설계극한하중—제작사의 설계 총중량을 근거로 요구되는 극한하중계수와의 적합성을 입증하기 위해서 제작사에 의해 사용되는 수치이다.

품질보증 매뉴얼 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 품질보증 매뉴얼이 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

품질보증감사, 최근감사일자

날개 최상위 도면 번호, 개정 수준 및 배포 일자.

지속감항성 매뉴얼 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 지속감항성 매뉴얼이 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

백업 자료 저장 위치.

제품수락시험 문서 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 생산승인시험 문서가 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

정비 매뉴얼 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 정비 매뉴얼이 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

적합성확인서 협조 문서 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 협조 문서가 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

책임 있는 하청업체 관리자의 서명.

권고된 데이터 시트

아래 예시는 필요자료의 제공 방법을 보여 주는 예제문서 형식이다.

그림 1. 지원 데이터 시트 참조

그림 1. 지원 데이터 시트

예시 1

회사명 XYZ

경량항공기용 파워드패러슈트 날개 인터페이스 문서

일자 _________

날개 제작사 __________________________

날개 모델 __________________________

날개 일련번호 _______________

조종시 평균: 최소 (in.) _____ 최대 (in.) _____

참조문서:

주: 만약 이 날개가 운용중인 항공기의 교체품으로 사용된다면, 사용자에게 전달되기 이전에, 날개 및 동체 제작사 양사의 협의를 바탕으로 직접 교체 절차 또는 추가 공장 시험에 의한 교체 절차가 완성되어야 합니다. 사용자는 항공기 정비 기록에 적절한 변경을 기록하도록 지시되어야 합니다.

회사 대표 또는 대리인에 의한 서명:

서명 _________________________ 직위 _______________________

기타 기술기준

경량항공기용 왕복불꽃점화엔진의 설계 및 제작 기술기준

적용범위

제7장 기타 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 7 - | 개정 : 2017.12.04

제7장 기타 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 7 - | 개정 : 2017.12.04

이 절은 시계비행에 사용되는 경량항공기를 위한 왕복불꽃점화방식 엔진의 설계 및 제작에 대한 최소 요구조건을 포함한다.

의미 및 사용

이 절은 경량항공기용 엔진의 설계자 및 제작자들에게 엔진의 설계 및 제작에 사용되는 설계 참조 및 기준을 제공한다.

적합증명서는 설계 및 시험 과정 또는 제작자나 제작자의 지침에 따라 선정된 엔진 형식의 비행시험 과정에서의 시험 및 작성 문서를 근거로 한다.

엔진 형식 지정

엔진 부품 목록: 이 절에 따라 검증을 받는 각 엔진 모델별로 엔진 부품 목록이 요구된다.

새로운 엔진 형식 지정

모든 신규 엔진 형식은 이 절에 따라 검증되어야 한다.

엔진의 장착 인터페이스, 성능 또는 운용성에 큰 영향을 미치는 설계나 형상의 변화가 있을 경우에는 신규 엔진 형식을 지정한다.

부품의 설계 변경: 이 절에 의해 검증된 엔진 형식에서 부품 또는 구성품에 설계 변경이 있을 경우 이 절의 요구조건들에 대해 평가되어야 한다.

자료 요구조건

<삭 제>

<삭 제>

설계 기준

재료-엔진에 사용되는 재료들은 의도된 엔진 설계 조건들에 적합해야 한다.

화재 방지—엔진의 설계와 제작 및 사용되는 재료들은 다음의 방법들로 화재의 발생 및 전파 가능성을 최소화하여야 한다:

엔진과 같이 공급될 때, 가연성 유체를 담은 배관, 피팅 및 기타 다른 구성품들에는 내화성 자재를 사용한다.

누유된 가연성 유체의 발화를 방지하기 위해 구성품을 차폐하거나 구성품의 위치를 선정한다.

엔진 냉각—엔진 설계에는 냉각 설비를 포함해야 한다. 엔진 장착 매뉴얼은 엔진 및 구성품의 온도 제한사항들을 규정해야 한다.

엔진 장착—엔진의 장착점들은 기체에 대한 장착 구조의 정확한 설계를 위한 자료가 있어야 한다. 엔진 장착 및 관련 구조에 대한 최대 허용 제한하중 및 극한하중이 규정되어야 한다.

점화 시스템 - 각 불꽃 점화 기관은 적어도 각 실린더 당 2개의 스파크 플러그를 가지며, 전기 에너지의 분리된 공급원이 있는 독립된 2개의 전기 회로를 갖추거나, 이와 동등한 비행 중 신뢰성을 갖는 점화 체계를 갖추어야 한다. 시스템 정비는 제작자가 공급한 정비 매뉴얼에 규정되어야 한다.

예를 들면, 활공기와 같이 비행 중 엔진이 필요하지 않는 항공기에 사용되는 엔진은 1개의 점화장치만 갖추어도 된다.

1인용 항공기에 사용되는 엔진은 단일 점화장치를 이용할 수 있다.

전자엔진제어기 (EEC: Electronic Engine Controller):

본질적 단일 결함 허용—EEC는 전기 회로의 단일 결함을 수용하도록 설계되어야 한다. 단일 EEC의 손상이 중대한 동력 감소나 엔진 정지를 유발해서는 아니된다.

EEC들의 기능은 온도와 습기 상태를 포함해서 제작자가 지정한 운용 환경 조건에 의해 불리하게 영향을 받아서는 아니된다. 이 시스템이 검증된 한계는 장착 매뉴얼에 기록되어야 한다. 방사되는 EMI/HIRF에 대한 보호를 위해, 하네스나 전선들은 각각의 센서에서 끝단까지 차폐되어야 하고, 엔진에 전기적으로 접지되어야 한다. 엔진제어기 하우징 인터페이스에는 필터 핀 커넥터들이 위치해야 하고, 케이스에 접지하기 위해 분로해야 한다. 필터 핀 커넥터는 적어도 40dB의 감쇠를 가져야 한다. EMI 방출에 대한 대책으로, 전력선 필터들을 적용하여 엔진제어기로부터 외부로 나가는 신호에 대한 방출을 억제해야 한다.

연료 및 흡입 계통

흡입 시스템 착빙 - 연료 및 공기 흡입 통로는 착빙을 최소화하도록 설계되어야 한다.

여과—공기나 연료 흐름이 막히는 것을 방지하기 위해 필요한 연료 및 공기 여과의 타입과 등급이 규정되어야 한다.

액체 폐쇄 - 연료와 공기의 혼합을 처리하는 흡입 시스템에서의 각 통로는 자동배출 방식이거나 시동시 유압 폐쇄로부터의 손상을 발생하지 않음을 증명해야 한다.

윤활 계통

엔진의 윤활 계통은 엔진 운용시 예상되는 모든 비행 자세 및 대기의 상태에서 제 기능을 적절히 발휘할 수 있도록 설계되고 제작되어야 한다. 이런 요구조건은 습식 엔진인 경우 엔진에 최대 공급 윤활유의 1/2만 있을 때에도 충족되어야 한다.

필요시 윤활유 냉각 수단 장착이 가능하도록 엔진의 윤활 계통은 설계되고 제작되어야 한다.

크랭크케이스의 과다한 압력으로 인한 오일의 누유를 방지하기 위하여, 4행정 엔진의 크랭크케이스는 대기로 배출 가능한 구멍이 뚫려 있어야 한다. 이런 배출구멍은 얼음에 의한 배출 구멍의 폐쇄를 예방하는 방법이 있어야 한다.

진동 일반 - 엔진은 크랭크샤프트 회전 속도 및 엔진 동력의 정상 운용 범위에 걸쳐, 모든 엔진 부품 내에 과도한 응력을 유발하지 않고, 정상적으로 작동하도록 설계 및 제작되어야 한다.

아이들 속도부터 이륙시 요구되는 최대속도까지, 비틀림 및 휨 특성을 결정하기 위하여 엔진 크랭크축 진동 조사가 수행되어야 한다. 이 조사는 대표적인 프로펠러를 사용하여 수행되어야 하고, 그 어떠한 위험한 상태도 발생하여서는 아니 된다.

검증 시험

교정 시험—각 엔진 설계는 시험되어야 하며 엔진 정격 출력, 속도 및 연료 소모율이 결정되어야 한다.

이상폭발 시험 - 설계자/제작자가 해당 엔진에 규정한 연료를 사용하여, 의도된 운영 상태에서 각 엔진이 이상폭발을 하지 않음을 확인하기 위한 시험이 이루어져야 한다.

내구성 시험 - 각 엔진 형식은 다음 방법 중 하나의 방법을 통하여 내구성을 확인할 수 있는 엔진 시험을 해야 한다.

가속 오버홀 시험 - 이 시험은 엔진 오버홀 간격을 모의시험 한다. 이 시험에 대한 실험 계획은 최소한 다음 요소들을 결합해야 한다.

오버홀 간격에 걸쳐 발생할 수 있는 최대 출력 상태 시간의 최소 100%.

주 1 - 계산을 위해, 정상 비행의 매 시간마다 5분의 최대출력이 있는 것으로 가정한다.

오버홀 간격에 걸쳐 발생할 수 있는 순항 출력 상태 시간의 최소 10%

최대 출력에서 순항 출력 및 다시 최대 출력으로의 출력 변화가 매 시간마다 최소 1회.

매5시간의 시험 중 최소 1회의 엔진 시동.

최대출력으로 운용 중, 하나의 실린더는 CHT 제한치 10°F 이내에 유지되어야 하며, 나머지는 CHT 제한치보다 50°F가 낮아서는 아니 된다. 그리고 오일 유입구 온도는 제한치 10°F 이내로 유지되어야 한다.

엔진은 이 섹션에서 규정한 각각의 적합 가능한 운용 상태에서 견디도록 설계된 최대추력까지 엔진에 추력 하중을 부가하는 프로펠러를 장착해야 한다.

모든 부속 구동장치 및 마운팅 장착부에는 하중이 부가되어야 한다. 최대 출력에서 운용 중, 항공기 운용에만 사용되는 모든 보기류에 의해 부가되는 하중은 엔진 구동장치나 장착지점에 대한 설계 방안에 의해 규정된 제한 하중이어야 한다.

가속 오버홀 시험을 완료한 후에, 각 엔진은 완전하게 분해되어야 하고, 각 구성품은 설계사 또는 제작자가 설정한 새 제품 또는 오버홀 제한에 적합해야 한다.

기존 운용중인 항공기를 활용한 시험방법에 의한 내구성 시험 - 7.1.6.3. 가의 가속된 오버홀 시험에서 엔진은 내구성 비행 시험을 완료했다고 볼 수 있다.

기존 운용중인 항공기를 활용한 시험방법은 엔진 제작자의 관리 하에서 개발 중인 엔진의 제작 모델을 비행하는 실제 항공기에서 운용하는 것이다.

모든 엔진 정비는 문서화되어야 하고, 어떤 구성품도 시험 중에 교체될 수 없다. 구성품이 교체되는 경우에, 시험은 0시간부터 다시 시작해야 한다.

주기검사는 수행되어야 한다. 비행 시험은 엔진을 제작자가 서술하는, 7.1.4.2 다에서 요구하는 운용 매뉴얼에 따라 운용할 수 있는 모든 대기 상태에 따라 실시해야 한다.

주 2 - (3)에 있는 대기 상태는 외부 기온, 밀도 고도 및 습도 등의 포함을 의미한다.

매 5시간의 작동 중에 최소한 1회의 엔진 시동이 있어야 한다.

엔진은 최대 동력에서 엔진이 견디도록 설계된 최대 추진력까지 엔진에 추진 하중을 부가하는 프로펠러를 장착해야 한다.

모든 부속 구동장치 및 마운팅 장착부에는 하중이 부가되어야 한다. 항공기 운용에만 사용되는 모든 보기류에 의해 부가되는 하중은 엔진 구동장치나 장착지점에 대한 설계 방안에 의해 규정된 제한 하중이어야 한다.

내구성 시험을 완료한 후에, 엔진은 완전하게 분해해야 하고, 각 구성품은 설계자 또는 제작자가 설정한 새 제품 또는 오버홀 제한에 적합해야 한다.

엔진 오버홀 간격—엔진 오버홀 간격은 운용 매뉴얼에서 포함되어야 한다 (7.2.4.2.다 참조). 이 오버홀 간격은 7.2.6.3.가에서 가속된 오버홀 시험을 완료하기 위해 사용된 오버홀 시간이나 7.2.6.3.나로부터 엔진 형식 대표 시험기 (Fleet Leader) 시험법에서 누적된 시간의 80 %를 적용한다.

제작 요구조건

<삭 제>

전자엔진제어 시스템

소프트웨어 및 프로그램 가능 논리 장치—소프트웨어 또는 펌웨어를 사용하는 모든 시스템, 구성품 또는 하위조립체는 소프트웨어 또는 펌웨어가 최선의 산업 규정들에 따라 개발되었음을 증명하여야 하며, 이 소프트웨어 개발 및 검증 활동은 항공 산업에서 일반적으로 수용되는 방법론을 따라 수행되었음이 증명되어야 한다. 더욱이, 검증 수준은, 필요에 따라, 안전 목적과의 호환성을 보장하기 위해 설치 지침에 규정되어야 한다.

문서 및 검증 결과는, 필요에 따라, 국토교통부의 검토를 위해 제출되어야 한다.

복잡한 전기/전자 하드웨어—복잡한 전기/전자 하드웨어를 사용하는 모든 시스템, 구성품 또는 하위조립체는 이 하드웨어가 최선의 산업 규정들에 따라 개발되었음을 증명해야 하며, 이 하드웨어 개발 및 검증 활동은 항공 산업에서 일반적으로 수용되는 방법론을 따라 수행되었음이 증명되어야 한다. 더욱이, 검증 수준은, 필요에 따라, 안전 목적과의 호환성을 보장하기 위해 설치 지침에 규정되어야 한다. 문서 및 검증 결과는, 필요에 따라, 국토교통부의 검토를 위해 제출되어야 한다.

경량항공기용 왕복압축착화엔진의 설계 및 제작 기술기준

적용범위

이 절은 시계비행에 사용되는 경량항공기를 위한 왕복압축착화엔진의 설계 및 제작에 대한 최소 요구조건을 포함한다.

의미 및 사용

이 절은 경량항공기용 엔진의 설계자 및 제작자들에게 엔진의 설계 및 제작에 사용되는 설계 참조 및 기준을 제공한다.

적합증명서는 설계 및 시험 과정 또는 제작자나 제작자의 지침에 따라 선정된 엔진 형식의 비행시험 과정에서의 시험 및 작성 문서를 근거로 한다.

엔진 형식 지정

엔진 부품 목록: 이 절에 따라 검증을 받는 각 엔진 모델별로 엔진 부품 목록이 요구된다.

새로운 엔진 형식 지정

모든 신규 엔진 형식은 이 절에 따라 검증되어야 한다.

엔진의 장착 인터페이스, 성능 또는 운용성에 큰 영향을 미치는 설계나 형상의 변화가 있을 경우에는 신규 엔진 형식을 지정한다.

부품의 설계 변경: 이 절에 의해 검증된 엔진 형식에서 부품 또는 구성품에 설계 변경이 있을 경우 이 절의 요구조건들에 대해 평가되어야 한다.

자료 요구조건

<삭 제>

<삭 제>

설계 기준

재료-엔진에 사용되는 재료들은 의도된 엔진 설계 조건들에 적합해야 한다.

화재 방지—엔진의 설계와 제작 및 사용되는 재료들은 다음의 방법들로 화재의 발생 및 전파 가능성을 최소화하여야 한다:

엔진과 같이 공급될 때, 가연성 유체를 담은 배관, 피팅 및 기타 다른 구성품들에는 내화성 자재를 사용한다.

누유된 가연성 유체의 발화를 방지하기 위해 구성품을 차폐하거나 구성품의 위치를 선정한다.

엔진 냉각—엔진 설계에는 냉각 설비를 포함해야 한다. 엔진 장착 매뉴얼은 엔진 및 구성품의 온도 제한사항들을 규정해야 한다.

엔진 장착—엔진의 장착점들은 기체에 대한 장착 구조의 정확한 설계를 위한 자료가 있어야 한다. 엔진 장착 및 관련 구조에 대한 최대 허용 제한하중 및 극한하중이 규정되어야 한다.

점화—해당 엔진이 운용될 것으로 예상되는 모든 비행 및 대기 조건들에서 신뢰성 있는 연소가 이뤄져야 한다.

비행 고도에서 재시동에 대한 제한사항들이 설정되어야 하며 운용 매뉴얼에 기록되어야 한다.

예열 플러그 또는 다른 시동 보조장치들을 적용할 수 있다면 이들의 사용법이 설정되어야 하며 운용 매뉴얼에 기록되어야 한다.

전자엔진제어기 (EEC: Electronic Engine Controller):

본질적 단일 결함 허용—EEC는 전기 회로의 단일 결함을 수용하도록 설계되어야 한다. 단일 EEC의 손상이 중대한 동력 감소나 엔진 정지를 유발해서는 아니된다.

EEC들의 기능은 온도와 습기 상태를 포함해서 제작자가 지정한 운용 환경 조건에 의해 불리하게 영향을 받아서는 아니된다. 이 시스템이 검증된 한계는 장착 매뉴얼에 기록되어야 한다. 방사되는 EMI/HIRF에 대한 보호를 위해, 하네스나 전선들은 각각의 센서에서 끝단까지 차폐되어야 하고, 엔진에 전기적으로 접지되어야 한다. 엔진제어기 하우징 인터페이스에는 필터 핀 커넥터들이 위치해야 하고, 케이스에 접지하기 위해 분로해야 한다. 필터 핀 커넥터는 적어도 40dB의 감쇠를 가져야 한다. EMI 방출에 대한 대책으로, 전력선 필터들을 적용하여 엔진제어기로부터 외부로 나가는 신호에 대한 방출을 억제해야 한다.

연료 및 흡입 계통

연료 윤활성—만약 연료 계통 구성품이 연료의 윤활 작용에 의존하고 있다면, 운영 중에 사용될 수 있는 가장 낮은 윤활성을 가진 연료에 대해서, 이 구성품들의 적합한 기능 및 운영 수명이 설정되어야 한다. 이는 7.2.7의 검증 시험들 진행 도중 증명되거나 연료 계통/구성품 장치대시험과 같은 방식에 의해 증명될 수 있다.

여과—공기나 연료 흐름이 막히는 것을 방지하기 위해 필요한 연료 및 공기 여과의 타입과 등급이 규정되어야 한다.

공기폐색—연료 공급 라인들에서 공기에 대한 민감도가 설정되어야 한다. 만약 회수 흐름이나 퍼지 배관들이 필요하다면, 이들의 설비 방법이 장착 매뉴얼에 작성되어야 한다.

윤활 계통

엔진의 윤활 계통은 엔진이 운용될 것으로 예상되는 모든 비행 자세 및 대기 환경에서도 적절하게 기능하도록 설계 및 제작되어야 한다. 습식 섬프 엔진에서는, 엔진내에 최대 윤활유 공급양의 절반만이 공급될 때에도 이러한 요구조건이 만족되어야 한다.

엔진의 윤활 계통은 필요에 따라 윤활유 냉각장치를 장착할 수 있도록 설계 및 제작되어야 한다.

크랭크케이스 엔진은 크랭크케이스 내에 과도한 압력으로 인한 오일의 누유를 방지하기 위해 대기로 통기되어야 한다. 이러한 통기 방식은 결빙으로 인한 통기의 차단을 방지하기 위한 수단을 가져야 한다.

진동 일반—엔진은 크랭크샤프트 회전 속도 및 엔진 동력의 정상 운용 범위에 걸쳐, 모든 엔진 부품 내에 과도한 응력을 유발하지 않고, 정상적으로 작동하도록 설계 및 제작되어야 한다.

비틀림 및 굽힘 특성을 결정하기 위해, 엔진의 아이들 속도에서 최대 이륙 속도까지 크랭크샤프트 진동에 대한 조사를 수행하여야 한다. 이 조사는 대표적인 프로펠러를 장착하고 위험 상태가 유발되지 않는 상태에서 수행되어야 한다.

검증 시험

교정 시험—각 엔진 설계는 시험되어야 하며 엔진 정격 출력, 속도 및 연료 소모율이 결정되어야 한다.

노킹/연소실패 시험—각 엔진은 운영 중 사용될 수 있는 가장 낮은 세탄가연료로 시험되어야 한다. 부하감소로 인한 연소실패 가능성이 낮다는 것 또는 지연된 연소로 인한 과도한 실린더 압력 (노킹) 가능성이 낮다는 것, 또는 둘 모두가 증명되어야 한다.

내구성 시험—각 엔진 형식은 다음의 방법들 중 한 가지에 의해서 내구성을 검증할 수 있는 엔진 시험에 투입되어야 한다:

가속된 오버홀 테스트—이 시험은 엔진 오버홀 간격을 모의시험 한다. 이 시험에 대한 실험 계획은 최소한 다음의 실험 요건들을 반영하여야 한다:

오버홀 간격에 걸쳐 발생할 수 있는 최대 동력 상태 시간의 최소 100 %.

주 1 - 위 시간의 계산을 위해서, 정상 비행의 매 시간마다 5 분의 최대 동력을 갖는 것으로 산정한다.

오버홀 간격에 걸쳐 발생할 수 있는 순항 동력 상태 시간의 최소 10 %.

시험 매 시간마다 최대 동력에서 순항 동력 및 다시 최대 동력으로 변경하는 최소 한 번의 동력 사이클.

시험 매 5 시간마다 최소 한 번의 엔진 시동.

공랭식 엔진의 경우—최대 동력 상태에서 운용 중, 하나의 실린더는 제한 실린더 헤드 온도에서 10°F 이내로 유지되어야 하고, 나머지 실린더들은 이 제한 온도에서 50°F 이하로 운용되지 않으며, 오일 유입 온도는 제한 온도에서 10°F 이내로 유지되어야 한다.

엔진은 본 7.2.6에서 규정된 각각의 적용 가능한 운용 조건에서 엔진이 견디도록 설계된 최대 추진력까지 엔진에 추진 하중을 부가하는 프로펠러를 장착하여야 한다.

모든 부속 구동장치 및 마운팅 장착부에는 하중이 부가되어야 한다. 최대 동력에서 운용 중, 항공기 운용에만 사용되는 각 보기류에 의해 부가되는 하중은 엔진 구동장치나 장착지점에 대한 설계 방안에 의해 규정된 제한 하중이어야 한다.

가속된 오버홀 시험을 완료한 이후에는, 각 엔진은 완전 분해되어야 하며, 모든 구성품은 설계자/제작자에 의해 설정된 새 제품에 대한 제한이나 오버홀 제한에 적합해야 한다.

대표 시험기 (Fleet Leader)에 의한 내구성 시험—7.2.6.3.가의 가속된 오버홀 시험 대신에, 엔진은 내구성 비행 시험을 완료할 수도 있다.

대표 시험기 (Fleet Leader) 시험법은 엔진 제작자의 관리 하에서 개발 중인 엔진의 제작 모델을 비행중인 실제 항공기에서 운용하는 것이다.

모든 엔진 정비는 문서화되어야 하며, 본 시험 중 어떠한 구성품도 해당 엔진에서 교체되어서는 아니 된다. 만약 구성품이 변경된다면, 이 시험은 0 시간에서 다시 시작하여야 한다.

주기검사가 수행되어야 한다. 본 비행 시험은 5.2.3에서 요구되는 엔진 운용 매뉴얼에서 제작자에 의해 엔진이 운용될 것으로 언급된 모든 대기조건에 대해 엔진을 투입해야 한다.

주 2 - 7.2.6.3.나.(3)의 대기 조건들은 외부 공기온도, 밀도고도 및 습도를 포함하는 것을 의미한다.

운용 매 5 시간마다 최소 한 번의 엔진 시동이 있어야 한다.

엔진은 최대 동력에서 엔진이 견디도록 설계된 최대 추진력까지 엔진에 추력을 부가하는 프로펠러를 장착해야 한다.

모든 부속 구동장치 및 마운팅 장착부에는 하중이 부가되어야 한다. 항공기 운용에만 사용되는 모든 보기류에 의해 부가되는 하중은 엔진 구동장치나 장착지점에 대한 설계 방안에 의해 규정된 제한 하중이어야 한다.

본 내구성 시험을 완료한 이후에는, 각 엔진은 완전히 분해되어야 하며, 모든 구성품은 설계자/제작자에 의해 설정된 새 제품에 대한 제한이나 오버홀 제한에 적합하여야 한다.

엔진 오버홀 간격—엔진 오버홀 간격은 운용 매뉴얼에서 포함되어야 한다 (7.2.4.2.다 참조). 이 오버홀 간격은 7.2.6.3.가에서 가속된 오버홀 시험을 완료하기 위해 사용된 오버홀 시간이나 7.2.6.3.나로부터 엔진 형식 대표 시험기 (Fleet Leader) 시험법에서 누적된 시간의 80 %를 적용한다.

제작 요구조건

<삭 제>

전자엔진제어 시스템

소프트웨어 및 프로그램 가능 논리 장치—소프트웨어 또는 펌웨어를 사용하는 모든 시스템, 구성품 또는 하위조립체는 소프트웨어 또는 펌웨어가 최선의 산업 규정들에 따라 개발되었음을 증명하여야 하며, 이 소프트웨어 개발 및 검증 활동은 항공 산업에서 일반적으로 수용되는 방법론을 따라 수행되었음이 증명되어야 한다. 더욱이, 검증 수준은, 필요에 따라, 안전 목적과의 호환성을 보장하기 위해 설치 지침에 규정되어야 한다.

문서 및 검증 결과는, 필요에 따라, 국토교통부의 검토를 위해 제출되어야 한다.

복잡한 전기/전자 하드웨어—복잡한 전기/전자 하드웨어를 사용하는 모든 시스템, 구성품 또는 하위조립체는 이 하드웨어가 최선의 산업 규정들에 따라 개발되었음을 증명해야 하며, 이 하드웨어 개발 및 검증 활동은 항공 산업에서 일반적으로 수용되는 방법론을 따라 수행되었음이 증명되어야 한다. 더욱이, 검증 수준은, 필요에 따라, 안전 목적과의 호환성을 보장하기 위해 설치 지침에 규정되어야 한다. 문서 및 검증 결과는, 필요에 따라, 국토교통부의 검토를 위해 제출되어야 한다.

고정 또는 지상 조절형 경량항공기 프로펠러의 설계 및 시험 기술기준

적용범위

이 절은 경량항공기용 고정피치 또는 지상 조절형 프로펠러들에 대한 설계, 시험 및 품질보증에 대한 최소 요구조건 수립을 위한 기준을 포함한다.

이 절은 프로펠러들에 대한 기체 장착 요구조건들은 다루지 않는다.

용어

정의:

블레이드 - 회전하며 공기에 작용하는 프로펠러의 공력 부분

블레이드 루트 - 허브와 연결되어 블레이드를 구속시키는 블레이드의 일부분

고정피치 프로펠러 - 피치 설정 조절 기능이 없는 프로펠러

지상 조정형 프로펠러 - 항공기가 지상에 있으며 프로펠러가 회전하지 않는 상태에서만 피치 조절이 가능한 프로펠러

허브 - 프로펠러 조립체의 블레이드들을 구속시키는 장치

피치 설정 - 해당 프로펠러의 사용 매뉴얼에서 지정된 방법에 따라 임의의 반경에서 측정된 블레이드 각에 의해 결정되는 프로펠러 블레이드 설정

재래식 고정피치 프로펠러 - 허브에서 블레이드까지 재료 특성의 급격한 변화가 없는 금속 또는 나무 하나의 부품으로 제작된 고정피치 프로펠러(금속허브에 나무 블레이드를 접착한 것은 포함되지 않음)

일반사항

본 7.3절의 준수를 주장하는 각 제작사들은 이 절에서 적용되는 요건들에 대한 적합성을 증명할 수 있어야 한다.

제작사들은 수용 가능한 엔진-프로펠러 조합 목록을 작성하고 활용 가능하게 해야 한다.

제작사들은 운용 매뉴얼 또는 최소한 다음의 정보를 포함하는 매뉴얼들을 작성하고 활용 가능하게 해야 한다:

프로펠러의 전반적인 설명과 프로펠러의 특징

프로펠러 회전축에 대한 질량 관성 모멘트

프로펠러 설치에 대한 지침

프로펠러 운용에 대한 지침

최대 허용가능 엔진 동력과 회전 속도 및 기타 프로펠러의 안전한 운용을 위해서 제작사에 의해 필요하다고 판단되는 운용 제한 사항들

지상 피치 조절형 프로펠러들에 대해서, 피치 조절 지침과 운용 중 허용되는 최소 및 최대 피치 설정값

프로펠러의 탈착 지침

각 제작사들은 정비 매뉴얼을 작성하고 활용 가능하도록 해야 한다. 이 정비 매뉴얼은 수명 주기 동안 프로펠러의 지속적인 안전과 적절한 운용을 제공하는 것을 목적으로 하며 최소한 다음의 내용을 포함해야 한다:

프로펠러가 세척, 조정, 검사 및 시험 권장 주기를 제시하는 정비 일정

허용 손상 및 마모 허용치

다음을 포함하는 적용 가능한 정비 및 오버홀 지침

필요 공구 목록

작업을 수행하는 인력에게 요구되는 기술 또는 훈련

필요한 검사

수리와 오버홀의 순서 및 방법의 상세 사항

시험 요구 조건

만약 제작사가 프로펠러 또는 프로펠러 부품들의 강제 교환 주기를 설정할 필요가 있다면, 이 요구 조건의 상세한 내용을 별도의 명백히 구분되는 수명 제한 절에 서술하여야 한다.

설계 및 제작

설계 특징 - 프로펠러는 각각의 의심스러운 설계 상세 또는 부분에 대해서 시험에 의해 적절성이 수립될 수 없는 한, 위험하거나 신뢰성이 없는 것으로 입증된 설계 특징들을 포함해서는 아니 된다.

재료 - 프로펠러에 사용되는 재료의 적절성과 내구성은:

시험 또는 운영 경험에 의하여 설정되어야 하며,

초기 설계와 검증 시험에서 사용된 강도와 기타 다른 재료 물성치들을 지속적으로 만족하거나 초과함을 보장하는 문서화된 규격에 적합해야만 한다.

내구성 : 프로펠러의 각 부품은 운용 중에 발생할 수 있는 손상 및 마모를 고려하여 설계 및 제작되어야 한다. 프로펠러는 검사와 오버홀 주기 사이의 기간 동안 정비 매뉴얼에 제시된 최대 손상 및 마모 한계에서도 정상적으로 동작할 수 있어야 한다.

지상 조절형 프로펠러 : 지상-조절형 프로펠러의 조정 시스템은 통상 또는 긴급 운용 중에 조정 시스템 내의 어떠한 손상 또는 오작동이 발생하더라도 프로펠러 블레이드 피치 설정이 수용할 수 없을 정도로 변경되지 않아야 한다. 만약 구조 요소들의 파괴 발생 가능성이 거의 없을 경우에는 구조 요소들의 파괴를 고려할 필요는 없다.

프로펠러 강도와 내구성 : 프로펠러는 7.3.5의 적용 가능한 요구 조건들에 따라서 충분한 내구성을 가지고 있으며, 지속적인 운용에서도 안전한 값을 초과하지 않는 응력을 가진다는 것이 입증되어야 한다.

시험과 검사

일반사항

각 제작사는 해당 프로펠러가 손상 및 오동작 없이 본 7.3.5의 적용 가능한 시험과 검사를 완료할 수 있음을 입증할 수 있어야 한다.

최소 적용 가능 시험과 검사 요구 조건들은 프로펠러 재질에 따라 표 7.3.1에 개괄되어 있다.

강도 시험

재래식 고정피치 프로펠러를 제외한 모든 프로펠러는 강도를 입증하여야 한다.

모든 프로펠러의 블레이드 뿌리와 블레이드 체결시스템은 최대 회전속도에서 발생할 수 있는 하중의 2배의 원심력 하중을 발생하는 회전속도에서 1시간 동안 시험되어야 한다. 이것은 정적 인장시험 또는 회전시험으로 수행될 수 있다. 각 블레이드가 수반하는 필요 하중은 최소 블레이드 스팬의 안쪽 20% 이내에서 지지되어야 한다.

응력 측정, 피로 강도 및 피로 해석

진동시험은 내구성시험 시간을 단축하기 위해 수행할 수 있다. 이 절에서는 재래식 고정피치 나무 프로펠러에는 적용되지 않는다.

임의의 응력 피크 및 공진 조건을 포함한 프로펠러 진동 응력의 크기는 전 프로펠러 운용범위에 걸쳐서 다음에 의해 결정되어야 한다.

진동이 있는 대표적인 엔진 위에서 직접적인 응력 측정, 또는

유사한 비행기에 설치된 유사한 프로펠러에서 측정된 프로펠러와의 비교

시험 또는 해석을 통해, 프로펠러 블레이드의 ‘블레이드 중앙부 (mid-blade)’와 팁 영역에 대한 피로 허용 응력이 결정되어야 한다. 이 시험은 일반적인 운영 손상 및 마모를 고려해야 한다.

측정된 응력들과 루트, 블레이드 중앙부 및 팁의 피로 허용 응력들을 사용하여, 지정된 검사 기법을 사용할 때 지정된 프로펠러 검사 사이의 기간 동안 프로펠러의 파괴가 발생하지 않음을 입증하는 피로 평가가 수행되어야만 한다.

내구성 시험

프로펠러는 이 프로펠러를 장착하도록 지정된 엔진 또는 최대 프로펠러 회전 속도 및 직경에서 최대 동력을 제공할 수 있는 진동 현상을 대표하는 엔진에서 내구성 시험을 수행해야 한다. 이 프로펠러 피치는 최대 이륙 RPM에서 최대 이륙 동력을 얻을 수 있도록 조정될 수 있다. 프로펠러 피치는 지정된 운용 속도 주의 사항을 회피할 필요가 없다면 나머지 시험 동안 조정될 필요가 없다. <삭 제>

이 시험 동안, 필요에 따라 시험을 멈추는 것은 허용되지만, 멈춰진 시험 스케줄 시점에서 시험을 재시작 및 진행하여야 한다. 전체 내구시험은 하나의 프로펠러와 하드웨어로 수행한다. 모든 프로펠러는 다음의 시험 중 하나를 수행하여야 한다.

재래식 고정피치 나무 프로펠러 또는 프로펠러에 대한 진동 응력시험은 아래의 하나를 따라 수행한다.

수평비행 또는 상승에 의한 50시간 비행시험. 이 비행의 최소 5시간은 정격 회전속도에서 해당 프로펠러와 함께 해야 하며, 50시간의 나머지는 정격 회전속도의 90%이상에서 해당 프로펠러와 함께 해야 한다.

출력과 프로펠러 회전속도에 대한 요구 등급에서 50시간의 지상시험

진동 응력시험을 제외하고 프로펠러는 아래의 하나를 따라 수행한다.

내구성시험은 일정에 따라 수행되며, 그림 7.3.1에 도시된 순서를 따른다.

상기(가)에 대한 적합함은 그림 7.3.1의 조건에 대한 시간, 출력 및 속도에 대한 문서화된 서비스 경험을 제공함으로써 수행될 수 있다. 최대이륙출력과 회전수에서 10시간 세그먼트는 모든 출력과 속도 시험한 뒤에 최종단계로 완료된다.

유사한 설계의 프로펠러에 대한 것은 상기(1)과 (2)의 시험자료를 기반으로 분석에 사용할 수 있다.

분해 검사

분해 검사 동안에 발견된 모든 불충족 사항들은 이 규격에 대한 프로펠러의 규정 준수를 확립하기 위해서 설계 변경과 추가 시험을 통해 반드시 해결되어야만 한다.

프로펠러 블레이드 재질 타입 | 강도시험 | 피로 시험 | 내구성 시험 | 검사/정비

나무 | 7.3.5.2 | 7.3.5.3(선택) | 7.3.5.4 | 7.3.5.5 및 7.3.5.6

복합재 | 7.3.5.2 | 7.3.5.3(선택) | 7.3.5.4 | 7.3.5.5 및 7.3.5.6

금속 | 7.3.5.2 | 7.3.5.3(선택) | 7.3.5.4.가 또는 다 | 7.3.5.5 및 7.3.5.6

표 7.3.1 시험 및 검사 요구 조건들에 대해 적용 가능한 7.3.5절 내용

프로펠러 조정 및 부품 교환 - 제작사는 시험 중에 프로펠러에 대해 지원이나 수리를 할 수 있다. 수행 완료된 모든 지원 또는 수리는 정비 매뉴얼에 의해 허용되어야만 한다. 만약, 부품들의 수리 또는 교체가 정비 매뉴얼의 범위를 넘어서면서 시험 도중 또는 분해 검사에 의해 이러한 수리 또는 교체가 필요한 것으로 밝혀졌다면, 이 절에 대해 해당 프로펠러의 적합성을 수립하기 위해서, 추가적인 시험 또는 설계 변경 또는 양쪽 모두에 문제 있는 부품들을 투입해야만 한다.

식별 표식

프로펠러, 프로펠러 블레이드 또는 프로펠러 허브의 각 제작사는 명판, 인장, 각인, 에칭 또는 기타 영구적인 식별 방법을 통해 각각을 확인시켜야 한다.

이 식별은 통상의 운용 중 떨어지거나 제거되지 않으며, 사고에서도 분실되거나 파괴되지 않도록 비교적 안전한 면에 위치해야 한다.

식별 표식은 다음의 정보를 포함해야 한다. 이 마킹으로부터 프로펠러 직경, 피치 (고정-피치 프로펠러) 및 제작자의 식별이 분명해야 한다. 기타 필요 정보는 표식에 필요한 공간을 제한하기 위해 암호화되거나 축약될 수 있다.

제작사의 식별

프로펠러 모델 명

프로펠러 일련 번호

부품 번호 (또는 동등의 표식)

프로펠러 직경

프로펠러 피치 (고정-피치 프로펠러)

설계 관리

프로펠러의 설계는 최소한 다음 내용으로 구성되어야 한다:

본 규격에 적합함이 입증된 프로펠러의 형상 및 설계 특징들을 정의하기 위해 필요한 도면, 규격과 이러한 도면 및 규격의 목록.

프로펠러의 구조 강도를 정의하기 위해 필요한 치수, 재료 및 가공 과정에 대한 정보

동일 또는 비슷한 설계를 가진 이후의 프로펠러들이 이 절의 요구 조건들을 만족시키는지 여부를 비교에 의해서 판단할 수 있도록 하는 기타 필요 데이터.

품질 보증

프로펠러 제작사는 제작된 프로펠러들이 확립된 설계에 대해 적합성을 유지함을 보장하는 품질 보증 시스템을 가져야만 한다.

그림 7.3.1 프로펠러 내구성 시험 스케쥴

그림 7.3.1 프로펠러 내구성 시험 스케쥴

경량항공기용 낙하산

적용범위

이 절은 경량항공기용 낙하산의 설계, 제작 및 장착에 대한 최소 요구조건을 포함한다.

재료 및 제작

재료

파괴시 안전을 위협할 수 있는 부품 및 부분품에 사용되는 재료는 다음의 규정을 만족하여야 한다.

낙하산 모델 지정

낙하산 시스템 부품 목록

이 7.4절을 따르는 각 기체별 각 낙하산 시스템에 대한 부품 목록이 있어야 한다.

새로운 낙하산 모델 지정

모든 새로운 낙하산 시스템 모델은 이 7.4절에 따라 승인되어야 한다.

설계 변경

낙하산 장착, 성능 또는 작동성에 큰 영향을 미치는 설계 또는 형상 변경은 새로운 낙하산 모델 지정을 필요로 한다. 이 7.4절에 의해 승인된 낙하산 시스템의 부품 또는 구성품에 대한 모든 설계 변경은 이 기술기준의 요구조건에 따라 평가되어야 한다.

장착 설계 변경

이 7.4절이 적용되는 항공기의 설계를 변경하는 모든 기체 제작자, 조립자 또는 소유자는 해당 낙하산 시스템의 장착, 접속, 전개, 배출 또는 규격에 영향을 미칠 수 있는 변경사항을 최대한 신속하게 낙하산 제작자에게 통지하여야 한다.

낙하산 시스템 설계 요구조건

강도 요구조건

시스템 설계

기본 낙하산 시스템에 대해 다음의 최소 성능 기준이 만족되어야 한다.

낙하산의 강도를 증명하기 위해, 극한하중 조건에서, 낙하산 부분품의 낙하시험이 최소 세 번 이상 성공적으로 수행되어야 한다. 각 시험별로 새로운 낙하산 부분품을 사용할 수 있다. 데이터 획득에는 팽창하중을 시간의 함수로써 기록하는 것을 포함하여야 한다. 극한하중 조건하에서 수행되는 시험은 으로 표현되는 에너지 방정식을 적용함으로써 1.5의 안전계수(극한하중계수)를 획득하도록 한다. 낙하산 전개력은 현재의 운동 에너지와 관련이 있다는 가정을 기반으로, 1.5의 극한하중계수는 다음에 의해 얻을 수 있다.

(1) 제한 하중시험 질량을 1.25배 증가시키고,

(2) 제한 하중시험 속도를 1.1배 증가시킨다. 결국, 극한하중계수 = = 1.5가 되며 극한하중에서 낙하산 강도 시험은 다음과 같이 수행된다.

(가) 최소 시험 중량 = 1.25 X 항공기 총 이륙중량

(나) 최소 시험 속도 = 1.1 X 항공기의 최대 낙하산 전개 속도

하강률 데이터는 7.4.4.2.가의 모든 시험에서 기록되어야 한다. 이 데이터는 특정 항공기의 총중량 상태에서의 하강률을 결정하기 위해 시험 기체중량 증가를 감안해서 교정될 수 있다. 낙하산 캐노피에 의한 하강률 데이터는 1,500m (5,000ft) 밀도 고도 및 표준 온도로 교정되어야 한다.

모든 중요 구성품(브라이들, 낙하산줄, 하네스, 가동 케이블 등)은 7.4.4.1에 정의된 극한하중계수를 만족하도록 설계되어야 한다.

낙하산 부분품은 얽힘 또는 이와 유사한 오작동의 가능성을 감소시키기 위해서 순차 방식으로 다단 전개하도록 설계되어야 한다.

이 시스템은 영하 40℃에서 영상 48.9℃ (-40°F에서 120°F)까지의 온도조건에서의 운용에 대하여 평가되어야 한다.

장착 설계

비상 낙하산 시스템의 모든 제작자는 7.4.10.2에 기술된 문서자료와 함께 해당 낙하산을 탑재하는 각 항공기별로 낙하산 장착을 위한 구체적인 '낙하산 장착 매뉴얼(PIM: Parachute Installation Manual)'을 제공하여야 한다. 7.4.4.3.가에 언급된 관계자의 모든 비상 낙하산 장착작업은 낙하산 장착 매뉴얼 (PIM)을 사용하여야 한다.

기체와 낙하산 제작자는 협의 및 합의를 통해 적절한 장착을 보장하여야 한다. 완제품 경량항공기의 기체 제작자는 낙하산 시스템 제작자의 검토 없이 장착방법을 변경하지 않아야 한다. 키트 경량항공기는 낙하산 제작자가 새로운 키트의 원제작자, 조립자 또는 소유자와 협력해서 적합한 장착 설계를 만들어야 한다.

낙하산 시스템의 장착이 해당 항공기의 무게중심에 불리하게 작용하지 않아야 한다.

낙하산 시스템을 장착하기 위해 사용되는 낙하산 장착은 통상의 마모로 인해 이완되거나 이탈되지 않아야 한다.

사출장치에 덮개가 있다면, 모든 덮개 또는 낙하산 시스템의 덮개를 깨끗하게 관통하며, 배출 중인 낙하산을 방해하거나 손상하지 않고, 낙하산 부분품을 사출시켜 완전한 선형으로 펼쳐진다는 것이 입증되어야 한다. 기체 및 낙하산 제작자는 사출장치 및 이 장치에 의해 사출되는 구성품이 해당 항공기로부터 방해받지 않는 궤적을 가지도록 보장하기 위해 협의하여야 한다.

낙하산 부분품은 단일 하네스 또는 일련의 하네스로 구성된 기체 부착 하네스로 항공기의 주구조에 부착되어야 한다. 기체와 낙하산 제작자는 낙하산이 탑재되는 항공기에 대한 낙하산의 부착이 다음의 조건에 적합하도록 보장하기 위해 협의 및 합의하여야 한다:

(1) 낙하산 전개는 기체에 특별한 하중 분포를 유발하며, 이는 대부분 하네스 부착점의 기하적인 위치에서 기인한다. 이 기체 부착점과 항공기 형식별 기체 부착 하네스는 7.4.4.2.가에 기술된 낙하산 강도 시험에서 결정된 극한하중에 적합하여야 한다.

(2) 하네스 시스템과 부착점은 기체구조가 예상되는 착륙하중을 흡수하는 능력을 최대화하고 탑승객의 부상 가능성을 최소화하는 강하 및 착륙 자세를 만들어 주는 방식으로 구성되어야 한다.

(3) 기체 부착 하네스는 장착된 낙하산으로부터 기체 부착점까지 연결되어야 하며, 정상 운용에 큰 영향을 미치지 않는 방식으로 고정되어야 한다. 또한, 기체 부착 하네스는 낙하산의 사출 및 팽창 시 충분하게 떨어져 나가 자유롭게 된다는 것이 입증되어야 한다.

(4) 기체 부착 하네스 설계는 프로펠러와 충돌할 가능성을 최소화하여야 한다. 만약 프로펠러와의 충돌이 장착 설계 또는 엔진 정지와 같은 운용 지침에 의해 회피될 수 없다면, 항공기 장착 하네스는 프로펠러와의 충돌에서도 적절하게 견딜 수 있는 재료로 제작되어야 한다.

낙하산 시스템은 어려움 없이 가동되도록 설계되어야 한다. 기체와 낙하산 제작자는 낙하산 탑재 기체에 가동 시스템의 장착이 다음의 조건에 적합함을 보증하도록 협의 및 합의하여야 한다.

(1) 가동 시스템의 경로 설정은 시스템을 가동하려는 탑승자의 힘을 감소시킬 수 있는 마찰점 또는 기타 간섭을 만들지 않도록 하여야 한다.

(2) 가동 시스템은 낙하산 시스템의 정상 운용 수명 동안 가동 시스템의 경로가 변경되지 않도록 경로를 따라 고정되어야 한다.

(3) 만약 이중 가동 손잡이가 사용된다면, 한 쪽 손잡이가 작동할 수 없더라도, 나머지 한 쪽 손잡이만으로도 가동이 가능하도록 설계하여야 한다. 이중 손잡이 가동 기능을 제공하기로 선택한 기체 제작자는 BRS(ballistic parachute system)의 제작자와 장착을 협조하여야 한다.

(4) 이 시스템의 장전 및 가동은 부주의한 전개가 거의 없도록 만들고, 절차에 의해 수행된다는 것이 입증되어야 한다. 이 시스템은 가동절차의 개시 이전에 장전되지 않아야 한다.

(5) 항공기가 운용 중이 아닐 때는 가동 시스템을 안전하게 고정하기 위한 방법이 구현되어야 한다.

비상 낙하산 시스템으로 개조되거나 맞춰진 항공기 내의 각 좌석은 임계하중 상태에서 낙하산 전개 및 지상충격 도중 탑승자의 머리와 상반신 부상으로부터 보호하기 위한 안전벨트와 멜빵으로 구성된 체결 시스템을 장착하여야 한다.

가공기술, 마무리 및 외형

가공기술은 높은 수준이어야 하며 산업표준에 의해 구축된 산업규격기준(가능한 이 기술기준 체계 내에 구축된 별도의 표준, 7.4.10.3 참조)에 따라 수행되어야 한다.

시스템 기능 및 운용

장착 설계와 사출장치의 위치는 낙하산 시스템의 가동과 관련된 화재 위험을 고려하여야 하며, 가능한 사출장치의 기능 손상 없이 이러한 화재 위험을 감소시켜야 한다.

낙하산 시스템은 이 시스템의 식별, 기능 및 운용제한을 보여 주도록 플래카드나 라벨로 표시되어야 한다.

낙하산 시스템의 모든 구성품은 운용 중 통상의 마모, 풍화, 부식 및 마찰로 인하여 강도의 손상 또는 손실로부터 보호되어야 한다.

검사 및 정비

낙하산 시스템의 소유자는 낙하산 시스템 제작자의 정비 주기를 따라야 한다.

낙하산 시스템에 대한 지속 감항성 유지 지침이 작성되어야 하며, 이 지침에는 이 시스템의 관련 구성품에 대한 정비주기를 서술하여야 한다, 최소한 다음의 정비 지침을 포함하여야 한다.

만약 정비 일정을 따르지 않았다면, 해당 낙하산은 ‘작동불가’로 표시되어야 한다.

적절한 기능, 배출 순서 및 하네스 체결부와 가동 하우징의 안전을 보장하기 위해 낙하산 용기와 기타 시스템 구성품의 연간 검사를 위한 적절한 수단이 제공되어야 한다.

특별한 기후에 따른 낙하산 시스템의 검사절차는 수정될 필요가 있을 수 있다.

운용 제한

낙하산 시스템의 적절한 운용을 보장하기 위해 운용 제한사항이 규정되어야 한다.

제품 표시

낙하산 시스템의 핵심 구성품의 용기에는 다음의 정보가 표시되어야 한다.

낙하산 제작자 또는 기체 제작자는 탑승자 또는 사출점(외부) 근처에 쉽게 볼 수 있도록 부착할 수 있는 플래카드 또는 라벨을 제공하여야 한다. 운용 제한사항은 7.4.8.1을 참조한다.

소유자 또는 운용자는 플래카드 또는 라벨을 사고 또는 준사고 현장에서 최초 구조자가 이 플래카드 또는 라벨을 볼 수 있도록 조종실 또는 기체 외부에 표시하여야 한다.

이 플래카드 또는 라벨은 사고 또는 준사고 현장에 있는 구조요원이나 다른 사람에게 해당 항공기가 발사장치 전개방식의 비상 낙하산 시스템을 탑재하고 있음을 알려주는 시각적인 경고를 제공하도록 한다. 발사장치는 로켓모터, 충격사출장치, 폭발형 사출체, 스프링 또는 기타 에너지가 응축된 장치를 포함할 수 있음을 주의 시킨다.

낙하산 시스템 또는 기체의 제작자는 본 규격에 따라 제품과 함께 필수 경고 플래카드 또는 라벨을 제공하여야 한다.

기체 제작자 또는 조립자는 경고 플래카드 또는 라벨을 본 규격에서 규정된 방식으로 영구 장착하여야 한다.

(1) 위험(Danger) 플래카드

외부에서 낙하산 시스템을 볼 수 없는 밀폐된 항공기에는 위험(Danger) 문구가 적혀 있는 최소 7.62cm (3in.) 크기의 삼각형 플래카드 또는 라벨이 낙하산 배출점 인근에 부착되어야 한다. 제안된 플래카드는 7.4.11을 참고한다.

주 - 모든 발사장치 전개방식 비상 낙하산이 항공기의 윗면을 통해 사출되는 것은 아니다. 몇몇 시스템은 항공기의 하부면에서 사출된다. 그러므로 사고 또는 준사고시 뒤집히는 항공기는 하부에 라벨을 표시하여야 한다

(가) 위험(Danger) 플래카드 텍스트 설명

위험(Danger) 설명 글상자가 위험(Danger) 플래카드 또는 라벨 근처에 인쇄되어야 한다. 제안된 플래카드는 7.4.11을 참고한다.

(나) 위험(danger) 설명 글상자는 발사 전개장치의 종류를 기술하여야 하며, 해당 발사장치의 제조사로부터 도움을 요청하고자 하는 구조요원에게 연락처 정보를 제공하여야 한다. 제안된 플래카드는 7.4.11을 참고한다.

(2) 위험(Danger) 플래카드

낙하산 시스템을 기체 내에 탑재하지 않아 외부에서 이 낙하산 시스템을 볼 수 있는 항공기에는 최소 5.08cm (2in.) 크기의 삼각형 플래카드 또는 라벨이 모든 발사 사출장치 위에 직접 부착되어야 한다. 제안된 플래카드는 7.4.11을 참고하며, 이 기술기준에 맞도록 크기를 조절할 수 있다. 이 플래카드 또는 라벨은 사건 현장의 구조요원에게 충격시 높은 가속력 때문에 발사장치가 항공기로부터 분리될 수 있음을 경고한다.

(3) 식별 플래카드

최초 구조자 및 안전조사관이 (사출장치가 이미 발사되었는지 또는 활성상태인지에 따라) 사출장치가 낙하산으로부터 분리되어야 하는 가를 확인할 수 있도록 사출장치의 본체(예를 들어, 로켓 본체 자체)에 라벨이 부착되어야 한다. 이 플래카드는 연락처 정보와 그래픽 이미지를 가져야 한다.

(4) 경고 플래카드

탑승자가 해당 항공기에 진입하는 출입문 또는 장소 인근에 또는 구조원이 쉽게 볼 수 있는 위치에 최소 2.54cm (1 in.) 크기의 삼각형 플래카드 또는 라벨이 부착되어야 한다. 제안된 플래카드는 7.4.11을 참고한다.

(가) 경고 플래카드 텍스트 설명

경고 설명 글상자가 경고 플래카드 또는 라벨 근처에 인쇄되어야 한다. 제안된 플래카드는 7.4.11을 참고한다.

모든 플래카드나 라벨은 다음에 기술된 채색 방법을 따라야 한다. 세 가지 크기의 플래카드나 라벨은 서로 다른 장착 위치이다.

(1) 위험 플래카드

위험 플래카드나 라벨은 붉은 경계선에 흰색 글씨로 (또는 반대로) 설명 그림과 함께 인쇄되어야 한다. 제안된 플래카드는 7.4.11을 참고한다.

(2) 경고 플래카드

경고 플래카드나 라벨은 중심부에 주황색 바탕 위에 설명 그림과 이를 감싸는 주황색 글씨의 흑색 경계선으로 인쇄되어야 한다. 제안된 플래카드는 7.4.11을 참고한다.

(3) 외부 플래카드나 라벨은 낮은 조도 또는 어두운 환경에서도 시인성을 높이기 위해 배경에 반사재를 사용하여 인쇄되어야 한다.

모든 발사장치 전개방식 구조(救助) 시스템 제작자는 그들 시스템에 안전장치를 하거나 시스템을 불능화하는 설명 또는 지침을 필요에 따라 사용할 수 있도록 회사의 웹사이트 또는 인쇄물로 제공하여야 한다.

주 - 위 설명 또는 지침은 발사장치를 취급하거나 불능화하는 정보를 제공한다기 보다는, 어떻게 이 발사장치를 구조 요원에게 인지시켜 위험하지 않게 만들 수 있는 가에 대한 정보를 제공하여야 한다.

추가 요구조건

유지 데이터

(1) 해당 항공기에서 낙하산 시스템의 장착을 정의하는 기술 데이터.

(2) 구성품, 부분품 및 시스템의 제작을 정의하는 기술 데이터.

(3) 이 기술기준에 대한 적합성 검증을 위해 작성된 엔지니어링 해석 및 시험 데이터

배포 데이터

(1) 낙하산 시스템의 성능 범위를 정의하는 기술 자료

(2) 해당 항공기에서 낙하산 시스템의 장착을 정의하는 기술 자료

(3) 운용 절차 및 낙하산 시스템의 운용 범위를 정의하는 일반 운용자 매뉴얼

(4) 주기적인 현장 정비 점검, 공장 검사 및 재포장 간격을 정의하는 지속 감항성 유지를 위한 지침과 기타 정비 지침들

품질 보증

(1) 비상 낙하산 시스템 제작자는 모든 생산품이 원래의 엔지니어링 규격에 적합함을 보장하기 위해 필요한, 아래에 정의된, 검사 및 시험을 구축하여야 한다.

(가) 낙하산 제작자의 시설에 인도될 때 적합성 및 품질이 완전하게 검사될 수 없는 부품 및 부분품의 허용된 품질을 보장하기 위한 방법을 포함하여 원자재, 구매품, 납품사에서 제작된 부품 및 부분품에 대한 검사

(나) 관련된 모든 특별 제작 공정의 확인, 이 공정을 제어하기 위해 사용된 방법을 포함하는 개별 부품과 완성 부분품의 생산검사 및 완성된 비상 낙하산 시스템의 최종시험 품질검사.

(다) 부품 처분 결정 및 불합격 부품의 처분 시스템을 포함한 부적합 재료 검토 시스템

(라) 제작사 검사원에게 엔지니어링 도면, 규격 및 품질관리절차의 현재 변경 사항을 통지하기 위한 시스템

라벨 예시

샘플 라벨 7.4.9.3.다.(1)항 규정을 만족하는 것은 그림.7.4.1에 도시되어 있으며, 관련 요구 조건은 다음과 같다.

외부에서 낙하산 시스템을 볼 수 없는 밀폐된 항공기에서는, 위험(Danger) 문구가 적혀 있는 최소 7.62cm (3in.) 크기의 삼각형 플래카드 또는 라벨이 낙하산 배출점 인근에 부착되어야 한다.

주 - 모든 발사장치 전개방식 비상 낙하산이 항공기의 윗면을 통해 사출되는 것은 아니다. 몇몇 시스템은 항공기의 하부면에서 사출된다. 그러므로 사고 또는 준사고시 뒤집히는 항공기는 하부에 라벨을 표시하여야 한다.

그림.7.4.1 샘플 라벨

그림.7.4.1 샘플 라벨

샘플 라벨 7.4.9.3.다.(2)의 규정을 만족하는 것은 그림.7.4.2에 도시되어 있으며, 관련 요구 조건은 다음과 같다.

낙하산 시스템을 기체 내부에 탑재하지 않아 외부에서 이 낙하산 시스템을 볼 수 있는 항공기에는 최소 5.08cm(2in.) 크기의 삼각형 플래카드 또는 라벨이 모든 발사 사출장치 위에 직접 부착되어야 한다. 제안된 플래카드는 적절히 크기를 조절한다. 이 플래카드 또는 라벨은 사건 현장의 구조요원에게 충격시 높은 가속력 때문에 발사장치가 항공기로부터 분리될 수 있음을 경고한다.

그림.7.4.2 샘플 라벨

그림.7.4.2 샘플 라벨

샘플 라벨 7.4.9.3.다.(3)의 규정을 만족하는 것은 그림.7.4.3에 도시되어 있으며, 관련 요구 조건은 다음과 같다.

최초 구조자 및 안전조사관이 (사출장치가 이미 발사되었는지 또는 활성상태인지에 따라) 사출장치가 낙하산으로부터 분리되어야 하는 가를 확인할 수 있도록 라벨은 사출장치의 본체(예를 들어, 로켓 본체 자체)에 부착되어야 한다. 이 플래카드는 연락처 정보와 그래픽 이미지를 가져야 한다.

그림.7.4.3 샘플 라벨

그림.7.4.3 샘플 라벨

경량항공기 인증절차

일반

| 제8장 경량항공기 인증절차

| 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 8 - | 개정 : 2017.12.04

| 제8장 경량항공기 인증절차

| 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 8 - | 개정 : 2017.12.04

이 장에서 사용되는 용어의 정의는 다음과 같다.

(1) 이 기술기준 또는 8.1.3.1의 외국기술기준에 따라 경량항공기를 제작하는 국내 또는 국외의 원제작사로부터 구매한 경량항공기 키트(Kit)를 국내의 제3의 제작자가 최종 조립한 경우. 다만, 공인기관으로부터 8.2.1.1 가(1)에 따라 제작능력을 검증받은 사업자가 최종 조립하거나 2013년3월31일 이전에 경량항공기 키트조립 및 안전성인증을 받은 경우에는 이를 제1종으로 한다.

(2) 8.1.3.1의 외국기술기준에 따라 경량항공기를 생산하는 외국의 원제작사로부터 기술지원을 받아 국내에서 생산한 동일 모델의 경우. 다만, 국내의 제작시설이 원제작사가 있는 국가의 제작증명을 받은 경우에는 이를 제1종으로 한다.

(3) 항공법 부칙(법률 제2780호, 2009.9.6)에 따라 2012년 9월 9일 이전에 초경량비행장치나 무등록항공기에서 전환한 경우. 이 경우 제작자 자격에 관한 8.2.1.1항의 규정은 적용하지 아니한다.

(1) 제작국가의 설계․제작 기준에 적합하게 제작되었으나, 제작자가 적합성 확인서 (Statement Of Compliance)를 발급하지 않은 경우. 이 경우에는 기술기준 8.2.4에 따른 엔진이 장착된 경우로 제한한다.

다음 각 호의 어느 하나에 해당하는 경량항공기

(1) 초경량비행장치에서 경량항공기로 전환된 경량항공기 중 이 기술기준에 따른 해당 항공기운용지침(Aircraft Operating Instruction)과 계속감항성(Continued Airworthiness)의 유지요건을 충족하지 못한 경우

(2) 제1종, 제2종 또는 제3종의 경량항공기가 아래와 같은 사유로 지속적인 감항요건을 충족할 수 없는 경우

(가) 제작사의 폐업 등으로 인하여 지속적인 기술지원을 받지 못함

(나) 제작사의 지침 없이 수리 또는 개조작업이 이루어짐

(3) 인증받지 않은 엔진을 오버홀하여 재사용하는 경우

(4) 제작사가 정비프로그램을 제공하지 않았거나, 제공받은 정비프로그램이 경량항공기 기술기준을 충족하지 못하는 경우

경량항공기의 운용범위를 추가로 제한하지 않는다.

조종교육을 위한 비행 및 항공기대여업을 목적으로 하는 비행은 허용되지 않는다. 다만, 소유자 본인을 대상으로 하는 조종교육과 2012년 9월 9일 이전부터 경량항공기 비행교육용 또는 항공기대여업에 사용했던 경량항공기는 제외한다.

제4종의 운용범위 내에서 동승할 수 있으며, 조종교육을 위한 비행(소유자 본인을 대상으로 하는 조종교육은 제외한다) 및 항공기대여업을 목적으로 하는 비행은 허용되지 않는다.

1) 조종사 이외의 동승자는 탑승할 수 없다.

2) 조종교육을 위한 비행 및 항공기대여업을 목적으로 하는 비행은 허용되지 않는다.

3) 비행승인을 받은 이착륙장 또는 비행장의 출발장소로부터 반경 10Km 또는 해당 초경량비행장치 비행구역(UA)을 초과하여 비행할 수 없다.

4) 인구 밀집지역의 상공을 비행할 수 없다.

5) 그 밖에 항공안전기술원이 안전성인증서에서 지정한 운용범위 및 제한사항을 초과하여 비행할 수 없다.

경량항공기의 제작

(1) 완제기 제작자는 공인기관으로부터 다음 각 호에 대하여 기술기준에 적합함을 검증받아야 한다.

(가) 제작기술, 설비, 인력, 품질관리 시스템

(나) 완성된 경량항공기에 대한 최종검사

(다) 지속감항유지를 위한 안전지시·기술회보의 발행을 위한 방법

(라) 경량항공기 생산문서의 작성 및 보존

(2) 키트제작 경량항공기를 조립하는 제작자는 키트제작자가 제공하는 조립지침의 요구조건에 따라 제작하였음을 8.2.3.2의 규정에 따라 제작 과정 확인을 받은 경우

외국기술기준을 적용하고 있는 외국의 제작자는 다음 각 호의 어느 하나에 해당한 자이어야 한다.

(1) 제작하고자 하는 경량항공기에 대한 제작국가의 제작증명을 보유하고 있거나 다음 각 호의 어느 하나에 해당하는 제작자

(가) 경량항공기 분야의 항공안전협정이 체결된 국가의 제작자

(나) 제작자의 동일한 형식의 경량항공기가 8.1.3.1 가항부터 다항까지의 외국기술기준을 사용하는 국가에 등록되어 있을 것

(2) 해당 경량항공기가 8.1.3.1 라항부터 자항까지의 외국기술기준을 사용하는 국가의 형식등록을 취득하고 판매 또는 운용한 실적이 있는 제작자

(3) 8.1.3.1의 외국기술기준 이외의 외국기술기준을 적용하고 있는 외국의 제작자는 해당 경량항공기가 8.1.3.3의 기준에 따라 우리나라 감항당국에 동등성에 대한 검토를 신청한 자

(1) 국내 제작 또는 해외에서 제작된 키트를 조립 하고자 하는 제작자는 제작 완료된 경량항공기가 제작자의 조립지침(기술․교육, 조립장비 및 환경조건 등이 포함된 2.8의 기준을 충족시켜야 함)에 따라 제작되었음을 제작과정 확인을 통해 입증하여야 하며, 제작과정 확인은 항공정비사 또는 공인기관이 수행한다.

(1) 제작 과정 확인은 4단계로 구성되며, 제작과정을 확인하는 항공정비사 또는 공인기관은 제작 확인을 위해 각 단계별로 제작 보고서 등의 제출을 제작자에게 요청할 수 있다.

(가) 제작시작 전 확인(부품재고, 제작계획서, 조립공정서, 품질보증계획서, 지속감항유지절차, 그밖에 안전성인증을 위해 필요하다고 판단되는 자료)

(나) 주구조재 조립 확인

(다) 날개 및 동체 조립 확인

(라) 최종 확인 (최종 수락시험 및 비행시험 포함)

경량항공기의 지속적인 감항성 유지

적용

이 절은 경량항공기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 운용중인 경량항공기의 지속적인 감항성 유지를 위하여 준수하여야 할 사항에 대하여 규정한다.

책임

경량항공기 소유자는 항공기 등에 대하여 지속적으로 감항성을 유지할 책임이 있으며, 항공기 등의 감항성 유지를 위하여 다음사항을 확인할 책임이 있다.

감항성에 영향을 미치는 모든 정비, 오버홀, 개조 및 수리가 항공 관련 법령 및 이 규정에서 정한방법 및 기준․절차에 따라 수행되고 있는지의 여부.

정비 또는 수리․개조 등을 수행하는 경우 관련 규정에 따라 경량항공기 정비일지에 경량항공기가 감항성이 있음을 증명하는 적합한 기록유지 여부

경량항공기 정비작업후 비행승인(Return to Service)은 수행된 정비 작업이 규정된 방법에 따라 만족스럽게 종료되었을 때에 이루어질 것

정비확인 시 종결되지 않은 결함사항 등이 있는 경우 수정되지 아니한 정비 항목들의 목록을 경량항공기 정비일지에 기록하고 있는지의 여부

국내에서 설계된 항공제품의 제작자는 제품의 운용자, 소유자 등으로부터 제품에 대한 결함, 고장, 및 기타 발생사항을 접수하는 시스템을 구비하여야 한다.

일반

이 규정 및 항공법령의 규정에 적합하지 아니한 자는 경량항공기 정비, 예방정비, 개조 및 수리 등을 수행해선 아니 된다.

지속적인 감항성 유지를 위하여 제작자가 제공한 정비교범 또는 정비지침서에서 정한 강제 교환 및 검사 등의 정비요구사항을 수행하지 않거나, 정비요구사항에 대하여 국토교통부장관이 인정하는 대체수행방법으로 수행하지 않고는 경량항공기를 운용해선 아니 된다.

안전지시(SD) 및 필수기술회보에 적용되는 관련 항공제품은 안전지시 및 필수기술회보에 의거한 필요한 조치를 기한 내에 취하지 않고는 이를 항공에 사용하여서는 아니 된다.

경량항공기 안전지시(Safety Directive) 및 기술회보 (Alert Service Bulletin, Service Bulletin)

안전지시

제조 또는 설계 결함으로 인하여 경량항공기에 불안전한 상태가 발생한 것으로 판단되는 경우, 또는 이미 사용 중인 제품에 대한 시정조치가 필요한 경우, 제작자는 안전지시(SD)를 발행하여 경량항공기 소유자, 운용자 또는 항공안전기술원에 통보하여야 한다.

경량항공기 소유자 및 운용자는 제작자가 제공한(우편물, 팩스, 이메일, 또는 자사 인터넷홈페이지) 안전지시를 규정된 방법에 의하여 수행하여야 한다.

기술회보

기술 회보는 즉각적인 조치를 요구하지는 않지만, 향후 조치를 권고한다. 그러나 제작자가 제공한(우편물, 팩스, 이메일, 또는 자사 인터넷홈페이지) 기술회보 중 필수(Mandatory)인 것은 즉각적인 조치를 취하여야 한다.

경량항공기 정비 및 정비확인

적용

이 절에서는 경량항공기 안전성인증서를 소지한 경량항공기 또는 해당 경량항공기에 탑재된 관련제품의 정비 및 정비확인에 적용한다.

비행전 점검, 경미한 정비, 예방정비, 정비, 수리 및 개조를 수행하도록 인가된 자

이 절에서 규정된 비행전 점검, 경미한 정비, 예방정비, 정비, 수리 또는 개조(이하“정비등”이라 한다)를 수행할 수 있는 자와 그 업무범위는 다음과 같다.

경량항공기조종사는 다음의 업무를 수행할 수 있다.

경량항공기에 대하여 비행전 점검을 수행할 수 있다. 이 경우 비행전 점검이 만족하게 수행되었는지에 대한 책임은 조종사에 있다.

자신이 소유하거나 운영하는 경량항공기에 대하여 규칙 제68조의5에 의한 경미한 정비를 수행할 수 있다.

항공정비사자격증명 소지자(이하 “유자격정비사”라 한다)는 경량항공기에 대하여 정비등을 수행하거나 작업자를 감독할 수 있다.

유자격정비사가 아닌 작업자는 다음의 조건을 모두 충족하는 경우에만 정비 등을 수행할 수 있다.

작업자는 유자격정비사의 감독 하에 있을 것

작업자에 의해 수행되고 있는 정비등의 진행 상황은 관련 절차에 따라 적절하게 이루어지고 있음을 유자격정비사가 확인할 수 있을 것

유자격정비사는 작업자가 직접 자문을 구할 수 있는 작업 현장에 있을 것

정비확인이 인가된 자

경량항공기와 항공제품에 대한 정비, 예방 정비, 재생 또는 개조 수행 전․후에 필요한 정비확인을 수행할 수 있는 자는 다음과 같다.

항공안전법 제35조 제8호에 따른 항공정비사 자격증명을 가진 자

서비스 상태 확인자

항공제품에 대한 정비등(비행전 점검은 제외 한다)을 수행한 후 비행가능 상태로 환원시키기 위한 확인을 할 수 있는 자는 다음과 같다.

경량항공기조종사는 자신이 소유하거나 운영하는 경량항공기에 대하여 시행규칙 제285조에 의한 경미한 정비를 수행한 후 경량항공기를 서비스 상태로 환원시키기 위한 확인을 할 수 있다.

유자격정비사는 항공제품에 대하여 인가된 범위 내에서의 정비등을 수행, 감독, 정비확인을 한 후 비행가능 상태로 환원시키기 위한 확인을 할 수 있다 .

정비수행 원칙

정비, 예방 정비 또는 개조를 수행하는 자는 다음에 명시된 방법, 기술, 절차를 사용하여야 한다.

지속적인 감항성 유지를 위하여 제작자가 발행한 최신의 정비교범 또는 지침서

지방항공청장이 요구하는 추가적인 방법, 기술 및 절차 (제작자 제공 문서가 없을 경우에는 지방항공청장이 지정한 방법, 기술 및 절차 사용)

수리, 개조작업은 제작자에서 제공하거나 승인된 작업방법

작업자는 작업 수행이 완료되었음을 보증하기 위하여 해당 산업분야에서 인정된 방식에 의한 도구, 장비 및 시험도구를 사용하여야 한다. 만일, 관련 제작자가 특수한 장비, 시험기구의 사용을 권고할 경우에는 정비를 수행하는 자는 해당 장비, 기구를 사용하여야 한다.

항공 제품에 대한 정비, 예방정비 또는 개조를 수행하는 자는 작업대상품의 상태가 적어도 원형과 동등하거나 공기 역학적 기능, 구조강도, 진동, 퇴화 및 기타 감항성에 영향을 주지 않는 품질이 적정한 방식을 사용하여야 하며, 또한 이러한 품질의 자재를 사용하여 작업하여야 한다.

중량측정을 수행한 경우에는 중량측정기록, 중량 및 중심위치 명세서 및 기본장비목록을 포함한 중량 및 평형보고서를 작성하여 유지하여야 한다.

사고 등으로 감항성을 상실했던 경량항공기가 감항성 회복을 위하여 중량 및 평형(weight and Balance)이 변화한 경우 소유자 또는 운영자는 수시 안전성인증을 위한 신청서류에 중량 및 평형보고서를 추가하여야 한다.

정비확인 수행

일반

정비확인을 수행하는 자는 다음을 수행하여야 한다.

정비확인대상 경량항공기 또는 경량항공기 일부분에 해당되는 모든 감항성 요건의 충족 여부를 판정하기 위한 정비확인 수행

정비확인대상 특정 경량항공기에 대해서 요구되거나 인정된 정비확인프로그램이 있을 경우에는 해당 정비확인프로그램의 지침과 절차에 따라 정비확인 수행

경량항공기에 요구되는 정비확인을 수행하는 자는 지속적인 감항성 유지를 위하여 관련 제작자가 발행한 정비교범 또는 지침에 따라 정비를 수행하여야 한다

정비 기록 및 기재

정비, 예방정비, 재생, 개조 기록의 내용, 양식, 처리

작업자는 경량항공기의 예방정비, 정비, 재생 또는 개조를 수행하고, 작업이 만족스럽게 완료되었을 경우, 해당 정비 기록부에 다음 사항을 기재하여야 한다.

수행작업의 내용(참고자료 포함)

수행작업의 완료일

작업을 승인한 자의 성명, 서명, 승인서번호 및 소지 자격증의 종류

작업자는 대수리 및 대개조에 대한 사항을 기록한다

정비 기록 양식 및 대수리․대개조의 기록 양식에 대한 예시는 경량항공기 안전성인증 운영세칙에서 규정한다.

오버홀과 재생에 대한 기록

항공 제품이 오버홀된 것으로 정비기록부 또는 양식에 기록하는 경우는 다음과 같다.

지방항공청장이 인정하는 방법, 기술, 및 절차를 사용하여 분해, 세척, 허용된 검사, 수리 및 재조립되었을 경우

경량항공기 제작자에 의하여 작성되고 서류화된 것으로써, 항공안전기술원장이 인정할 수 있는 최신의 승인된 표준 및 기술자료에 의거하여 시험되었을 경우

만약 경량항공기 또는 기타 항공제품이 새로운 부품이나 새 부품의 공차와 한계에 합치하는 중고 부품을 사용하는 경우 검사, 필요한 경우의 수리, 재조립 및 테스트를 받지 않았다면 이 경량항공기 또는 항공제품을 재생된 것으로 정비 기록부 또는 양식에 기록할 수 없다.

정비확인기록의 내용, 양식, 대수리 및 처리

정비기록 기재사항 : 이 규정에 따라 항공 관련제품의 정비확인을 수행한 후에 정비확인자는 해당 장비품의 다음 사항에 대하여 정비기록부에 기재하여야 한다.

정비확인 종류 및 내용에 대한 간단한 서술

정비확인일자 및 경량항공기 총 사용시간

항공 제품에 대한 정비확인자의 서명, 면허번호 및 면허종류

경량항공기의 감항성이 확인되고 정비확인 승인을 하는 경우, 다음의 문구(또는 이와 유사한)를 기재하여야 한다. “(정비확인종류 삽입란) 정비확인 결과, 감항성이 있는 것으로 판정 받았음을 증명함”

경량항공기의 정비가 요구되거나, 성능을 표시한 설명서(사양서, Specifications), 안전지시(SD), 또는 기타 승인된 자료에 부합하지 않아 경량항공기의 정비확인에 대한 승인을 받지 못하였다면 다음의 문구(또는 이와 유사한)를 기재하여야 한다. “(정비확인종류 삽입란) 정비확인 결과, 결함 품목 및 비감항성 품목에 대한 목록이 경량항공기 소유자(또는 운영자)에게 (날짜 삽입란) 제공되었음을 증명함.”

이 규정에서 규정한 정비확인 프로그램에 의한 정비확인이 수행된다면, 정비확인을 수행하는 자는 정비확인 프로그램이 수행되었음을 확인하는 기록을 하여야 하고, 정비확인이 해당 프로그램의 절차에 따라 수행되었다는 설명이 포함되어야 한다.

결함의 기록 : 이 규정에서 규정하는 정비확인을 수행하는 자가 경량항공기가 감항성이 없거나, 안전지시(SD)를 충족하지 못하거나 감항성의 근거가 되는 기타 승인된 자료의 요건에 미달한다고 판정할 경우에는 이러한 문제점들의 목록을 작성하여 서명하고 날짜를 기록한 후 소유자 또는 운영자에게 제공하여야 한다.

정비기록 보존(Maintenance Records Retention)

경량항공기 소유자 혹은 운영자는 다음 작업 기록을 보존하여야 한다.

각 경량항공기(기체 포함), 엔진, 프로펠러, 회전익 및 장구의 정비, 예방정비, 소개조의 기록 및 100시간, 연간 및 기타 필요 혹은 인가된 정비확인의 기록

수행한 작업에 대한 기술 (참고자료 포함)

수행된 작업의 완료일자

경량항공기를 사용가능상태로 환원하는 것을 승인하는 자의 서명 및 증명서 번호

경량항공기의 최근의 기본중량(empty mass) 및 무게중심의 위치

장비품의 추가 혹은 제거

사용시간 및 일자를 포함한 정비 및 개조의 형식 및 범위

작업수행일자

경량항공기 안전지시 및 기술회보의 수행방법을 포함한 수행이력

다음의 정보를 포함하는 기록의 보존

경량항공기 기체, 각 엔진, 프로펠러 및 회전익의 총 사용시간

모든 사용한계품목의 현황

특정시간에 오버홀을 요하는 경량항공기 장착 모든 부품의 마지막 오버홀 시기

경량항공기 및 관련 장비품의 해당 정비확인프로그램에 의해 수행된 마지막 정비확인이후의 사용시간을 포함한 경량항공기의 정비확인 현황

안전지시의 수행 방법, 안전지시 번호 및 개정번호를 포함한 해당 안전지시의 현황. 반복수행을 요하는 안전지시는 차기 수행시간과 일자

기체, 현재 장착된 엔진, 회전익, 프로펠러 및 장비품의 대개조(major modification)에 대한 이 장에서 기술하고 있는 양식의 사본

경량항공기 소유자 혹은 운영자는 국토교통부장관(항공안전기술원 원장)이 요구하는 정비확인에 부응하기 위하여 모든 정비사항을 기록 및 유지하여야 한다.

경량항공기 안전성인증

(1) 경량항공기 안전성인증검사 업무운영세칙 별지 제1호서식의 경량항공기 안전성인증검사 신청서 1부

(2) 이 기술기준 또는 8.1.3.1의 외국기술기준의 설계 및 제작 기준에 따라 증명된 형식에 적합하다는 제작자 적합성 확인서(Statement Of Compliance) 1부 (여기에는 8.5.5.1에 따른 내용이 포함되어 있어야 한다)

(3) 제작자 능력확인을 위한 서류 1부 (8.2.1 참조)

(4) 경량항공기운용지침 1부

(5) 정비교범 1부

(6) 부품도해목록 1부

(7) 중량 및 평형보고서 1부

(8) 경량항공기 비행시험보고서 1부

(9) 경량항공기 안전지시 및 필수기술회보 수행현황 1부

(10) 수입한 중고 경량항공기인 경우 다음 서류 추가 제출

(가) 경량항공기, 엔진 등의 사용시간에 관한 기록

(나) 경량항공기 정비/검사프로그램에 따른 정비 현황(이전 점검주기 및 향후 점검주기를 포함)

(다) 사용수명한계 품목별 수명한계/사용시간/사용횟수/잔여시간 현황

(라) 주요 구조부재 및 주요 장비품의 교환 기록

(마) 주요 구조부재 및 장비품에 대한 수리․개조 기록

(바) 8.5.3.1 가. (1) 적합성 확인서를 대신하여 수출국가가 발행한 유효한 감항증명서류

※ 동일한 형식의 경량항공기에 대한 교범류 및 부품도해목록이 기 제출되어 있는 경우 자료에 대한 제출 생략 가능

※ 제출되는 자료는 국문 또는 영문으로 작성된 것이어야 한다.

(11) 항공보험에 가입되었음을 증명하는 서류

(1) 경량항공기 안전성인증검사 업무운영세칙 별지 제1호서식의 경량항공기 안전성인증검사 신청서 1부

(2) 경량항공기운용지침 (변경사항이 있을 경우 변경된 부분만 제출) 1부

(3) 경량항공기 안전지시 및 필수기술회보 수행현황 1부

(4) 중량 및 평형보고서(작업 실적이 있는 경우)

(5) 정시점검, 주요 정비 및 수리․개조 수행에 관한 기록

(6) 경량항공기 총비행시간 및 전회 오버홀 후의 비행시간을 기재한 서류 1부

(7) 항공보험에 가입되었음을 증명하는 서류

(1) 경량항공기 안전성인증검사 업무운영세칙 별지 제1호서식의 경량항공기 안전성인증검사 신청서 1부

(2) 중량 및 평형보고서(작업 실적이 있는 경우)

(3) 주요 정비 및 수리․개조 수행에 관한 기록

(4) 경량항공기 총비행시간 및 전회 오버홀 후의 비행시간을 기재한 서류 1부

(5) 항공보험에 가입되었음을 증명하는 서류

(1) 경량항공기 안전성인증검사 업무운영세칙 별지 제1호서식의 경량항공기 안전성인증검사 신청서 1부

(2) 중량 및 평형보고서(수리․개조작업 실적이 있는 경우)

(3) 주요 정비 및 수리․개조 수행에 관한 기록

(4) 항공보험에 가입되었음을 증명하는 서류

(1) 설계 및 성능기준에 합치

(2) 품질보증시스템에 따라 제작

(3) 수락시험절차에 의해 제작, 지상 및 비행시험 수행

(4) 지속 감항성 시스템에 따라 기술지원

(5) 키트조립의 경우 키트조립지침에 따라 조립, 지상 및 비행시험 수행

부칙 (2014.3.7)

제1조(시행일) 이 고시는 고시한 날부터 시행한다. 다만, 이 고시 시행일 전에 법 제24조제2항에 따라 안전성인증을 받은 경량항공기는 이 기술기준을 충족한 것으로 본다.

부칙 (2014.7.3)

이 고시는 발령한 날부터 시행한다.

부칙 (2017.12.04)

이 고시는 발령한 날부터 시행한다.

부록 X1. 경량비행기를 위한 단순 설계하중 기준

| 부 록

| 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 부록 - | 개정 : 2017.12.04

| 부 록

| 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009.09.10 | 부록 - | 개정 : 2017.12.04

X1.1 약어

= 비행기의 양(+)의 기동 제한 하중계수

= 비행기의 음(-)의 기동 제한 하중계수

= 속도 에서 비행기의 양의 돌풍 제한 하중계수

= 속도 에서 비행기의 음의 돌풍 제한 하중계수

= 플랩을 완전히 내린 상태로 속도 에서 비행기의 양의 제한 하중계수

= 최소 설계 플랩속도 = 1.59 kts

= 최소 설계 기동속도 = 2.17 kts, 하지만 설계시 사용된 를 초과할 필요가 없다.

= 최소 설계 순항속도 = 2.46 kts, 하지만 0.9를 초과할 필요가 없다.

= 최소 설계 급강하속도 = 3.47 kts, 하지만 1.4를 초과할 필요가 없다(X1.2.5.2 참조).

= 설계 순항속도(보다 클 경우)

X1.2 비행 하중

X1.2.1 모든 비행하중은 고도와 관계없이 검토되어야하고 자체중량을 국부적으로 지지하는 구조물을 제외한 최대설계중량만을 검토하여야 한다.

X1.2.2 표 X1.1은 최대설계중량에 따른 , , , 의 값을 구하는데 사용된다.

표 X1.1 최소 설계 제한 비행 하중계수

Flaps Up 플랩 올림 | = 4.0 = -0.5 그림 X1.2로부터 결정 그림 X1.3으로부터 결정

Flaps Down 플랩 내림 | = 0.5 = 0

수직방향하중은 “0”이라 가정하고 날개의 플랩부분은 이 조건에서 검토할 필요가 있다.

X1.2.3 그림 X1.2와 X1.3은 최소 비행중량에 상응하는 와 의 값을 구하는데 사용되고 그리고 하중계수가 설계중량에서의 하중계수보다 크다면 자체중량에 대한 지지구조물은 결과적으로 발생한 가장 큰 하중계수에 대해 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

X1.2.4 명시된 모든 날개와 꼬리날개 하중은 무게중심 영역과는 무관하다. 그렇지만 신청자는 무게중심의 영역을 설정하여야 하고 기본적인 동체구조는 설정된 무게중심 영역에서 가장 불리한 기체중량 조건을 고려하여 검토되어야 한다.

X1.2.5 다음의 하중과 하중조건은 구조물의 강도를 최소화 하는 조건이다.

X1.2.5.1 비행기 평형조건 - 공기역학적 날개하중은 상대바람에 수직하게 나타나고 양의 비행조건에 대해 비행기의 수직하중(X1.3.2와 X1.3.3에서 구한 것과 같이)의 1.05배의 크기를 가지며 음의 비행조건에서는 비행기의 수직하중과 같은 값을 가진다. 이러한 날개하중에 대한 시위방향 및 수직분력도 고려되어야 한다.

X1.2.5.2 최소 설계 비행속도 - 최소 설계 비행속도는 표 X1.1로부터 찾을 수 있는 최소속도보다 더 작을 경우에는 증명신청자에 의해 설정되어질 수 있다. 추가적으로 은 증명을 획득하기 위한 가장 작은 설계중량에 대해 해면상에서 얻은 의 0.9배를 초과할 필요가 없다. 이러한 최소설계속도를 산출하는 과정에서 은 4.0보다 작지 않아야 한다.

X1.2.5.3 비행 하중계수 - 표 X1.1에 명시된 제한 비행 하중계수는 공기역학적 분력(비행기의 가성 세로축에 수직인)과 비행기 중량과의 비로 나타낸다. 양의 비행 하중계수는 비행기에 대하여 위로 향하는 공기역학적 힘을 말한다.

X1.3 비행 조건

X1.3.1 일반 - X1.3.2～X1.3.4의 각 설계조건은 그림 X1.1의 그래프와 유사한 V-n선도의 경계선상이나 그 이내에서 속도와 하중계수의 조건에 대해 충분한 강도를 갖도록 사용되어져야 한다. 또한 이 선도는 비행기 구조의 운용한계를 구하는데 사용한다.

그림 X1.1 일반적인 비행포위선

그림 X1.1 일반적인 비행포위선

그림 X1.2 속도 에서 결정 도표

그림 X1.2 속도 에서 결정 도표

그림 X1.3 속도 에서 결정 도표

그림 X1.3 속도 에서 결정 도표

X1.3.2 비행기는 다음과 같은 대칭비행조건을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.3.2.1 비행기는 그림 X1.1의 비행영역에 나타나 있는 적어도 4가지 기본 비행조건 "A", "D", "E" 및 ”G"를 고려하여 설계하여야 한다. 부가하여 다음과 같은 요건을 적용하여야 한다.

(1) 그림 X1.1의 "D"의 "E"의 조건과 일치하는 설계제한 하중계수는 적어도 표 X1.1에 나타낸 크기를 가져야 하며 이들 조건에서의 설계속도는 표 X1.1에서 얻을 수 있는 값과 같아야 한다.

(2) 그림 X1.1의 조건 “A"와 "G"에서 하중계수는 표 X1.1에 명시된 값과 일치하여야 하고 설계속도는 신청자에 의해 결정된 최대 정적 양력계수 상태의 하중계수를 사용하여 산출하여야 한다. 그러나 정확성이 결여되었을 경우 설계속도는 = 61.35에 기초를 두고 산출할 수 있으며 "A" 조건에서의 설계속도는 보다 작을 수 있다.

(3) 그림 A3의 조건 "C"와 "F"는 나 가 각각 본 부록Appendix의 와 보다 클 경우에만 검토할 필요가 있다.

X1.3.2.2 착륙접근 및 이․착륙 때와 같은 비교적 느린 속도에서 사용되는 플랩 또는 여타의 고양력장치가 설치되어 있을 경우 비행기는 표 X1.1에 있는 설계플랩속도 보다 작지 않게 플랩을 완전히 내린 상태에서 표 X1.1에 규정된 제한 플랩내림계수의 값과 일치하는 두 가지 비행조건을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.3.3 비대칭 비행조건 - 비대칭 영향을 받는 구조물은 다음과 같은 비대칭 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.3.3.1 후방동체와 날개와의 부착은 X1.4.3에 의해 결정된 임계 수직면 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.3.3.2 날개와 날개접합부 구조물은 대칭면의 한쪽에는 "A" 조건하중의 100%, 다른 쪽 면은 70%로 하여 설계하여야 한다.

X1.3.3.3 날개와 날개접합부 구조물은 대칭면 양쪽에 양의 기동시 날개하중의 75%의 하중과 보조익 변형에 의한 최대날개 비틀림의 조합으로부터 야기되는 하중을 고려하여 설계하여야 한다. 속도 나 에서 보조익 변형이 날개 비틀림에 주는 효과는 보조익 구간의 날개 길이에 대해 수정된 기본적인 익형 모우멘트 계수를 사용하여 다음과 같이 구하여야 한다.

(1) C = C + 0.01δ (보조익 상부) 날개의 기본 익형

(2) C = C + 0.01δ (보조익 하부) 날개의 기본 익형

여기서 δ는 윗방향 보조익 변위이고 δ는 아래방향 보조익 변위임.

X1.3.3.4 . 즉 δ와 δ의 합은 다음과 같이 계산한다.

(1) 공식에서 와 를 계산하면

, and(X1.1)

여기서, 는 X1.2.5.2에 기술된 V, V 및 V와 함께 속도 V에서 최대 총 변위(양 보조익 변위의 합)

(2) 다음 식으로부터 K를 계산하면

(X1.2)

여기서, δ는 X1.3.3.4(1)에서 계산된 와 일치하는 위로 향한 보조익 변위이고 δ는 X1.3.3.4(1)에서의 계산된 와 일치하는 아래로 처진 보조익 변위이다.

(3) K가 1보다 작으면 는 △의 임계치이며 와 를 구하는데 사용되어야 한다. 이 경우 는 보조날개에 의한 날개 비틀림 하중을 계산하는데 사용되어야 하는 임계속도이다.

(4) K가 1과 같거나 클 경우, 는 △의 임계치이고 와 를 구하는데 사용되어야 한다. 이 경우 는 보조날개에 의한 날개 비틀림 하중을 계산하는데 사용되어야 하는 임계속도이다.

X1.3.4 추가조건, 후방 양력구조물, 엔진 토오크, 엔진장착대의 측방향 분력 - 다음의 추가 조건들이 각각 검토되어야 한다.

X1.3.4.1 후방 양력구조물의 설계에 있어서 다음 특수조건은 그림 X1.1의 조건 "G"를 대신하여 검토되어야 한다. 후방 양력구조물은 V=39 kts의 설계속도에서 역전된 공기흐름은 고려하여야 한다. 사용되는 특정날개 단면에 대한 공기 역학적 자료를 사용하거나 또는 뒷전에서의 최대값과 앞전에서의 영의 값 사이의 삼각형인 시위 모양의 분포를 갖고 값이 -0.8인 시위방향 풍압 분포치를 사용하여야 한다.

X1.3.4.2 엔진장착대와 그 지지구조물은 예상되는 최대이륙출력과 최대 양의 기동비행하중계수 n1에 의해 야기되는 제한하중과 동시에 작용하는 프로펠러 속도에 상응하는 최대제한 토오크를 고려하여 설계하여야 한다. 제한 토오크는 5.2.9에 따라 구하여야 한다.

X1.3.4.3 엔진장착대와 그 지지구조물은 1.47 이상의 측면제한 하중계수로부터 야기되는 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.4 조종면 하중

X1.4.1 일반 - 조종면 하중은 X1.4.2의 기준을 사용하여 구하여야 하고 X1.4.3의 단순화된 하중 내에 있어야 한다.

X1.4.2 제한조종력 - X1.4.3에 명시된 조종면 하중 조건에서 움직이는 면의 공기하중과 이에 상응하는 변위는 2.1.4.3.다에 규정된 최대 제한조종력의 사용에 의해 비행에서 얻을 수 있는 값들을 초과하지 않아야 한다.

X1.4.3 표면하중조건 - 모든 표면하중조건은 다음과 같이 검토되어야 한다. 단순화된 제한 표면하중과 수평꼬리날개, 수직꼬리날개, 보조날개, 날개플랩 및 트림탭의 분포는 표 X1.2와 그림 X1.4, X1.5에 명시되어 있다. 2가지 이상의 분포가 주어진다면 각각의 분포에 대해 검토하여야 한다.

표 X1.2 평균 제한조종면 하중

면 | 하중 방향 | 하중의 크기 | 익현방향의 분포

I. 수평꼬리 날개 | a) 상/하 | 그림 X1.4의 곡선(2) |

b) 비대칭하중 (상/하) | 기축의 한쪽면에서는 W의 100% 반대쪽 면에서는 W의 65%

II. 수직꼬리 날개 | a) 좌/우 | 그림 X1.4의 곡선(1) | 위의(A)와 같음

b) 좌/우 | 그림 X1.4의 곡선(1) | 위의(B)와 같음

III. 보조날개 | a) 상/하 | 그림 X1.5의 곡선(5) |

IV. 날개플랩 | a) 상 | 그림 X1.5의 곡선(4) |

b) 하 | 0.25 x 상향하중

V. 트림탭 | a) 상/하 | 그림 X1.5의 곡선(3) | 위의(D)와 같음

그림 X1.4 평균 제한조종면 하중

그림 X1.4 평균 제한조종면 하중

X1.5 조종계통 하중

X1.5.1 주 비행 조종장치 및 조종계통 - 주 비행 조종장치 및 조종계통은 다음과 같이 설계하여야 한다.

X1.5.1.1 비행조종계통과 그 지지구조물은 X1.4에 규정된 조건의 움직이는 조종면에서 계산된 힌지 모멘트의 125%에 상응하는 하중으로 설계하여야 한다. 추가적으로-

(1) 계통 제한하중은 조종사와 자동조종장치의 제어작동에 의해 야기되는 하중을 초과하지 않아도 된다.

(2) 설계는 재밍(Jamming), 지상돌풍, 지상활주하강풍, 조종관성 및 마찰을 포함한 운용중의 취약한 계통을 지정하여야 한다.

X1.5.2 이중 조종계통은 2.1.4.3.다.와 2.1.4.3.라.를 만족하여야 한다.

X1.5.3 지상 돌풍조건은 2.1.4.3.사.를 만족하여야 한다.

그림 X1.5 평균 제한조종면 하중

그림 X1.5 평균 제한조종면 하중

부록 X2. 날개와 동체 하중계산 방법

주 X2.1 - 이 장은 날개와 동체에 부과되는 모든 하중을 포함하는 것은 아니다.

X2.1 대칭 날개하중

X2.1.1 최소 다음 4가지 조건이 검토되어야 한다.

조건 A | 수직 상방 하중 | = 4 × W

| 접선 전방 하중 | = W

조건 D | 수직 상방 하중 | = 4 × W

| 접선 후방 하중 | = W/5

조건 G | 수직 하방 하중 | = 2 × W

| 접선 전방 하중(플랩 펼침 상태) | = 2 × W/5 = 0.4 × W

조건 F | 수직 상방 하중 | = 2 × W

| 접선 전방 하중 | = W

X2.2 상기 단순화된 조건을 대신하여 그림 X2.1의 양력 및 항력 분력을 사용하여 보다 합리적인 해석을 할 수 있다.

X2.3 비대칭 날개 하중

X2.3.1 날개 접합부의 전단 - 한쪽 날개는 조건 A의 100%를 가정하고, 다른 한쪽은 조건 A의 75%를 적용한다.

그림 X2.1 수직 및 접선방향 하중

그림 X2.1 수직 및 접선방향 하중

주 1 - 양 분력(수직 및 접선방향)은 동시에 고려되어야 한다.

주 2 - 공력 하중은 공력 중심에 위치한다.

주 3 - 날개의 수직 및 접선방향 하중은 하중계수에 상응하는 관성에 의해 평형을 이룬다.

주 4 - 날개 플랩이 장착되었을 경우 하중은 조건 F(대칭 하중조건)상태에서 검토되어야 한다.

X2.3.2 날개의 비틀림 - 각 날개에 조건 A와 D의 75%를 가정하고 그림 X2.2에서 보는 바와 같이 보조날개 변위에 의한 비틀림 하중을 추가한다.

그림 X2.2 비대칭 날개하중

그림 X2.2 비대칭 날개하중

X2.3.3 날개의 비틀림 - 각 날개에 조건 A와 D의 75%를 가정하고 보조날개 변위의 1.3배에 의한 비틀림 하중을 추가한다.

X2.3.4 착륙장치가 날개에 장착되었다면 날개 구조는 지상 하중을 고려하여 검증되어야 한다.

X2.4 후방 동체하중 - 후방 동체는 다음 사항을 적용하여 입증되어야 한다.

X2.4.1 2.1.4.4.나.와 2.1.4.4.다.의 대칭 수평 꼬리날개하중

X2.4.2 2.1.4.5.가.와 2.1.4.5.나.의 수직 꼬리날개하중

X2.4.3 뒷바퀴 하중(해당시)

X2.5 전방 동체하중 - 전방 동체는 다음 사항을 적용하여 입증되어야 한다.

X2.5.1 하중계수 4와 -2의 관성력(또는 하중계수가 4와 -2보다 클 경우 와 적용) (가 3.33보다 클 경우 2.1.4.8 참조)

X2.5.2 엔진 제한 토오크(N×m)는 2.1.4.2.자.에 규정된 값과 동일

부록 X3. 돌풍 하중계수 계산 방법

X3.1 보다 합리적인 해석방법이 없다면, 돌풍 하중계수는 다음과 같이 계산된다.

(X3.1)

여기서:

= 0.88 / 5.3 + = 돌풍 완화계수

= 2(W/S) / · C · a · g = 비행기 질량비

= 2.1.4.2.다.(3)에 의거 파생된 돌풍속도, m/s

= 공기밀도, kg/m

W/S = 날개하중, N/m

C = 날개의 기하학적 평균시위, m

g = 중력가속도, m/s

V = 비행기 등가 속도(경량비행기는 CAS), m/s

a = 비행기 수직력 계수 곡선의 기울기, 라디안 당

X3.2 날개 양력곡선 기울기(라디안 당 )는 오직 날개에 적용되는 돌풍하중과 수평꼬리날개 돌풍하중이 분리되어 적용될 때 사용된다. 앞서 기술된 수식으로부터 계산된 하중계수 n의 값은 다음 값을 초과하지 않아도 된다.

(X3.2)

부록 X4. 수직/수평 안정면에 작용하는 돌풍하중 계산 방법

X4.1 보다 합리적인 해석방법이 없다면, 수평안정면 돌풍하중은 다음과 같이 계산된다.

(X4.1)

여기서:

= 증가된 수평면 하중, daN

= 돌풍 완화계수; 2.1.4.2.바.에 사용된 값과 동일

= 파생된 돌풍속도, m/s

V = 비행기 속도 (경량비행기는 CAS), m/s

= 라디안 당 수평면 양력 곡선의 기울기

= 수평안정면 면적), m

(1-) = 다운워시 계수

X4.2 보다 합리적인 해석방법이 없다면, 수직안정면 돌풍하중은 다음과 같이 계산된다.

(X4.2)

(X4.3)

(X4.4)

여기서

= 증가된 수직면 하중, daN

= 돌풍 완화계수

= 측방향 질량비

= 파생된 돌풍속도, m/s

M = 비행기 질량, kg

= 공기밀도, kg/m

V = 비행기 등가 속도(경량비행기는 CAS), m/s

= 라디안 당 수직면 양력 곡선의 기울기

= 수직안정면 면적, m

= 수직안정면의 기하학적 평균시위, m

K = 빗놀이 선회반경, m

= 무게중심(C․G)에서 수직안정면 양력중심까지의 거리, m

g = 중력가속도, m/s

부록 X5. 수상하중 계산 방법

주 X5.1 - 보다 합리적인 해석방법이 없다면, 수상하중은 다음과 같이 계산된다.

X5.1 수상하중 조건

X5.1.1 수상기 또는 수륙양용기의 구조는 비행기가 적당한 전진 및 하강속도로 일상 운용할 때의 자세로 예상할 수 있는 가장 악조건의 수면상태에서 이륙 또는 착륙할 때 발생하는 수상하중을 고려하여 설계하여야 한다.

X5.1.2 수상 하중의 합리적인 해석 방법을 만들 수 없다면, X5.2부터 X5.9까지를 적용한다.

X5.2 설계 중량 및 무게중심 위치

X5.2.1 설계 중량 - 수상하중조건은 X5.6에 규정된 이수조건에 대하여 설계수상이륙중량(수상유도 및 이수활주에 있어서 최대중량)이 사용된 경우를 제외하고 설계착수중량까지 각각 운용중량에 적합하여야 한다.

X5.2.2 무게중심 위치 - 증명이 요구되는 한계 내에서 가장 불리한 무게중심은 수상기 구조의 각 부분이 받는 최대 설계하중에 도달하도록 고려되어야 한다.

X5.3 하중의 적용

X5.3.1 별도로 규정하지 않는다면, 수상기 전체는 X5.4에 규정된 하중계수에 부합하는 하중을 받는다고 가정한다.

X5.3.2 X5.4에 규정된 하중계수로 인해 발생하는 하중을 적용하는 경우, 수상하중은(수상하중인 적용되는 위치에서의 굽힘 모멘트와 전단하중을 초과하는 것을 피하기 위해) X5.7.3항에 규정된 값보다 큰 압력을 이용하면서 수상기 선체 또는 주 플로터에 분포되어야 한다.

X5.3.3 플로터가 두 개인 수상기에 있어서 각 플로터는 당해 수상기의 1/2 중량을 가진 가상의 수상기에 동등한 정체로 취급되어야 한다.

X5.3.4 X5.6에 규정된 이수조건을 제외하고 충격 시 당해 수상기의 공기역학적 양력은 수상기 중량의 2/3로 가정한다.

X5.4 선체 및 주 플로터의 하중계수

X5.4.1 수면반력 하중계수 는 다음과 같은 방법으로 계산되어야 한다.

X5.4.1.1 계단식 착수의 경우

(X5.1)

X5.4.1.2 선수착수와 선미착수의 경우

× (X5.2)

X5.4.2 상기 식에 대하여 다음 수치를 사용한다.

= 수면반력 하중계수(수면반력을 수상기 중량으로 나눈 값)

= 경험상의 수상기 운용계수, 0.012(단, 이 계수는 단계적 하중계수의 최소치 2.33을 얻을 수 있는 필요한 값 이상이 되어야 한다)

= 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때 수상기의 실속속도, knot(노트)

= 그림 X1.1에 따라 하중계수가 결정되는 위치(longitudinal station)의 밑바닥 배치 각도

= 수상기의 설계착수중량, N

= 그림2에 따른, 경험상의 선체 하중계수

= 수상기의 무게중심에서 하중계수가 산출되는 점까지의 수상기 선체 기본축에 평행하게 측정된 거리와 수상기 피치의 관성반경에 대한 비율. 여기서 수상기 선체 기준축과는 대칭면내의 직선으로 주계단에 있어서 용골(Keel)접선을 말한다.

X5.4.3 플로터가 두 개인 수상기에 대해서, 수상기 플로터 접합부의 유연성 영향 때문에, 선수착수와 선미착수의 값이 그림 X1.2에 나타난 값의 0.8배로 경감될 수 있다. 이 경감은 버팀대 및 수상기 구조의 설계에 대해서만 적용된다.

X5.5 선체 및 주 플로터의 착수조건

X5.5.1 대칭적인 계단식착수와 선수착수 및 선미착수 - 대칭적인 계단식착수와 선수착수 및 선미착수에 대해서 제한수면반력 하중계수는 X5.4의 기준에 따라 계산된다. 이 경우 다음 조건을 고려하여야 한다.

X5.5.1.1 대칭 계단식착수의 경우, 합성수상하중은 무게중심선 용골(Keel)에 작용하여야 하며, 용골선(Keel Line)에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.5.1.2 대칭 선수착수의 경우, 합성수상하중은 앞부분에서 계단까지의 거리의 1/5인 용골(Keel)에 작용하여야 하며 용골선에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.5.1.3 대칭 선미착수의 경우, 합성수상하중은 계단에서 뒷부분 끝까지 거리의 85%인 용골에 작용하여야 하며 용골선에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.5.2 선체 및 플로터가 하나인 수상기의 비대칭 착수조건 - 비대칭적인 계단식착수와 선수착수 및 선미착수는 검토되어져야 하며, 다음 조건을 고려하여야 한다.

X5.5.2.1 각 조건에서의 하중은 상방향성분과 수평성분의 합성력으로 구성되어지며, 각각 비대칭 착수조건에 부합하는 합성하중에 0.75와 0.25 tanβ로 나타내어진다.

X5.5.2.2 하중의 상방향성분의 방향 및 작용점은 대칭착수조건의 경우와 같다. 수평성분의 작용점은 상방향성분에서와 같이 세로지지대 위치와 같은 곳에 있지만 용골선과 등골선 중간지점에서 대칭면에 수직하게 내부로 향한다.

X5.5.3 플로터가 두 개인 수상기의 비대칭 착수조건 - 비대칭하중은 각 플러터의 스텝(step)에 작용하는 0.75배의 상방향하중과, X5.4의 기준에 따라 얻어지는 계단 착수하중에 하나의 플로터에 작용하는 0.25 tanβ를 곱한 수평하중으로 구성된다. 이 경우 수평하중은 상방향하중이 작용하는 곳과 같은 세로위치(longitudinal station)에서 용골선과 등골선과의 중앙대칭면에 수직이며 내부로 작용하는 것으로 한다.

X5.6 선체 및 주 플로터의 이수조건

X5.6.1 선체 또는 주 플로터의 장착부와 주익에 대해 다음 기준을 적용하여야 한다.

X5.6.1.1 주익의 양력은 영으로 가정한다.

X5.6.1.2 다음 식으로 계산되는 하중계수에 상응하는 하방향 관성력이 작용되어야 한다.

(X5.3)

여기서:

= 관성하중계수

= 0.004 (경험상의 수상기 운용계수)

= 적절한 이수위치에서 플랩을 펼친 설계이수중량에서 실속속도, knot(노트)

= 주계단위치의 밑바닥 배치 각도

= 수상기의 설계이수중량, N

X5.7 선체 및 주 플로터의 바닥압력

X5.7.1 일반 - 뼈대, 격벽, 스트링거 및 바닥판을 포함한 선체 및 주 플로터의 구조는 아래에 따라 설계되어야 한다.

X5.7.2 국부압력 - 바닥판 및 스트링거 그리고 지지구조의 접합부에 대한 설계에 있어서 다음 압력분포가 적용되어야 한다.

X5.7.2.1 플레어가 없는 밑부분의 경우, 등골에서의 압력은 용골에서의 압력의 0.75배로 하며, 용골과 등골과의 사이에 압력은 그림 X5.3에 따라 선형으로 변하는 것으로 한다. 용골에서의 압력(kPa)은 다음 식에 따라 계산된다.

(X5.4)

여기서:

= 용골에서의 압력, kPa

= 0.00213,

= 그림 X5.2에 따른 선체하중계수

= 적절한 이수위치에서 플랩을 펼친 설계이수중량에서 실속속도, knot(노트)

= 그림 X5.1에 따른, 용골의 밑바닥 배치 각도

그림 X5.1 수상기에 대한 각도, 치수, 방향의 그림 정의

그림 X5.1 수상기에 대한 각도, 치수, 방향의 그림 정의

그림 X5.2 선체하중계수

그림 X5.2 선체하중계수

X5.7.2.2 플레어가 있는 밑부분의 경우, 플레어 시작점에서의 압력은 플레어가 없는 밑부분에서의 압력과 같으며, 등골과 플레어 시작점 사이의 압력은 그림 X5.3에 따라 선형으로 변화하는 것으로 한다. 압력분포는 플레어가 없는 밑부분에 대해 X5.7.2.1에서 규정한 것과 동일하며 등골에서의 압력이 다음 식에서 계산된 경우는 제외한다.

(X5.5)

여기서:

= 등골에서의 압력, kPa

= 0.0016

= 그림 X5.2에 따른 선체하중계수

= 적절한 이수위치에서 플랩을 펼친 설계이수중량에서 실속속도, knot(노트)

= 적당한 위치의 밑바닥 배치 각도

주 X5.2 - 이 압력을 받는 면적은 선체 또는 부 플로터에 국부적인 높은 충격시에 발생하는 압력으로 실험하여야 한다. 단, 뼈대 또는 구조전체에 임계응력을 발생하는 부분까지 확대할 필요는 없다.

그림 X5.3 압력 분포

그림 X5.3 압력 분포

X5.7.3 압력분포 - 뼈대, 용골 및 등골의 구조설계에 있어서는 다음 압력분포를 적용하여야 한다.

X5.7.3.1 대칭압력은 다음 식으로 계산된다.

(X5.6)

여기서:

P = 압력, kPa

= 0.078(은 X5.4에서 계산)

= 그림 X5.2에 따른 선체하중계수

= 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때 수상기의 실속속도, knot(노트)

= 적당한 위치의 밑바닥 배치 각도

X5.7.3.2 비대칭압력 분포는 그림 X5.3에 따라 선체 또는 주 풀로터 중심선의 한쪽에 걸리는 X5.7.3.1에 규정된 압력과 선체 또는 주 풀로터 중심선의 다른 쪽에 걸리는 압력의 1/2의 압력으로 구성된다.

X5.7.3.3 이러한 압력들은 일정하며, 선체 또는 주 플로터 바닥에 동시에 적용되어야 한다. 구해진 하중은 선체의 측벽 구조물로 전달되어야 한다. 그러나, 전단하중 및 굽힘하중으로 앞과 뒤로 전달되어서는 아니 된다.

X5.8 보조 플로터 하중

X5.8.1 일반 - 보조플로터와 보조플로터의 접합부 및 지지구조는 다음 조건에 맞게 설계되어야 한다. X5.8.2에서 X5.8.5까지의 기준에 있어서 X5.8.7에 규정된 압력보다 작지 않은 밑부분 압력을 사용하면서 과다한 국부하중이 걸리는 것을 피하기 위해 규정된 수상하중이 플로터 밑 부분에 분포될 수 있다.

X5.8.2 계단 하중 - 합성수상하중은 플로터 앞부분 끝에서 계단까지 거리의 3/4되는 지점에서 플로터 대칭면에 작용하여야 하며, 용골에 수직하여야 한다. 제한합성하중은 다음을 따라야 하지만 플로터가 완전히 물에 잠겼을 때는 제한하중 L이 배수된 물의 무게보다 3배를 넘을 필요는 없다.

(X5.7)

여기서:

L = 제한하중, N

= 0.0053

= 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때 수상기의 실속속도, knot(노트)

W = 수상기 설계착수중량, N

= 플로터 앞쪽 끝에서 계단까지 거리의 3/4위치에서의 밑바닥 배치 각도, 단, 15°보다 작을 필요는 없다.

= 수상기의 무게중심과 롤링 선회반경에서 플로터 대칭면 사이의 횡방향 거리 비율

X5.8.3 선수하중 - 제한합성하중은 앞부분 끝에서 계단까지의 거리의 1/4 지점에서 플로터의 대칭면에 작용하여야 하며, 그 지점에서 용골접선에 수직이어야 한다. 합성하중의 크기는 X5.8.2에 규정하는 값으로 한다.

X5.8.4 비대칭 계단하중 - 합성수상하중은 X5.8.1에 규정된 하중에 0.75를 곱한 상방향하중과 X5.8.2에 규정된 하중에 0.25 tanβ를 곱한 수평하중으로 구성된다. 수평하중은 용골과 등골 사이의 중심선에서 플로터 대칭면에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.8.5 비대칭 선수하중 - 합성수상하중은 X5.8.2에 규정하는 값에 0.75를 곱한 상방향하중과 X5.8.3에 규정된 하중에 0.25 tanβ를 곱한 수평하중으로 구성된다. 수평하중은 용골과 등골 사이의 중심선에서 대칭면에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.8.6 수중 플로터 조건 - 합성하중은 플로터 앞부분에서 계단까지의 거리의 1/3 지점에서 플로터 단면의 중심에 작용하여야 하며, 제한하중성분(N)은 다음과 같다.

vertical(수직하중) = (X5.8)

aft(후방하중) =

side(측방하중) =

여기서:

= 물의 밀도,

V = 플로터 부피,

= 항력계수, 0.01236

= 측방향계수, 0.00985

K = 0.80, 단, 상용운동상태에서 플로터가 0.8 속도로 물에 잠길 수 없음이 증명된 경우에는 0.8 이하의 값을 사용한다.

= 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때 수상기의 실속속도, knot(노트)

g = 중력가속도,

X5.8.7 플로터 밑부분 압력 - 플로터 밑부분 압력은 공식 중의 의 값이 1.0을 취할 수 있는 경우를 제외하고 X5.7의 기준에 의거 결정되어야 한다. 플로터 밑부분 압력을 결정하는데 사용되는 밑바닥 배치각도는 X5.8.2의 기준에 따른다.

X5.9 수중익 하중은 관련 시험 자료에 근거하여야 한다.

부록 X6. 임페리얼 및 메트릭 단위계

X6.1 이 기준과 관련된 단위의 변환은 다음 목록에 따른다.

길이 1 ft = 12 in. = 0.305 m

1 in. = 2.54 cm

1 m = 100 cm = 1000 mm = 39.37 in. = 3.28 ft

면적1 ft = 0.093 m

1 m = 10.76 ft

체적 1 미국 gal = 3.78 L

1 L = 0.264 미국 gal

(1 영국 gal = 1.2 미국 gal = 4.5 L)

중량 1 lb = 0.454 kg

1 kg = 2.205 lb

압력 1 PSF = 4.88 kg/m

1 kg/m = 0.205 PSF

1 psi = 2.3-ft water column = 0.000 703 kg/m

1 ksi = 1000 psi = 0.703 kg/m

1 kg/mm = 1.43 ksi = 1430 psi

해면상태, 표준대기의 동압

q = lb/ft (속도 mph일 때)

q = kg/m (속도 km/h일 때)

속도 1 mph = 1.61 km/h

1 knot = 1.15 mph = 1.85 km/h

1 km/h = 0.62 mph = 0.54 knots

1 fpm = 0.00508 m/s (상승율)

1 m/s = 197 FPM

중력가속도g = 32.2 ft/s = 9.81 m/s

연료 비중 6 lb/U.S. gal

부록 X7. 경량항공기 정비 매뉴얼의 양식 및 내용의 예

덮개 부착 스크류를 제거하시오.(3)

플랩을 내리고 상부 고정 볼트를 제거하시오.(2)

플랩을 올리고 하부 고정 볼트를 제거하시오.(2)

라이트를 위한 전기 연결부를 확인하고 제거하시오.(FIG. 4.2)

주의 : 마스터 스위치는 전원이 차단되어야 한다.

부록 X8. 경량항공기 정비 매뉴얼에 있는 검사 절차를 위한 양식과 내용의 예

상태 검사 점검표

항공기 형식/모델: (Super duper I)일련번호:

엔진 형식/모델: (Rotax 912 or 914 as appropriate)일련번호:

검사 일자: TT 동체:

TT 엔진 :

(특정한 항공기에 적용가능한) 연간검사와 100시간 검사에서 포함될 품목의 범위 및 세부사항

(a) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 검사 전에 모든 필요한 검사 격판덮개, 점검창, 유선형 덮개 및 카울링 등 검사에 필요한 것들을 제거하거나 개방할 것이다. 그는 오일, 배기, 다른 누유에 대한 초기 육안검사가 이루어진 후에 항공기 및 엔진을 철저히 청결하게 해야 한다.

(b) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 기체 및 외피부를 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 직물과 외피의 기능저하, 굴절, 다른 파손의 증거 및 조립품 장착에 대한 결함 또는 불안정함.

____합격____불합격 (2) 시스템 및 구성품에 대한 부적절한 장착, 외관상 결함 및 불만족스러운 작동.

(c) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 객실 및 조종실 부분을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 조종을 방해하는 불결 및 장비의 느슨함에 대한 일반사항.

____합격____불합격 (2) 좌석 및 안전벨트에 대한 불안한 상태 및 외관상 결함.

____합격____불합격 (3) 창문 및 윈드실드에 대한 기능저하 및 균열.

____합격____불합격 (4) 계기에 대한 불안한 상태, 장착, 마킹, 부적절한 작동.

____합격____불합격 (5) 비행 및 엔진 조절에 대한 부적절한 장착 및 작동.

____합격____불합격 (6) 배터리에 대한 부적절한 장착 및 충전.

____합격____불합격 (7) 모든 시스템에 대한 부적절한 장착, 불안한 일반 상태, 외견상 그리고 명백한 결함, 장착부의 불안전함.

(d) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 엔진 및 나셀을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 엔진 섹션에 대한 오일, 연료, 윤활유 등의 과다한 누유 및 그에 대한 원인.

____합격____불합격 (2) 스터드와 너트에 대한 부적절한 조임 및 명백한 결함.

____합격____불합격 (3) 엔진 내부에 대한 실린더 압축 및 여과망과 섬프 드레인 플러그에서의 금속 조각 또는 외부물질. 실린더의 누설 여부.

____합격____불합격 (4) 엔진 마운트에 대한 균열, 마운트의 느슨함, 엔진과 마운트사이의 느슨함.

____합격____불합격 (5) 유연한 진동 흡수장치에 대한 불안한 상태 및 기능저하.

____합격____불합격 (6) 엔진 조절에 대한 결함, 부적절한 움직임 및 불만족함.

____합격____불합격 (7) 선, 호스, 클램프에 대한 누유, 부적절한 상태 및 느슨함.

____합격____불합격 (8) 배기구에 대한 균열, 결함 및 부적절한 부착.

____합격____불합격 (9) 보조장비에 대한 안전장착의 외견상의 결함.

____합격____불합격 (10) 모든 시스템에 대한 부적절한 설치, 불안전한 일반 상태, 결함, 불안전한 부착.

____합격____불합격 (11) 카울링에 대한 균열 및 결함.

(e) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 착륙장치 부분을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 모든 구성부분에 대한 불안정한 상태 및 부착의 불안전.

____합격____불합격 (2) 충격 흡수 장치에 대한 부적절한 올레오 액체 등급.

____합격____불합격 (3) 연결부, 트러스 및 구성부에 대한 지나치거나 과다한 마모 피로, 굴절.

____합격____불합격 (4) 들어올림 및 고정장치부에 대한 부적절한 작동.

____합격____불합격 (5) 작동유 선에 대한 누유

____합격____불합격 (6) 전기 시스템에 대한 마찰 및 부적절한 스위치의 작동

____합격____불합격 (7) 바퀴에 대한 균열, 결함 및 베어링 상태

____합격____불합격 (8) 타이어에 대한 마모 및 금

____합격____불합격 (9) 브레이크에 대한 부적절한 조정

____합격____불합격 (10) 플로트 및 스키에 대한 불안전한 부착 및 명백하고 눈에 보이는 결함.

____합격____불합격 (F) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 불안정한 일반상태, 직물 또는 스킨 기능저하, 비틀림, 명백한 결함, 부착부의 불안전함 등에 대한 날개 및 중앙 섹션 조립품의 모든 구성품을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (g) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 철저한 꼬리날개 조립에 대한 불안정한 일반상태, 직물 또는 스킨의 기능저하, 굴절, 명백한 결함, 불안전한 부착, 부적절한 구성품 설치, 부적절한 구성품 작동에 대한 모든 구성품 및 시스템을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

(h) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 프로펠러 구성품을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 프로펠러 조립에 대한 균열, 깨진 곳, 묶음, 오일 누유.

____합격____불합격 (2) 볼트에 대한 부적절한 조임 및 불만족.

(i) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 무선 관련 구성품을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 무선 및 전기 장비에 대한 부적절한 설치 및 불안전한 장착

____합격____불합격 (2) 배선 및 선거에 대한 부적절한 절차, 불안전한 장착 및 명백한 결함

____합격____불합격 (3) 접속 및 실딩에 대한 부적절한 설치 및 불안정한 상태

____합격____불합격 (4) 꼬리 안테나를 포함하는 안테나에 대한 불안정한 상태, 불안전한 장착, 부적절한 작동

(j) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 장착된 선택 장비품을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 선택장비 1

____합격____불합격 선택장비 2

____합격____불합격 선택장비 3

____합격____불합격 선택장비 4

(k) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 적절한“G”에서 작동되는 설치된 ELT를 제거하고 검사해야 한다.

발견된 비감항성 품목을 기록하고 설명하시오.

부록 X9. 정적 시험 프로토콜 날개 강도 시험

X9.1 요구되는 하중 시험 - 일련의 4개의 하중시험은 수행되어져야 한다. 이 시험이 수행되는데 순서가 요구되지는 않는다.

X9.1.1 양(+)의 제한 하중 시험 - 시험이 수행된 후에, 기체는 (하중시험의 배치로 인한 활대의 휘는) 영구적인 변형이 없음을 보증하기 위해서 검사되어야 한다.

X9.1.2 양(+)의 극한 하중 시험 - 세일을 포함한 기체 시험은 최소 3초 동안 시험 하중 상태를 견딜 수 있어야 한다.

X9.1.3 음(-) 제한 하중 시험 - 시험이 수행된 후에, 기체는 영구적인 변형이 없음을 보증하기 위해서 검사되어야 한다. (하중시험의 배치로 인한 활대의 휨은 영구적인 변형을 고려하지 않는다.)

X9.1.4 음(-) 극한 하중 시험 - 세일을 포함한 기체 시험은 최소 3초 동안 시험 하중 상태를 견딜 수 있어야 한다.

X9.2 적용되는 총 시험 하중의 계산

Test | 요구 하중배수 LF | 요구 안전배수 n | 설계 최대 트라이크 중량 | 적용되는 시험 하중 = LF×n×

(+) 제한 하중 | 4.0 | 1.0 | |

(+) 극한 하중 | 4.0 | 1.5 | |

(-) 제한 하중 | -2.0 | 1.0 | |

(-) 극한 하중 | -2.0 | 1.5 | |

X9.3 양(+)의 하중 - 스팬 방향에서의 하중 분포는 삼각 형상을 이용하는 날개의 중심으로부터 바깥쪽으로 계산되어야 한다.(그림 X9.1 참조)

X9.3.1 스팬방향 하중의 계산 - 요구조건을 충족시키기 위하여, 날개의 양 반쪽(스팬 너비)은 5개의 동일한 영역으로 나누어진다. 표 X9.1이 완성되어야 한다.

X9.3.2 하중은 시위선 방향으로 분포되며, T/4선에 최대 하중이 위치한다. 이것은 날개뿌리에서 +20° 받음각을 갖는 날개의 하중상태와 같다. 만약 하중상태의 날개가 트라이크 장착 브라켓에 매달려 시험되는 경우에는, 요구되는 각이 얻어질 때까지 시위 방향으로 하중이 조정되어야 한다.

X9.4 음(-)의 하중 - 스팬방향에서의 하중 분포는 시위선에 비례하여 계산되어져야 한다(그림 X9.2 참조).

X9.4.1 스팬방향 하중의 계산 - 요구조건을 충족시키기 위하여, 날개의 양 반쪽은 동일한 영역으로 나누어진다. 표 X9.2가 완성되어야 한다.

X9.4.2 하중은 시위선 방향으로 분포되며, T/4선에 최대 하중이 위치한다. 이것은 음(-)의 하중일 때 날개뿌리에서 -20° 받음각을 갖는 날개의 하중상태와 같다. 하중 분포 때문에, 날개 전방이 들리는 경향이 있을 것이다. 따라서 하중시험을 하는 동안 요구되는 각도로 날개뿌리(keel)를 고정하여야 한다.

그림 X9.1 양(+)의 하중 분포

그림 X9.1 양(+)의 하중 분포

적용시험하중/30 : _________/30 = ___________ = Xp

시험하중을 계산하여 제3열에 기록할 것.

무게 추의 수로 환산한다.(제4열) 25 kg (55.1 lb)의 시험 추가 요구되는 시험 추와 다르다면 보다 작은 10 kg (22 lb) 또는 5 kg (11 lb)의 보조추를 사용할 수 있다.(제5열에 기록) 날개의 한쪽 절반에 적용된 하중의 합이 적용시험하중의 절반과 같은지 확인할 것.

날개영역 (1) | 수식 (2) | 시험하중 (3) | 25 kg (55.1 lb) 무게 추 (4) | 보조추 중량 (5)

1 | 5 × Xp | | |

2 | 4 × Xp | | |

3 | 3 × Xp | | |

4 | 2 × Xp | | |

5 | 1 × Xp | | |

합 =_______= 적용시험하중의 절반

표 X9.1 양(+)의 하중시험

그림 X9.2 음(-)의 하중 분포

그림 X9.2 음(-)의 하중 분포

각 영역의 중앙에서 시위길이를 측정하고(그림 X9.2 참조) 제2열에 기록할 것.

날개의 한쪽 절반의 하중을 계산하라 = 적용시험하중의 절반 = =

시험하중을 계산하여 제3열에 기록할 것.

무게 추의 수로 환산한다.(제4열) 25 kg (55.1 lb)의 시험 추가 요구되는 시험 추와 다르다면 보다 작은 10 kg (22 lb) 또는 5 kg (11 lb)의 보조추를 사용할 수 있다.(제5열에 기록) 날개의 한쪽 절반에 적용된 하중의 합이 와 같은지 확인할 것.

날개영역 (1) | 시위 Ti (2) | 시험 하중 = (3) | 25 kg (55.1 lb) 무게 추 (4) | 보조추 중량 (5)

1 | | | |

2 | | | |

3 | | | |

4 | | | |

5 | | | |

모든 시위 길이를 합산하라. 시위(Ti)의 합 = | | 날개의 한쪽 절반의 총무게 | |

표 X9.2 음(-)의 하중시험

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